0 引言

操纵系统作为保障飞机正常飞行的重要一环，其技术方案随着理论研究和技术进步在不断革新。莱特兄弟成功放飞的“飞行者一号”采用机翼扭转来实现飞机的横向操纵，这种操纵方案随着副翼的发明逐步式微。目前主流固定翼飞机均采用副翼来实现横向操纵，但是对于新型操纵方案的探索一直没有停止，出现了射流控制、智能变形机翼等方案^[1-11]。随着智能材料的不断发展，智能变形机翼得到了研究人员的广泛重视。传统舵面操纵系统天然面临舵面间隙、翼型曲率突变以及气流分离等容易导致的升阻性能损失问题。而智能机翼可以通过智能材料实现机翼形状的平滑改变。这样的平滑变形可以在升阻性能损失较小的情况下改变气动力分布以实现对飞机的操纵^[12]。

美国的任务自适应机翼（mission adaptive wing）概念研究项目早在1981年就开始了对变形机翼的探索^[13]，其发起方包含了NASA、波音公司以及美国军方等多个单位。诺斯罗普·格鲁门公司则在美国国防高级研究计划局（Defense Advanced Research Projects Agency，简称DARPA）的支持下，于1995年开始提出并且研究智能机翼的概念。该项目分为两个阶段，第一阶段验证了形状记忆合金（shape memory alloys，简称SMA）驱动后缘操纵面进行光顺偏转的能力，并发现光顺变化的操纵面可以明显改善机翼压力分布; 第二阶段在机翼前后缘都加入了智能操纵面，并使用某型无人机的缩比模型进行了风洞试验，验证了智能机翼在实际飞行状态下的操纵效果。

后续的研究中，对于机翼翼型的变形通常有四种基本方案:变形前后缘、变形厚度、扭转变形、变形展弦长。

SADE智能前缘项目是空客主导的一个研究前缘变形的项目^[14]。项目目标是在降低结构的复杂性和重量的情况下实现媲美传统增升装置的前缘变形增升装置。地面和风洞试验表明该装置具有足够的形状保持能力和变形控制能力，实现了较好的气动效果。文献^[2]研究了通过柔性肋驱动的变形后缘机翼，并且实现了由两个驱动器控制五个柔性肋的结构设计，显著降低了重量。国内的张音旋、陈亮等研究人员也对变形后缘做了很多探索^[12]，成功设计了一种柔性蜂窝以及弹性胶膜组成的机翼结构，该结构具有良好的变形能力以及一定的承载能力。文献^[15]研究了一种可变厚度和弧度的智能机翼，其结构由柔性蒙皮和形状记忆合金（SMA）作动系统构成，在MATLAB/Simulink环境中对结构进行了建模，实现了对于SMA非线性行为的良好控制。Roelof^[6]等人通过引入机翼蒙皮的翘曲变形实现了机翼的扭转，并且研究了扭转变形机翼用来控制飞机滚转运动的效果，研究表明通过扭转变形控制滚转能够提升升阻性能。扭转变形翼段这一概念由Rodrigue等人^[5]提出，主要特征是机翼外段和翼根段之间有一驱动段，该驱动段的扭转可以控制外段攻角的变化。为了实现驱动段的作动，他们尝试使用嵌入多根SMA导线驱动，而蒙皮则由聚二甲基硅氧烷（PDMS）和聚乳酸（PLA）制成的特殊软质复合结构构成。数字变形机翼的概念由Jenett等人^[7]提出，主要特点是使用了简单结构的重复搭建构成了能够灵活变形并且能够保证翼型精度的机翼。文中通过建模仿真和试验展示了机翼的机械设计和结构性能。同时在风洞中对该机翼进行了测试，表明该结构与传统的刚性副翼系统相比，能够提高滚转效率。美国弗吉尼亚理工大学设计的微型飞行器应用了压电纤维复合材料驱动器控制机翼翼尖扭转成功实现了扭转机翼飞行器的平稳飞行^[16]。堪萨斯大学也同样采用压电驱动器控制翼尖变形的方法成功实现了对微型飞行器滚转飞行的高效控制^[17]。除了在微型飞行器中取得了进展，Kota等^[18]与NASA还共同完成了在湾流G3型公务机上改装可变弦向弯曲度机翼的飞行试验。

目前智能机翼的理论研究和许多技术方案已经达到较高的成熟度^[10]，距离实现工程应用已经十分接近，未来智能机翼将成为飞机设计的重大趋势。因此加强对于此类智能变形机翼的操控和气动特性的研究尤为重要。

文献^[5]和文献^[7]为扭转控制机翼提出了可行的结构设计方案，为扭转式智能机翼的工程应用打下了基础。但是几乎所有文献对于扭转机翼的操控和气动性能仅进行了定性对比分析，没有扭转机翼和副翼操纵方案的量化对比和流动机理分析，对于此类方案的设计难以起到精准的指导作用。

本文通过数值模拟的方法对扭转变形机翼和传统副翼的气动性能进行研究，分析两者在升阻性能、操纵力矩、压力分布等方面的差异和特征规律，得到了扭转变形机翼相对副翼舵面的作用效果和优势特点，为今后此类智能机翼的设计以及控制率设计提供一定的参考。

1 研究方法

1.1 研究对象定义

为了研究扭转机翼和副翼的气动效果，首先需要对两者在同尺寸机翼上进行定义。根据文献^[5]和文献^[7]所做研究，综合考虑气动和结构两个方面，本文提出一种在工程实现上有较大潜力的扭转机翼方式:翼根处固定，在70%展长处设置控制点，由翼根至控制点处连续扭转变化，而控制点至翼梢处机翼无扭转，其迎角与70%展长处机翼剖面的迎角一致，计算偏转角度时以控制点处的迎角为准，左右扭转角度大小相等方向相反。用于对比的副翼式机翼其副翼尺寸取40%展长和25%弦长，副翼位置设置于机翼外侧，偏转时左右偏转角度大小相等方向相反。扭转式机翼和副翼式机翼为大小一致的矩形翼，展长2 m，弦长0.4 m，翼型为NA63A613。二者模型如图1所示。本文研究重点为扭转式机翼与副翼式机翼的横滚操作性能，因此对于两种机翼不作详细结构设计。通过参考文献^[5]、文献^[7]和文献^[19]的论述可以对副翼机翼与扭转式机翼的结构重量进行大致评估:如副翼与扭转机翼均使用传统伺服驱动器进行驱动，则静态刚度强度相近情况下扭转机翼结构重量可能略高于副翼机翼结构，但总体处于同一水平; 如扭转式机翼采用SMA等智能材料驱动方式，则可以实现比副翼式机翼结构重量更轻的设计。

为了便于气动计算分析，还做了如下假设:

1）忽略副翼前缘缝隙对气流的影响，将副翼当做连续翼面对待;

2）将机翼作为刚体，不考虑副翼反效和机翼扭转扩大等气动弹性问题。

两种机翼定义好后，将副翼偏转角度和机翼扭转角度作为变量，模拟不同情况下两种机翼的气动性能，具体模拟的角度值如表1所示。

1.2 数值方法和网格模型验证

为了高效准确地分析两种翼型的气动性能差异，本文选择使用数值模拟的方法进行仿真分析。控制方程选择的是在计算精度与资源经济性都较好的雷诺平均方程。求解软件使用Fluent商业软件，湍流模型选用k-ω SST湍流模型。为了验证该方法对于机翼扭转气动性能计算的准确性，首先使用该方法对文献^[5]的实验进行了模拟仿真。其结果与文献中实验结果对比如图2所示，从图中可以看出升阻力系数均与实验结果吻合较好，仿真结果可信。

通过前文定义建模得到三维模型后将模型导入Fluent中进行仿真分析。计算采用非结构化网格，并在机翼周围区域作网格加密处理，边界层第一层网格y⁺≈1，网格结构如图3所示。入口边界条件为速度入口，速度大小为30 m/s，出口为压力出口，物体表面为无滑移壁面。对于扭转机翼扭转角为5°，攻角为0°的算例进行了网格无关性验证，采用300万、400万、500万、600万网格分别进行分析，其结果如表2所示。由表中数据可以发现，400万网格数据与500万、600万网格数据相差不到1%。综合考虑计算精度与经济性，选取400万网格量为后续计算网格。

2 结果分析与讨论

通过仿真计算获得扭转机翼与副翼机翼操纵相近的操纵曲线，同时分析具有相同操纵力矩时副翼系统与机翼扭转系统所需操纵角度以及升阻特性。表3和图4是在副翼偏转时机翼的气动性能; 表4和图5表示柔性机翼扭转时的气动性能。可以发现，当偏转角度增加时无论是副翼还是机翼扭转均导致阻力系数增加。而升力系数却有不同变化，副翼偏转导致升力系数逐步下降，机翼扭转时升力系数略有上升。无论是副翼还是机翼扭转均导致升阻比的下降。

图6表示副翼偏转角度或机翼扭转角度与横滚力矩系数的关系。可以看出，随着相应角度的增大，横滚力矩均不断增大，但在相近横滚力矩变化范围内，扭转机翼的横滚力矩随扭转角度变化呈线性趋势，副翼机翼的横滚力矩在大偏转角度时开始表现出非线性变化。因此使用机翼扭转方案更利于飞行控制率的设计。通过对比发现，在本文定义的副翼布局和扭转方式情况下，要达到相同的横向操纵效果，机翼扭转角度仅为副翼偏转角度的30%~50%。

图7和图8表示两种操纵方案下机翼升阻比与横滚力矩系数的对应关系，图7为机翼0°攻角数据，图8为机翼4°攻角数据。从图中可以观察到，在具有相近的操纵舵效时，机翼扭转方案升阻比比副翼方案提升约10%~20%，在大偏转角度下甚至提升约一倍。在需要大操纵力矩时，副翼升阻比快速下降，其操纵效果和升阻性能难以同时兼顾。扭转操纵方案的升阻比随着操纵力矩增大而线性减小，并且下降斜率小于副翼方案。

图9显示了一组操控力相近的副翼机翼（a图）和扭转机翼（b图）的压力分布云图。图10是机翼攻角为4°，副翼偏转30°时副翼所在截面的流线图; 图11是机翼攻角为4°，机翼扭转10°时机翼扭转方向不同的两边截面的流线图。

压力云图显示，当副翼偏转时，压力分布不是连续变化的，舵面和机翼后缘处的气动载荷突然发生变化，说明机翼表面的气流在此处受到阻滞。而机翼扭转变形是连续的，因此机翼表面的气流和压力分布也是连续的，说明流场的质量更高。由流线图也能发现，副翼偏转角度较大时机翼后缘弯度增大，气流发生分离，导致升力下降而阻力明显增加，而机翼扭转时气流保持了附着。应用机翼扭转方法时因机翼扭转是连续变化，对气流扰动较少，机翼扭转时迎角变化而弯度没有变化，并且所需扭转角度仅为副翼偏转角度的30%~50%左右，不易产生失速，因此阻力增加较小而升力保持。所以显示机翼扭转操纵方案升阻比较高，在需要横向大角度机动时优势尤为明显。

3 结论

本文参考智能变形机翼文献定义了一种扭转式机翼，同时按照经典构型定义了对照的副翼式机翼，采用Fluent仿真软件对扭转式机翼和副翼式机翼进行了仿真研究，分析两者在升阻性能、操纵力矩、压力分布等方面的差异和特征规律，得到了扭转变形机翼相对副翼舵面的作用效果和优势特点。主要结论为:

1）达到相同的横滚力矩系数情况下，扭转式机翼所需扭转角度为副翼式机翼偏转角度的30%~50%左右;

2）所需横滚力矩较小时，相同横滚力矩系数下，扭转式机翼升阻性能比副翼式机翼提升约10%~20%; 随着横滚力矩的增加，扭转式机翼的升阻性能最大可达副翼式机翼的两倍;

3）扭转式机翼的升阻性能优势来源于其变形的连续性以及所需扭转角度较小，易于保持流场的附着和稳定。

参考文献