摘要
随着世界各国飞行器先进技术的迅猛发展，传统固定布局的飞行器已经很难满足在不同飞行环境中执行复杂任务的需求。不同速域、空域巡航对飞行器升力面面积、平面形状、翼型形式的要求差异巨大，传统固定布局的飞行器难以做到性能最优。因此，需要研究一种可以随着外界飞行环境和条件不断变化而相应地改变自身形状和气动布局的可变形飞行器。本文以宽速域飞行器变后掠翼为研究对象，兼顾不同传统飞行器的优点，解决高低空、高低速气动性能无法兼顾的问题，使飞行器在亚、跨、超声速状态下均具有良好的气动性能，具备执行多种任务的能力，突破制约固定布局飞行器的极限性能瓶颈难题。 开展柔性蒙皮和模块化骨架一体化设计，提出了基于平行四边形单元模块的两种剪切式变后掠翼，完成对角剪切式变后掠翼平行四边形单元长宽比的优化。研究不同变后掠方式的变形机理及气动特性差异，实现变形形式的优选。基于类别形状函数变换法，建立了二元可变翼型的参数化模型，分析了不同相对厚度翼型在亚、跨、超三种飞行状态的升力系数、阻力系数以及升阻比，优选出不同相对厚度的翼型。基于变后掠形式对比结果以及翼型优选结果，提出对角剪切式变后掠翼系统组成，并对其工作原理进行阐述。 提出一种由表层硅橡胶和底层碳纤维叠层构成的柔性橡胶预拉伸蒙皮结构。基于张力场理论建立了考虑硅橡胶材料黏弹性的预拉伸蒙皮结构临界剪切角理论模型，基于虚功原理和弹性薄板理论分别建立了预拉伸蒙皮结构的面内剪切驱动力理论模型和面外刚度理论模型。开展了预拉伸蒙皮结构面外刚度、面内剪切驱动力以及临界剪切角理论模型的仿真与实验验证，并对上述理论模型进行几何参数分析。提高硅橡胶的预拉伸量可以有效增大预拉伸蒙皮结构的临界剪切角并降低剪切驱动力；降低预拉伸蒙皮结构的长度、宽度以及厚度可以降低其剪切驱动力；碳纤维作为预拉伸蒙皮结构的主要承载结构，增大碳纤维的宽度与厚度可有效提升预拉伸蒙皮结构的面外刚度。 基于柔性硅橡胶及各向异性复合结构，提出一种可用于剪切式变后掠翼的柔性橡胶复合增强蒙皮结构。基于剪切变形理论与层合板理论，考虑纤维与基体之间的接触、内剪切载荷和热载荷，建立了复合增强蒙皮结构的面外刚度理论模型；基于虚功原理建立了复合增强蒙皮结构的剪切驱动力理论模型和临界剪切角的理论模型。通过实验验证了复合增强蒙皮结构面外刚度、面内剪切驱动力以及临界剪切角理论模型的准确性，并对上述理论模型进行几何参数分析。碳纤维直径加大、间距降低可以有效提升复合增强蒙皮结构的面外刚度、临界剪切角以及面内剪切驱动力，而凯夫拉纤维直径和间距变化则影响不明显；复合增强蒙皮结构的长度和宽度变化同样有效影响其面外刚度、临界剪切角以及面内剪切驱动力。对比预拉伸蒙皮结构和复合增强蒙皮结构，采用柔性橡胶复合增强蒙皮结构作为对角剪切式变后掠翼的蒙皮。 设计了基于柔性蒙皮的变形飞行器对角剪切式变后掠翼。基于准静态力学分析及虚位移原理，构建了考虑复合增强蒙皮结构的平行四边形单元驱动力平衡方程，提出一种平行四边形单元驱动器位置优化的方法，完成驱动器的位置优化。基于虚功原理建立复合增强蒙皮结构的弹簧等效模型，分析不同后掠角、不同几何参数复合增强蒙皮结构对骨架刚度和基频的影响。研制出采用柔性橡胶复合增强蒙皮结构的对角剪切式变后掠翼样机，通过实验验证对角剪切式变后掠翼刚度和基频分析的准确性。并对对角剪切式变后掠翼进行变形能力实验、光滑性能实验、风洞实验、均布加载实验，验证所研制对角剪切式变后掠翼的气动性能及可靠性，为对角剪切式变后掠翼在跨域飞行器中的应用提供理论与技术支持。
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