充氣式機(jī)翼無人機(jī)的發(fā)展

充氣式機(jī)翼無人機(jī)的發(fā)展

氣機(jī)翼飛機(jī)近年來，這種具有體積小、重量輕、可折疊性好、運(yùn)營(yíng)方便等優(yōu)點(diǎn)的壓縮結(jié)構(gòu)飛機(jī)被重視。目前,已經(jīng)出現(xiàn)了充氣滑翔機(jī)、充氣無人偵察機(jī)、后緣充氣增升機(jī)等新式結(jié)構(gòu)的飛機(jī)。其中較為典型的是NASA的I-2000充氣機(jī)翼飛機(jī),該飛機(jī)在2001年進(jìn)行了投放試飛。充氣飛機(jī)可用作單兵偵察系統(tǒng)(如榴彈發(fā)射的無人偵察機(jī))、用運(yùn)輸機(jī)大量投放的偵察機(jī)(它的一個(gè)很大的優(yōu)勢(shì)就是全機(jī)大量采用復(fù)合材料,雷達(dá)反射信號(hào)微弱,不易被敵方雷達(dá)發(fā)現(xiàn),具有很好的雷達(dá)隱身能力)等。充氣飛機(jī)是一種極具特點(diǎn),用途廣泛的新型飛行器,對(duì)充氣飛機(jī)進(jìn)行相關(guān)的研究與探索具有一定的意義。從2004年底,課題組在西北工業(yè)大學(xué)創(chuàng)新基金的資助下,開展了相關(guān)的探索研究。本文研究的重點(diǎn)是充氣機(jī)翼的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、加工方法及充氣機(jī)翼的相關(guān)性能實(shí)驗(yàn)。通過第一階段對(duì)充氣機(jī)翼的研究,將充氣機(jī)翼應(yīng)用到一架航模飛機(jī)上,最終通過試飛對(duì)充氣機(jī)翼的可行性進(jìn)行了驗(yàn)證。1動(dòng)力翼結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)1.1管式透氣性機(jī)翼機(jī)翼設(shè)計(jì)中的兩個(gè)基本要求是保持翼型和承受一定的載荷。充氣機(jī)翼的強(qiáng)度和剛度由所使用材料的類型、機(jī)翼的橫截面設(shè)計(jì)和內(nèi)部充氣壓力決定。在保證足夠的強(qiáng)度和剛度的條件下,希望盡可能低地降低充氣壓力,以減小機(jī)翼破損的風(fēng)險(xiǎn),降低充氣系統(tǒng)和結(jié)構(gòu)的重量及氣體的泄漏速率。充氣機(jī)翼設(shè)計(jì)方案可分為兩類:一類是多氣梁整體式充氣機(jī)翼(見圖1);另一類是多管式充氣機(jī)翼(見圖2)。整體式就是通過在兩層氣囊蒙皮之間通過拉條的約束來控制翼型,優(yōu)勢(shì)是整體性好,承載能力強(qiáng)。多管式就是通過不同直徑的軟管的排列使之與翼型線相切,并蒙上外蒙皮,優(yōu)勢(shì)是抗損毀能力強(qiáng)。多氣梁整體式充氣機(jī)翼的特點(diǎn)是在各個(gè)拉條的牽拉作用下約束成翼型,由于在翼梢處留有通氣通道,各個(gè)氣囊相互連通,所以整個(gè)機(jī)翼承力均勻,對(duì)于防止風(fēng)壓變形有著相對(duì)較好的作用,同時(shí)在抗彎扭方面與剛性機(jī)翼原理相似。由于是整體式的,不足之處在于一旦某一點(diǎn)出現(xiàn)破損,整個(gè)機(jī)翼將不能正常使用;另外,整體機(jī)翼的蒙皮在承受一定彎矩時(shí)候容易出現(xiàn)蒙皮失穩(wěn)問題。多管式充氣機(jī)翼的特點(diǎn)是采用不同半徑的圓筒,利用充氣圓筒作為承載元件,各個(gè)圓筒緊密排布的同時(shí)與選取的翼型相切,達(dá)到形成翼型與保持機(jī)翼剛度的作用。充氣方式為各圓筒獨(dú)立充氣方式,外蒙皮起到了保持翼面的作用。該方案的主要優(yōu)勢(shì)在于各圓筒獨(dú)立充氣,故有著很好的抗損毀能力。但在承彎扭與抗風(fēng)壓變形方面不如多氣梁整體式機(jī)翼。由于材料、加工工藝設(shè)備等綜合因素的局限,最終選取了多氣梁整體式機(jī)翼作為現(xiàn)階段的方案。在今后可以根據(jù)不同的任務(wù)需求采用不同的設(shè)計(jì)方案,也可以采用混合方式。1.2拉條的分布對(duì)翼型的控制多氣梁整體式機(jī)翼成型的主要原理是在各個(gè)拉條的牽拉作用下約束成翼型。這里使用的是圖形法(見圖3),它的核心是氣泡原理(兩氣泡自然相接,相交弦線與連心線垂直)。通過該原理可知,任何一個(gè)無約束的充氣結(jié)構(gòu)在完全充氣條件下必然成為一個(gè)球形,選取它的剖面做分析(也就是一個(gè)圓),如果在圓的內(nèi)部布置一定數(shù)目的拉條它必然要改變形狀。通過不同的位置布置不同長(zhǎng)度的拉條可以使圓在拉條的牽拉作用下形成一個(gè)翼型,而兩根拉條則是確定氣囊空間相交圓的公共弦線。由于前、后緣只有一根拉條約束,故對(duì)于前緣的處理就把拉條的高度定為翼型的前緣半徑的兩倍,位置在前緣的圓心處,這樣充氣后的前緣就是一個(gè)半圓弧。對(duì)于后緣,可以把整體蒙皮的縫合處放在后緣。通過適當(dāng)?shù)奶幚硎购缶壋錃夂蟮慕孛鏋閹A弧的三角形,見圖3(a)。由此可以看出,拉條的分布直接影響翼型模擬,所以拉條是控制充氣機(jī)翼翼型的關(guān)鍵。用以下方法對(duì)翼型進(jìn)行了精確模擬,可使得到的充氣后翼型能夠和所需翼型基本吻合:(1)根據(jù)已知翼型數(shù)據(jù),以第一條拉條為起點(diǎn),建立直角坐標(biāo)系,見圖3(b)。(2)由已知翼型數(shù)據(jù)分別在坐標(biāo)系中可得出每一點(diǎn)的坐標(biāo)值(x,y)。(3)以1mm為量級(jí)分別作出翼型曲線上每一點(diǎn)的切線的垂線(x的范圍要小于翼型最大厚度值)。(4)將垂線與x軸的交點(diǎn)(x1,0)之間的距離與交點(diǎn)(x1,0)和拉條與曲線交點(diǎn)(x0,y0)之間的距離進(jìn)行比較,如果長(zhǎng)度相等則選擇交點(diǎn)(x1,0)為圓心,距離r為半徑畫圓。(5)為了保證機(jī)翼的縱向強(qiáng)度,第二條拉條長(zhǎng)度應(yīng)選擇在圓的直徑的85%左右。由此可以定出第二條拉條位置,其他拉條依此類推。2氣翼加工材料:覆膠纖維涂層材料;工藝:熱合。2.1長(zhǎng)為每一分段圓弧長(zhǎng)度的根據(jù)以上介紹的翼型控制方法可以得到:實(shí)際翼型周長(zhǎng)應(yīng)為每一分段圓弧長(zhǎng)度的和(見圖3(b))。因此可根據(jù)已經(jīng)得到的數(shù)據(jù)進(jìn)行計(jì)算,定出所需的覆膠纖維涂層材料的長(zhǎng)度,寬度可根據(jù)機(jī)翼翼展長(zhǎng)度定出。2.2界點(diǎn)點(diǎn)根據(jù)已得到的數(shù)據(jù),以每段圓弧結(jié)束點(diǎn)為分界點(diǎn)畫線,長(zhǎng)度為翼展減去通氣口半徑長(zhǎng)(見圖4)。注意通氣口應(yīng)根據(jù)最窄拉條寬度來定,否則會(huì)出現(xiàn)機(jī)翼兩端鼓包現(xiàn)象(見圖5)。2.3補(bǔ)氣口粘土首先應(yīng)選用充氣單向型的氣嘴,然后將其粘和在中心位置,以保證機(jī)翼的重量平衡。2.4熱合機(jī)的熱粘合在畫好線的位置依次按順序?qū)⒗瓧l與材料使用650-2型熱合機(jī)進(jìn)行熱粘合,加熱時(shí)間為1.6~1.8s,保溫時(shí)間為7~10s(注意加工時(shí)需要施加一定的壓力,否則粘合強(qiáng)度會(huì)降低)。最后再使用熱合機(jī)對(duì)機(jī)翼進(jìn)行封邊處理。3氣沖機(jī)測(cè)試制作了一個(gè)實(shí)驗(yàn)機(jī)翼,其翼型為NACA0015,機(jī)翼長(zhǎng)寬比例為120×262mm。3.1機(jī)翼內(nèi)壓不同時(shí)點(diǎn)為檢驗(yàn)充氣機(jī)翼持續(xù)正常工作的能力,在進(jìn)行飛行試驗(yàn)之前進(jìn)行了氣密性試驗(yàn),要求機(jī)翼內(nèi)壓在300s內(nèi)不低于840mmHg。制作的機(jī)翼在氣密性方面表現(xiàn)良好,在5~6min后機(jī)翼仍能保持一定內(nèi)壓,可以滿足飛行試驗(yàn)所需時(shí)間的要求。3.2機(jī)翼承力試驗(yàn)機(jī)翼充氣后,弦長(zhǎng)為262mm,所以機(jī)翼的承力面積為0.3144m2。所選用實(shí)驗(yàn)飛機(jī)加滿油后的整機(jī)重量約為2.4kg,所以機(jī)翼的翼載為7.6kg/m2,約在100Pa的量級(jí)。為了驗(yàn)證充氣機(jī)翼承受均布載荷,即真正的飛行承力能力,這里進(jìn)行了機(jī)翼分布載荷承力試驗(yàn)。將機(jī)翼翼尖固定,然后在機(jī)翼上施加分布載荷,直到機(jī)翼出現(xiàn)皺紋,即得到機(jī)翼的承載能力(見圖6)。從試驗(yàn)了解到,充氣機(jī)翼的最大載荷和內(nèi)部氣壓大小基本呈線性關(guān)系。通過試驗(yàn)發(fā)現(xiàn),當(dāng)充氣壓力為920mmHg時(shí),機(jī)翼就能承受2.4kg的均布載荷,而機(jī)翼的實(shí)用充氣壓力可達(dá)1020mmHg,由此可看出,機(jī)翼具有足夠的承載能力,可以保證飛行安全。3.3翼尖偏折位移測(cè)量在飛行試驗(yàn)準(zhǔn)備階段,為研究充氣機(jī)翼的結(jié)構(gòu)特性,進(jìn)行了一系列靜態(tài)加載試驗(yàn)。機(jī)翼展長(zhǎng)為140cm,居中安裝在一個(gè)寬度為20cm的剛性簡(jiǎn)易試驗(yàn)臺(tái)上(見圖7),機(jī)翼的充氣壓力由氣筒周期性補(bǔ)充,充氣壓力由水銀氣壓計(jì)測(cè)量確定。利用盒形測(cè)力計(jì)在翼尖垂直對(duì)稱加載,并由盒形測(cè)力計(jì)的讀數(shù)得出加載值,測(cè)量出翼尖偏折位移。通過實(shí)驗(yàn)發(fā)現(xiàn),從零載荷、零偏折量起,在曲線的第一部分,隨著載荷的線性增加,翼尖的偏折量也幾乎是線性增加。當(dāng)達(dá)到峰值后,翼尖的偏折量不再隨載荷增大而增加,這時(shí)所取得的載荷即為最大翼尖載荷(如圖8)。觀察實(shí)驗(yàn)發(fā)現(xiàn),最大翼尖載荷伴隨著翼根深度褶皺的出現(xiàn),也就是說此時(shí)機(jī)翼會(huì)出現(xiàn)折斷的危險(xiǎn)。由實(shí)驗(yàn)可知,機(jī)翼如果用來進(jìn)行整機(jī)飛行,結(jié)構(gòu)強(qiáng)度是可以滿足要求的。4載荷作用下的飛行過程首先選取一架小型模型飛機(jī)進(jìn)行改造,將原有的木制機(jī)翼拆除,替換上充氣機(jī)翼,然后利用固定支架將其固定。飛機(jī)的具體參數(shù)為:機(jī)身全長(zhǎng)100cm;翼展120cm;翼型NACA0015;發(fā)動(dòng)機(jī)為RSP250型旋槳發(fā)動(dòng)機(jī)。飛行前進(jìn)行了簡(jiǎn)易的地面機(jī)翼強(qiáng)度實(shí)驗(yàn),將機(jī)翼壓力充至920mmHg,將雙手置于機(jī)翼的1/3展長(zhǎng)處,托起飛機(jī),此時(shí)機(jī)翼能夠正常承載,未發(fā)生任何變形(見圖9)。2006年5月13日進(jìn)行了首次試飛,起飛成功。但由于缺少副翼,飛機(jī)機(jī)動(dòng)性能相對(duì)較差,試飛當(dāng)天風(fēng)力很大,飛機(jī)調(diào)整比較困難,所以沒有進(jìn)行長(zhǎng)時(shí)間的飛行。從試驗(yàn)中看出,當(dāng)機(jī)翼中壓力遠(yuǎn)大于外界壓力總和時(shí)(包括風(fēng)壓、轉(zhuǎn)向帶來的單側(cè)壓力等),外界影響可以忽略不計(jì)。但隨著機(jī)翼內(nèi)部壓力的下降,風(fēng)壓將會(huì)給機(jī)翼帶來一定的扭轉(zhuǎn),其扭轉(zhuǎn)性質(zhì)與前面所做的翼尖受集中力實(shí)驗(yàn)相似。2006年5月16日,試飛選擇在一個(gè)風(fēng)力較小的時(shí)間段進(jìn)行。在進(jìn)行了一次性充氣后,完成了遙控起飛、爬高、盤旋、降落飛行過程,飛行時(shí)間6min。緊接著在無補(bǔ)氣情況下(飛機(jī)機(jī)翼強(qiáng)度下降),再次完成起飛、爬高、盤旋、降落的飛行過程。圖10和圖11為飛機(jī)折疊和起飛過程。5試驗(yàn)結(jié)果與分析通過對(duì)本課題的研究可以得到以下結(jié)論:(1)在給定機(jī)翼參數(shù)的條件下,可以通過細(xì)致的設(shè)計(jì),