吳斌，杜旭朕，汪嘉興

航空工業(yè)沈陽飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所，遼寧 沈陽 110035

通過改變外形特征，變體飛機(jī)能適應(yīng)不同的飛行狀態(tài)和任務(wù)需求。人類模仿鳥類實(shí)現(xiàn)飛行時(shí)即實(shí)現(xiàn)了初步變體，100多年來，飛機(jī)結(jié)構(gòu)由早期的木材、帆布等制造的柔性結(jié)構(gòu)，發(fā)展到了現(xiàn)在的金屬、復(fù)合材料剛性結(jié)構(gòu)，而變體技術(shù)也由早期的仿生變體發(fā)展到剛性變體，目前正在回歸仿生，向柔性變體方向邁進(jìn)。

連續(xù)、光滑的柔性變體對(duì)目前以剛性結(jié)構(gòu)為主的飛機(jī)結(jié)構(gòu)來說是一個(gè)不小的挑戰(zhàn)，要求結(jié)構(gòu)既要變形又要承載，這需要材料、結(jié)構(gòu)、驅(qū)動(dòng)、控制、傳感器、制造工藝等多方面的突破。本文從變體飛機(jī)的背景出發(fā)，論述了變體飛機(jī)的結(jié)構(gòu)組成和能力需求，闡述了變體飛機(jī)結(jié)構(gòu)的關(guān)鍵技術(shù)（如柔性結(jié)構(gòu)技術(shù)、驅(qū)動(dòng)/控制技術(shù)和狀態(tài)感知技術(shù))的研究現(xiàn)狀與發(fā)展方向，智能材料、柔性結(jié)構(gòu)、分布式驅(qū)動(dòng)/控制、微小傳感器、4D 打印等技術(shù)正推動(dòng)著柔性變體技術(shù)向前進(jìn)展。而柔性變體在飛行器尤其是高速或大型飛行器上的工程應(yīng)用仍有待突破。本文研究為變體飛機(jī)智能結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和關(guān)鍵技術(shù)研究提供了參考。

1 飛機(jī)結(jié)構(gòu)變體技術(shù)演變

飛機(jī)特別是戰(zhàn)斗機(jī)，具有多種類型的飛行任務(wù)，包括起飛、爬升、巡航、機(jī)動(dòng)、突防、著陸等不同的飛行階段，其氣動(dòng)性能有不同的需求。如在起飛和著陸時(shí)，機(jī)場(chǎng)條件限制了起降速度，需要高升力飛行狀態(tài)；巡航或轉(zhuǎn)場(chǎng)時(shí)，要求飛機(jī)航時(shí)最大，需保持最大升阻比飛行；突防時(shí)，又要求飛機(jī)進(jìn)行最大飛行速度和高機(jī)動(dòng)飛行。不同的飛行任務(wù)對(duì)飛機(jī)的性能也有不同的需求，如在執(zhí)行截?fù)羧蝿?wù)時(shí)，需要高空高速性能；而近距纏斗時(shí)，又強(qiáng)調(diào)中低空性能和機(jī)動(dòng)性等。傳統(tǒng)固定翼飛機(jī)只能在設(shè)計(jì)點(diǎn)附近具有最優(yōu)的性能，而無法兼顧整個(gè)任務(wù)剖面，隨著飛行任務(wù)和飛行狀態(tài)的改變，飛機(jī)的氣動(dòng)性能會(huì)明顯變差。傳統(tǒng)飛機(jī)往往針對(duì)某一性能指標(biāo)進(jìn)行優(yōu)化，專用于某一種作戰(zhàn)任務(wù)，如第二代戰(zhàn)機(jī)突出了高空高速性能，而第三代戰(zhàn)機(jī)則突出了中低空的纏斗能力。隨著戰(zhàn)爭形式的不斷升級(jí)，飛機(jī)更加復(fù)雜和昂貴，飛機(jī)的多用途能力成為重要的需求指標(biāo)，如何應(yīng)對(duì)不同任務(wù)需求給飛機(jī)氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)帶來的挑戰(zhàn)，成為飛機(jī)設(shè)計(jì)重點(diǎn)關(guān)注的問題。

變體飛機(jī)技術(shù)為解決這一系列矛盾帶來了曙光。變體飛機(jī)可以在飛行過程中對(duì)不斷改變的飛行條件做出響應(yīng)，光滑連續(xù)地改變布局形式或者機(jī)體形狀，解決不同設(shè)計(jì)點(diǎn)的需求矛盾，根據(jù)不同飛行狀態(tài)實(shí)現(xiàn)增加升力、降低阻力、提高升阻比、增大航程、改善氣動(dòng)效率、提高機(jī)動(dòng)性的目標(biāo)。例如，通過改變翼展和機(jī)翼面積，變體飛機(jī)能夠在寬速域下趨近理想的最小阻力和最小能耗[1]（見圖1）；通過改變后掠角和機(jī)翼面積，變體飛機(jī)可以在寬速域下保持最優(yōu)升阻比[1]（見圖2）；可變展弦比的變體機(jī)翼能夠在亞聲速和超聲速下都保持較大升阻比，提高飛行效率[2]（見圖3）。與常規(guī)固定翼飛機(jī)相比，變體飛機(jī)飛行包線更寬，作戰(zhàn)效能更高[3](見圖4)，并且能夠根據(jù)飛行環(huán)境、飛行剖面以及作戰(zhàn)任務(wù)等需要，自主改變氣動(dòng)構(gòu)型，優(yōu)化飛行性能。

圖1 改變翼展和機(jī)翼面積Fig.1 Change span and wing area

圖2 變后掠角和機(jī)翼面積Fig.2 Change sweep angle and wing area

圖3 變展弦比Fig.3 Change aspect ratio

圖4 變體飛機(jī)不同飛行狀態(tài)效能Fig.4 Efficacy of different flight states for a morphing aircraft

早期的變體概念來自對(duì)鳥類的仿生，航空先驅(qū)們?cè)谀７馒B類設(shè)計(jì)飛行器時(shí)，也參考鳥類翅膀變體實(shí)現(xiàn)了飛行控制。1903年，萊特兄弟實(shí)現(xiàn)人類歷史上第一次有動(dòng)力飛行時(shí)就應(yīng)用了機(jī)翼扭轉(zhuǎn)變體來實(shí)現(xiàn)橫向控制。隨著剛性結(jié)構(gòu)和金屬材料以及現(xiàn)代常規(guī)鉸鏈控制應(yīng)用于飛機(jī)上，飛機(jī)變體演變成利用鉸鏈、樞軸和橫桿等來改變飛機(jī)幾何布局。以MAK-10的伸縮式機(jī)翼，Bell X-5、F-111、F-14、米格-23等的變后掠翼，XB-70 的下垂機(jī)頭和下反翼梢，V-22 的傾轉(zhuǎn)旋翼等為代表，如圖5（a）所示，這時(shí)的變體只是通過機(jī)械的剛體運(yùn)動(dòng)進(jìn)行簡單的形狀調(diào)整。剛性鉸鏈和剛性變體對(duì)于金屬剛性結(jié)構(gòu)的現(xiàn)代飛機(jī)來說，的確是一種簡單而行之有效的實(shí)現(xiàn)設(shè)計(jì)指標(biāo)的技術(shù)手段。然而，隨著人類文明以及戰(zhàn)爭形態(tài)的發(fā)展，民用飛機(jī)越來越重視經(jīng)濟(jì)性和環(huán)保性，軍用飛機(jī)更加突出長航時(shí)、隱身性、高超聲速等性能，使得傳統(tǒng)剛性機(jī)構(gòu)變體技術(shù)氣動(dòng)力離散、重量（質(zhì)量）代價(jià)大、隱身性能差、易磨損等問題越來越突出，如圖5（b）所示，剛性鉸鏈、傳統(tǒng)舵面和剛性變體難以滿足新一代飛機(jī)變體能力的研制需求。

圖5 剛性變體飛機(jī)Fig.5 Rigid morphing aircraft

通過應(yīng)用新型智能材料、新型作動(dòng)器、傳感器等實(shí)現(xiàn)光滑而持續(xù)地改變機(jī)翼等形狀，并不斷對(duì)飛行條件做出響應(yīng)，柔性變體或者智能變體概念應(yīng)運(yùn)而生。柔性變體可以取消傳統(tǒng)操縱面，機(jī)翼光滑變形，降低阻力；可以提高隱身性能；可以改善壓力分布，減輕機(jī)翼根部載荷，降低結(jié)構(gòu)重量；可以抑制結(jié)構(gòu)振動(dòng)，增加系統(tǒng)及附件的結(jié)構(gòu)壽命，提高飛機(jī)的安全性。其中以美國國防預(yù)先研究計(jì)劃局（DARPA）的變體飛機(jī)結(jié)構(gòu)（MAS）[4]項(xiàng)目最具代表性，如圖6所示。隨著對(duì)鳥類飛行機(jī)制和仿生的重新認(rèn)識(shí)，鳥類再一次成為現(xiàn)代飛機(jī)的模仿對(duì)象。美國國家航空航天局（NASA）提出了變體無人駕駛飛機(jī)概念機(jī)[5]，如圖7所示，涉及生物技術(shù)、納米技術(shù)、生物材料、適應(yīng)性結(jié)構(gòu)、微尺度流動(dòng)控制、生物模擬概念、優(yōu)化技術(shù)及控制技術(shù)等多領(lǐng)域的新型技術(shù)。

圖6 MAS項(xiàng)目Fig.6 The MAS project

圖7 變體飛機(jī)概念機(jī)Fig.7 Morphing aircraft concept

2 變體結(jié)構(gòu)能力需求

以機(jī)翼（見圖8）和進(jìn)氣道（見圖9）結(jié)構(gòu)[6-7]為例，變體結(jié)構(gòu)根據(jù)變形尺度可大致歸結(jié)為三類：（1）局部微小變形結(jié)構(gòu)（小變形）主要用于局部流場(chǎng)的主動(dòng)控制和局部剛度特性變化，如進(jìn)氣道變唇口、喉道變形調(diào)節(jié)、變唇緣形狀等，翼面表面蒙皮鼓包，改變振動(dòng)特性[8]等；（2）中等尺度分布式變形結(jié)構(gòu)（中變形）主要用以取代傳統(tǒng)氣動(dòng)控制組件，實(shí)現(xiàn)無縫、光滑、連續(xù)的氣動(dòng)控制（見圖10），提高氣動(dòng)控制效率，增升減阻，增強(qiáng)機(jī)動(dòng)性，如機(jī)翼前后緣變彎度、翼尖上下彎折等；（3）部件級(jí)整體變體結(jié)構(gòu)（大變形）主要用以取代傳統(tǒng)的變翼面積、變翼型、變后掠角等大部件的剛性機(jī)械變形，柔順改變?nèi)珯C(jī)氣動(dòng)布局，增強(qiáng)飛行器在不同飛行條件和飛行任務(wù)下的適應(yīng)能力，實(shí)現(xiàn)全航程的性能最優(yōu)化。

圖8 機(jī)翼的變體結(jié)構(gòu)構(gòu)型變形演化方式Fig.8 Evolution of different morphing wing configuration

圖9 進(jìn)氣道的變體結(jié)構(gòu)構(gòu)型變形演化方式Fig.9 Evolution of different morphing air inlet configuration

圖10 變彎度結(jié)構(gòu)取代傳統(tǒng)縫翼Fig.10 Variable camber structure adopted to replace traditional slotted flaps

NASA[9]在1998 年啟動(dòng)的變體飛機(jī)計(jì)劃中對(duì)各種結(jié)構(gòu)大變形、小變形及流場(chǎng)變形開展了研究，最后確定了以大變形變體飛機(jī)為主要研究方向，并且強(qiáng)調(diào)所謂變體，必須以機(jī)翼基本形狀的改變?yōu)樽畹鸵?，否則“變體飛機(jī)”將退化為“變前后緣飛機(jī)”或“變機(jī)翼彎度飛機(jī)”，這不符合變體飛機(jī)發(fā)展的大方向。

變體飛機(jī)結(jié)構(gòu)能力需求包括大變形能力、連續(xù)光滑的變體能力、變體過程中具備承載能力、結(jié)構(gòu)變體響應(yīng)時(shí)間滿足要求、飛行狀態(tài)感知與構(gòu)型主動(dòng)調(diào)控等，此外輕質(zhì)化、長壽命、高可靠性等傳統(tǒng)飛機(jī)結(jié)構(gòu)的能力要求仍然適用。當(dāng)前變體結(jié)構(gòu)形式和功能實(shí)現(xiàn)的技術(shù)成熟度較低，距離應(yīng)用還需大量基礎(chǔ)性探索和工程化應(yīng)用研究，全面開展智能變體結(jié)構(gòu)耐久性/損傷容限等方面研究還為時(shí)尚早。

變體飛機(jī)結(jié)構(gòu)涉及的關(guān)鍵技術(shù)包括柔性結(jié)構(gòu)技術(shù)、驅(qū)動(dòng)/控制技術(shù)、狀態(tài)感知技術(shù)等。通過將智能材料、智能結(jié)構(gòu)、新型作動(dòng)器、先進(jìn)傳感器、高效控制器等無縫地綜合應(yīng)用于變體飛行器，通過設(shè)置在結(jié)構(gòu)內(nèi)部的敏感元件、信號(hào)采集與分析決策系統(tǒng)、執(zhí)行機(jī)構(gòu)的作動(dòng)裝置,可以根據(jù)任務(wù)需求自主改變結(jié)構(gòu)形態(tài),并對(duì)變化的外界環(huán)境做出即時(shí)響應(yīng),以始終保持預(yù)期的最優(yōu)狀態(tài)。

3 柔性結(jié)構(gòu)技術(shù)

變體飛機(jī)在氣動(dòng)載荷下連續(xù)光滑地改變機(jī)體形狀，柔性結(jié)構(gòu)技術(shù)是其中的關(guān)鍵，柔性結(jié)構(gòu)解決的是飛機(jī)能變形的問題。按機(jī)體結(jié)構(gòu)組成可分為支撐內(nèi)部空間的可變形骨架、構(gòu)成連續(xù)表面的柔性蒙皮，以及可變形骨架與柔性蒙皮的連接三類技術(shù)。正如合金材料和復(fù)合材料構(gòu)成了傳統(tǒng)飛機(jī)的機(jī)體結(jié)構(gòu)，具有變形能力的智能材料則成為變體飛機(jī)柔性結(jié)構(gòu)的基礎(chǔ)。

3.1 智能材料

智能材料由于具有主動(dòng)或被動(dòng)變形的能力而被視為柔性結(jié)構(gòu)的理想材料。目前智能材料主要有形狀記憶合金（SMA，見圖11）、形狀記憶聚合物（SMP，見圖12）及其復(fù)合材料[10]、變模量復(fù)合材料[10]（DMCs，見圖13）、變模量泡沫[11]（DMF，見圖14）、零泊松比材料等，表1 梳理了部分智能材料類型及其特性。對(duì)于變體戰(zhàn)斗機(jī)而言，理想智能材料的特性是輸出力大、變形大、響應(yīng)快，目前還沒有非常符合要求的材料出現(xiàn)。如形狀記憶合金輸出力和變形能力相對(duì)滿足要求，但其響應(yīng)速度較慢，且其變形能力受環(huán)境影響較大，是其應(yīng)用在變體結(jié)構(gòu)上的“瓶頸”；零泊松比材料如應(yīng)用于蒙皮，其表面連續(xù)性和法向承載能力是需突破的關(guān)鍵；形狀記憶聚合物復(fù)合材料柔性蒙皮關(guān)鍵在于多穩(wěn)態(tài)形態(tài)間變體過程的剛度控制。在成熟度相對(duì)較低的現(xiàn)階段，采用智能材料與微機(jī)構(gòu)混合方式，可以從原理上研究智能變體結(jié)構(gòu)，100%智能材料的變體結(jié)構(gòu)離工程應(yīng)用還有不小的距離。

圖11 記憶合金Ni47Ti44Nb9鑄錠、棒材、管材Fig.11 Ingot,bar and pipe shape of Ni47Ti44Nb9

圖12 形狀記憶聚合物(SMP)Fig.12 Shape memory polymer(SMP)

圖13 變模量復(fù)合材料(DMCs)Fig.13 Dynamic modulus composites(DMCs)

圖14 變模量泡沫(DMF)Fig.14 Dynamic modulus foam(DMF)

表1 現(xiàn)有可變形骨架和柔性蒙皮的典型材料Table 1 Typical material to make deformable framework and flexible skin

目前的柔性結(jié)構(gòu)探索大多基于低速飛行的微小型飛行器[12-15]（見圖15）和中高速飛行的中小型飛機(jī)[16]（見圖16），柔性材料本身的性能就能滿足其較低的強(qiáng)度、剛度需求，并且通過少量增加結(jié)構(gòu)重量以及主動(dòng)氣動(dòng)彈性技術(shù)等手段還可以降低飛行器對(duì)機(jī)翼剛度的要求，實(shí)現(xiàn)起來相對(duì)容易。但是對(duì)于高速飛行的大型飛行器（戰(zhàn)斗機(jī)、運(yùn)輸機(jī)、彈箭等）來說，結(jié)構(gòu)要求具有很高的強(qiáng)度和剛度，只依靠可變形材料本身的剛度和強(qiáng)度難以滿足設(shè)計(jì)需求，必須設(shè)計(jì)可變形結(jié)構(gòu)骨架與柔性材料、柔性蒙皮組合，共同承載，保證機(jī)翼承載能力，維持表面光滑連續(xù)。

圖15 國內(nèi)外研制的變體飛機(jī)航模Fig.15 Different morphing aero models

圖16 自適應(yīng)后緣應(yīng)用于灣流Ⅲ亞聲速飛機(jī)上Fig.16 ACTE tested on Gulfstream Ⅲ

3.2 柔性蒙皮

柔性蒙皮能夠滿足變體飛機(jī)表面結(jié)構(gòu)件連續(xù)光滑大變形的要求，并且有承載能力。蒙皮需要足夠的變形量來保證在機(jī)翼幾何參數(shù)變化的過程中翼面始終光滑連續(xù)無縫，并且在變形過程中有足夠的剛度來維持機(jī)翼的氣動(dòng)外形。柔性蒙皮往往需要具備三種變形能力，即長和寬方向的伸長與縮短、大角度的彎曲變形、剪切變形，柔性蒙皮變形行為一般是其中的某一種或幾種的組合，其中剪切變形容易出現(xiàn)褶皺現(xiàn)象。有團(tuán)隊(duì)曾經(jīng)采用魚鱗片[17]、瓦片堆疊[18]方式模擬柔性蒙皮，該方案雖具有一定變形能力，但無法滿足光滑連續(xù)和承載的需求，并不是真正的柔性蒙皮結(jié)構(gòu)，如圖17所示。

圖17 魚鱗、瓦片堆疊式蒙皮Fig.17 Fish scale or tile stacked shape skin

利用人造橡膠等彈性材料自身的大變形能力，將其作為柔性蒙皮是一個(gè)常見的方案，一般適用于微小型飛行器或中低速小型無人機(jī)。但彈性材料面內(nèi)承載能力較差，難以傳遞面內(nèi)載荷，必須依靠內(nèi)部支撐結(jié)構(gòu)傳載[19-20]，例如，“滑動(dòng)蒙皮”變體驗(yàn)證機(jī)的硅橡膠柔性蒙皮采用了內(nèi)埋式支撐，如圖18所示，對(duì)于垂直表面的法向載荷，彈性材料更無法承受并傳遞，因此并不適合作為大型或中高速飛機(jī)的蒙皮材料。采用形狀記憶聚合物及其復(fù)合材料（見圖19～圖21）能夠滿足彈性大變形要求，且有一定承載能力，具有較好的發(fā)展?jié)摿Γ缏羼R公司[21]在折疊機(jī)翼關(guān)節(jié)處采用的Ω變形蒙皮就采用了形狀記憶聚合物，如圖20所示?；谛螤钣洃浘酆衔?，還可以開發(fā)出不連續(xù)纖維、編織、波紋鋪層等新型復(fù)合材料，是實(shí)現(xiàn)大變形的柔性蒙皮結(jié)構(gòu)的方案之一，如圖21所示。通過零泊松比蜂窩搭配柔性材料填充或作為表皮組成的復(fù)合式蜂窩蒙皮[22-23]，在實(shí)現(xiàn)大變形的同時(shí)，可以進(jìn)一步提高承載能力，在高速飛行的大型飛行器的柔性蒙皮解決方案上也具有一定的應(yīng)用潛力，如圖22所示。

圖18 硅橡膠柔性蒙皮Fig.18 Silicon rubber used as flexible skin

圖19 形狀記憶聚合物碳纖維復(fù)合材料柔性蒙皮Fig.19 SMP based carbon fiber composite used as flexible skin

圖20 洛馬公司的變體機(jī)翼Fig.20 Lockheed Martin morphing aircraft

圖21 可實(shí)現(xiàn)拉伸增長的形狀記憶聚合物復(fù)合材料Fig.21 Stretchable SMP based composite

圖22 可變形蜂窩蒙皮和零泊松比蜂窩結(jié)構(gòu)Fig.22 Flexible honeycomb skin and zero Poisson ratio honeycomb structure

3.3 可變形骨架

經(jīng)歷100 多年的發(fā)展，現(xiàn)代飛機(jī)形成了適應(yīng)于現(xiàn)有成熟制造工藝的結(jié)構(gòu)構(gòu)型，即以蒙皮、框、梁、墻、翼肋、長桁等為主的板桿結(jié)構(gòu)，具有高效承載、內(nèi)部空間大的特點(diǎn)。通過設(shè)計(jì)可變形骨架，將其與傳統(tǒng)剛性板桿結(jié)構(gòu)融合，使內(nèi)部骨架結(jié)構(gòu)既能變形又能承載，是現(xiàn)實(shí)的、可行性較高的方案?？勺冃喂羌芨鶕?jù)變形能力和部位需求，通常有多關(guān)節(jié)、多連桿、曲軸、柔性中板、可變桁架等方案實(shí)現(xiàn)。

多關(guān)節(jié)式結(jié)構(gòu)應(yīng)用在機(jī)翼前緣襟翼、后緣襟副翼等部位，可以實(shí)現(xiàn)變彎度和彎扭組合，如圖23所示；通過曲軸結(jié)構(gòu)[24]可以將電機(jī)轉(zhuǎn)動(dòng)轉(zhuǎn)變?yōu)槎婷娴膹澟?，如圖24 所示；柔性中板+分布式隔板結(jié)構(gòu)組合構(gòu)建后緣骨架部分，通過驅(qū)動(dòng)柔性中板[25]可實(shí)現(xiàn)翼面后緣的整體偏轉(zhuǎn)和上下開裂偏轉(zhuǎn)，如圖25 所示。對(duì)于上翹翼尖、上翹平尾、折疊關(guān)節(jié)等類似于剛性變體的部位，通過傳統(tǒng)的轉(zhuǎn)動(dòng)關(guān)節(jié)方案結(jié)合柔性蒙皮可以實(shí)現(xiàn)，如圖26 所示；采用FMC 管[26-28]嵌入連續(xù)柔性結(jié)構(gòu)材料中能夠?qū)崿F(xiàn)類似轉(zhuǎn)動(dòng)關(guān)節(jié)的效果，如圖27所示。

圖23 多關(guān)節(jié)結(jié)構(gòu)及其應(yīng)用部位Fig.23 Multi joint structure and its application

圖24 超聲電機(jī)驅(qū)動(dòng)曲軸機(jī)構(gòu)Fig.24 Crankshaft mechanism driven by ultrasonic motor

圖25 柔性中板和分布式隔板組合的后緣偏轉(zhuǎn)結(jié)構(gòu)Fig.25 Flexible middle plate and distributed plate combined structure

圖26 轉(zhuǎn)動(dòng)關(guān)節(jié)與柔性蒙皮結(jié)合Fig.26 Combination of rotating joint and flexible skin

圖27 FMC管嵌入柔性結(jié)構(gòu)材料Fig.27 Flexible structure embedded by FMC

通過多連桿機(jī)構(gòu)的運(yùn)動(dòng)，驅(qū)動(dòng)多處垂直于連桿機(jī)構(gòu)的橫向構(gòu)件，以此來實(shí)現(xiàn)變體和承載，應(yīng)用在前后緣開縫襟翼的控制上，結(jié)合柔性蒙皮，可實(shí)現(xiàn)光滑連續(xù)變體，如圖28所示。但該方案在多處連桿機(jī)構(gòu)之間的變形協(xié)調(diào)上存在難點(diǎn)，特別是前后端不等距的變形部位容易出現(xiàn)卡死情況。此外，多連桿機(jī)構(gòu)變體結(jié)構(gòu)不能出現(xiàn)其他平行于連桿機(jī)構(gòu)的縱向構(gòu)件，因此該方案的承載能力受到限制。

圖28 多連桿結(jié)構(gòu)實(shí)現(xiàn)可變形骨架Fig.28 Deformable framework composed of multi-link mechanism

上述的多關(guān)節(jié)、多連桿、曲軸等可變形骨架方案適合于翼面前后緣、翼尖等部位的中等尺度變體，對(duì)于需要改變整個(gè)翼面厚度、面積、翼型、后掠角等大尺度的變體則無能為力。采用柔性空間桁架結(jié)構(gòu)[29-30]能夠?qū)崿F(xiàn)機(jī)翼沿弦向和展向的大變形和整體變剛度，該方案是將宏觀尺度上的變形離散分解到若干小區(qū)域內(nèi)，再通過改變每個(gè)小區(qū)域結(jié)構(gòu)單元的形狀分別實(shí)現(xiàn)，如圖29、圖30 所示。采用大量模塊化單元，像樂高積木一樣搭建結(jié)構(gòu)，是飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)師追求的理想方案之一?；谠摾砟?，MIT 團(tuán)隊(duì)[31-32]設(shè)計(jì)了一種由“數(shù)字化材料”組成的變體機(jī)翼，如圖31所示；NASA和MIT的工程師團(tuán)隊(duì)[33]聯(lián)合開發(fā)并測(cè)試了一種由數(shù)百個(gè)相同的微小聚合物點(diǎn)陣晶格組成的變體機(jī)翼，如圖32所示。對(duì)于載荷較低的飛機(jī)來說，這是易于實(shí)現(xiàn)的，但若想將此方案應(yīng)用于大型飛機(jī)，如何設(shè)計(jì)模塊間的眾多連接，使其既輕量化又可靠，仍然面臨挑戰(zhàn)。

圖29 柔性空間桁架結(jié)構(gòu)Fig.29 Flexible space truss structure

圖30 自適應(yīng)桁架結(jié)構(gòu)Fig.30 Adaptive truss structure

圖31 采用數(shù)字化材料組裝的變體機(jī)翼Fig.31 Morphing wing composed by digital materials

圖32 采用點(diǎn)陣晶格組成的變體機(jī)翼Fig.32 Morphing wing composed by lattice materials

此外，現(xiàn)實(shí)中成熟的可變形柔性結(jié)構(gòu)來自自然界的演化，采用仿生結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)可變形骨架的研究仍然得到了一些科研人員的關(guān)注，如脊椎和魚骨是常用的仿生對(duì)象。仿脊椎式結(jié)構(gòu)[34]屬于多關(guān)節(jié)結(jié)構(gòu)方案，仿魚骨結(jié)構(gòu)[35]與柔性中板變體結(jié)構(gòu)原理相同，如圖33、圖34所示。

圖33 仿脊椎式變彎度機(jī)翼Fig.33 Spine shape variable camber wing

圖34 仿魚骨變彎度機(jī)翼Fig.34 Fishbone shape variable camber wing

柔性蒙皮與骨架的連接是保證結(jié)構(gòu)變體過程中二者形面協(xié)調(diào)光滑的關(guān)鍵。不合理的連接方式，容易發(fā)生剛度不匹配、結(jié)構(gòu)外形不光滑、不連續(xù)等問題，還會(huì)出現(xiàn)局部凸起、褶皺[36]等現(xiàn)象，甚至?xí)鹈善づc可變形骨架互相制約、卡死情況的發(fā)生，影響變體實(shí)現(xiàn)和氣動(dòng)性能，如圖35 所示。蒙皮與骨架的連接大體可分為鉸接（見圖28）、固連[37]（見圖36）、滑動(dòng)[38]（見圖37）等方式。

圖35 蒙皮與骨架的不合理連接導(dǎo)致褶皺Fig.35 Wrinkles due to unreasonable connection between skin and structure

圖36 蒙皮與骨架固連方式Fig.36 Skin and framework tied together

圖37 滑塊滑槽連接方式Fig.37 Slider connection between skin and ribs

4 驅(qū)動(dòng)/控制技術(shù)

柔性結(jié)構(gòu)滿足變體機(jī)翼的承載以及光滑連續(xù)變形的要求，實(shí)現(xiàn)飛機(jī)“能變形”的能力，而驅(qū)動(dòng)/控制技術(shù)則為柔性結(jié)構(gòu)提供驅(qū)動(dòng)力和控制策略，在大變形承載條件下與結(jié)構(gòu)融合，解決飛機(jī)“怎么變”的問題。

現(xiàn)有的驅(qū)動(dòng)技術(shù)按材料可分為：傳統(tǒng)機(jī)械系統(tǒng)驅(qū)動(dòng)、傳動(dòng)，記憶合金驅(qū)動(dòng)，壓電材料驅(qū)動(dòng)，智能材料驅(qū)動(dòng)、機(jī)械傳動(dòng)，磁致伸縮材料驅(qū)動(dòng)等；按驅(qū)動(dòng)部位，又可分為骨架驅(qū)動(dòng)、蒙皮驅(qū)動(dòng)和骨架與蒙皮協(xié)同驅(qū)動(dòng)等。傳統(tǒng)機(jī)械驅(qū)動(dòng)一般與可變形骨架融合在一起，各種驅(qū)動(dòng)方式如圖38～圖49所示。表2 對(duì)現(xiàn)有智能驅(qū)動(dòng)材料的輸出力、輸出位移、響應(yīng)速度、驅(qū)動(dòng)剛度、能量密度等進(jìn)行了初步梳理。

表2 現(xiàn)有智能驅(qū)動(dòng)材料Table 2 Intelligent driving materials available

圖38 傳統(tǒng)機(jī)械系統(tǒng)驅(qū)動(dòng)、傳動(dòng)Fig.38 Traditional mechanical drive

SMA驅(qū)動(dòng)主要有形狀記憶合金片陣列[39]（見圖39）、扭力管驅(qū)動(dòng)[40]（見圖40）、記憶合金絲分布式驅(qū)動(dòng)（見圖50）等。SMA 的優(yōu)勢(shì)在于驅(qū)動(dòng)力大，能承受大應(yīng)變、多次循環(huán)以及大范圍的應(yīng)變率變化（8%），但SMA響應(yīng)速度慢，只適用于準(zhǔn)靜態(tài)變形情況，為使記憶合金發(fā)生相變所需的加熱及冷卻速度很難加快，采用記憶合金驅(qū)動(dòng)結(jié)構(gòu)變形只適合于低頻驅(qū)動(dòng)，難以完成諸如不同高度、不同空氣升力條件機(jī)翼形狀的實(shí)時(shí)驅(qū)動(dòng)，不適用于需要飛機(jī)快速響應(yīng)變體的結(jié)構(gòu)部位。

圖39 記憶合金片陣列，實(shí)現(xiàn)后緣偏轉(zhuǎn)Fig.39 Arranged SMA sheets to achieve trailing dge deflection

圖40 扭力管驅(qū)動(dòng)實(shí)現(xiàn)機(jī)翼扭轉(zhuǎn)Fig.40 Torsion tube drives the wing to twist

壓電材料多用于結(jié)構(gòu)小尺度變形的驅(qū)動(dòng)控制[41]（見圖41）和振動(dòng)抑制[8]（見圖42）領(lǐng)域。壓電材料同時(shí)具有力學(xué)和電學(xué)性質(zhì)，既能通過正、逆壓電效應(yīng)實(shí)現(xiàn)電能和機(jī)械能的轉(zhuǎn)換，又具有彈性體的彈性特性。常用的壓電材料有石英晶體、壓電陶瓷、聚偏二氟乙烯和壓電復(fù)合材料。壓電陶瓷響應(yīng)速度快，但驅(qū)動(dòng)力較小，極限應(yīng)變值低，約為1000με，難以用于應(yīng)變值多為4000～6000με的結(jié)構(gòu)，需要研究如何提高壓電陶瓷材料的壓電應(yīng)變率。另外，受制備工藝的限制，現(xiàn)有壓電陶瓷驅(qū)動(dòng)器[42-43]多為形狀簡單的矩形片或圓柱體，如圖43、圖44 所示，需研究對(duì)于異形構(gòu)件如曲面、管件等所需的特殊形狀的壓電陶瓷材料的制備方法。此外，纖維壓電材料[44]（見圖45）重量輕，且便于埋設(shè)，但自身韌性差，易破壞，使其應(yīng)用受到一定的限制。在MAS 項(xiàng)目中，DARPA 還資助發(fā)展一種稱為緊湊式混合作動(dòng)器項(xiàng)目（CHAP）的新型壓電作動(dòng)器[45]，這種作動(dòng)器體積非常小，能布置在狹小的機(jī)翼折疊以及前緣空間內(nèi)，有效縮小連接機(jī)構(gòu)的體積，控制結(jié)構(gòu)重量，如圖46所示。

圖41 利用壓電材料提升機(jī)翼滾轉(zhuǎn)能力Fig.41 Piezoelectric material to help the air model roll

圖42 MFC用于消除F-18尾翼顫振Fig.42 MFC used on F-18 vertical tail to eliminate chatting

圖43 壓電疊堆泵驅(qū)動(dòng)Fig.43 Piezoelectric stack pump

圖44 壓電超聲電機(jī)驅(qū)動(dòng)器Fig.44 Piezoelectric ultrasonic motor

圖45 壓電纖維復(fù)合材料(AFC、MFC)Fig.45 Piezoelectric fiber composites

圖46 應(yīng)用于折疊機(jī)翼和前緣襟翼的壓電作動(dòng)器Fig.46 Piezoelectric driver used on folding wing and leading edge flap

將智能材料驅(qū)動(dòng)與傳統(tǒng)機(jī)構(gòu)相結(jié)合，放大輸出位移，可有效提高其驅(qū)動(dòng)能力，擴(kuò)大其適用范圍。圖47展示了機(jī)構(gòu)增強(qiáng)的SMA絲驅(qū)動(dòng)[46]。

圖47 機(jī)構(gòu)增強(qiáng)的SMA絲驅(qū)動(dòng)Fig.47 Mechanism-enhanced SMA driver

傳統(tǒng)機(jī)械系統(tǒng)驅(qū)動(dòng)、傳動(dòng)，扭力管驅(qū)動(dòng)，壓電疊堆泵驅(qū)動(dòng)，磁致伸縮材料驅(qū)動(dòng)（見圖48）屬于集中式驅(qū)動(dòng)，多用于類似剛性變體的部位，各種新型的集中式驅(qū)動(dòng)相較于傳統(tǒng)機(jī)械系統(tǒng)驅(qū)動(dòng)，尤其是目前在通航等領(lǐng)域應(yīng)用越來越多的電動(dòng)作動(dòng)筒和電動(dòng)舵機(jī)，優(yōu)勢(shì)并不明顯，反而因技術(shù)成熟度不足而存在諸多問題。分布式驅(qū)動(dòng)[47-48]可以實(shí)現(xiàn)大尺度的柔性變體，能夠滿足飛機(jī)大部分變體需求（見圖49），采用形狀記憶合金、壓電材料等智能驅(qū)動(dòng)器的分布式驅(qū)動(dòng)具有較高的發(fā)展前景。如采用形狀記憶合金絲分布式驅(qū)動(dòng)翼面形狀(見圖50)，驅(qū)動(dòng)力均勻，可實(shí)現(xiàn)型面的復(fù)雜變體等，具有集中式驅(qū)動(dòng)無法實(shí)現(xiàn)的優(yōu)勢(shì)。但目前分布式驅(qū)動(dòng)有許多核心技術(shù)問題需要突破，如在復(fù)雜、變化的空氣環(huán)境中實(shí)現(xiàn)驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)的有效溫度控制和保持，以及如何實(shí)現(xiàn)驅(qū)動(dòng)和驅(qū)動(dòng)后型面的精準(zhǔn)控制等。

圖48 磁致伸縮材料驅(qū)動(dòng)器Fig.48 Magnetostrictive driver

圖49 分布式變形機(jī)械結(jié)構(gòu)Fig.49 Distributed deformed structure

圖50 記憶合金絲分布式驅(qū)動(dòng)Fig.50 Structure distributed driven by SMA

飛機(jī)變形控制系統(tǒng)根據(jù)機(jī)載傳感器和飛控系統(tǒng)發(fā)送的飛行狀態(tài)信息，給遍布于飛機(jī)的分布式驅(qū)動(dòng)器施加激勵(lì)，使其伸縮、彎曲或扭轉(zhuǎn)，驅(qū)動(dòng)柔性結(jié)構(gòu)變形，使飛機(jī)達(dá)到預(yù)想的形體狀態(tài)，實(shí)現(xiàn)對(duì)不同飛行狀態(tài)的適應(yīng)。圖51所示為一種變彎度機(jī)翼的變形控制方案。

圖51 一種變彎度機(jī)翼變形控制方案Fig.51 A deformation control approach for variable camber wing

值得注意的是，目前新型的驅(qū)動(dòng)/控制技術(shù)方案大多處于開發(fā)與原理驗(yàn)證階段，變形能力、重量、可靠性等還不能滿足飛機(jī)上變體應(yīng)用的要求。

5 狀態(tài)感知技術(shù)

變體飛機(jī)的自適應(yīng)變形能力依賴于狀態(tài)感知技術(shù)。狀態(tài)感知技術(shù)和飛行控制系統(tǒng)為變體機(jī)翼自適應(yīng)變形提供輸入和反饋，為變體飛機(jī)解決“變到位”的問題。例如，美國F-14戰(zhàn)斗機(jī)機(jī)翼為變后掠翼，后掠角的變化為20°～68°，飛行過程中利用空速管感知飛機(jī)速度，再通過控制系統(tǒng)驅(qū)動(dòng)機(jī)翼后掠角自動(dòng)改變，最大變化速度可達(dá)7（°）/s，以此來保持操穩(wěn)性能。

變體飛機(jī)需要感知的“狀態(tài)”信息包括空速、海拔、迎角、過載、角速度、角加速度等飛機(jī)整體飛行和運(yùn)動(dòng)狀態(tài)信息，還包括機(jī)體的應(yīng)力、應(yīng)變、位移、曲率、振動(dòng)、損傷、轉(zhuǎn)動(dòng)角度等結(jié)構(gòu)狀態(tài)信息。飛機(jī)飛行狀態(tài)和運(yùn)動(dòng)狀態(tài)信息來自飛機(jī)自身的空速管、高度計(jì)、GPS、羅盤等機(jī)載傳感器和飛控系統(tǒng)，對(duì)于飛機(jī)而言屬于成熟技術(shù)，需要解決的問題在于如何在飛控系統(tǒng)中將飛行狀態(tài)與變體驅(qū)動(dòng)/控制方案耦合，實(shí)現(xiàn)飛行包線和飛行性能的全任務(wù)優(yōu)化。

理想的變體結(jié)構(gòu)應(yīng)為作動(dòng)、控制和傳感一體化結(jié)構(gòu)，如圖52所示，其中作動(dòng)器用來改變結(jié)構(gòu)的物理性質(zhì)和結(jié)構(gòu)形狀，并最終實(shí)現(xiàn)結(jié)構(gòu)的自適應(yīng)的變體功能；傳感材料用來感知內(nèi)外部環(huán)境信息，受重量和空間尺寸限制，這些傳感器通常微小且遍布機(jī)翼內(nèi)部和智能蒙皮中。例如，溫度傳感器可以實(shí)時(shí)檢測(cè)SMA絲周圍的氣流溫度，霍爾角度傳感器能夠測(cè)量每個(gè)關(guān)節(jié)轉(zhuǎn)軸轉(zhuǎn)過的角度，壓力傳感器能夠測(cè)量蒙皮表面的壓力等。部分智能材料除具備變形能力，還具備感知功能和響應(yīng)功能，由其組成的智能變體結(jié)構(gòu)易于實(shí)現(xiàn)作動(dòng)、控制、傳感一體化。

圖52 傳感、作動(dòng)、控制一體結(jié)構(gòu)Fig.52 Structure with sensors,actuators and controllers integrated

狀態(tài)感知技術(shù)與傳統(tǒng)結(jié)構(gòu)的健康監(jiān)控技術(shù)關(guān)聯(lián)緊密，光纖光柵是結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測(cè)常用的傳感器。光纖光柵能夠檢測(cè)微小的形變，具有靈敏度高、結(jié)構(gòu)適應(yīng)性好、體積小、重量輕、瞬態(tài)響應(yīng)、抗電磁干擾、長距離傳輸損耗低的獨(dú)特優(yōu)勢(shì)，能夠?qū)崿F(xiàn)對(duì)溫度、壓力、變形和沖擊等70 多種物理量的檢測(cè)，適用于大型復(fù)雜航空結(jié)構(gòu)的智能檢測(cè)[49-50]。在變體飛機(jī)柔性蒙皮中植入光纖光柵可以對(duì)變體機(jī)翼的氣動(dòng)外形進(jìn)行實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)[51]，如圖53 所示。例如，歐盟智能飛機(jī)結(jié)構(gòu)(Saritsu)項(xiàng)目[52]的機(jī)翼集成的傳感器技術(shù)包括監(jiān)測(cè)外形、探測(cè)損傷，以及影響敏感涂層的光纖和超聲技術(shù)，如圖54 所示。在局部長度、曲率變化較大的部位，光纖光柵如何避免失效是其后續(xù)需要攻關(guān)的方向之一。

圖53 光纖光柵可以對(duì)機(jī)翼外形進(jìn)行實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)(單位:mm)Fig.53 FBG monitors the wing profile in real time

圖54 歐盟智能飛機(jī)結(jié)構(gòu)(Saritsu)項(xiàng)目Fig.54 Smart intelligent aircraft structures(Saritsu)project by EU

6 4D打印技術(shù)

經(jīng)過了多年研究探索，目前具有較高成熟度的高速變體飛機(jī)結(jié)構(gòu)技術(shù)仍然未得到廣泛應(yīng)用。除了上文提到的用于柔性結(jié)構(gòu)、驅(qū)動(dòng)控制的各種智能材料技術(shù)成熟度較低，滿足不了使用要求等原因以外，柔性結(jié)構(gòu)及其分布式驅(qū)動(dòng)控制使得結(jié)構(gòu)復(fù)雜程度高，各種性能耦合，導(dǎo)致傳統(tǒng)制造技術(shù)難以實(shí)現(xiàn)如此復(fù)雜變體結(jié)構(gòu)的制造。傳統(tǒng)制造技術(shù)也是變體結(jié)構(gòu)技術(shù)受限的原因之一。突破傳統(tǒng)制造觀念限制，協(xié)同運(yùn)用材料、制造及構(gòu)型設(shè)計(jì)等技術(shù)進(jìn)行顛覆性創(chuàng)新成為迫切需求[53]。

增材制造技術(shù)（也稱3D 打?。┳鳛橐环N新興制造技術(shù)正逐步應(yīng)用于航空器的大型整體化結(jié)構(gòu)和復(fù)雜精細(xì)結(jié)構(gòu)的工程化制造[54-55]，圖55 給出了目前主要工業(yè)用的增材制造技術(shù)。4D 打印技術(shù)是指將智能材料或智能材料與傳統(tǒng)材料混合進(jìn)行3D打印成形，打印出的構(gòu)件可根據(jù)特定條件或環(huán)境的激勵(lì)變化做出響應(yīng)，改變構(gòu)件的構(gòu)型、剛度、功能等。智能結(jié)構(gòu)4D 打印技術(shù)，可實(shí)現(xiàn)智能材料元件的自組裝、多功能和自我修復(fù)等，也能夠制造具有可調(diào)節(jié)形狀、特性或功能的動(dòng)態(tài)結(jié)構(gòu)，這對(duì)于變體飛機(jī)結(jié)構(gòu)的制造具有獨(dú)特的潛力。例如，美國空軍研究實(shí)驗(yàn)室(AFRL)采用增材制造技術(shù)使用軟性和剛性材料設(shè)計(jì)制成的飛機(jī)機(jī)翼多材料共形控制面，與傳統(tǒng)襟翼相比，具有更高的空氣動(dòng)力效能，結(jié)構(gòu)完整性和操控性能也更為出色。再如，利用形狀記憶聚合物通過4D打印制造變體機(jī)翼的無縫柔性蒙皮，能夠滿足變體飛行器連續(xù)、光滑變形和輕質(zhì)的需求[56]。目前，形狀記憶合金、形狀記憶聚合物、壓電材料、硅橡膠、磁驅(qū)動(dòng)材料等智能材料都能夠通過增材制造技術(shù)實(shí)現(xiàn)制備[57]，如圖56所示。

圖55 主要工業(yè)用增材制造技術(shù)Fig.55 Main additive manufacturing technology for industrial application

圖56 智能材料通過4D打印制備Fig.56 4D printed smart materials

4D 打印的變體結(jié)構(gòu)特征包括“拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)”“點(diǎn)陣結(jié)構(gòu)”“多材料復(fù)合”等[53]。拓?fù)鋬?yōu)化能夠利用優(yōu)化的手段保證一定約束下獲取最優(yōu)的結(jié)構(gòu)性能，對(duì)變體機(jī)翼結(jié)構(gòu)展開考慮多物理場(chǎng)耦合、多目標(biāo)的拓?fù)鋬?yōu)化設(shè)計(jì)，能夠使結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)擺脫對(duì)初始構(gòu)型和工程師經(jīng)驗(yàn)的依賴，可能獲得完全意想不到的創(chuàng)新構(gòu)型，可以實(shí)現(xiàn)零泊松比、負(fù)泊松比等結(jié)構(gòu)構(gòu)型。拓?fù)鋬?yōu)化與增材制造技術(shù)結(jié)合[58]，能夠進(jìn)一步加強(qiáng)變體機(jī)翼結(jié)構(gòu)的可制造性。點(diǎn)陣結(jié)構(gòu)是一種性能優(yōu)良的新型多功能優(yōu)化設(shè)計(jì)載體，可以有效融合防/隔熱、隱身、變體、減振等功能，其單胞結(jié)構(gòu)周期性或非周期性排列的結(jié)構(gòu)構(gòu)型，在力、熱、聲等領(lǐng)域具有獨(dú)特的優(yōu)異性能。通過智能材料點(diǎn)陣結(jié)構(gòu)的4D 打印[59]能夠緩解變體機(jī)翼結(jié)構(gòu)[33]既要承載又要變形的矛盾，將多種形態(tài)、多種功能的柔性可變形結(jié)構(gòu)簡化為設(shè)計(jì)點(diǎn)陣單胞以及單胞變化規(guī)律的問題，有效降低多功能結(jié)構(gòu)的復(fù)雜程度，如圖57、圖58所示。4D打印還能夠制造將異種材料復(fù)合在一起的梯度結(jié)構(gòu)[60]，以實(shí)現(xiàn)性能、功能的梯度變化，如通過將不同激勵(lì)誘導(dǎo)伸縮的材料復(fù)合在一起，改變溫度或濕度等激勵(lì)，可實(shí)現(xiàn)構(gòu)件不對(duì)稱的彎曲偏轉(zhuǎn)，如圖59所示。

圖57 4D打印多功能點(diǎn)陣結(jié)構(gòu)Fig.57 4D printing multifunction lattice structure

圖58 基于點(diǎn)陣結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的變體機(jī)翼Fig.58 Morphing wing based on lattice structure

圖59 異質(zhì)材料梯度結(jié)構(gòu)示意圖Fig.59 Illustration of multi-material structure

隨著變體研究回歸仿生，模仿鳥類或昆蟲的特殊飛行方式，4D 打印技術(shù)采用超輕材料和點(diǎn)陣結(jié)構(gòu)、蜂窩結(jié)構(gòu)等柔性結(jié)構(gòu)制造的柔性機(jī)翼[61]，其空氣動(dòng)力學(xué)和氣動(dòng)聲學(xué)特性具有良好的可設(shè)計(jì)性，成為未來變體飛行器設(shè)計(jì)制造的通用解決方案，如圖60所示。

圖60 采用4D打印技術(shù)制造的仿生撲翼Fig.60 Bionic wings made by 4D printing technology

4D打印技術(shù)剛剛興起不久，面臨可打印智能材料種類少、智能材料打印后變形性能下降、缺少工程實(shí)用的智能結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方案、難以精確驅(qū)動(dòng)和控制等挑戰(zhàn)，4D 打印的智能變體結(jié)構(gòu)的力學(xué)行為、失效特征與可靠性研究也尚未啟動(dòng)，但該技術(shù)對(duì)智能結(jié)構(gòu)領(lǐng)域的拓展依然讓人非常期待，相信4D打印的智能結(jié)構(gòu)是未來變體飛機(jī)的重要支撐。

7 結(jié)論

變體飛機(jī)能夠有效應(yīng)對(duì)不同飛行狀態(tài)和不同任務(wù)需求對(duì)飛機(jī)布局設(shè)計(jì)的挑戰(zhàn)，是未來飛行器的重要發(fā)展方向，但同時(shí)也對(duì)智能材料、變體結(jié)構(gòu)、狀態(tài)感知與控制等提出了新的要求。本文首先簡述了變體飛機(jī)的背景和發(fā)展歷程，然后提出了變體飛機(jī)結(jié)構(gòu)的組成以及能力需求，最后就變體飛機(jī)結(jié)構(gòu)所涉及的關(guān)鍵技術(shù)進(jìn)行了分析和總結(jié)。得到以下結(jié)論：

（1）變體飛機(jī)結(jié)構(gòu)，除輕質(zhì)化、長壽命、高可靠性等傳統(tǒng)飛機(jī)結(jié)構(gòu)能力需求外，大變形能力、連續(xù)光滑變體能力、變體過程中具備承載能力，以及變體響應(yīng)時(shí)間等是變體飛機(jī)結(jié)構(gòu)研制的核心需求。

（2）變體飛機(jī)結(jié)構(gòu)涉及柔性結(jié)構(gòu)技術(shù)、驅(qū)動(dòng)/控制技術(shù)、狀態(tài)感知技術(shù)等關(guān)鍵技術(shù)，智能材料柔性結(jié)構(gòu)、分布式驅(qū)動(dòng)/控制系統(tǒng)與微小傳感器一體化是未來變體結(jié)構(gòu)的主方向。

（3）當(dāng)前變體飛機(jī)結(jié)構(gòu)技術(shù)成熟度較低，現(xiàn)有案例設(shè)計(jì)多針對(duì)載荷和剛度要求較低的低速微型無人機(jī)或中高速小型無人機(jī)展開，工程化應(yīng)用還需大量基礎(chǔ)性研究和工程化研制。

（4）采用智能材料與增材制造相結(jié)合的4D 打印技術(shù)對(duì)于變體飛機(jī)結(jié)構(gòu)研制具有獨(dú)特優(yōu)勢(shì)，未來在工程應(yīng)用方面具有巨大的潛力。