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1、航空學(xué)報(bào)Oct．2520”V01．32No．101796-1805ActaAeronauticaetAstronauticaSinicaISSN1000·6893CN11·1929／Vhttp：／／hkxb．buaa．edu．C11hkxb@buaa．edu，cn文章編號(hào)：1000—6893(2011)10—1796—10用于變體翼梢小翼的伸縮柵格研究李偉1，熊克1’*，陳宏2，王幫峰1，顧蘊(yùn)松31．南京航空航天大學(xué)機(jī)械結(jié)構(gòu)強(qiáng)度與振動(dòng)國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，江蘇南京2100162．中國(guó)商飛上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院結(jié)構(gòu)部，上海2002323．南京航空航天大學(xué)空氣動(dòng)力學(xué)系，江蘇南京
2、210016摘要：翼梢小翼能抑制翼尖渦流形成、降低機(jī)翼的誘導(dǎo)阻力，翼梢小翼的高度是對(duì)減阻效果影響較大的參數(shù)之一。傳統(tǒng)翼梢小翼僅針對(duì)巡航狀態(tài)設(shè)計(jì)，而在起降、爬升等非設(shè)計(jì)狀態(tài)減阻效果不佳。變體翼梢小翼能根據(jù)飛行狀態(tài)主動(dòng)改變幾何外形和尺寸，實(shí)時(shí)優(yōu)化減阻效果。為了實(shí)現(xiàn)變形，設(shè)計(jì)了一種用于變體翼梢小翼的伸縮柵格，通過步進(jìn)電機(jī)驅(qū)動(dòng)，可使翼梢小翼的高度主動(dòng)變化。采用機(jī)械系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)自動(dòng)分析軟件(ADAMS)研究了伸縮柵格的動(dòng)力學(xué)特性。仿真結(jié)果表明：伸縮柵格在970．9N·mm的電機(jī)轉(zhuǎn)矩作用下，高度變化率可達(dá)13．9％，伸縮周期小于4．4s；模型試驗(yàn)驗(yàn)證了該結(jié)果。以飛機(jī)起飛階段的流
3、場(chǎng)特性(馬赫數(shù)Ma=0．1，迎角a=6。)為例，采用計(jì)算流體力學(xué)(CFD)與風(fēng)洞試驗(yàn)相結(jié)合的方法，分析了變體翼梢小翼高度的變化對(duì)機(jī)翼翼尖尾渦流動(dòng)結(jié)構(gòu)和升阻特性的影響，結(jié)果表明：增大翼梢小翼的高度可顯著降低翼尖尾渦強(qiáng)度，最大降幅約為47．7％；并可將機(jī)翼的升力系數(shù)提高3．5％，阻力系數(shù)降低4．8％。因此，采用伸縮柵格的變體翼梢小翼具有改善飛機(jī)起飛性能的潛力。關(guān)鍵詞：變體翼梢小翼；伸縮柵格；小翼的高度；計(jì)算流體力學(xué)；風(fēng)洞試驗(yàn)；增升；減阻中圖分類號(hào)：V224+．3；V211．3文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A20世紀(jì)70年代，美國(guó)國(guó)家航空航天局(NASA)蘭利研究中心的Whitcomb發(fā)
4、明了翼梢小翼，用于降低機(jī)翼的誘導(dǎo)阻力并減弱大型飛機(jī)的尾跡[1]。研究表明，誘導(dǎo)阻力在巡航階段約占飛機(jī)總阻力的40％，而在起降和爬升階段約占總阻力的50％～70％[2]。傳統(tǒng)翼梢小翼僅針對(duì)巡航狀態(tài)設(shè)計(jì)，而在起降、爬升階段減阻效果不佳。變體翼梢小翼能彌補(bǔ)傳統(tǒng)翼梢小翼在非設(shè)計(jì)狀態(tài)性能較低的不足，它能根據(jù)飛機(jī)的飛行狀態(tài)主動(dòng)改變幾何外形和尺寸，不僅能提高飛機(jī)巡航階段的氣動(dòng)效率，還能有效改善飛機(jī)在起降、爬升階段的低空低速性能[3]。據(jù)統(tǒng)計(jì)，67％的空難事故發(fā)生在起飛著陸階段[4]，因此變體翼梢小翼具有提高飛行安全的潛力。此外，變體翼梢小翼還能使飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)以較小推力實(shí)現(xiàn)快速爬升
5、，從而降低燃油消耗和發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲，延長(zhǎng)發(fā)動(dòng)機(jī)使用壽命等‘51。國(guó)外已對(duì)變體翼梢小翼的相關(guān)技術(shù)展開了研究。英國(guó)Bristol大學(xué)采用伺服電機(jī)改變翼梢小翼的傾斜角，分析了可變傾斜角的小翼對(duì)飛機(jī)性能的影響[3’5。9]，結(jié)果表明：差動(dòng)式改變小翼的傾斜角能產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)和偏航力矩；在起飛時(shí)能增加機(jī)翼升力；建立了可變傾斜角小翼的數(shù)值模型，研究其力學(xué)特性和氣彈特性；制作了用于可變傾斜角翼收稿日期：2011-01-14；退修日期：2011．03—24；錄用日期：2011-05-10；網(wǎng)絡(luò)出版時(shí)間：2011．05-2617：53網(wǎng)絡(luò)出版地址：WWWcnki．net／kcms／detail
6、／11．1929．V，20110526．1753．016．htmlDOI：CNKI：11-1929／V，20110526．1753．016基金項(xiàng)目：圈家自然科學(xué)基金(90605003)*通訊作者．Tel．：025-84891502E．mail；kxiong@nuaa．edu．cn戮用格武I孛偉。熊克，陳宏．等i罱干變體翼鵝小翼酌伸縮拇榕研究CJ]．航空學(xué)報(bào)．201I，32t10)：1796-1805，LiWei，XiongKe．ChertHong·etal．Researchofretractablegridappliedtomorphingwinglet￡∞．Ac
7、taAeronauticaetAstronauticaSinica．20¨．32‘10)：1796-1805．李偉等：用于變體翼梢小翼的伸縮柵格研究梢小翼的波紋蒙皮。巴西圣保羅大學(xué)通過圓柱套筒機(jī)構(gòu)改變小翼的傾斜角，分析了變體小翼對(duì)減阻效果的影響[1州。美國(guó)Georgia理工學(xué)院研究了變體翼梢小翼對(duì)無人機(jī)性能的影響¨1。。波音公司采用形狀記憶合金(SMA)變彎度板與SMA扭力管改變翼梢小翼的傾斜角與扭轉(zhuǎn)角，并已獲得專利Ll引。目前，變體翼梢小翼在國(guó)內(nèi)還未受到足夠重視，相關(guān)研究還未見報(bào)道。本文研究了一種用于變體翼梢小翼的伸縮柵格，論述了其工作原理與設(shè)計(jì)方法，并初步分析
8、了變體翼梢
