充气式机翼无人机的发展

充气式机翼无人机的发展

气机翼飞机近年来，这种具有体积小、重量轻、可折叠性好、运营方便等优点的压缩结构飞机被重视。目前,已经出现了充气滑翔机、充气无人侦察机、后缘充气增升机等新式结构的飞机。其中较为典型的是NASA的I-2000充气机翼飞机,该飞机在2001年进行了投放试飞。充气飞机可用作单兵侦察系统(如榴弹发射的无人侦察机)、用运输机大量投放的侦察机(它的一个很大的优势就是全机大量采用复合材料,雷达反射信号微弱,不易被敌方雷达发现,具有很好的雷达隐身能力)等。充气飞机是一种极具特点,用途广泛的新型飞行器,对充气飞机进行相关的研究与探索具有一定的意义。从2004年底,课题组在西北工业大学创新基金的资助下,开展了相关的探索研究。本文研究的重点是充气机翼的结构设计、加工方法及充气机翼的相关性能实验。通过第一阶段对充气机翼的研究,将充气机翼应用到一架航模飞机上,最终通过试飞对充气机翼的可行性进行了验证。1动力翼结构的设计1.1管式透气性机翼机翼设计中的两个基本要求是保持翼型和承受一定的载荷。充气机翼的强度和刚度由所使用材料的类型、机翼的横截面设计和内部充气压力决定。在保证足够的强度和刚度的条件下,希望尽可能低地降低充气压力,以减小机翼破损的风险,降低充气系统和结构的重量及气体的泄漏速率。充气机翼设计方案可分为两类:一类是多气梁整体式充气机翼(见图1);另一类是多管式充气机翼(见图2)。整体式就是通过在两层气囊蒙皮之间通过拉条的约束来控制翼型,优势是整体性好,承载能力强。多管式就是通过不同直径的软管的排列使之与翼型线相切,并蒙上外蒙皮,优势是抗损毁能力强。多气梁整体式充气机翼的特点是在各个拉条的牵拉作用下约束成翼型,由于在翼梢处留有通气通道,各个气囊相互连通,所以整个机翼承力均匀,对于防止风压变形有着相对较好的作用,同时在抗弯扭方面与刚性机翼原理相似。由于是整体式的,不足之处在于一旦某一点出现破损,整个机翼将不能正常使用;另外,整体机翼的蒙皮在承受一定弯矩时候容易出现蒙皮失稳问题。多管式充气机翼的特点是采用不同半径的圆筒,利用充气圆筒作为承载元件,各个圆筒紧密排布的同时与选取的翼型相切,达到形成翼型与保持机翼刚度的作用。充气方式为各圆筒独立充气方式,外蒙皮起到了保持翼面的作用。该方案的主要优势在于各圆筒独立充气,故有着很好的抗损毁能力。但在承弯扭与抗风压变形方面不如多气梁整体式机翼。由于材料、加工工艺设备等综合因素的局限,最终选取了多气梁整体式机翼作为现阶段的方案。在今后可以根据不同的任务需求采用不同的设计方案,也可以采用混合方式。1.2拉条的分布对翼型的控制多气梁整体式机翼成型的主要原理是在各个拉条的牵拉作用下约束成翼型。这里使用的是图形法(见图3),它的核心是气泡原理(两气泡自然相接,相交弦线与连心线垂直)。通过该原理可知,任何一个无约束的充气结构在完全充气条件下必然成为一个球形,选取它的剖面做分析(也就是一个圆),如果在圆的内部布置一定数目的拉条它必然要改变形状。通过不同的位置布置不同长度的拉条可以使圆在拉条的牵拉作用下形成一个翼型,而两根拉条则是确定气囊空间相交圆的公共弦线。由于前、后缘只有一根拉条约束,故对于前缘的处理就把拉条的高度定为翼型的前缘半径的两倍,位置在前缘的圆心处,这样充气后的前缘就是一个半圆弧。对于后缘,可以把整体蒙皮的缝合处放在后缘。通过适当的处理使后缘充气后的截面为带圆弧的三角形,见图3(a)。由此可以看出,拉条的分布直接影响翼型模拟,所以拉条是控制充气机翼翼型的关键。用以下方法对翼型进行了精确模拟,可使得到的充气后翼型能够和所需翼型基本吻合:(1)根据已知翼型数据,以第一条拉条为起点,建立直角坐标系,见图3(b)。(2)由已知翼型数据分别在坐标系中可得出每一点的坐标值(x,y)。(3)以1mm为量级分别作出翼型曲线上每一点的切线的垂线(x的范围要小于翼型最大厚度值)。(4)将垂线与x轴的交点(x1,0)之间的距离与交点(x1,0)和拉条与曲线交点(x0,y0)之间的距离进行比较,如果长度相等则选择交点(x1,0)为圆心,距离r为半径画圆。(5)为了保证机翼的纵向强度,第二条拉条长度应选择在圆的直径的85%左右。由此可以定出第二条拉条位置,其他拉条依此类推。2气翼加工材料:覆胶纤维涂层材料;工艺:热合。2.1长为每一分段圆弧长度的根据以上介绍的翼型控制方法可以得到:实际翼型周长应为每一分段圆弧长度的和(见图3(b))。因此可根据已经得到的数据进行计算,定出所需的覆胶纤维涂层材料的长度,宽度可根据机翼翼展长度定出。2.2界点点根据已得到的数据,以每段圆弧结束点为分界点画线,长度为翼展减去通气口半径长(见图4)。注意通气口应根据最窄拉条宽度来定,否则会出现机翼两端鼓包现象(见图5)。2.3补气口粘土首先应选用充气单向型的气嘴,然后将其粘和在中心位置,以保证机翼的重量平衡。2.4热合机的热粘合在画好线的位置依次按顺序将拉条与材料使用650-2型热合机进行热粘合,加热时间为1.6~1.8s,保温时间为7~10s(注意加工时需要施加一定的压力,否则粘合强度会降低)。最后再使用热合机对机翼进行封边处理。3气冲机测试制作了一个实验机翼,其翼型为NACA0015,机翼长宽比例为120×262mm。3.1机翼内压不同时点为检验充气机翼持续正常工作的能力,在进行飞行试验之前进行了气密性试验,要求机翼内压在300s内不低于840mmHg。制作的机翼在气密性方面表现良好,在5~6min后机翼仍能保持一定内压,可以满足飞行试验所需时间的要求。3.2机翼承力试验机翼充气后,弦长为262mm,所以机翼的承力面积为0.3144m2。所选用实验飞机加满油后的整机重量约为2.4kg,所以机翼的翼载为7.6kg/m2,约在100Pa的量级。为了验证充气机翼承受均布载荷,即真正的飞行承力能力,这里进行了机翼分布载荷承力试验。将机翼翼尖固定,然后在机翼上施加分布载荷,直到机翼出现皱纹,即得到机翼的承载能力(见图6)。从试验了解到,充气机翼的最大载荷和内部气压大小基本呈线性关系。通过试验发现,当充气压力为920mmHg时,机翼就能承受2.4kg的均布载荷,而机翼的实用充气压力可达1020mmHg,由此可看出,机翼具有足够的承载能力,可以保证飞行安全。3.3翼尖偏折位移测量在飞行试验准备阶段,为研究充气机翼的结构特性,进行了一系列静态加载试验。机翼展长为140cm,居中安装在一个宽度为20cm的刚性简易试验台上(见图7),机翼的充气压力由气筒周期性补充,充气压力由水银气压计测量确定。利用盒形测力计在翼尖垂直对称加载,并由盒形测力计的读数得出加载值,测量出翼尖偏折位移。通过实验发现,从零载荷、零偏折量起,在曲线的第一部分,随着载荷的线性增加,翼尖的偏折量也几乎是线性增加。当达到峰值后,翼尖的偏折量不再随载荷增大而增加,这时所取得的载荷即为最大翼尖载荷(如图8)。观察实验发现,最大翼尖载荷伴随着翼根深度褶皱的出现,也就是说此时机翼会出现折断的危险。由实验可知,机翼如果用来进行整机飞行,结构强度是可以满足要求的。4载荷作用下的飞行过程首先选取一架小型模型飞机进行改造,将原有的木制机翼拆除,替换上充气机翼,然后利用固定支架将其固定。飞机的具体参数为:机身全长100cm;翼展120cm;翼型NACA0015;发动机为RSP250型旋桨发动机。飞行前进行了简易的地面机翼强度实验,将机翼压力充至920mmHg,将双手置于机翼的1/3展长处,托起飞机,此时机翼能够正常承载,未发生任何变形(见图9)。2006年5月13日进行了首次试飞,起飞成功。但由于缺少副翼,飞机机动性能相对较差,试飞当天风力很大,飞机调整比较困难,所以没有进行长时间的飞行。从试验中看出,当机翼中压力远大于外界压力总和时(包括风压、转向带来的单侧压力等),外界影响可以忽略不计。但随着机翼内部压力的下降,风压将会给机翼带来一定的扭转,其扭转性质与前面所做的翼尖受集中力实验相似。2006年5月16日,试飞选择在一个风力较小的时间段进行。在进行了一次性充气后,完成了遥控起飞、爬高、盘旋、降落飞行过程,飞行时间6min。紧接着在无补气情况下(飞机机翼强度下降),再次完成起飞、爬高、盘旋、降落的飞行过程。图10和图11为飞机折叠和起飞过程。5试验结果与分析通过对本课题的研究可以得到以下结论:(1)在给定机翼参数的条件下,可以通过细致的设计,