陳 錢,白 鵬,尹維龍,冷勁松,詹慧玲,劉子強

(1.中國航天空氣動力技術研究院,北京100074；2.哈爾濱工業(yè)大學航天學院,黑龍江哈爾濱,150080)

0 引 言

先進飛行器對更優(yōu)性能的追求始終是空氣動力學研究的重要推動力,其與近年來智能材料和結(jié)構(gòu)新進展一起,使人們開始重新關注飛行生物空氣動力學在飛行器上的應用,如 Lentink等[1]在2007年曾于《Nature》上指出雨燕飛翔時的“變形”在未來飛機發(fā)展中具有重要作用。

上述構(gòu)想的可“變形”的飛行器主要特點在于:能根據(jù)環(huán)境變化和任務變化來靈活地改變其形狀和尺寸,以得到滿足環(huán)境和任務要求的氣動、結(jié)構(gòu)和控制特性以及總體性能。

已有研究中,飛行器的變形方式可分為三類:大尺度變形、中等變形以及局部小變形。對于大尺度變形,變形概念創(chuàng)新及其實現(xiàn)十分關鍵。在最近的大型研究項目“Morphing Aircraft Structure”項目中,主要確立了蝙蝠翼方案[2]和折疊翼方案[3]。對于中等變形,具有代表性的工作有:“Mission Adaptive Wing”項目[4]的研究者采用光滑地改變前緣和后緣彎度的機翼,獲得了巡航性能、機動性能等方面的改進；“Active Flexible Wing/Active Aeroelastic Wing”項目[5]的研究者采用副翼和前緣襟翼的偏轉(zhuǎn)來改變?nèi)嵝詸C翼上的氣動力,進而控制柔性機翼的扭轉(zhuǎn)變形,在不增加飛機重量的情況下顯著提高了滾轉(zhuǎn)控制性能；“Smart Wing”項目[6]的研究者采用無鉸接的、連續(xù)光滑的、大偏轉(zhuǎn)角的、高驅(qū)動速率的操縱面,最終獲得了更優(yōu)的滾轉(zhuǎn)和俯仰控制性能。對于局部小變形,同樣具有許多活躍的研究主題,如“Morphing”項目[7]中將結(jié)構(gòu)自適應變形技術與主動流動控制技術相結(jié)合所開展的一系列微流動自適應控制研究。無論是采用合成射流技術[8]、脈沖射流技術[9]等的“虛擬形狀變化”[10],還是采用小尺度局部結(jié)構(gòu)主動實際變形(如跨聲速翼型激波附近的局部輪廓線變形[11]),都能對飛行器局部流場結(jié)構(gòu)產(chǎn)生有利影響,進而提高飛行器的性能。

本文致力于研究上述中等變形中的變彎度翼型,即采用了無鉸接的、連續(xù)光滑的后緣操縱面的翼型。因為從已有文獻來看,已研究了采用這種變形方式的變彎度翼型與傳統(tǒng)主翼-簡單襟翼翼型的氣動特性,并開發(fā)了使后緣操縱面的偏轉(zhuǎn)角度范圍和偏轉(zhuǎn)速率達到實際需求的技術；然而,關于變形參數(shù)對氣動特性的影響及氣動特性的產(chǎn)生機理,還有待研究。本文對這一內(nèi)容開展探索,即分析不同的可連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)后緣的翼型與傳統(tǒng)主翼-簡單襟翼翼型的氣動特性,討論光滑變形方式中的可變形段范圍、轉(zhuǎn)軸位置、后緣偏轉(zhuǎn)角度、后緣高度這四個因素對氣動特性的影響,并從翼型表面壓力分布和翼型表面附近流場結(jié)構(gòu)的角度研究氣動特性的產(chǎn)生機理；同時,研制可連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)后緣的變彎度翼型實驗模型,并進行風洞測力實驗,驗證與確認可連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)后緣的變彎度翼型的可實現(xiàn)性。

1 可連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)后緣的變彎度翼型

圖1給出了以NACA 2412翼型為基礎的變彎度翼型。圖中,“BA”指基本翼型(basic airfoil),即NACA 2412翼型；“CD”指傳統(tǒng)偏轉(zhuǎn)(conventional deflection),即傳統(tǒng)主翼-簡單襟翼翼型[12](轉(zhuǎn)軸位于70%弦長處,偏轉(zhuǎn) 15°)；“SM-1”指第一種光滑變形(smooth morphing),即可變形段范圍從基本翼型50%弦長處到70%弦長處的變彎度翼型,其后緣與傳統(tǒng)主翼-簡單襟翼翼型后緣偏轉(zhuǎn)相同高度不同角度(轉(zhuǎn)軸位于60%弦長處,偏轉(zhuǎn)11°能獲得與傳統(tǒng)主翼-簡單襟翼翼型后緣相同的高度)；“SM-2”指第二種光滑變形,即可變形段范圍從基本翼型50%弦長處到70%弦長處的變彎度翼型,但其后緣與傳統(tǒng)主翼-簡單襟翼翼型后緣偏轉(zhuǎn)相同角度不同高度(轉(zhuǎn)軸位于60%弦長處,偏轉(zhuǎn)15°)；“SM-3”指第三種光滑變形,即可變形段范圍從基本翼型50%弦長處到90%弦長處的變彎度翼型(轉(zhuǎn)軸位于70%弦長處,偏轉(zhuǎn)15°),其后緣與傳統(tǒng)主翼-簡單襟翼翼型后緣偏轉(zhuǎn)相同高度相同角度；“SM-4”指第四種光滑變形,即可變形段范圍從基本翼型60%弦長處到80%弦長處的變彎度翼型(轉(zhuǎn)軸位于 70%弦長處,偏轉(zhuǎn) 15°),其后緣也與傳統(tǒng)主翼-簡單襟翼翼型后緣偏轉(zhuǎn)相同高度相同角度。

2 計算與實驗方法

本文數(shù)值計算中采用的基本方程為不可壓縮流動Reynolds平均Navier-Stokes方程:

其中,帶上標“-”的量為 Reynolds平均量,其它符號意義限于篇幅不再列出。

根據(jù)以往湍流數(shù)值模擬研究的經(jīng)驗,采用剪切應力輸運(SST)模型作為湍流模型。

圖1 以NACA 2412為基礎的六種翼型Fig.1 Six airfoils based on NACA 2412

計算中,自由來流速度V為60m/s,Reynolds數(shù)Re約為4.1×106。外邊界(即遠場)采用自由流邊界條件,內(nèi)邊界(即翼型壁面)采用無滑移固壁邊界條件。

本文采用SIMPLE算法求解上述問題。當?shù)交咀兞亢屯牧髯兞康臍埐罹茸畛醯鷷r的殘差小3個數(shù)量級且流場全局量與上一次迭代結(jié)果相差小于0.01%時,認為收斂到定常狀態(tài)數(shù)值解。

本文還研究了網(wǎng)格密度對計算結(jié)果的影響,最終采用了537×131(弦向×法向)的網(wǎng)格。

第1節(jié)中給出的可連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)后緣的變彎度翼型,在本文得到了結(jié)構(gòu)上的實現(xiàn)并進行了風洞實驗測試,這里給出實驗方法(模型結(jié)構(gòu)和測試結(jié)果見第4節(jié))。實驗在中國航天空氣動力技術研究院FD-10風洞進行。風洞實驗段尺寸為0.6m×0.6m(本文進行翼型實驗時增加了側(cè)擋板,以使實驗模型繞流盡可能為二維流動),自由來流速度V為12m/s(第4節(jié)中與實驗進行比較的計算,其自由來流速度V為12m/s,Reynolds數(shù)Re約為8.2×105)。實驗中采用六分量天平測量實驗模型所受的軸向力、法向力、俯仰力矩(天平的這三個分量量程分別為 9.8N,29.4N,0.882 N?m),采用風速管和風速傳感器測量來流的速度。實驗模型相對于來流的攻角采用專門設計的變攻角機構(gòu)來控制(模型采用側(cè)支撐)。對于某一確定的實驗模型外形,數(shù)據(jù)采集程序采集1000個數(shù)據(jù)點并取平均值,隨后重復實驗多次,取重復性較好的多次結(jié)果平均,作為該外形的原始數(shù)據(jù)；在此基礎上,數(shù)據(jù)采集程序先將天平軸系的數(shù)據(jù)根據(jù)天平軸系與實驗模型體軸系的關系換算為體軸系的數(shù)據(jù),再將體軸系的數(shù)據(jù)根據(jù)實驗模型相對于來流的攻角換算為風軸系的數(shù)據(jù)。

3 計算結(jié)果分析

在詳細分析計算結(jié)果之前,有必要對計算方法進行驗證與確認。圖2給出了采用上述計算方法得到的NACA 2412翼型升力系數(shù)和阻力系數(shù)與文獻[12]中的實驗結(jié)果的比較,圖中呈現(xiàn)的一致性表明了計算方法的準確性。

圖2 本文計算結(jié)果與文獻[12]中實驗結(jié)果的比較Fig.2 Comparison of computation results in this paper and experiment results in Ref.[12]

3.1 連續(xù)光滑變形翼型與傳統(tǒng)偏轉(zhuǎn)翼型的氣動特性比較

圖3給出了變彎度NACA 2412翼型六種外形在各種攻角下的升阻比。由圖可見,光滑變形與傳統(tǒng)偏轉(zhuǎn)均使得翼型的升阻比曲線左移,而光滑變形翼型的升阻比明顯優(yōu)于傳統(tǒng)偏轉(zhuǎn)翼型的升阻比,即“SM-1(符號說明見第1節(jié),下同)”的升阻比在大的負攻角附近和大的正攻角附近均略小于傳統(tǒng)偏轉(zhuǎn)翼型的升阻比,而在中間寬廣的攻角范圍內(nèi)大于傳統(tǒng)偏轉(zhuǎn)翼型的升阻比(升阻比的改進在6°攻角時最大,達92%)；“SM-2”的升阻比在大的正攻角附近略小于傳統(tǒng)偏轉(zhuǎn)翼型的升阻比,而在寬廣的其它攻角范圍內(nèi)大于傳統(tǒng)偏轉(zhuǎn)翼型的升阻比(升阻比的改進在-10°攻角時最大,達148%)；“SM-3”的升阻比在大的負攻角附近與傳統(tǒng)偏轉(zhuǎn)翼型的升阻比十分接近,在中間寬廣的攻角范圍內(nèi)大于傳統(tǒng)偏轉(zhuǎn)翼型的升阻比(升阻比的改進在6°攻角時最大,達88%),在大的正攻角附近略小于傳統(tǒng)偏轉(zhuǎn)翼型的升阻比；“SM-4”的升阻比在大的負攻角附近和大的正攻角附近均與傳統(tǒng)偏轉(zhuǎn)翼型的升阻比十分接近,在中間寬廣的攻角范圍內(nèi)大于傳統(tǒng)偏轉(zhuǎn)翼型的升阻比(升阻比的改進在6°攻角時最大,達59%)。上圖所反映出的光滑變形翼型的升阻比明顯優(yōu)于傳統(tǒng)偏轉(zhuǎn)翼型的升阻比,可以從圖4(以BA,SM-3,SM-4,CD為例)的變彎度NACA 2412翼型四種外形在各種攻角下的升力系數(shù)和阻力系數(shù)來進一步分析。從圖4(a)可見,光滑變形翼型的升力系數(shù)在4°至10°的攻角范圍內(nèi)明顯大于傳統(tǒng)偏轉(zhuǎn)翼型的升力系數(shù),但從圖4(b)可見,光滑變形翼型的阻力系數(shù)在2°至12°的攻角范圍內(nèi)明顯小于傳統(tǒng)偏轉(zhuǎn)翼型的阻力系數(shù)；因而,光滑變形翼型相對于傳統(tǒng)偏轉(zhuǎn)翼型,其升阻比的改進會很顯著。

圖3 變彎度NACA 2412翼型六種外形的升阻比Fig.3 Lift-to-drag ratio of variable camber NACA 2412 airfoil in its six shapes

圖4(c)給出了四種外形的俯仰力矩系數(shù)。由圖可見,光滑變形翼型的低頭俯仰力矩系數(shù)在4°至10°的攻角范圍內(nèi)明顯大于傳統(tǒng)偏轉(zhuǎn)翼型的低頭俯仰力矩系數(shù)。這表明,光滑變形翼型相對于傳統(tǒng)偏轉(zhuǎn)翼型,其俯仰控制性能具有顯著改進。

圖4 變彎度NACA 2412翼型四種外形的升力系數(shù)和阻力系數(shù)以及俯仰力矩系數(shù)Fig.4 Lift coefficient,drag coefficient and coefficient of pitch moment of variable camber NACA 2412 airfoil in its four shapes

3.2 變形參數(shù)對連續(xù)光滑變形翼型氣動特性的影響

本文第1節(jié)給出了四種不同的連續(xù)光滑變形翼型,歸納起來,它們的不同點有四個方面:(1)可變形段范圍；(2)轉(zhuǎn)軸位置；(3)后緣偏轉(zhuǎn)角度；(4)后緣高度。

實際上,比較光滑變形翼型與傳統(tǒng)偏轉(zhuǎn)翼型的氣動特性,其前提是光滑變形翼型與傳統(tǒng)偏轉(zhuǎn)翼型在外形上具有可比性。然而,準確地定義可比性,本身就是需要研究的內(nèi)容。本文研究多種光滑變形方式,即為對可比性的探索；最終,本文確定了一類具有較好可比性的光滑變形方式:使光滑變形翼型的可變形段中點位于轉(zhuǎn)軸位置、轉(zhuǎn)軸位置與傳統(tǒng)偏轉(zhuǎn)翼型轉(zhuǎn)軸位置相同、可變形段之后的剛性段與傳統(tǒng)偏轉(zhuǎn)翼型轉(zhuǎn)軸之后的剛性段偏轉(zhuǎn)相同的角度并達到相同的高度。第三種和第四種光滑變形方式符合這類光滑變形方式的特點,本文對其進行了重點分析；另外,也分析了第一種和第二種光滑變形方式。

對于第一種和第二種光滑變形方式,它們的可變形段范圍和轉(zhuǎn)軸位置均相同,但第一種光滑變形方式為了使后緣與傳統(tǒng)偏轉(zhuǎn)翼型后緣達到相同高度,其與傳統(tǒng)偏轉(zhuǎn)翼型的后緣偏轉(zhuǎn)角度不同,而第二種光滑變形方式為了使后緣與傳統(tǒng)偏轉(zhuǎn)翼型后緣達到相同角度,其與傳統(tǒng)偏轉(zhuǎn)翼型的后緣高度不同。這兩種光滑變形方式的升阻比(見圖3(a))相差較大,后者近似于將前者往左平移,但后者比前者的最大升阻比小。第一種和第二種光滑變形方式的氣動特性產(chǎn)生這種差異,原因可能在于:后者的偏轉(zhuǎn)角度和偏轉(zhuǎn)高度均更大。

對于第三種和第四種光滑變形方式,它們的可變形段范圍不同,但轉(zhuǎn)軸位置、后緣偏轉(zhuǎn)角度、后緣高度均相同。從圖3(b)可見,第三種比第四種光滑變形方式的氣動特性更優(yōu)。這可進一步從圖4(a)的升力系數(shù)、圖4(b)的阻力系數(shù)看出。第三種和第四種光滑變形方式的氣動特性產(chǎn)生這種差異,原因可能在于:可變彎度翼型的后緣偏轉(zhuǎn)需要一定的過渡段,合適的過渡段能提高氣動性能；具體地說,第三種光滑變形方式的可變形段從基本翼型50%弦長處到90%弦長處,第四種光滑變形方式的可變形段從基本翼型60%弦長處到80%弦長處,而傳統(tǒng)偏轉(zhuǎn)可認為其可變形段長度為零(即集中于基本翼型70%弦長處這一點),從計算結(jié)果中的氣動特性來看,可能可變形段范圍越大,氣動特性越優(yōu)。然而,若綜合考慮氣動特性和結(jié)構(gòu)實現(xiàn)上的經(jīng)濟性,則會存在一個使得綜合性能最優(yōu)的可變形段范圍。

3.3 氣動特性的產(chǎn)生機理

對于以上分析和討論的氣動特性,可從翼型表面壓力分布和翼型表面附近流場結(jié)構(gòu)的角度,來進一步研究其產(chǎn)生機理。

圖5給出了變彎度NACA 2412翼型三種外形在四種攻角下的表面壓力系數(shù)。

特別需要注意的兩個方面是:(1)傳統(tǒng)偏轉(zhuǎn)翼型上下表面壓力系數(shù)曲線所圍成的面積與光滑變形翼型上下表面壓力系數(shù)曲線所圍成的面積不相同,特別是6°攻角時(圖5(c))這種面積之差更為明顯(該攻角下,這種面積對于 SM-3最大,對于SM-4次之,對于傳統(tǒng)偏轉(zhuǎn)最小)；(2)圖5中傳統(tǒng)偏轉(zhuǎn)翼型表面壓力系數(shù)曲線在轉(zhuǎn)軸位置(70%弦長處)出現(xiàn)了突躍,而光滑變形翼型表面壓力系數(shù)曲線在轉(zhuǎn)軸位置(同樣也是70%弦長處)卻十分平滑。這兩個方面的差別是光滑變形翼型與傳統(tǒng)偏轉(zhuǎn)翼型具有不同氣動特性的主要原因。

圖5 彎度NACA 2412翼型三種外形的表面壓力系數(shù)Fig.5 Surface pressure coefficient of variable camber NACA 2412 airfoil in its three shapes

比較圖5中四幅子圖可見,上述壓力“突躍”隨攻角增大而越來越不顯著,特別是翼型上表面壓力曲線(即各圖中整條曲線的下半支)。這是因為隨攻角增大,攻角對流場的影響逐漸大于翼型局部非光滑性對流場的影響。具體地說,從圖5可見,翼型局部非光滑性會引起局部的壓力梯度,而攻角會引起整個表面的壓力梯度。以翼型上表面壓力曲線(即各圖中整條曲線的下半支)為例,-6°攻角時,局部非光滑處出現(xiàn)壓力“突躍”,此位置之前呈現(xiàn)順壓力梯度,此位置之后呈現(xiàn)逆壓力梯度；隨著攻角增加(從0°到6°再到12°),局部非光滑處出現(xiàn)的壓力“突躍”越來越不顯著,而此位置之前轉(zhuǎn)變?yōu)槌尸F(xiàn)逆壓力梯度且隨攻角增大越來越強,此位置之后呈現(xiàn)的逆壓力梯度隨攻角增大越來越弱。整個表面壓力梯度的變化顯然會影響到局部非光滑處的壓力梯度。

圖6給出了變彎度NACA 2412翼型傳統(tǒng)偏轉(zhuǎn)翼型在四種攻角下翼型表面附近的流線與速度云圖。可見,-6°攻角時,邊界層為完全附著邊界層；0°攻角時,這種存在后緣偏轉(zhuǎn)的翼型,其后緣已有小規(guī)模的流動分離；6°攻角時 ,旋渦顯著增大；12°攻角時,回流區(qū)已擴大到整個偏轉(zhuǎn)段上表面及其之后的一段區(qū)域。這種流場分離特性隨攻角的變化規(guī)律可由上文描述的壓力梯度隨攻角的變化規(guī)律來解釋。

圖6 變彎度NACA 2412翼型傳統(tǒng)偏轉(zhuǎn)翼型表面附近流線與速度云圖Fig.6 Near-surfacestreamlineand velocity contour of variable camber NACA 2412 airfoil in its conventional deflection shape

圖7給出了變彎度NACA 2412翼型兩種光滑變形翼型在6°攻角下翼型表面附近的流線與速度云圖。將圖6(c)、圖7(a)、圖7(b)進行比較,可知,這三種外形的翼型后緣流動分離區(qū)大小不同,SM-3最小,SM-4次之,傳統(tǒng)偏轉(zhuǎn)最大。這與上文分析的圖5(c)中三種外形的翼型上下表面壓力曲線所圍成的面積規(guī)律(SM-3最大,SM-4次之,傳統(tǒng)偏轉(zhuǎn)最小)相對應。實際上,這種對應反映了流動分離(見圖6c、圖7a、圖7b)會對壓力分布(見圖5c)產(chǎn)生較大影響,進而體現(xiàn)在升力系數(shù)、阻力系數(shù)的顯著差別(見圖4a、b)上,最終體現(xiàn)在升阻比的更顯著差別(見圖3b)上。另外,由這三種外形的翼型后緣流動分離區(qū)大小不同所引起的翼型表面(特別是翼型后緣附近)壓力分布不同也解釋了圖4(c)中顯示的俯仰力矩系數(shù)的不同。

4 可連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)后緣的變彎度翼型風洞實驗

本文在結(jié)構(gòu)上實現(xiàn)可連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)后緣的變彎度翼型(如圖8所示)采用的方案為:機翼由三段組成,其中,前段和后段均采用普通實體,中段采用柔性蒙皮和機械結(jié)構(gòu)。柔性蒙皮一端與機翼前段后緣連接,另一端與機翼后段前緣連接,這種蒙皮采用形狀記憶聚合物材料(也可采用增強硅橡膠材料),形狀記憶聚合物材料在初始溫度下保持一定的外形,當通過布置在該材料下的電加熱膜對其加熱,使其溫度超過其玻璃化溫度后,在外力(主要由機翼中段內(nèi)部的電機提供)作用下能實現(xiàn)大變形并保持表面光滑,此時若停止加熱使其冷卻,則其維持在變形后的形狀,隨后,當需要變形回原來形狀(此形狀已被該材料“記憶”)時,只需再次將其加熱到超過其玻璃化溫度；機械結(jié)構(gòu)由若干塊變形前垂直于弦線的薄板疊加而成,這種疊加式的薄板集群既能支撐柔性蒙皮,又能在一定程度上靈活地旋轉(zhuǎn)變形。變形過程由電機控制。

圖7 變彎度NACA 2412翼型光滑變形翼型表面附近流線與速度云圖Fig.7 Near-surface streamline and velocity contour of variable camber NACA 2412 airfoil in its smooth morphing shapes

圖8 可連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)后緣的變彎度翼型的結(jié)構(gòu)實現(xiàn)與風洞實驗Fig.8 Structure realization and wind-tunnel experiment of smooth morphing trailing edge of variable camber airfoil

圖9給出了風洞實驗測試結(jié)果和相應的數(shù)值模擬結(jié)果,兩者符合較好；而對比兩幅子圖可見實驗中連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)后緣對氣動性能的改進與圖4(a)的相應規(guī)律相符。

可連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)后緣的變彎度翼型的結(jié)構(gòu)實現(xiàn)與風洞實驗初步驗證與確認了其可實現(xiàn)性,更進一步的實驗結(jié)果分析正在進行中。實驗中還涉及到可變形段蒙皮所采用的形狀記憶聚合物材料的特性等因素,而這些也是需要進一步研究的內(nèi)容。

圖9 實驗翼型的計算結(jié)果與實驗結(jié)果的比較Fig.9 Comparison of computation results and experiment results about experimental airfoil

5 結(jié) 論

總結(jié)上述計算與實驗結(jié)果可得:

(1)可連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)后緣的變彎度翼型相對于傳統(tǒng)主翼-簡單襟翼翼型,能在中等攻角范圍內(nèi)較顯著增大升力系數(shù)、減小阻力系數(shù)、提高俯仰力矩系數(shù),能在幾乎整個攻角范圍內(nèi)顯著提高升阻比；

(2)翼型表面壓力分布和翼型表面附近流場結(jié)構(gòu)比較直觀地表明了產(chǎn)生上述氣動特性的深層次原因,特別是在6°附近的中等攻角范圍內(nèi),翼型局部非光滑性對流場結(jié)構(gòu)和壓力分布有較大影響；

(3)光滑變形方式中的可變形段范圍、轉(zhuǎn)軸位置、后緣偏轉(zhuǎn)角度、后緣高度等四種因素對氣動特性具有較顯著影響。若使變彎度翼型的轉(zhuǎn)軸位置與傳統(tǒng)主翼-簡單襟翼翼型轉(zhuǎn)軸位置重合、可變形段之后的剛性段與傳統(tǒng)主翼-簡單襟翼翼型轉(zhuǎn)軸之后的剛性段偏轉(zhuǎn)相同的角度并達到相同的高度,則可得到與傳統(tǒng)主翼-簡單襟翼翼型具有較好外形可比性的變彎度翼型,在此基礎上研究可變形段范圍對氣動特性的影響可知,適當大(如占基本翼型弦長40%)的可變形段范圍能為翼型的偏轉(zhuǎn)提供合適的過渡,因而能改進流動分離特性,進而能改進升力系數(shù)、阻力系數(shù)、俯仰力矩系數(shù)、升阻比等氣動特性；

(4)在綜合考慮氣動特性和結(jié)構(gòu)實現(xiàn)上的經(jīng)濟性的情況下,可能存在一個使得綜合性能最優(yōu)的可變形段范圍。

[1]LENTINK D,MüLLER U K,STAMHUIS E J,DE KAT R,VAN GESTEL W,VELDHUIS L L M,HENNINGSSON P,HEDENSTR?M A,VIDELER J J,VAN LEEUWEN J L.How swif ts control their glide performance with morphing wings[J].Nature,2007,446(7139):1082-1085.

[2]ANDERSEN G,COWAN D,PIATAK D.Aeroelastic modeling,analysis and testing of a morphing wing structure[R].AIAA Paper,AIAA-2007-1734,2007.

[3]LOVE M,ZINK P,STROUD R,BYE D,RIZK S,WHITE D.Demonstration of morphing technology through ground and wind tunnel tests[R].AIAA Paper[R].AIAA-2007-1729,2007.

[4]HALL J M.Executive summary AFTI/F-111 mission adaptive wing[R].WRDC-TR-89-3083,1989.

[5]PENDLETON E,FLICK P,PAUL D,VORACEK D,REICHENBACH E,GRIFFIN K.The X-53 a summaryof the active aeroelastic wing flight research program[R].AIAA Paper,AIAA-2007-1855,2007.

[6]KUDVA J.Overview of the DARPA smart wing project[J].Journal of Intelligent Material System and Structure,2004,15:261-267.

[7]MCGOWAN A-M R,COX D E,LAZOS B S,WASZAK M R,RANEY D L,SIOCHI E J,PAO PS.Biologicallyinspired technologies in NASA's morphing project[A].Proceedings of SPIE-The International Society for Optical Engineering[C].2003,5051:1-13.

[8]SMITH B L,GLEZER A.The formation and evolution of synthetic jets[J].Physicsof Fluids,1998,10(9):2281-2297.

[9]MCMANUS K,JOSHI P B,LEGNER H H,DAVISS J.Active control of aerodynamic stall using pulsed jet actuators[R].AIAA Paper,AIAA-95-2187,1995.

[10]CHEN F J,BEELERG B.Virtual shaping of a two-dimensional NACA 0015 airfoil using synthetic jet actuator[R].AIAA Paper,AIAA-2002-3273,2002.

[11]ROSEMAN H,BIRKEMEYER J,KNAUER A.Shock control by adaptive elements for transportation aircraft wings[A].RTO AVT symposium on Active Control Technology for Enhanced Performance Operation Capabilities of Military Aircraft,Land Vehicles and Sea Ve-hicles[C].PSF-16-1,2000.

[12]ANDERSON J D.Aircraft performance and design[M].Boston:The McGraw-Hill Companies,Inc,1999.