变形机翼前缘柔性蒙皮优化设计与分析

0 前言

随着全球民用航空工业的蓬勃发展，乘坐飞机出行的乘客数量快速增加，导致民用航空对环境的挑战日益增大。为解决该问题，大部分国家及地区对民用飞机的耗油量及噪声等都提出了更高的标准[1-2]，设计新一代飞机机翼结构成为满足该要求最有效的手段之一。可变形的机翼前后缘结构能够根据飞机的飞行任务(巡航、起飞和降落等)和外界条件(马赫数和高度等)的不同改变气动外形，实现气动外形实时优化，提高飞机的气动效率，降低燃油消耗率。无缝光滑的气动表面能够降低由于结构尖锐部分和空气摩擦产生的噪声，提高民用飞机的舒适性。此外，高质量的气动表面能够推迟气动的分离，有利于层流飞行。因此，连续无缝的变形机翼前后缘结构是未来民机发展的重要趋势[3-4]。

实际上，变弯度机翼并不是一种全新的概念，1973年莱特兄弟驾驶的有动力固定翼飞机就应用了无缝光滑的变弯度后缘结构。该飞机后缘采用一体化的帆布蒙皮，通过对后缘的拉和推实现了蒙皮的翘曲变形，进而实现对飞机的飞行控制。随着飞机飞行速度和服役环境复杂度的提高，这种直接拉动蒙皮变形的驱动方案无法在金属蒙皮飞机中实现。因此，现代飞机都采用了固定外形的结构方案，它们只能通过前缘和后缘的刚性偏转来实现起飞和降落的控制，并不能实现翼型的实时最优。

随着结构设计方法、材料和控制等技术的成熟，使变弯度机翼的实现成为了可能，越来越多的高校和研究机构再一次关注该领域，并尝试了多种变弯度机翼的结构方案。他们根本的目的在于解决变弯度机翼高承载和可变形的矛盾，实现变弯度机翼前缘无缝光滑的连续变形。1985～1988年，美国空军和NASA联合开展了F-111任务自适应机翼(MAW)的设计与验证技术研究，实现了变弯度机翼的飞行测试，验证了可变形机翼的气动优势。但结构重量的急剧增加限制了该结构方案的应用。1994～2007年，美国国防科技创新计划局(DARPA)发起了智能机翼(Smart Wing)、变形飞机结构(MAS)等项目，开发了变弯度机翼样机，并进行了风洞试验。目前，较为成熟的方案是德国宇航院(DLR)在SARISTU项目中开发的基于连杆机构的自适应前缘下垂(EADN)装置[5-8]和美国Flexsys公司设计的基于柔性结构的自适应柔性后缘(ACTE)[9]。2015年，DLR完成了EADN的地面试验验证，并评估了其综合效益及安全性，效果良好。2017年，Flexsys进行了ACTE Ⅱ的飞行测试，并实现了空中连续的弯度偏转。总体来看，变弯度机翼的实现方案主要分为两类：刚性机构与柔性结构组合方案和全柔性结构方案。基于柔性结构的变弯度机翼方案难以满足大型飞机驱动力要求和气动弹性等要求，成熟度较低。而基于传统刚性机构与柔性结构的组合方案能够较好地解决该问题，易于满足大型飞机的应用要求，是目前较容易满足适航要求的方案。

本文以CAE-AVM远程公务机为应用对象，提出了一种无缝光滑的变弯度前缘结构方案及柔性蒙皮优化设计方法，并提出了一种改进的变形控制问题目标函数描述方法。该方法中柔性蒙皮采用了极限应变较大的玻璃纤维增强复合材料。

1 结构方案

机翼前缘在巡航、起飞和降落等状态下都需要承受较大的气动载荷，因此变弯度机翼前缘在展向应具有较大的承载能力，必须有类似于竹帘式的结构对蒙皮进行展向加强，且外部气动载荷需要可靠地传递至主翼盒结构。同时，为了实现弦向变弯度，蒙皮还应该满足弦向的大变形要求。因此，为达到上述要求，本文提出了一种基于连杆机构的变弯度机翼前缘结构方案。该方案主要由复合材料柔性蒙皮、连接长桁、驱动机构、驱动器等组成(图1)。

图1 基于连杆机构的变弯度机翼前缘结构方案

为实现前缘蒙皮精确变形控制，设计过程中需要解决四大问题：外部柔性蒙皮刚度分布的优化设计；内部驱动机构拓扑的优化设计；变弯度前缘协同控制系统设计；变厚度复合材料蒙皮的加工。

首先，与样条曲线的生成原理类似，柔性蒙皮的目标外形本质上是通过4个控制点进行全局控制，而局部精确外形控制需要通过调节蒙皮刚度的分布来实现，初始的外形则通过复合材料成型时的模具保证。因此在外部柔性蒙皮设计过程中，重点需要解决长桁位置和蒙皮刚度分布的优化设计问题。其次，当长桁位置和蒙皮刚度确定时，蒙皮的实际轮廓由长桁连接铰点的空间轨迹决定。因此为了实现长桁连接铰点的轨迹控制，需要对内部驱动机构的拓扑进行优化设计。再次，对于真实的三维变弯度机翼前缘结构设计时，还需考虑多个驱动翼肋的协同控制问题。最后，变厚度复合材料的蒙皮制造也是此类变弯度前缘结构实现的一大挑战。

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