孫 楊，昌 敏，白俊強(qiáng),

（1.西北工業(yè)大學(xué)航空學(xué)院，西安 710072；2.西北工業(yè)大學(xué)無人系統(tǒng)技術(shù)研究院，西安 710072）

1 引 言

無論在民用還是軍事領(lǐng)域，飛行器都將面對(duì)日益復(fù)雜的飛行任務(wù)與飛行環(huán)境，需要在多個(gè)工況下具備優(yōu)良性能[1]。傳統(tǒng)固定翼飛行器采用單目標(biāo)設(shè)計(jì)，以設(shè)計(jì)點(diǎn)性能最優(yōu)為目標(biāo)。現(xiàn)代固定翼飛行器采用多目標(biāo)優(yōu)化設(shè)計(jì)，能夠?qū)崿F(xiàn)多工況下性能提升，但其設(shè)計(jì)結(jié)果往往是多工況下性能的折中與權(quán)衡[2]，在任何一個(gè)工況下的性能都不是最優(yōu)的，更難以在所有工況下達(dá)到性能最優(yōu)[3]。

與飛機(jī)相似，鳥類在飛行過程中也會(huì)面臨不同的飛行環(huán)境以及機(jī)動(dòng)需求，但與固定翼飛機(jī)所不同，鳥類可以通過圖1所示的鳥翼形狀變化來適應(yīng)不同的飛行需求：（a）在平穩(wěn)飛行時(shí)舒展翅膀；（b）在追捕獵物時(shí)將翅膀蜷縮后掠以減小飛行阻力，進(jìn)行急速俯沖；（c）進(jìn)入密林時(shí)將翅膀向內(nèi)側(cè)卷起，減小寬度以便穿越枝杈；（d）降落時(shí)將翅膀完全迎向氣流來增加阻力，實(shí)現(xiàn)棲落機(jī)動(dòng)[4]。鳥類在飛行過程中通過改變翅膀形狀如展長、后掠角等來滿足不同的飛行需求，在多種飛行環(huán)境中均能發(fā)揮優(yōu)良性能。受此啟發(fā)，賦予飛機(jī)像鳥類一樣的機(jī)翼變形能力，將有助于解決多目標(biāo)設(shè)計(jì)中的性能權(quán)衡問題[5-6]，由此催生了變形機(jī)翼飛行器。

圖1 鳥類飛行、俯沖、穿過密林與棲落Fig.1 Birds fly, dive, cross the forest and perch

機(jī)翼變形技術(shù)為飛行器的發(fā)展帶來了機(jī)遇和挑戰(zhàn)[7]。一方面，機(jī)翼變形為進(jìn)一步提升飛行器性能帶來了可能[8]；另一方面，變形機(jī)構(gòu)的加入引起機(jī)翼質(zhì)量增加以及機(jī)械結(jié)構(gòu)復(fù)雜度上升，增加了子系統(tǒng)設(shè)計(jì)的難度[9]。此外，變形過程中，平面形狀發(fā)生變化往往牽動(dòng)內(nèi)部桁梁結(jié)構(gòu)發(fā)生相對(duì)運(yùn)動(dòng)以及蒙皮面積擴(kuò)張或者減縮，對(duì)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、機(jī)械設(shè)計(jì)、智能材料等領(lǐng)域帶來了全新的挑戰(zhàn)[10]。

本文首先梳理變形機(jī)翼飛行器的發(fā)展歷程，介紹典型的變形機(jī)翼飛行器并總結(jié)其發(fā)展特點(diǎn)。根據(jù)平面形狀和翼型剖面是否變化將機(jī)翼變形分為平面形狀變形、非平面形狀變形和翼型剖面變形，列舉3種變體類型的具體變形方式與實(shí)際工程應(yīng)用。最后，總結(jié)變形機(jī)翼的關(guān)鍵技術(shù)并展望了未來發(fā)展趨勢(shì)。

2 發(fā)展歷程與發(fā)展特點(diǎn)

2.1 發(fā)展歷程

變形機(jī)翼的概念幾乎與飛機(jī)同時(shí)起源，萊特兄弟在發(fā)明飛機(jī)之初，就利用飛機(jī)機(jī)翼的不對(duì)稱扭轉(zhuǎn)變形來操縱飛機(jī)[6]。機(jī)翼變形技術(shù)發(fā)展至今產(chǎn)生了眾多的變形方式與工程型號(hào)，如表1所示。機(jī)翼變形技術(shù)發(fā)展大致經(jīng)歷了三個(gè)階段：萌芽階段、初步發(fā)展階段與平臺(tái)無人化階段。

表1 變形機(jī)翼飛行器型號(hào)Table 1 Morphing wing aircrafts

20世紀(jì)30年代初至40年代末是機(jī)翼變形技術(shù)的萌芽階段，這個(gè)時(shí)期的飛行器以活塞–螺旋槳?jiǎng)恿橹?，機(jī)翼載荷高，因此，機(jī)翼結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)偏向剛性機(jī)翼。雖然這個(gè)階段僅有少量的變體飛機(jī)出現(xiàn)，但是，眾多的飛行器平臺(tái)為變形技術(shù)提供了實(shí)踐基礎(chǔ)，X-5驗(yàn)證機(jī)的前身正是誕生于20世紀(jì)40年代末的德國。

20世紀(jì)50年代初至80年代末是變形技術(shù)的初步發(fā)展階段，貝爾公司率先在X-5驗(yàn)證機(jī)上實(shí)現(xiàn)了機(jī)翼變后掠技術(shù)，證明了該技術(shù)的先進(jìn)性與應(yīng)用價(jià)值。此后，相繼出現(xiàn)了變展長機(jī)翼、變展向撓度機(jī)翼等。但在該階段，飛行器設(shè)計(jì)向著高空、高速的設(shè)計(jì)目標(biāo)持續(xù)發(fā)展，高、低速的設(shè)計(jì)矛盾日益凸顯，而變后掠機(jī)翼則有效地解決了這一矛盾，因此，得到了持續(xù)的研究與發(fā)展，衍生出了眾多的工程型號(hào)。

20世紀(jì)90年代至今是變形技術(shù)開始應(yīng)用于無人機(jī)平臺(tái)的階段。無人機(jī)具有設(shè)計(jì)成本低、設(shè)計(jì)周期短、技術(shù)集成度高、飛行品質(zhì)要求低等優(yōu)勢(shì)，也因此成為變形技術(shù)先進(jìn)布局驗(yàn)證與應(yīng)用的首選平臺(tái)。該時(shí)期呈現(xiàn)出多樣性與系統(tǒng)性的特點(diǎn)，涌現(xiàn)出多種多樣的變形布局，如主動(dòng)氣動(dòng)彈性機(jī)翼、變扭轉(zhuǎn)角、剖面連續(xù)變彎度等，美國和歐洲等地區(qū)的研究機(jī)構(gòu)針對(duì)機(jī)翼變形過程中的氣動(dòng)、結(jié)構(gòu)、材料、機(jī)械設(shè)計(jì)等各方面開展了較為系統(tǒng)與全面的研究[6]。

2.2 發(fā)展特點(diǎn)

變形機(jī)翼技術(shù)的發(fā)展時(shí)間線如圖2所示，從發(fā)展脈絡(luò)來看，為追求高空、高速性能，剛性機(jī)翼普遍采用大后掠角布局以減小高速飛行阻力，但同時(shí)這樣的布局惡化了低速性能，高、低速協(xié)調(diào)設(shè)計(jì)的矛盾日益凸顯。因此，變形技術(shù)首先應(yīng)用于技術(shù)復(fù)雜度較低的無結(jié)構(gòu)相對(duì)運(yùn)動(dòng)、無蒙皮面積變化的整體變后掠機(jī)翼，以增加結(jié)構(gòu)重量和機(jī)械復(fù)雜度為代價(jià)，實(shí)現(xiàn)了兼顧高、低速性能的設(shè)計(jì)。伴隨著智能材料的發(fā)展，柔性蒙皮實(shí)現(xiàn)了機(jī)翼前后緣的連續(xù)變彎度設(shè)計(jì)與主動(dòng)氣動(dòng)彈性設(shè)計(jì)，可擴(kuò)展的蒙皮為進(jìn)一步實(shí)現(xiàn)結(jié)構(gòu)變形提供了可能，也推動(dòng)了后續(xù)對(duì)驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)、傳感器等分系統(tǒng)的研究工作。從發(fā)展趨勢(shì)來看，變形技術(shù)向著智能、可控、輕質(zhì)、低復(fù)雜度、高系統(tǒng)可靠性等方面不斷發(fā)展與完善。智能材料、結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、機(jī)械設(shè)計(jì)是變形技術(shù)發(fā)展的重要?jiǎng)恿?，總體、氣動(dòng)與控制設(shè)計(jì)是變形技術(shù)走向工程應(yīng)用的關(guān)鍵基礎(chǔ)。

圖2 變形技術(shù)發(fā)展時(shí)間線Fig.2 Timeline of morphing wing technique

3 機(jī)翼變形技術(shù)分類

機(jī)翼變形通常分為三類：（1）平面形狀變形，包括后掠角、展長、弦長等平面形狀參數(shù)的變化；（2）非平面形狀變形，如扭轉(zhuǎn)、上反等；（3）翼型剖面變形，如翼型后緣彎度、剖面厚度變化等。

3.1 平面形狀變形

3.1.1 變后掠機(jī)翼

變后掠機(jī)翼是一種可隨不同飛行情況而改變后掠角的設(shè)計(jì)。這樣的設(shè)計(jì)可同時(shí)利用大后掠角在高速下減小激波阻力以及小后掠角速下改善升力特性的優(yōu)點(diǎn)，但也會(huì)增加飛機(jī)結(jié)構(gòu)重量和機(jī)械復(fù)雜度。飛行器通過改變后掠角來匹配不同的飛行任務(wù)與飛行環(huán)境，在多個(gè)工況下均可達(dá)到最優(yōu)性能，無須在高、低速性能之間進(jìn)行權(quán)衡，有效地解決了飛行器的高、低速協(xié)調(diào)設(shè)計(jì)問題。

變后掠機(jī)翼在如圖3所示的F-14、B-1B、Tu-160、Tu-22M等飛機(jī)上有著較為成功的應(yīng)用。圖4所示為Tu-160飛機(jī)在不同工況下的機(jī)翼后掠角變化。Tu-160主翼全展20°時(shí)用于起降，主翼展開至35°時(shí)用于巡航，主翼內(nèi)收至65°時(shí)用于高速飛行。變后掠機(jī)翼采用小后掠角進(jìn)行起降，中等后掠角進(jìn)行巡航，大后掠角用于高速飛行，不僅解決了高、低速性能問題，也減小了對(duì)起飛場(chǎng)長度、停泊空間的要求。

圖3 變后掠飛機(jī)典型代表Fig.3 Engineering applications of sweep wing aircraft

圖4 Tu-160飛機(jī)不同場(chǎng)景下采用不同的后掠角Fig.4 Different configurations for Tu-160 in different flying conditions

3.1.2 變展長機(jī)翼

變展長機(jī)翼是指機(jī)翼展長可變、機(jī)翼內(nèi)包含可動(dòng)翼段并且可將可動(dòng)翼段沿軌道推出或收回的機(jī)翼?？蓜?dòng)翼段通常包含在固定翼段內(nèi)，依靠電磁作用力或者充氣等方式伸出與收回[11]。伸縮機(jī)翼改變飛機(jī)展弦比和機(jī)翼面積的能力較強(qiáng)，機(jī)翼展開構(gòu)型可賦予飛機(jī)良好的高升阻比與長時(shí)間續(xù)航能力，機(jī)翼收縮構(gòu)型則減小了飛行阻力，增強(qiáng)了飛機(jī)的加速?zèng)_刺性能，非對(duì)稱伸縮還可用于滾轉(zhuǎn)控制[12-13]。

變展長機(jī)翼的驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)需要占據(jù)較大的機(jī)翼內(nèi)部空間，同時(shí)考慮外翼段的收納問題，機(jī)翼內(nèi)翼段的厚度通常較大[14]。此外，翼段連接處會(huì)造成翼面的不連續(xù)，使整個(gè)機(jī)翼的氣動(dòng)性能下降[15]?？梢?，現(xiàn)階段變展長機(jī)翼存在變形機(jī)構(gòu)復(fù)雜、翼面無法光滑變形等缺陷，無法適用于高速飛行的飛機(jī)[16]。為解決翼段連接處不連續(xù)的問題，設(shè)計(jì)人員通常會(huì)在翼段連接處鋪設(shè)一層高彈性密封材料，保證機(jī)翼變形時(shí)翼段間不產(chǎn)生縫隙[17]。

美國航空先驅(qū)伯內(nèi)利早在1929年就提出了這一技術(shù)概念[11]。圖5所示的俄裔工程師Ivan Makhonine設(shè)計(jì)的MAK-10 采用了一種氣動(dòng)可伸縮機(jī)構(gòu)，伸縮機(jī)構(gòu)帶動(dòng)外側(cè)的機(jī)翼從內(nèi)側(cè)機(jī)翼中伸出，實(shí)現(xiàn)了展長和機(jī)翼面積的變化[14]。MAK-10在1931年進(jìn)行了首次飛行，其展長可從13 m增加到21 m，機(jī)翼面積可從21 m2增加到33 m2。

圖5 MAK-10變展長機(jī)翼[14]Fig.5 Illustration of varying wingspan MAK-10[14]

3.1.3 變弦長機(jī)翼

變弦長機(jī)翼是指機(jī)翼翼段弦長能夠發(fā)生變化，沿氣流方向延長或者收縮的機(jī)翼。由于變弦長機(jī)翼的驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)需要較大的內(nèi)部空間，設(shè)計(jì)難度相對(duì)較大，研究人員對(duì)此類機(jī)翼研究相對(duì)較少。智能材料和智能驅(qū)動(dòng)器的發(fā)展，使得設(shè)計(jì)出質(zhì)量輕、復(fù)雜度低的變弦長機(jī)構(gòu)成為可能。例如，2005年，美國基石研究集團(tuán)的Reed設(shè)計(jì)了如圖6所示的伸縮翼肋機(jī)構(gòu)，通過控制翼肋滑動(dòng)，改變機(jī)翼弦長[6]。覆蓋于翼肋表面的柔性蜂窩蒙皮用于保持機(jī)翼翼型，剛性翼肋可支撐柔性蒙皮以承載面外的氣動(dòng)載荷，該變弦長機(jī)翼最大可增加80%的機(jī)翼平面面積。

圖6 伸縮翼肋機(jī)構(gòu)[6]Fig.6 Structure of flexible wing rib[6]

3.1.4 折疊機(jī)翼

折疊機(jī)翼是指可繞軸旋轉(zhuǎn)折向機(jī)身，能在折疊與展開狀態(tài)間進(jìn)行切換的機(jī)翼。折疊方式[7]主要包含兩種：橫向折疊與縱向折疊。橫向折疊機(jī)翼在各段機(jī)翼的分離面處設(shè)置沿弦向的鉸鏈，通過外部驅(qū)動(dòng)力使分段機(jī)翼繞鉸鏈軸轉(zhuǎn)動(dòng)，如圖7所示?？v向折疊機(jī)翼在機(jī)身或機(jī)翼上布置有展開機(jī)構(gòu)，機(jī)翼繞軸旋轉(zhuǎn)至與機(jī)身共線。小展弦比布局可采用圖8所示的一次折疊方式，機(jī)翼繞根部轉(zhuǎn)軸向機(jī)體頭部或機(jī)體尾部折疊。大展弦比布局則采用圖9所示的二次折疊方式，在機(jī)翼上布置第二展開機(jī)構(gòu)來連接分段機(jī)翼。折疊機(jī)翼可有效減小飛行器所占尺寸和容積，適用于筒發(fā)射或潛射的飛行器。

圖7 橫向折疊Fig.7 Illustration of horizontal folding

圖8 串列翼布局縱向折疊Fig.8 Longitudinal folding of tandem-wing

圖9 大展弦比機(jī)翼縱向折疊Fig.9 Longitudinal folding of high aspect ratio wing

“鸕鶿”無人機(jī)[18]是橫向折疊的典型代表，如圖10所示。無人機(jī)機(jī)長5.8 m，翼展4.86 m，機(jī)身總重量不到4 t，但可攜帶453 kg的載荷。“鸕鶿”無人機(jī)的機(jī)翼設(shè)計(jì)成海鷗翅膀的形狀，以適應(yīng)導(dǎo)彈發(fā)射井內(nèi)壁。無人機(jī)由類似機(jī)械臂的引導(dǎo)裝置送出發(fā)射井，自行浮出水面后，將起動(dòng)兩部固體燃料發(fā)動(dòng)機(jī)，在水面垂直起飛。

圖10 潛射的“鸕鶿”無人機(jī)Fig.10 Submarine-launched cormorant UAV

“彈簧刀”巡飛彈[19]是縱向折疊的典型代表，如圖11所示，飛行器系統(tǒng)由發(fā)射器、巡飛彈及地面控制站等部分組成。巡飛彈是其核心，最大重量約1.36 kg，長度為360 mm。在下部有前后兩對(duì)彈翼折疊，可由迫擊炮或火炮等身管武器發(fā)射，展開后翼展最大610 mm。

圖11 筒發(fā)射“彈簧刀”無人機(jī)Fig.11 Tube-launched switchblade UAV

3.2 非平面形狀變形

3.2.1 變展向撓度機(jī)翼

展向變彎度機(jī)翼是指機(jī)翼沿展向可發(fā)生彎度變化，主要包括分段撓曲變形和柔性撓曲變形，如圖12～13所示。改變展向彎度可改變飛行器的滾轉(zhuǎn)性能和橫向穩(wěn)定性[20]。這類機(jī)翼通過記憶合金線連接各翼段，控制記憶合金線的伸縮使機(jī)翼產(chǎn)生不同的展向彎曲度[21]。

圖12 分段展向變撓度機(jī)翼[12]Fig.12 Aircraft of segmented flexible wing[12]

圖13 連續(xù)展向變撓度機(jī)翼[12]Fig.13 Aircraft of smooth flexible wing[12]

3.2.2 變扭轉(zhuǎn)機(jī)翼

變扭轉(zhuǎn)機(jī)翼是指機(jī)翼剖面扭轉(zhuǎn)角可發(fā)生變化的機(jī)翼。通過改變機(jī)翼扭轉(zhuǎn)角來實(shí)現(xiàn)改變氣動(dòng)力和力矩，不對(duì)稱扭轉(zhuǎn)還可用于滾轉(zhuǎn)控制。

變扭轉(zhuǎn)機(jī)翼的典型代表是主動(dòng)氣動(dòng)彈性機(jī)翼（Active Aeroelastic Wing, AWW）[22]，其在原理上與萊特兄弟的機(jī)翼扭轉(zhuǎn)控制類似，AAW共有4對(duì)控制面，即內(nèi)外側(cè)前、后緣控制面各一對(duì)，如圖14所示。為讓飛機(jī)向右翻轉(zhuǎn)，通過向上偏轉(zhuǎn)外側(cè)前緣翼瓣、向下偏轉(zhuǎn)后緣翼瓣， 左側(cè)機(jī)翼將產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)力矩。如果設(shè)計(jì)合理，只需偏轉(zhuǎn)較小角度，就能提供足夠的控制而滿足設(shè)計(jì)要求，此時(shí)機(jī)翼扭轉(zhuǎn)變形比傳統(tǒng)方法設(shè)計(jì)的機(jī)翼變形還小。AAW與原有機(jī)翼相比，采用更輕、更具柔韌性的材料，可完成機(jī)翼的彎曲和扭轉(zhuǎn)，通過主動(dòng)氣動(dòng)彈性變形提高飛機(jī)在跨、超聲速的滾轉(zhuǎn)等操縱控制能力。AAW可使飛機(jī)航程更遠(yuǎn)、有效載荷更高、燃油效率更高，能獲得更優(yōu)的飛行性能。

圖14 主動(dòng)氣動(dòng)彈性機(jī)翼[22]Fig.14 Active aeroelastic wing[22]

3.3 翼型剖面變形

翼型剖面變形指對(duì)機(jī)翼剖面形狀的控制，主要包括改變厚度和前后緣變彎度。傳統(tǒng)機(jī)翼的舵面操縱如襟翼、縫翼偏轉(zhuǎn)本質(zhì)上就是在改變機(jī)翼彎度，但舵面偏轉(zhuǎn)過程中所形成的縫道會(huì)破壞機(jī)翼型面的連續(xù)性，增加阻力與噪聲[23]。隨著智能材料和智能驅(qū)動(dòng)器的應(yīng)用，連續(xù)變彎度機(jī)翼步入實(shí)際應(yīng)用，驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)驅(qū)動(dòng)機(jī)翼結(jié)構(gòu)產(chǎn)生前后緣彎曲變形，可擴(kuò)展蒙皮填補(bǔ)了縫道，使得機(jī)翼型面實(shí)現(xiàn)連續(xù)變化，改善了氣動(dòng)、噪聲與隱身特性。

自1980年自適應(yīng)機(jī)翼技術(shù)項(xiàng)目（Adaptive Mission Wing, AMW）[5]在改進(jìn)的F-111戰(zhàn)斗機(jī)上展示了機(jī)翼無縫可變形前后緣的優(yōu)勢(shì)后，研究人員將目光集中在可變形機(jī)翼的研究上。Ricci等[24]提出了基于可轉(zhuǎn)動(dòng)翼肋改變機(jī)翼后緣彎度的方案及基于線性滑動(dòng)軸承的變形蒙皮方案，并進(jìn)行了初步的方針分析?；谝砝叻侄无D(zhuǎn)動(dòng)的原理，Poonsong[25]提出了多段可變彎度機(jī)翼的概念，通過驅(qū)動(dòng)這種翼肋機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)，可在全弦長范圍內(nèi)實(shí)現(xiàn)翼型彎度的變化。Sofla等[26]研發(fā)了一系列形狀記憶合金驅(qū)動(dòng)的可彎曲結(jié)構(gòu)，可用來使機(jī)翼段變形。2009年，Peel等[27]研制的如圖15所示的變彎度機(jī)翼，采用碳纖維材料作為蒙皮，通過氣動(dòng)肌肉驅(qū)動(dòng)機(jī)翼產(chǎn)生彎曲變形，其前緣可向下彎曲14°，后緣可向下彎曲13°。新型驅(qū)動(dòng)器的采用有效地降低了機(jī)翼重量和驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)的復(fù)雜度。

圖15 變彎度翼型[27]Fig.15 Variable camber foil[27]

4 關(guān)鍵技術(shù)研究

機(jī)翼變形涉及氣動(dòng)、結(jié)構(gòu)、控制、材料、機(jī)械等眾多領(lǐng)域，關(guān)鍵技術(shù)主要包含以下幾個(gè)方面：（1）氣動(dòng)性能計(jì)算方法；（2）飛行力學(xué)建模與飛行控制；（3）變形控制系統(tǒng)技術(shù)；（4）機(jī)翼變形結(jié)構(gòu)；（5）自適應(yīng)蒙皮；（6）多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計(jì)。計(jì)算方法旨在為變體飛行器的概念設(shè)計(jì)和詳細(xì)設(shè)計(jì)尋找匹配的性能計(jì)算手段，在設(shè)計(jì)初期使用高效手段進(jìn)行布局評(píng)估，在詳細(xì)設(shè)計(jì)中則采用能反映非定常氣動(dòng)力的高精度方法。動(dòng)力學(xué)方面則是要建立多體動(dòng)力學(xué)模型，將機(jī)翼變形作為控制環(huán)節(jié)進(jìn)行控制設(shè)計(jì)。變形控制系統(tǒng)則包含了驅(qū)動(dòng)機(jī)翼變形的全部子系統(tǒng)，這些子系統(tǒng)將與可動(dòng)機(jī)翼結(jié)構(gòu)及變形蒙皮共同實(shí)現(xiàn)機(jī)翼變形。由于機(jī)翼變形常伴隨著內(nèi)部桁梁結(jié)構(gòu)的相對(duì)運(yùn)動(dòng)及蒙皮面積擴(kuò)展或減縮，因此，還需研究可變形的承力結(jié)構(gòu)與自適應(yīng)蒙皮。開展多學(xué)科的優(yōu)化設(shè)計(jì)才能得出較為滿意的變形機(jī)翼設(shè)計(jì)結(jié)果。

4.1 氣動(dòng)性能計(jì)算方法

機(jī)翼變形方式多樣且在多個(gè)工況下飛行，若直接采用高精度CFD方法對(duì)變形機(jī)翼進(jìn)行數(shù)值模擬，計(jì)算工作量較大。由此，在概念設(shè)計(jì)階段催生了能快速、準(zhǔn)確計(jì)算氣動(dòng)力且無須重新生成網(wǎng)格的計(jì)算需求。升力線理論[28-29]和渦格法[30-31]等快速估算手段在該領(lǐng)域取得廣泛應(yīng)用。但是，在詳細(xì)設(shè)計(jì)階段，為了能夠細(xì)致地研究飛行器變形機(jī)翼的動(dòng)態(tài)展開與流動(dòng)遲滯等現(xiàn)象，則必須采用高精度的CFD數(shù)值模擬方法，耦合網(wǎng)格變形求解較為復(fù)雜的非定常N-S方程[32]，不同設(shè)計(jì)需求下所運(yùn)用的計(jì)算方法如圖16所示。

圖16 不同設(shè)計(jì)需求下氣動(dòng)性能計(jì)算方法Fig.16 Calculation method of aerodynamic performance in different design requirement

4.2 飛行力學(xué)建模與飛行控制

機(jī)翼變形過程中，機(jī)翼與機(jī)身存在相對(duì)運(yùn)動(dòng)或機(jī)翼本身產(chǎn)生柔性變形，因此，必須采用多體動(dòng)力學(xué)或柔性體動(dòng)力學(xué)的方法建立動(dòng)力學(xué)模型。此外，變形過程中飛行器的質(zhì)心、轉(zhuǎn)動(dòng)慣量、氣動(dòng)力焦點(diǎn)等特征都會(huì)發(fā)生變化[33]，氣動(dòng)力模型具有較大的非定常性與非線性，無法直接采用小擾動(dòng)方法進(jìn)行簡化[34]。上述特點(diǎn)大大增加了變體飛行器的飛行力學(xué)建模、仿真以及控制設(shè)計(jì)的難度。

變體飛行器的飛行控制系統(tǒng)需要在變形結(jié)構(gòu)按預(yù)定程序變形時(shí)維持飛行穩(wěn)定；或者更進(jìn)一步，將變形機(jī)翼（或其他變形結(jié)構(gòu)）作為附加的飛行器操縱機(jī)構(gòu)[35]，利用圖17所示的機(jī)翼變形引起的空氣動(dòng)力學(xué)效應(yīng)輔助操縱，甚至完全操縱飛行器，實(shí)現(xiàn)飛行器的機(jī)動(dòng)控制。

圖17 變形機(jī)翼氣動(dòng)力矢量控制[35]Fig.17 Illustration of aerodynamic vectoring morphing wing[35]

4.3 變形控制系統(tǒng)技術(shù)

變形控制系統(tǒng)是指涉及機(jī)翼變形相關(guān)的全部系統(tǒng)，主要包括驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)、機(jī)械傳動(dòng)機(jī)構(gòu)、傳感反饋、限位機(jī)構(gòu)、儲(chǔ)能系統(tǒng)、變形控制單元6個(gè)部分。驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)是指為機(jī)翼變形提供主動(dòng)作用力或力矩的機(jī)構(gòu)，其本質(zhì)是將電能、燃料化學(xué)能等其他形式能轉(zhuǎn)化為機(jī)械能，從而驅(qū)動(dòng)機(jī)翼運(yùn)動(dòng)。驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)主要包含集中式驅(qū)動(dòng)與分布式驅(qū)動(dòng)[36]兩種結(jié)構(gòu)形式。集中式驅(qū)動(dòng)變形結(jié)構(gòu)制作較簡單，但驅(qū)動(dòng)器承受的載荷大，對(duì)其強(qiáng)度要求高，導(dǎo)致結(jié)構(gòu)重量大，且變形方式固定單一，如只能改變后掠角，驅(qū)動(dòng)器故障時(shí)將導(dǎo)致飛行器失效[37]。分布式驅(qū)動(dòng)變形結(jié)構(gòu)中，多個(gè)驅(qū)動(dòng)器分擔(dān)載荷，有助于減輕結(jié)構(gòu)重量，變形形式靈活，魯棒性強(qiáng)，在部分驅(qū)動(dòng)器發(fā)生故障時(shí)可保證飛行器具有足夠的可控性[38]。機(jī)械傳動(dòng)機(jī)構(gòu)是指將驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)作用力傳遞至可變形結(jié)構(gòu)上的部件，基本原理是通過桿、滑塊、鉸鏈機(jī)構(gòu)所組成的系統(tǒng)傳遞位移與作用力。

變形控制系統(tǒng)工作流程如圖18所示，當(dāng)飛控系統(tǒng)根據(jù)機(jī)動(dòng)或穩(wěn)定性要求解算出相應(yīng)的機(jī)翼變形運(yùn)動(dòng)指令后，將運(yùn)動(dòng)指令傳達(dá)至變形控制單元，變形控制單元根據(jù)指令產(chǎn)生驅(qū)動(dòng)控制指令，驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)根據(jù)控制指令輸出作用力，經(jīng)機(jī)械傳動(dòng)將集中作用力傳遞至各運(yùn)動(dòng)部件，傳感器實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)是否達(dá)到指定位移、角度、速率和角速率等要求并向控制單元反饋，變形控制單元接受反饋信號(hào)進(jìn)行指令修正從而消除誤差。當(dāng)?shù)竭_(dá)指定位置時(shí)，限位機(jī)構(gòu)將機(jī)翼在當(dāng)前位置鎖定，驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)解除作用力，儲(chǔ)能系統(tǒng)也隨之停止供能。

圖18 變形控制系統(tǒng)工作流程Fig.18 Workflow of morphing control system

4.4 變形機(jī)翼結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

不同的變體類型常采用不同的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，主要可以分為兩類，非平面形狀變化的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)與變平面形狀機(jī)翼的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)[39]。非平面形狀變化如變扭轉(zhuǎn)、上反、剖面形狀等，機(jī)翼變化較為單一，結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)較為簡單，每一段可進(jìn)行單獨(dú)的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)。變平面形狀機(jī)翼的結(jié)構(gòu)主要針對(duì)變后掠、變弦長、變展長三種類型[40]。此外，機(jī)翼結(jié)構(gòu)發(fā)生形狀變化時(shí)，還會(huì)伴隨著蒙皮的擴(kuò)展或收縮，因此，蒙皮必須具備自適應(yīng)的變形能力。

4.4.1 非平面形狀變化的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

洛克希德·馬丁公司的Z形變形機(jī)翼[41]與佛羅里達(dá)大學(xué)的仿鷗鳥機(jī)翼[40]，均采用分段機(jī)翼，如圖19所示。每段機(jī)翼自身不具備變形能力，設(shè)計(jì)較為簡單，僅在連接位置設(shè)置旋轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)和蒙皮密封。

圖19 鷗鳥機(jī)翼[40]Fig.19 Gull-wing aircraft[40]

后緣連續(xù)變彎度設(shè)計(jì)[42]是另一種較常見且易實(shí)現(xiàn)的變形方式，如圖20所示。柔性后緣為依次連接的鉸接片，由驅(qū)動(dòng)器和傳動(dòng)機(jī)構(gòu)驅(qū)動(dòng)產(chǎn)生連續(xù)彎曲變形，外部自適應(yīng)蒙皮進(jìn)行相應(yīng)的面積擴(kuò)展與收縮，保持貼附。

圖20 可變彎度機(jī)翼的后緣裝置[42]Fig.20 Rotating rib concept of trailing edge[42]

4.4.2 變平面形狀的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

新世代航空提出的滑動(dòng)蒙皮方案[43]將機(jī)翼結(jié)構(gòu)分為圖21所示的三個(gè)主要部分：桁梁等主承力部件、根部滑動(dòng)組件、內(nèi)部結(jié)構(gòu)主動(dòng)變形單元。變形過程如圖22所示，結(jié)構(gòu)變形單元利用鉸接四邊形的一自由度特征，在機(jī)翼變后掠過程中能發(fā)生相應(yīng)變形，其內(nèi)部包含驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)、轉(zhuǎn)動(dòng)軸及四邊的分段承力結(jié)構(gòu)。在根部區(qū)域，變形單元由三角形構(gòu)成，由滑動(dòng)組件提供額外的變形自由度。當(dāng)機(jī)翼產(chǎn)生變形時(shí)，驅(qū)動(dòng)器推動(dòng)四邊形發(fā)生運(yùn)動(dòng)，根部滑動(dòng)組件也會(huì)產(chǎn)生相應(yīng)變形，從而推動(dòng)前緣的桁梁等主承力部件發(fā)生變后掠運(yùn)動(dòng)。

圖21 變后掠機(jī)翼結(jié)構(gòu)[43]Fig.21 Structure of sweep wing[43]

圖22 結(jié)構(gòu)變形單元Fig.22 Structure unit of morphing wing

機(jī)翼平面形狀變化類型較多，不僅有弦長、展長的變化，實(shí)際使用中還會(huì)受到氣動(dòng)載荷引起氣動(dòng)彈性變形，因此，自適應(yīng)變形的機(jī)翼更具有應(yīng)用前景，賓夕法尼亞大學(xué)采用圖23所示的蜂窩狀結(jié)構(gòu)[44]作為微小單元填充機(jī)翼，每個(gè)單元外部為八根鉸接桿，內(nèi)部有彈性線與驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)，能實(shí)現(xiàn)主動(dòng)可控變形及自適應(yīng)的撓曲變形。

圖23 柔性蜂窩支桿結(jié)構(gòu)Fig.23 Compliant cellular truss structure

4.4.3 自適應(yīng)蒙皮

機(jī)翼平面形狀的變化要求蒙皮材料能進(jìn)行適當(dāng)?shù)拿娣e延展，因此，剛性的金屬蒙皮不再適用，取而代之的是具有擴(kuò)展性的壓電材料[45]、高聚物[46]、層壓薄膜材料[47]與記憶合金[48]等。壓電材料因其響應(yīng)特性和調(diào)頻特性而為變體飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)青睞，其可實(shí)現(xiàn)電能和機(jī)械能之間的轉(zhuǎn)換。具體材料的選取要根據(jù)驅(qū)動(dòng)應(yīng)力、作用力、位移和變形速度、電壓及響應(yīng)速度來決定。形狀記憶合金因其變形與電壓關(guān)聯(lián)的簡便特性在蒙皮選材中受到廣泛關(guān)注。Cornerstone Research Group[6]提出的自適應(yīng)蒙皮采用記憶合金，如圖24所示，該材料可在不同溫度下呈現(xiàn)出不同的形狀。除記憶合金外，Nano Sonic[6]提出采用納米技術(shù)制造的全新金屬橡膠（Metal Rubber），如圖25所示，金屬橡膠材料具有較好的延展性、耐高溫性。此外，賓夕法尼亞大學(xué)的學(xué)者還提出仿照魚鱗或機(jī)場(chǎng)行李傳送帶的層疊機(jī)構(gòu)，在機(jī)翼蒙皮布置分片的小塊重疊蒙皮，實(shí)現(xiàn)蒙皮的連續(xù)變形[6]。

圖24 自適應(yīng)蒙皮[6]Fig.24 Self-deploying polymer material[6]

圖25 金屬橡膠材料[6]Fig.25 NanoSonic’s Metal Rubber[6]

4.5 多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計(jì)

除了流體力學(xué)、結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、飛行控制等傳統(tǒng)領(lǐng)域，變體無人機(jī)也搭乘了機(jī)器學(xué)習(xí)、機(jī)械設(shè)計(jì)等領(lǐng)域的發(fā)展浪潮，出現(xiàn)了機(jī)器學(xué)習(xí)與自適應(yīng)動(dòng)態(tài)逆控制方法相結(jié)合、強(qiáng)化學(xué)習(xí)控制策略與軌跡跟蹤相結(jié)合的新方法[49]。同時(shí)，變體飛行器也帶來了設(shè)計(jì)方法的變革，依賴歷史數(shù)據(jù)和CFD手段的設(shè)計(jì)流程不再適用，取而代之的是基于物理學(xué)原理的包含高可信度工具的設(shè)計(jì)方法，其中，響應(yīng)面模型可高效地將物理學(xué)原理引入早期的設(shè)計(jì)之中并實(shí)現(xiàn)全局的優(yōu)化搜索[50]。

5 結(jié) 論

現(xiàn)代飛行器追求多工況下性能提升，但針對(duì)固定外形開展設(shè)計(jì)，其設(shè)計(jì)結(jié)果往往是多工況性能的折中與權(quán)衡，為滿足某一性能指標(biāo)需犧牲一定的其他性能。換言之，固定外形的多工況設(shè)計(jì)在任何一個(gè)工況下性能都不是最優(yōu)的。鳥類通過變換鳥翼形態(tài)適應(yīng)不同飛行環(huán)境，受此啟發(fā)，賦予機(jī)翼變形能力能有效解決多目標(biāo)設(shè)計(jì)所帶來的矛盾。廣義來看，所有機(jī)翼都并非絕對(duì)剛性，均具備變形能力，但速度快、幅度大的變形機(jī)翼及其工程應(yīng)用在近幾年才嶄露頭角。本文總結(jié)了變形機(jī)翼飛行器的分類方式與關(guān)鍵技術(shù)，列舉了平面形狀變形、非平面形狀變形和翼型剖面變形的具體變形方式并對(duì)實(shí)際工程應(yīng)用進(jìn)行了介紹。機(jī)翼變形技術(shù)涉及氣動(dòng)、結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、飛行控制、機(jī)械動(dòng)力學(xué)、材料等眾多領(lǐng)域，在為提升飛行器性能帶來無限可能的同時(shí)，也對(duì)飛行器設(shè)計(jì)帶來巨大挑戰(zhàn)。

傳統(tǒng)觀點(diǎn)認(rèn)為，變形機(jī)翼引入驅(qū)動(dòng)器、機(jī)械傳動(dòng)等機(jī)構(gòu)，引起機(jī)翼結(jié)構(gòu)重量增加，機(jī)械復(fù)雜度上升，系統(tǒng)可靠性下降，飛行控制設(shè)計(jì)增大，難以走向?qū)嶋H應(yīng)用。實(shí)踐表明，變形機(jī)翼雖然給機(jī)翼設(shè)計(jì)帶來上述不利影響，但也帶來全局優(yōu)勢(shì)，F(xiàn)-4、F-14等飛行器的成功應(yīng)用就是有力佐證。換言之，目前的變形機(jī)翼飛行器是以結(jié)構(gòu)重量的代價(jià)換取性能提升，以犧牲本體性能換取全局性能增益。但在未來，隨著結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、材料及機(jī)械設(shè)計(jì)等技術(shù)的進(jìn)步，極有可能實(shí)現(xiàn)本體與全局性能的共同提升，以變形機(jī)翼代替?zhèn)鹘y(tǒng)舵面進(jìn)行飛行控制，取消襟翼及襟翼驅(qū)動(dòng)設(shè)備，在較為簡單的結(jié)構(gòu)框架下實(shí)現(xiàn)功能，不僅不會(huì)引起重量增加與機(jī)械復(fù)雜度上升，甚至可能實(shí)現(xiàn)子系統(tǒng)減重和全局性能提升的雙收益。

變形機(jī)翼飛行器將成為高性能、高智能化、高技術(shù)集成度的多用途飛行平臺(tái)。目前，變形機(jī)翼飛行器進(jìn)入了多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計(jì)的階段：氣動(dòng)外形與變體結(jié)構(gòu)的一體化設(shè)計(jì)需要進(jìn)一步強(qiáng)化；折疊變形展開過程中的非定常氣動(dòng)力與動(dòng)態(tài)過程的模擬手段亟待解決；機(jī)械、電氣等設(shè)備的小型化與集成化是未來的重要方向；利用主動(dòng)氣動(dòng)彈性驅(qū)動(dòng)機(jī)翼變形能挖掘變體飛機(jī)新的潛力。將拓?fù)鋬?yōu)化、機(jī)器學(xué)習(xí)、先進(jìn)控制等技術(shù)引入變形機(jī)翼設(shè)計(jì)之中，可激發(fā)變形機(jī)翼飛機(jī)新的生命力。