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变形体飞行器可以自主改变气动外形来适应不同飞行环境、执行多种飞行任务,被认为是未来飞行器发展的一个重要方向。变形体飞行器的设计对驱动机构的重量、体积以及工作环境要求极为严苛。形状记忆合金(Shape Memory Alloy,SMA)以其能量密度高、输出应变大的特点被认为是变形体飞行器的最佳驱动元件之一。本文以形状记忆合金驱动的变形体机翼后缘偏转变形为设计目标,开展了形状记忆合金力学特性实验与建模、变形体机翼模型设计、变形体机翼高速风洞试验、气动/结构耦合下的变形体机翼数值模拟等一系列研究工作。本文的具体研究内容如下:首先,开展了形状记忆合金的力学性能测试与建模。通过拉伸试验获得了形状记忆合金在室温、高温状态下的应力应变曲线及其弹性模型。测试了形状记忆合金的最大可回复应变。详细测试了形状记忆合金回复应力与预应变、加热温度以及回复应变间的变化关系。由于Tanaka系列本构模型在大应变对回复应力的预测不准确,本文通过拟合实验数据的方法,建立了形状记忆合金的回复应力模型。其次,开展了变形体机翼模型设计工作。详述了偏动型形状记忆合金驱动器的作动原理,并进行了原理性实验验证。提出了一种悬臂梁(或称之为柔性节)式后缘偏转变形结构。采用形状记忆合金驱动、柔性节偏置的方式实现了机翼后缘的往复偏转变形。基于所提出的形状记忆合金的回复应力模型,建立了柔性结构的力学模型,并对结构的关键尺寸进行了选优。建立了机翼的有限元模型,利用Nastran软件仿真计算,获得了模型后缘偏转位移,柔性节、形状记忆合金关键位置的应力,验证了模型设计的合理性与可行性,并为后文的气动/结构耦合下的数值模拟研究提供结构计算模型。设计制作了机翼模型,进行了地面试验验证。第三,开展了变形体机翼高速风洞试验研究。通过VMD变形测量、PSI测压、PSP测压三种手段获得了模型后缘偏转角和上下翼面的压力分布。实验工况:Ma=0.4~0.8、攻角α=0°~6°。分析了后缘偏转角随攻角与马赫数的变化规律。分析了变形前后两个稳定状态下上翼面压力分布变化规律。对变形前后的气动收益进行了评价。挑选典型状态,研究了变形过程中上翼面压力分布的动态变化规律与迟滞特性。对于后缘偏转变形对上翼面流动加速、激波位置改变、后缘流动分离等流态的影响进行了分析。根据PSP测压结果分析了变形前后下翼面压力分布以及翼型升力的变化规律。第四,开展变形体机翼模型的气动/结构耦合数值模拟研究。计算了Ma=0.8状态下后缘偏转角以及变形前后的压力分布,计算结果与实验结果规律一致。刻画了变形前后翼型绕流结构。同时从宏观上分析了变形前后的气动力系数变化。