段富海，初雨田，關(guān)文卿，來進(jìn)勇

（1.大連理工大學(xué)機(jī)械工程學(xué)院，遼寧大連 116024；2.蘭州萬里航空機(jī)電有限責(zé)任公司，蘭州 730070）

0 引言

自飛行器誕生以來，設(shè)計(jì)師一直在嘗試各種方法來提高其飛行性能。傳統(tǒng)飛行器專為特定的飛行條件和飛行環(huán)境而設(shè)計(jì)，在某個(gè)設(shè)計(jì)狀態(tài)點(diǎn)下能表現(xiàn)出較好的飛行性能，大多數(shù)情況下性能不佳。然而，現(xiàn)代飛行器由于需要進(jìn)行軍事偵察、大機(jī)動(dòng)作戰(zhàn)、遠(yuǎn)程運(yùn)輸、醫(yī)療救災(zāi)等多種任務(wù)，不僅對于巡航速度、有效載荷有更高要求，所面臨的飛行狀態(tài)和飛行環(huán)境也更加復(fù)雜[1-2]。傳統(tǒng)飛行器僵硬的機(jī)身結(jié)構(gòu)無法適應(yīng)不同的空氣動(dòng)力學(xué)條件，因此無法保證優(yōu)良的飛行性能。

變體飛行器可通過局部或整體改變飛行器的外形形狀，使飛行器能夠?qū)崟r(shí)適應(yīng)多種任務(wù)需求，并在多種環(huán)境下保持最優(yōu)性能和效率[3]。飛行器外形變化包括彎度、厚度、展弦比、翼面形狀等，因此變體飛行器并不是一個(gè)嚴(yán)格的概念。目前普遍認(rèn)為的變形范圍是展弦比變化200%、翼面積變化50%、后掠角變化20°。相比于傳統(tǒng)飛行器，變體飛行器具有以下優(yōu)點(diǎn)[4]：（1）可以改善飛行器的氣動(dòng)特性；（2）可以增強(qiáng)操縱和控制能力；（3）可以實(shí)現(xiàn)多種任務(wù)需求；（4）可以提高飛行器的作戰(zhàn)性能；（5）可以降低飛行器的飛行能耗；（6）可以改善發(fā)動(dòng)機(jī)的性能；（7）可以擴(kuò)大其在軍事和民用領(lǐng)域的應(yīng)用范圍?；谏鲜鰞?yōu)點(diǎn)，變體飛行器的研究已經(jīng)成為航空航天領(lǐng)域的科研前沿和研究熱點(diǎn)[1，5]。

變體飛行器需要在不同飛行環(huán)境和狀態(tài)下執(zhí)行不同屬性的任務(wù)或組合型任務(wù)，這不僅要求變體飛行器能夠進(jìn)行連續(xù)性、大尺度、高速率的主動(dòng)變形，還需要在執(zhí)行任務(wù)的過程中實(shí)時(shí)感知飛行器氣動(dòng)外形變化[6]。20世紀(jì)，人們?yōu)榱俗非蟾叩娘w行速度和有效載荷，一方面將機(jī)身結(jié)構(gòu)造得剛硬，無法實(shí)現(xiàn)連續(xù)穩(wěn)定的大變形；另一方面作動(dòng)器及變形機(jī)構(gòu)給機(jī)身帶來的額外重量也限制了變體飛行器在當(dāng)時(shí)的發(fā)展。近年來，隨著智能材料等相關(guān)技術(shù)的快速發(fā)展[7]，使變體飛行器各種變形方式的實(shí)現(xiàn)成為可能。

1 變形機(jī)翼及發(fā)展歷程

機(jī)翼是飛機(jī)中最關(guān)鍵的部分，其提供了飛行所需的大部分升力和操縱力，并且其形狀和尺寸決定了飛機(jī)對特定任務(wù)的適用性。機(jī)翼性能的優(yōu)劣將直接影響飛機(jī)飛行性能的好壞，因此，對變體飛行器的研究實(shí)際上大部分集中在變形機(jī)翼的研究。對于低速飛行的飛行器，機(jī)翼應(yīng)該具有高縱橫比和低后掠角。與此相反，高速飛行需要低縱橫比和高后掠角。如何根據(jù)環(huán)境和狀態(tài)以有效和可逆的方式進(jìn)行大配置改變，使得單個(gè)飛行器可以最佳地執(zhí)行多個(gè)任務(wù)，這是飛機(jī)設(shè)計(jì)師通過開發(fā)變形機(jī)翼技術(shù)而實(shí)現(xiàn)的目標(biāo)。因此，近年來變形機(jī)翼的概念在航空航天領(lǐng)域引起了學(xué)者及專家們極大的興趣[8-9]。

圖1所示為變形機(jī)翼發(fā)展歷程簡圖，盡管變體飛行技術(shù)是一個(gè)相對較新的技術(shù)，但是改變機(jī)翼平面形狀的設(shè)計(jì)卻是由來已久。早在1903 年，飛行的先驅(qū)萊特兄弟利用滑輪和纜繩扭曲翼尖，實(shí)現(xiàn)側(cè)滾控制[10]。1916年，美國人申請了第一個(gè)關(guān)于可變彎度機(jī)翼的專利，隨后相繼出現(xiàn)多種變形機(jī)翼的設(shè)計(jì)，甚至有學(xué)者利用可變彎度機(jī)翼、伸縮機(jī)翼等進(jìn)行試飛，然而這時(shí)變形機(jī)翼并沒有進(jìn)入工業(yè)化生產(chǎn)階段[8]，一個(gè)可能的原因是人們認(rèn)為柔性的變形機(jī)翼無法承受由于飛行速度和飛行器質(zhì)量增加產(chǎn)生的高載荷。

圖1 變形機(jī)翼發(fā)展歷程簡圖

二戰(zhàn)之后，為了實(shí)現(xiàn)超音速飛行，變形機(jī)翼的概念再次出現(xiàn)在人們的視野。此時(shí)變形機(jī)翼以可變掠角這種簡單變形方式為主，通過掠角變化解決戰(zhàn)機(jī)高低速性能要求的矛盾。然而，隨著各項(xiàng)技術(shù)的發(fā)展，研究人員對于變形機(jī)翼的研究不再滿足于局部改變固體機(jī)翼元件的位置和角度，因?yàn)檫@樣的簡單變形方式無法使飛行器達(dá)到最優(yōu)氣動(dòng)特性。設(shè)計(jì)者希望能夠開發(fā)無縫隙、主動(dòng)驅(qū)動(dòng)控制、氣動(dòng)特性最優(yōu)并且能夠感知外部載荷的變形機(jī)翼，以適應(yīng)復(fù)雜的飛行環(huán)境和多種飛行狀態(tài)[9]。

基于這種目的，自1979 年以來相繼實(shí)施了自適應(yīng)機(jī)翼研究（Mission Adaptive Wing，MAW）、主動(dòng)柔性機(jī)翼研究（Active Flexible Wing，AFW）、主動(dòng)氣動(dòng)彈性機(jī)翼研究（Active Aeroelastic Wing，AAW）、“智能翼”研究（Smart Wing）、變體飛行器結(jié)構(gòu)研制（Morphing Aircraft Structures，MAS）等多項(xiàng)變形機(jī)翼研究計(jì)劃。開發(fā)者試圖通過利用先進(jìn)材料和控制技術(shù)使得機(jī)翼外形得到徹底改變[8]。

從變形機(jī)翼的發(fā)展歷程不難看出，隨著人們對飛行效率和多任務(wù)適應(yīng)性等要求不斷提高，變體飛行器由剛性變形向柔性變形發(fā)展，由被動(dòng)變形到主動(dòng)變形發(fā)展，變形方式也不再是單個(gè)構(gòu)件的局部變形，而是朝著多種變形組合的方向發(fā)展。近年來，衛(wèi)星通訊服務(wù)的爆炸式增長使無人機(jī)成為許多常規(guī)應(yīng)用的首選技術(shù)，將變形機(jī)翼技術(shù)應(yīng)用在無人機(jī)上，提升無人機(jī)的飛行效率將是下一個(gè)研究熱點(diǎn)[11]。

2 變形方式

變體飛行器根據(jù)機(jī)翼變形尺度的大小可以分為小變形、中變形及大變形3 種[2]。其中大變形方式主要包括折疊翼、伸縮機(jī)翼、后掠角變化、展長變化、翼面變化等幾類，值得注意的是，大變形方式會(huì)對飛行器氣動(dòng)特性產(chǎn)生較大影響。中變形方式包括扭轉(zhuǎn)機(jī)翼、柔性小翼、可變弦長機(jī)翼和可變彎度機(jī)翼?？勺円硇鸵砗屯钩鲆韺儆谛∽冃畏懂?。飛行器可以利用變形機(jī)翼完成多任務(wù)的同時(shí)還能保持良好的飛行性能。例如，具有折疊機(jī)翼或可變后掠角機(jī)翼的戰(zhàn)斗機(jī)在高速和低速時(shí)都可以具有良好的性能，這可以減少燃料消耗并顯著改善飛行包線。具有可變弦長或可變彎度翼的飛行器可以具有更短的起飛距離。伸縮機(jī)翼、柔性小翼和扭轉(zhuǎn)機(jī)翼可以改善低速飛行器的空氣動(dòng)力學(xué)性能。此外，根據(jù)機(jī)翼平面為基準(zhǔn)，變形機(jī)翼又可以分為3 種[4]：面內(nèi)變形、面外變形和翼型變形。具體分類如圖2所示。

圖2 變形機(jī)翼分類

2.1 面內(nèi)變形

2.1.1 變展長

大展長機(jī)翼升阻比可得到改善，續(xù)航和起降性能較好，但缺乏可操作性并且巡航速度相對較低。相比之下，具有低展弦比機(jī)翼的飛行器所受阻力更小、速度更快、機(jī)動(dòng)性更高，但空氣動(dòng)力學(xué)效率較差。變展長機(jī)翼可將2種設(shè)計(jì)的優(yōu)勢集成到單架飛行器中，并且可利用兩側(cè)機(jī)翼變形量不同獲得附加滾轉(zhuǎn)力矩，便于飛行器的橫向操縱。

圖3 變形翼展增加

Vale等[12]提出了一種具有共彎度變形能力的伸縮翼的航空結(jié)構(gòu)。如圖3所示，外翼的前后緣和內(nèi)部之間存在碳纖維結(jié)構(gòu)，用于支撐和引導(dǎo)滑動(dòng)內(nèi)翼的前后緣，從而改變翼展，其中的碳纖維結(jié)構(gòu)代替了傳統(tǒng)的翼肋。Blondeau等[13]設(shè)計(jì)的變形機(jī)翼主要由氣動(dòng)伸縮翼梁、剛性蒙皮和肋骨元件等組成，由于機(jī)翼截面的接縫會(huì)產(chǎn)生寄生阻力，伸縮翼的空氣動(dòng)力學(xué)性能受到一定影響。Ajaj等[14]設(shè)計(jì)的齒輪驅(qū)動(dòng)自動(dòng)雙翼結(jié)構(gòu)如圖4所示，該結(jié)構(gòu)適用于小型無人機(jī)，可變展長高達(dá)100%。該結(jié)構(gòu)優(yōu)于傳統(tǒng)的伸縮式和鉸鏈?zhǔn)浇Y(jié)構(gòu)，因?yàn)槠涫褂脵C(jī)翼兩側(cè)的可用空間，而不是依賴于重疊的結(jié)構(gòu)和軸承，除此之外，由于驅(qū)動(dòng)蝸輪的低導(dǎo)程角，其具有自鎖驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)。

圖4 齒輪驅(qū)動(dòng)自動(dòng)雙翼概念圖

2.1.2 變弦長

變弦長機(jī)翼可以通過改變弦長進(jìn)而改變展弦比及機(jī)翼面積，使飛行器適合更廣的速域。傳統(tǒng)機(jī)翼的弦長是通過螺旋機(jī)構(gòu)驅(qū)動(dòng)前緣或后緣襟翼變形來改變，機(jī)翼中由于存在翼梁、油箱和其他部件，變形和空氣動(dòng)力載荷所需的大位移使得變弦長機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)十分復(fù)雜。

Reed 等[15]設(shè)計(jì)了一種變弦長機(jī)翼結(jié)構(gòu)，旨在增強(qiáng)無人機(jī)的機(jī)動(dòng)性。如圖5所示，借助互穿翼肋機(jī)構(gòu)通過微型直流電機(jī)和導(dǎo)螺桿機(jī)構(gòu)改變弦長，安裝在翼根和翼尖的電機(jī)同步帶動(dòng)導(dǎo)螺桿螺母旋轉(zhuǎn)，進(jìn)而導(dǎo)螺桿線性移動(dòng)驅(qū)動(dòng)前緣和后緣導(dǎo)軌。該結(jié)構(gòu)可將翼面面積增大80%。Khoshlahjeh等[16]研究了多任務(wù)直升機(jī)轉(zhuǎn)子葉片的弦擴(kuò)展結(jié)構(gòu)，利用后緣板在葉片展長的63%和83%之間的切口延伸，可以使直升機(jī)有效弦長增加20%，并且通過將計(jì)算流體動(dòng)力學(xué)增量添加到基線空氣動(dòng)力學(xué)系數(shù)，改進(jìn)了翼型截面的動(dòng)力學(xué)模型。

圖5 變弦長機(jī)翼

2.1.3 變后掠

可變后掠角機(jī)翼并不是一個(gè)新的概念，二戰(zhàn)之后航空領(lǐng)域進(jìn)入噴氣機(jī)時(shí)代，飛行速度的提高代表了新的戰(zhàn)術(shù)優(yōu)勢，減少飛行器高速飛行阻力最有效的方法是采用較大的后掠角，降低展弦比，然而飛行器若采用大后掠角機(jī)翼，其低速飛行時(shí)氣動(dòng)效率就會(huì)降低?？勺兒舐咏菣C(jī)翼則可以解決高低速性能要求的矛盾。

Mattioni 等[17]提出了一種基于多穩(wěn)態(tài)結(jié)構(gòu)的可變后掠角機(jī)翼，主要由兩根翼梁組成，翼梁之間利用相互連接的桁肋連接。通過有限元分析研究了該結(jié)構(gòu)的性能，并建立了實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ蛠硌芯繉?shí)際翼盒的結(jié)構(gòu)和運(yùn)動(dòng)特性，成功地實(shí)現(xiàn)了掠角變形。Jesse 等[18]提出了一種具有可變后掠角機(jī)翼的超音速商務(wù)機(jī)。該飛機(jī)在亞音速或者低速條件下，掠角變化量可達(dá)35°，而在超音速飛行條件下，掠角變化量可達(dá)60°。Chen 等[19]研究了可變掠角機(jī)翼對飛機(jī)雷達(dá)散射截面特性的影響，以降低飛機(jī)雷達(dá)散射截面面積和敵方雷達(dá)的探測概率，研究結(jié)果表明，當(dāng)前緣后掠角為33°時(shí)，飛機(jī)頭部方向雷達(dá)散射截面的算術(shù)平均值是后掠角為0°時(shí)的0.644%。

2.2 面外變形

2.2.1 展向彎曲

展向彎曲機(jī)翼技術(shù)可以幫助飛行器減少阻力，增加高低速下的穩(wěn)定性，也可以提高避免失速的能力。NASA的研究人員受生物啟發(fā)發(fā)明了一種超橢圓彎曲型翼展機(jī)翼（Hyper-Elliptical Cambered Span，HECS）[20]，該機(jī)翼相比于平直翼更具氣動(dòng)優(yōu)勢。此概念一出，激勵(lì)了諸多學(xué)者對展向彎曲機(jī)翼進(jìn)行研究。

Sofla 等[2]提出了2 種彎曲機(jī)翼：第一種滑動(dòng)變形翼與變后掠機(jī)翼類似，如圖6所示，機(jī)翼可以通過柔性平行四邊形機(jī)構(gòu)沿著機(jī)身方向滑動(dòng)進(jìn)行彎曲變形；第二種展向變形翼與HECS 類似，如圖7 所示，Sofla 等利用形狀記憶合金及碳環(huán)氧樹脂制作了樣機(jī)，樣機(jī)在典型工況下表現(xiàn)出了良好的飛行性能。Manzo[21]設(shè)計(jì)了一種分段式機(jī)構(gòu)，以實(shí)現(xiàn)機(jī)翼的展向彎曲變形，作動(dòng)方式分別采用直流電機(jī)和形狀記憶合金，分析結(jié)果顯示，形狀記憶合金驅(qū)動(dòng)方式更為有效。Wiggins 等[22]利用一種單自由度運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)和形狀記憶合金等研制出一種展向變彎度機(jī)翼，并且利用線性空氣動(dòng)力學(xué)分析確定了載荷分布，根據(jù)重力載荷和動(dòng)力載荷進(jìn)行了結(jié)構(gòu)分析。

圖6 滑動(dòng)變形翼概念圖

圖7 展向變形翼概念圖

2.2.2 變上反角

變上反角機(jī)翼因其增強(qiáng)飛行器性能和飛行控制的能力而引起廣泛關(guān)注。變上反角機(jī)翼具有以下優(yōu)勢：可以控制氣動(dòng)分布；取代傳統(tǒng)的控制面；增強(qiáng)高性能飛行器的敏捷性和飛行特性；通過改變渦量分布減小誘導(dǎo)阻力；改善失速特性等。

佛羅里達(dá)大學(xué)開發(fā)了一種受海鷗啟發(fā)的變上反角機(jī)翼[23]，如圖8所示，機(jī)翼的變形是由機(jī)身內(nèi)線性驅(qū)動(dòng)器控制連接梁系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)的。分析了幾種變形條件下的飛行數(shù)據(jù)，以確定動(dòng)態(tài)特性的變化程度。側(cè)向動(dòng)力學(xué)模型表明，變上反角機(jī)翼對操縱質(zhì)量和穩(wěn)定性有較大影響。Cuji等[24]分析了對稱和非對稱V型變形翼對飛行器轉(zhuǎn)彎動(dòng)力學(xué)性能的影響。通過對轉(zhuǎn)彎飛行性能指標(biāo)的分析，可以看出非對稱V型翼在側(cè)傾角、載荷系數(shù)和翻滾力矩系數(shù)等方面表現(xiàn)較好。盡管隨著翼面上反角的增加，轉(zhuǎn)彎半徑和轉(zhuǎn)彎速度的性能有所下降，但是在側(cè)傾角和載荷系數(shù)方面有了很大的改善。并且與對稱翼相比，非對稱翼的翻滾力矩有很大的改善。

圖8 可變上反角機(jī)翼模型

2.2.3 機(jī)翼扭轉(zhuǎn)

通過機(jī)翼扭轉(zhuǎn)提高飛行器的飛行性能和控制并不是一種新技術(shù)。萊特兄弟就曾利用機(jī)翼扭轉(zhuǎn)技術(shù)對飛行器進(jìn)行側(cè)滾控制。不同于變展長和變后掠機(jī)翼，機(jī)翼扭轉(zhuǎn)變形可以在不需要復(fù)雜沉重的機(jī)械裝置條件下就對升降表面的氣動(dòng)性能產(chǎn)生較大影響。此外，扭轉(zhuǎn)變形還具有減輕陣風(fēng)和操縱負(fù)荷、增加升力系數(shù)以及取代傳統(tǒng)的控制面等優(yōu)點(diǎn)。

Ajaj等[25]介紹了一種新型主動(dòng)氣動(dòng)彈性結(jié)構(gòu)裝置的概念，通過該裝置可以實(shí)現(xiàn)機(jī)翼的扭轉(zhuǎn)變形。如圖9所示，自適應(yīng)扭轉(zhuǎn)翼是一種薄壁封閉截面雙翼箱體，其扭轉(zhuǎn)剛度可以通過改變前后腹板之間的封閉面積來調(diào)整。當(dāng)腹板相互靠近時(shí)，結(jié)構(gòu)的扭轉(zhuǎn)剛度降低，而其在展向的彎曲剛度不受影響。扭轉(zhuǎn)剛度的降低允許外部空氣動(dòng)力載荷對結(jié)構(gòu)產(chǎn)生扭轉(zhuǎn)并保持其變形形狀。這些扭轉(zhuǎn)變形可以通過改變腹板的相對位置作為飛行條件的函數(shù)來控制，以獲得最佳性能。分析結(jié)果表明，通過移動(dòng)前翼梁腹板可以顯著增加扭矩和升力。Jenett等[26]利用蜂窩復(fù)合型材料設(shè)計(jì)了一種模塊化扭轉(zhuǎn)機(jī)翼，不僅可以實(shí)現(xiàn)連續(xù)的扭轉(zhuǎn)變形，模塊化裝配方式使得機(jī)翼制造維修相對簡單，同時(shí)兼具重量輕、力學(xué)性能好和氣動(dòng)性能高等優(yōu)點(diǎn)。

圖9 自適應(yīng)扭轉(zhuǎn)結(jié)構(gòu)概念圖

2.2.4 機(jī)翼折疊

折疊機(jī)翼通過改變機(jī)翼位置影響飛行特性，如爬升率、失速特性和橫向穩(wěn)定性等，另外通過折疊機(jī)翼可以減小全機(jī)外廓尺寸，因此，折疊機(jī)翼更多適用于艦載機(jī)，艦載機(jī)通常在外翼掛彈，無法采用伸縮式變展長機(jī)翼。因此通過機(jī)翼折疊技術(shù)可以合理、高效地利用航母甲板，增加搭載數(shù)量，大大增強(qiáng)航母戰(zhàn)斗力。

Su-33艦載機(jī)是俄羅斯蘇霍伊設(shè)計(jì)局為航母專門研制的艦載機(jī)，該機(jī)以Su-27為原型，進(jìn)行了一系列針對上艦后停放和滑躍起飛的改造，包括尾椎縮短、加強(qiáng)機(jī)身和起落架強(qiáng)度、將機(jī)翼和平尾設(shè)計(jì)為可折疊、增加一副鴨翼等一系列復(fù)雜操作，改善飛機(jī)的升力特性，提高其短距離起飛性能[27]。除艦載機(jī)外，近年來有學(xué)者將折疊翼技術(shù)應(yīng)用到小型無人機(jī)。Mills等[28]利用折疊翼尖影響小型無人機(jī)的控制效應(yīng)，風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明，在面對較大的動(dòng)壓力載荷和迎角時(shí)，折疊翼尖可以有效控制小型無人機(jī)的橫向和縱向穩(wěn)定性。

2.3 翼型變形

2.3.1 變彎度

盡管可變彎度機(jī)翼的想法早就誕生，但要想實(shí)現(xiàn)人們理想中的變形以及合適的控制系統(tǒng)卻復(fù)雜得多。在亞音速狀態(tài)下，可變彎度機(jī)翼可以改變機(jī)翼曲率，從而在不同飛行條件下連續(xù)地調(diào)節(jié)機(jī)翼的幾何形狀，增加升阻比。在低速狀態(tài)下，可變彎度機(jī)翼可以改變彎度，控制機(jī)翼表面氣體流動(dòng)狀況，提高飛行機(jī)動(dòng)性能。

Elzey 等[29]受生物結(jié)構(gòu)啟發(fā)，設(shè)計(jì)了一種可逆的形狀變形結(jié)構(gòu)作動(dòng)器，形狀記憶合金受熱會(huì)驅(qū)動(dòng)鏈環(huán)式翼肋彎曲變形，如圖10 所示，該設(shè)計(jì)的核心是可以彼此旋轉(zhuǎn)的鏈環(huán)式翼肋，使得機(jī)翼可以不借助任何偏置機(jī)構(gòu)恢復(fù)原形狀。Monner等[30]利用高度各向異性蒙皮結(jié)合運(yùn)動(dòng)學(xué)和作動(dòng)器，開發(fā)了一種無間隙前緣智能下垂機(jī)翼，以實(shí)現(xiàn)高升力和無噪聲的功效，并且通過實(shí)驗(yàn)和仿真驗(yàn)證了這種概念的可行性。Barbarino等[31]研制了一種新型可變彎度后緣襟翼結(jié)構(gòu)，柔性翼肋基于桁架狀結(jié)構(gòu)，并且其中一些活動(dòng)組件由形狀記憶合金制成。采用有限元分析方法對結(jié)構(gòu)性能進(jìn)行了評價(jià)，結(jié)果表明，該設(shè)計(jì)具有驅(qū)動(dòng)平穩(wěn)、機(jī)械復(fù)雜性低、氣動(dòng)分布好等優(yōu)點(diǎn)。

圖10 可變彎度機(jī)翼

2.3.2 變厚度

變厚度機(jī)翼一方面可以改善升阻力系數(shù)，從而滿足飛行器高低速的性能要求；另一方面，機(jī)翼厚度直接影響到層流—湍流的過渡位置，變厚度機(jī)翼可以將層流—湍流的過渡位置向機(jī)翼后緣移動(dòng)，以擴(kuò)大機(jī)翼表面的層流區(qū)域，從而獲得顯著的減阻效果，減少燃料的消耗。

圖11 所示為一種可變厚度機(jī)翼，主要包括機(jī)翼下表面用來承受外力的剛體部件、安裝在機(jī)翼表面的柔性蒙皮以及形狀記憶合金作動(dòng)器系統(tǒng)。變形機(jī)構(gòu)由2個(gè)斜凸輪組成，將沿翼展方向的水平運(yùn)動(dòng)轉(zhuǎn)化為垂直于弦的豎直運(yùn)動(dòng)[32]。Brailovski等[33]通過風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)測試發(fā)現(xiàn)，當(dāng)迎角從-1°變化到2°過程中，變厚度機(jī)翼的平均阻力可以減小18.5%。此外，Popov 等[34]提出了一種單點(diǎn)控制機(jī)翼上表面的自適應(yīng)機(jī)翼概念，柔性蒙皮處于層流—湍流的過渡位置，重點(diǎn)研究了層流—湍流過渡點(diǎn)在翼型上的位置控制。由于形狀記憶合金具有非線性行為，有必要使用PID控制器、比例控制器和變量增益控制器去控制形狀記憶合金和整個(gè)閉環(huán)，仿真結(jié)果驗(yàn)證了控制的有效性。

圖11 可變厚度機(jī)翼

2.4 組合變形

組合變形是指上述變形方式之間的相互耦合。隨著復(fù)合化蒙皮材料、智能驅(qū)動(dòng)技術(shù)和柔性變形機(jī)構(gòu)的發(fā)展，機(jī)翼的變形方式也不再單一，而是正在朝著多種變形組合的方向發(fā)展。更多的變形方式意味著飛行器可以適應(yīng)更復(fù)雜的飛行環(huán)境，實(shí)時(shí)保持最優(yōu)氣動(dòng)特性，高效地完成各種組合型任務(wù)。

Neal 等[35]設(shè)計(jì)了一種如圖12 所示的變體飛行器，可同時(shí)實(shí)現(xiàn)變后掠角、變展長和機(jī)翼扭轉(zhuǎn)。該模型采用2個(gè)旋轉(zhuǎn)作動(dòng)器和5個(gè)線性作動(dòng)器來控制機(jī)翼形狀。變后掠機(jī)構(gòu)的驅(qū)動(dòng)方式是電動(dòng)，其他變形機(jī)構(gòu)的驅(qū)動(dòng)方式是氣動(dòng)的。機(jī)翼展長可以從17 英寸最大增加到24.5 英寸，增長44%，后掠角可以在0°～40°變化，機(jī)翼扭轉(zhuǎn)角度可以控制在±20°之間。Vale等[36]為了提高小型無人機(jī)的性能，提出了一種變形機(jī)翼的設(shè)計(jì)方案，該變形機(jī)翼可以通過延長翼梁和伸縮翼肋達(dá)到同時(shí)改變展長、弦長以及翼型的目的，翼弦的變化范圍是其下限值的1～1.5倍，翼展的變化范圍是其下限值的1～1.4倍，而翼型厚度的變化范圍是其下限值的1～1.8倍。然而，由于變形機(jī)制和氣動(dòng)載荷使蒙皮過度變形，導(dǎo)致變形機(jī)翼的性能不是很好，另外伺服電機(jī)、傳動(dòng)設(shè)備和其他元件會(huì)使機(jī)翼的重量大大增加。

圖12 Neal設(shè)計(jì)的變體飛行器

3 結(jié)束語

變體飛行器正由簡單剛性變形向智能柔性變形發(fā)展，變形方式也正在朝著多種變形組合的方向發(fā)展。飛行器可根據(jù)外界環(huán)境和任務(wù)需求自主柔性變形，獲得最合適的氣動(dòng)外形，完成不同的飛行任務(wù)。另外近年來衛(wèi)星通訊服務(wù)的爆炸式增長，使無人機(jī)成為許多常規(guī)應(yīng)用的首選技術(shù)，如邊境巡邏、環(huán)境監(jiān)測、軍事行動(dòng)和搜索救援。由于無人機(jī)的研究需要的生產(chǎn)成本、空氣動(dòng)力學(xué)載荷、安全性和認(rèn)證要求均較低，因此將變形機(jī)翼技術(shù)應(yīng)用在無人機(jī)上，使無人機(jī)在軍用和民用領(lǐng)域發(fā)揮更大用途，這將成為變形機(jī)翼新的研究熱點(diǎn)。

不同的變形方式對飛行器的空氣動(dòng)力學(xué)性能影響不同，通過變形機(jī)翼技術(shù)可以使飛行器在多種環(huán)境下保持最優(yōu)性能和效率。為實(shí)現(xiàn)超音速飛行，20世紀(jì)以變后掠機(jī)翼技術(shù)為代表的變形方式得到了快速發(fā)展，變展長機(jī)翼以及折疊機(jī)翼由于變形方式相對簡單，發(fā)展已經(jīng)相對成熟，正處于實(shí)用化階段。變弦長、變上反角、變彎度等復(fù)雜的變形方式仍需進(jìn)一步發(fā)展和完善，雖然當(dāng)前關(guān)于各種復(fù)雜變形機(jī)翼已有大量研究，但在商用飛機(jī)上實(shí)現(xiàn)大尺度變形仍有待驗(yàn)證。隨著復(fù)合化蒙皮材料、智能驅(qū)動(dòng)技術(shù)和柔性變形機(jī)構(gòu)等相關(guān)技術(shù)的發(fā)展，變形機(jī)翼技術(shù)將會(huì)發(fā)生革命性變化。