陳樹生，賈苜梁，劉衍旭，高正紅，向星皓

1.西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院，西安 710072

2.中國空氣動力研究與發(fā)展中心，綿陽 621000

自萊特兄弟“飛行者一號”問世以來，廣大設(shè)計人員致力于研究發(fā)展提高飛行器氣動效率和改善飛行性能的技術(shù)方法［1］。經(jīng)過多年發(fā)展，針對不同任務(wù)和性能需求已經(jīng)設(shè)計出了一系列高性能飛行器，如具有高機(jī)動性能的F-18 戰(zhàn)斗機(jī)、適合執(zhí)行長航時偵察任務(wù)的全球鷹無人機(jī)、具備高超聲速飛行能力的HTV-2 等［2］。以單一任務(wù)目標(biāo)開展布局方案設(shè)計和總體方案設(shè)計并針對外形參數(shù)等進(jìn)行優(yōu)化的傳統(tǒng)飛行器設(shè)計方法趨于成熟。

隨著軍用和民用飛行器飛行任務(wù)的復(fù)雜化，能夠跨空域、寬速域飛行，具備多任務(wù)適應(yīng)能力和通用性，實現(xiàn)“一機(jī)多能”逐漸成為飛行器設(shè)計的新要求。固定外形布局的飛行器性能空間有限，由此能夠改變飛行器外形以適應(yīng)不同的飛行環(huán)境并改善飛行器氣動性能、擴(kuò)展飛行包線的變體飛行器應(yīng)運(yùn)而生，并且在軍用、民用領(lǐng)域展現(xiàn)出廣闊的應(yīng)用前景。

飛行器變體指通過改變外形來改善飛行性能進(jìn)而滿足多任務(wù)飛行需求的技術(shù)手段［3］。變體飛行器的定義可以從廣義、狹義2 個方面進(jìn)行論述［4］。廣義上的變體如圖1 所示，包含了涉及飛行器外形改變的一切形式，通過外形局部或整體的改變來滿足相應(yīng)性能需求，如起落架收放、襟翼偏轉(zhuǎn)、機(jī)頭下垂、機(jī)翼變后掠等。狹義上的變體是指基于智能材料、智能控制等技術(shù)根據(jù)不同的工作環(huán)境主動改變氣動外形，在不同飛行狀態(tài)下達(dá)到最優(yōu)的氣動性能。

變體技術(shù)的發(fā)展對于軍用、民用飛行器性能的提高都有著重要意義。本文將從時間角度介紹變體飛行器發(fā)展的簡單機(jī)械變形、多維度柔性變形階段，總結(jié)飛行器不同部位變體形式和變體實現(xiàn)目的，系統(tǒng)歸納變體飛行器發(fā)展現(xiàn)狀及氣動布局設(shè)計關(guān)鍵技術(shù)研究進(jìn)展，以期為變體技術(shù)未來發(fā)展提供參考。

1 變體技術(shù)發(fā)展歷程及進(jìn)展

萊特兄弟通過控制機(jī)翼的扭曲來實現(xiàn)飛機(jī)的偏航和滾轉(zhuǎn)，可以認(rèn)為這是變體技術(shù)在飛機(jī)上的首次應(yīng)用。在此之后，眾多學(xué)者開展了一系列變體方式的研究。1951 年，可在空中機(jī)翼變后掠的Bell X-5 飛機(jī)試飛成功，標(biāo)志著變體技術(shù)發(fā)展的開端。本文以變形維度為分類依據(jù)，參考材料和結(jié)構(gòu)技術(shù)的發(fā)展情況，將變體技術(shù)的發(fā)展分為簡單機(jī)械變形、多維度柔性變形2 個階段。

1.1 簡單機(jī)械變形階段

變體技術(shù)發(fā)展的第1 個階段是通過簡單機(jī)械結(jié)構(gòu)控制的飛機(jī)局部變形。如通過襟翼、縫翼等高升力裝置的機(jī)械變形提高飛機(jī)起飛升力，縮短起飛距離。機(jī)翼形狀的改變主要是變展長與變后掠?？紤]到早期飛機(jī)基本上為常規(guī)布局或者三角翼布局，這一階段的變體技術(shù)基本上均為在常規(guī)布局上的應(yīng)用。其中最具代表性的是已投入工程應(yīng)用的可變后掠機(jī)翼飛行器，其通過外翼段與內(nèi)翼段連接處的運(yùn)動機(jī)構(gòu)實現(xiàn)機(jī)翼后掠角的變化。機(jī)翼后掠變形帶來了較大的氣動收益，兼顧了低速和高速飛行時的性能要求，拓寬了飛行包線。可變后掠機(jī)翼飛機(jī)的工程應(yīng)用證實了變體技術(shù)的可行性。

但傳統(tǒng)的機(jī)械變形也帶來了2 個關(guān)鍵問題：剛性變體機(jī)構(gòu)占用較大空間并增大飛機(jī)整體重量，這削弱了變后掠帶來的氣動收益，不利于燃油效率的提高；蒙皮等非連續(xù)變形使局部結(jié)構(gòu)承受較大載荷并導(dǎo)致局部氣動干擾。在20 世紀(jì)70 時代末，傳統(tǒng)機(jī)械變形手段的發(fā)展陷入停滯，人們轉(zhuǎn)向了隨控布局固定翼飛行器的研究。

1.2 多維度柔性變形階段

自20 世紀(jì)80 年代開始，隨著智能材料、智能結(jié)構(gòu)、智能控制等技術(shù)的不斷進(jìn)步，基于柔性材料的變體技術(shù)展現(xiàn)了巨大的應(yīng)用價值，各國開始了對于智能柔性可變形機(jī)翼的探索，期間開展了一系列重大研究項目。這一階段的研究主要致力于實現(xiàn)機(jī)翼的柔性變形和自適應(yīng)變體。此外，由于簡單的機(jī)翼變后掠形式已經(jīng)無法滿足飛行器的多種性能需求，還發(fā)展了多種新型變體形式，如自適應(yīng)偏轉(zhuǎn)彈頭、可變進(jìn)氣道、傾轉(zhuǎn)機(jī)翼技術(shù)等。

20 世紀(jì)80 年代初，美國空軍和美國國家航空航天局（National Aeronautics and Space Administration，NASA）聯(lián)合開展了先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)技術(shù)集成（Advanced Fighter Technology Integration，AFTI）項目，其中一項是針對F-111 的任務(wù)自適應(yīng)機(jī)翼（Mission Adaptive Wing，MAW）項目。MAW 項目采用液壓驅(qū)動機(jī)構(gòu)實現(xiàn)機(jī)翼連續(xù)彎度變形來提高氣動效率，變體設(shè)計方案如圖2［5］所示，飛行試驗結(jié)果表明自適應(yīng)機(jī)翼在設(shè)計巡航點阻力減少了約7%，非設(shè)計點的阻力減少了20%以上［5］。

圖2 F-111 變體設(shè)計方案［5］Fig.2 F-111 morphing design scheme［5］

1985 年，NASA 與洛克韋爾公司合作開展了主動柔性機(jī)翼（Active Flexible Wing，AFW）項目［6］，1996 年擴(kuò)展為主動氣動彈性機(jī)翼（Active Aeroelastic Wing，AAW）計劃［7］。該項目采用智能材料與智能結(jié)構(gòu)技術(shù)，通過機(jī)翼主動氣動彈性變形獲得結(jié)構(gòu)重量和氣動效率上的收益。AAW 項目中的X-53 試驗機(jī)如圖3［8］所 示。多 次風(fēng)洞試驗和飛行試驗結(jié)果表明，主動氣動彈性機(jī)翼技術(shù)具有提高飛行器低速和高速機(jī)動性、減輕飛機(jī)重量、減小阻力、抑制顫振、減緩陣風(fēng)、機(jī)動載荷等優(yōu)點［8］。

圖3 X-53 AAW 飛行試驗機(jī)［8］Fig.3 X-53 AAW flight research aircraft［8］

1994 年，美國國防預(yù)研計劃局（Defense Advanced Research Projects Agency，DARPA）開展了智能機(jī)翼（Smart Wing）項目［9］，其發(fā)展目標(biāo)與歷程如圖4［9］所示。該項目利用基于形狀記憶合金（Shape Memory Alloys，SMA）的驅(qū)動機(jī)構(gòu)取代無尾布局前緣和后緣的鉸接控制面，并在無尾布局上應(yīng)用柔性前后緣控制面，試驗結(jié)果表明采用智能機(jī)翼技術(shù)的飛行器具有更佳的滾轉(zhuǎn)、俯仰控制性能，證明了柔性控制面在各種飛行條件下提高飛行器氣動特性和操縱性能的可行性。

圖4 智能機(jī)翼項目發(fā)展目標(biāo)與歷程［9］Fig.4 Smart wing program objectives and process［9］

2002 年，歐盟啟動了主動氣動彈性飛行器結(jié)構(gòu)（Active Aeroelastic Aircraft Structures，3AS）項目，利用氣動彈性實現(xiàn)機(jī)翼的主動變形，并在EURAM 試驗平臺（見圖5［10］）上開展了包括陣風(fēng)響應(yīng)在內(nèi)的多項測試［10］。測試結(jié)果表明，主動氣動彈性機(jī)翼的應(yīng)用有利于提高飛行性能和經(jīng)濟(jì)性、減緩顫振、降低阻力。

圖5 EURAM 試驗平臺［10］Fig.5 EURAM experimental platform［10］

2003 年，DARPA 組織開展了變形飛機(jī)結(jié)構(gòu)（Morphing Aircraft Structures，MAS）計劃［11-13］，該項目以研究實現(xiàn)大幅度變形的新型智能變體技術(shù)并進(jìn)行飛行驗證為目的。參與該項目的3 家公司分別提出了伸縮機(jī)翼、折疊機(jī)翼、滑動蒙皮3種變體方案（見圖6［11-13］）。其中，最具代表性的成果是NextGen 公司試飛的MFX-1、MFX-2，其采用滑動蒙皮技術(shù)，可以實現(xiàn)機(jī)翼翼面積、展長、后掠角的大幅變化以滿足不同飛行環(huán)境下的性能需求，并且通過風(fēng)洞實驗和飛行測試證明了滑動蒙皮的可行性。

圖6 MAS 項目中的變體方案［11-13］Fig.6 Morphing schemes in MAS［11-13］

2011—2015 年，歐盟開展了靈巧智能飛機(jī)結(jié)構(gòu)（Smart Intelligent Aircraft Structures，SARISTU）項目，通過采用自適應(yīng)后緣（Adaptive Trailing Edge，ATED）、翼梢小翼主動后緣（Winglet Active Trailing Edge，WATE）、增強(qiáng)型自適應(yīng)前緣（Enhanced Adaptive Drop Nose，EADN）等（見圖7［14］）達(dá)到降噪減阻的目的。項目中設(shè)計的自適應(yīng)后緣裝置（Adaptive Trailing Edge Device，ATED）可以實現(xiàn)后緣的智能變彎度，有效降低了飛行油耗［15］。項目過程中開展了多次風(fēng)洞試驗，充分驗證了前緣、后緣、翼梢變形的可行性。

圖7 SARISTU 項目中的機(jī)翼示意［14］Fig.7 Wing demonstrator in SARISTU［14］

2014 年，NASA 組織開展了自適應(yīng)柔性后緣（Adaptive Compliant Trailing Edge，ACTE）項目［16］。在灣流飛機(jī)上安裝ACTE 襟翼來實現(xiàn)后緣連續(xù)彎曲變形，并開展了飛行試驗（見圖8［16］），結(jié)果表明后緣偏轉(zhuǎn)可帶來更大的升力和俯仰力矩增量。

圖8 采用ACTE 襟翼的灣流飛機(jī)［16］Fig.8 Gulfstream plane with ACTE flaps［16］

2017 年，NASA 與波音公司開展了展向自適應(yīng)機(jī)翼（Spanwise Adaptive Wing，SAW）項目，采用新型形狀記憶合金設(shè)計固態(tài)驅(qū)動器代替液壓驅(qū)動器，使得驅(qū)動機(jī)構(gòu)重量減小80%［17］。驗證機(jī)（見圖9［18］）的多次飛行試驗證明了該項技術(shù)可以提高巡航效率，減小飛行阻力［19］。SAW 項目主要是驅(qū)動器上的更新，與布局發(fā)展關(guān)系不大。之后，SAW 項目還開展了展向自適應(yīng)機(jī)翼技術(shù)在F-18 飛機(jī)上的應(yīng)用研究。

圖9 SAW 項目中的驗證機(jī)［18］Fig.9 Testing planes in SAW［18］

2017—2020 年，歐盟在“地平線2020”計劃資助下開展了智能變形與傳感技術(shù)（Smart Morphing and Sensing，SMS）項目［20］，項目中采用壓電作動器、形狀記憶合金實現(xiàn)機(jī)翼后緣的連續(xù)變彎度，有利于大型民機(jī)的降噪減阻，有效降低了飛機(jī)油耗。相關(guān)技術(shù)已經(jīng)在空客A320 飛行試驗平臺上開展了演示驗證（見圖10［20］）。

2016 年以來，NASA 聯(lián)合麻省理工學(xué)院等多所高校共同開展了任務(wù)自適應(yīng)數(shù)字化復(fù)合材料航空結(jié)構(gòu)技術(shù)（Mission Adaptive Digital Composite Aerostructure Technologies，MADCAT）項目［21］，設(shè)計的柔性組合變體飛行器如圖11［21］所示。項目過程中利用智能控制可以自動實現(xiàn)機(jī)翼扭轉(zhuǎn)和增加機(jī)翼彎度，進(jìn)而提高氣動性能，該項目充分驗證了柔性組合機(jī)翼的可行性。

2021 年，空客公司啟動了超性能機(jī)翼（Extra High Performance Wing）項目［22］，設(shè)計方案如圖12［22］所示，并在2022 年開展了風(fēng)洞試驗。該項目旨在利用變體技術(shù)、仿生設(shè)計技術(shù)改善飛機(jī)空氣動力學(xué)特性，提升飛行性能。該項目采用半氣動彈性鉸接翼尖和連續(xù)變彎度后緣實現(xiàn)機(jī)翼多維度柔性變形進(jìn)而改善飛機(jī)飛行性能。

圖12 超性能機(jī)翼示意圖［22］Fig.12 Diagram of extra high performance wing［22］

柔性變形階段一方面基于智能材料［23］、智能結(jié)構(gòu)［24］等實現(xiàn)機(jī)翼局部或者大面積的柔性變形，進(jìn)而提高變體飛行器的氣動和操穩(wěn)特性；另一方面通過智能控制技術(shù)［25］充分發(fā)揮變體飛行器的環(huán)境自適應(yīng)特性。飛行器的柔性變形主要包括機(jī)翼連續(xù)變彎度和機(jī)翼扭轉(zhuǎn)。這一階段的變體技術(shù)在多種氣動布局形式上都有所應(yīng)用，滿足了提高飛行性能的需求。

2 不同部位變體技術(shù)研究進(jìn)展

飛行器不同部位的變形會帶來不同的性能增益。本節(jié)將按照變形部位分類綜述飛行器頭部變體、機(jī)翼變體、動力裝置變體、組合變體的研究進(jìn)展。

2.1 飛行器頭部變體

飛行器頭部形狀同機(jī)翼一樣可以影響飛行器氣動性能，尤其是在超聲速飛行時，合適的頭部形狀對于降低激波阻力、減小頭部局部熱流、降低地面聲爆強(qiáng)度等具有良好效果。

早期頭部變體技術(shù)的應(yīng)用是協(xié)和號超聲速客機(jī)上的可下垂機(jī)鼻。在起降階段，機(jī)鼻下垂以改善飛行員視野；在超聲速巡航時，機(jī)鼻復(fù)位，恢復(fù)良好的低阻流線外形。協(xié)和式客機(jī)的頭部變體主要為了便于駕駛員觀察，并非從氣動性能角度考慮，但為頭部變體技術(shù)發(fā)展提供了一種思路。

飛行器頭部的偏轉(zhuǎn)或者局部變形會導(dǎo)致流場變化，并在頭部某些區(qū)域產(chǎn)生壓差，進(jìn)而產(chǎn)生相應(yīng)氣動力和氣動力矩，可以起到敏捷控制飛行器姿態(tài)的作用。主要的頭部變體形式［26］如圖13所示。其中相對體軸線的彈頭偏轉(zhuǎn)變形對飛行器氣動特性影響最大，可以實現(xiàn)飛行器全方位的機(jī)動。本文主要對彈頭偏轉(zhuǎn)變形方案進(jìn)行總結(jié)，其余頭部變體方式可參考文獻(xiàn)［27］。

圖13 頭部變體方式Fig.13 Head deformations

偏轉(zhuǎn)彈頭技術(shù)主要應(yīng)用于導(dǎo)彈的快速機(jī)動，偏轉(zhuǎn)彈頭導(dǎo)彈的概念最早可以追溯到1946 年。之后，針對偏轉(zhuǎn)彈頭方案進(jìn)行了大量的可行性探索及技術(shù)應(yīng)用研究［28］。早期研究主要通過理論推導(dǎo)、風(fēng)洞試驗開展給定偏轉(zhuǎn)角下導(dǎo)彈氣動特性等的影響因素研究。

偏轉(zhuǎn)彈頭、鴨翼舵面是控制導(dǎo)彈機(jī)動的2 種主要方案。偏轉(zhuǎn)彈頭導(dǎo)彈、鴨翼舵面導(dǎo)彈模型如圖14［29］所示，相較于鴨翼舵面控制，偏轉(zhuǎn)彈頭控制避免了舵面與彈體的氣動干擾。并且，由于彈頭距離質(zhì)心較遠(yuǎn)，較小的彈頭偏轉(zhuǎn)角度即可產(chǎn)生較大的操縱力矩。此外，與鴨翼舵面控制導(dǎo)彈相比，偏轉(zhuǎn)彈頭導(dǎo)彈具有更高的俯仰控制效率（見圖15［29］，δ為彈頭偏轉(zhuǎn)角度，ΔCm為俯仰力矩增量，ΔCx為軸向力系數(shù)增量）、更小的氣動阻力。研究表明，與鴨翼導(dǎo)彈相比，偏轉(zhuǎn)彈頭導(dǎo)彈在Ma=3，6 時阻力分別減小5%、13%［29］，適合超/高超聲速飛行。因此，通過偏轉(zhuǎn)彈頭高效控制導(dǎo)彈機(jī)動飛行的技術(shù)受到廣泛關(guān)注。

圖14 導(dǎo)彈模型［29］Fig.14 Missile model［29］

圖15 俯仰控制效率對比［29］Fig.15 Comparison of pitch control efficiency［29］

彈頭偏轉(zhuǎn)時，導(dǎo)彈攻角（α）、俯仰力矩（Cm）隨時間的變化曲線如圖16［30］所示，附加升力導(dǎo)致的俯仰力矩會抑制導(dǎo)彈迎角的變化，有利于實現(xiàn)動態(tài)穩(wěn)定飛行。隨著彈頭偏轉(zhuǎn)角度的增加，導(dǎo)彈的法向過載明顯增大（見圖17［30］，β為彈頭偏轉(zhuǎn)角度，Ny3為彈體坐標(biāo)系下導(dǎo)彈法向過載），機(jī)動性顯著增強(qiáng)［30］。

圖16 俯仰力矩系數(shù)［30］Fig.16 Pitching moment［30］

圖17 法向過載［30］Fig.17 Normal overload［30］

目前，偏轉(zhuǎn)彈頭方案研究的熱點主要集中在2 部分：一部分是建立飛行動力學(xué)模型［31-33］，另一部分是研究不同來流馬赫數(shù)、不同飛行攻角和不同彈頭偏轉(zhuǎn)角對偏轉(zhuǎn)彈頭局部壓力分布、導(dǎo)彈整體氣動特性的影響規(guī)律［34-37］。針對氣動特性的研究表明，偏轉(zhuǎn)彈頭導(dǎo)彈的氣動效率隨著偏轉(zhuǎn)角、馬赫數(shù)、攻角的增大而增大，且在超聲速飛行時的氣動效率相對于亞聲速飛行時顯著提高。

此外，孫?。?8］根據(jù)蠶蛹的結(jié)構(gòu)特征設(shè)計了頭部引信可偏轉(zhuǎn)結(jié)構(gòu)，并探究了彈頭偏轉(zhuǎn)節(jié)數(shù)對氣動性能的影響（見圖18［38］），研究結(jié)果表明，不同偏轉(zhuǎn)節(jié)數(shù)下的阻力系數(shù)、升力系數(shù)、俯仰力矩系數(shù)基本相同，節(jié)數(shù)增多會導(dǎo)致偏航力矩系數(shù)減小。

圖18 偏轉(zhuǎn)彈頭不同偏轉(zhuǎn)節(jié)數(shù)壓力云圖［38］Fig.18 Pressure contours of deflection warhead with different numbers of deflection sections［38］

由于彈頭偏轉(zhuǎn)導(dǎo)致流場的不對稱分布，導(dǎo)彈在繞軸旋轉(zhuǎn)時會產(chǎn)生非定常效應(yīng)。研究發(fā)現(xiàn)，在飛行過程中彈頭繞軸旋轉(zhuǎn)會產(chǎn)生馬格努斯效應(yīng)并造成俯仰、偏航通道間的耦合，導(dǎo)彈氣動特性干擾嚴(yán)重［39］。不同轉(zhuǎn)速下導(dǎo)彈氣動特性隨頭部滾轉(zhuǎn)角變化曲線如圖19［39］所示。偏轉(zhuǎn)彈頭開始旋轉(zhuǎn)時，彈頭不同部位的速度差使得表面流動產(chǎn)生離心力進(jìn)而形成氣動力的增量，這種因彈頭旋轉(zhuǎn)引起的氣動力的變化會使導(dǎo)彈呈螺旋擺動［39］。

圖19 偏轉(zhuǎn)彈頭繞彈軸旋轉(zhuǎn)時氣動特性變化曲線［39］Fig.19 Aerodynamic characteristics of deflected projectile during rotation around axis［39］

偏轉(zhuǎn)彈頭技術(shù)發(fā)展的關(guān)鍵難點在于蒙皮材料、驅(qū)動器、控制技術(shù)。而針對偏轉(zhuǎn)彈頭氣動特性的計算分析主要是為動力學(xué)模型的建立提供數(shù)據(jù)。此外，超/高超聲速來流下偏轉(zhuǎn)彈頭局部熱流沉積、偏轉(zhuǎn)和旋轉(zhuǎn)過程的非定常效應(yīng)是推動偏轉(zhuǎn)彈頭工程化亟需解決的關(guān)鍵問題。隨著智能材料、智能結(jié)構(gòu)、智能控制手段的發(fā)展，可以根據(jù)任務(wù)需求、飛行狀態(tài)操縱導(dǎo)彈飛行姿態(tài)的自適應(yīng)偏轉(zhuǎn)彈頭技術(shù)能夠大幅提高導(dǎo)彈打擊能力，增強(qiáng)軍事力量，推動裝備體系建設(shè)。

除此之外，廣大學(xué)者通過模仿動物形態(tài)變化探索新型頭錐變體方式。其中，蜜蜂根據(jù)環(huán)境變化腹部結(jié)構(gòu)就為仿生變體提供了一種思路。基于蜜蜂腹部機(jī)構(gòu)的仿生變體頭錐設(shè)計目前集中于變體結(jié)構(gòu)設(shè)計［40-42］，對于氣動布局構(gòu)型設(shè)計、氣動特性分析的研究較為缺乏。蜜蜂腹部形態(tài)變化及一種仿生頭錐構(gòu)型分別如圖20［43］、圖21［44］所示。

圖20 蜜蜂腹部形態(tài)變化［43］Fig.20 Morphological changes of honeybee's abdomen［43］

圖21 仿生變體頭錐變形原理［44］Fig.21 Deformation principle of bionic deflectable nose［44］

此外，灣流公司（Gulfstream Aerospace）曾經(jīng)提出了變體低聲爆超聲速民機(jī)的概念，通過飛機(jī)頭部靜音錐的主動伸縮降低不同飛行狀態(tài)時的地面聲爆強(qiáng)度。可變形狀和變級數(shù)的頭部靜音錐變形方案為超聲速民機(jī)低聲爆被動抑制技術(shù)提供了參考。

2.2 機(jī)翼變體

作為飛行器升力的主要來源，機(jī)翼是飛行器變形的主要部位。如圖22 所示，機(jī)翼變體按照變形尺度分為大、中、小尺度變形［1］。小尺度變形主要是機(jī)翼表面的局部可控微小變形，以此實現(xiàn)局部流動控制。中尺度變形主要是在翼型層面上的變形，包括前緣變彎度、可變后緣、變厚度等變形方式。大尺度變形主要是機(jī)翼布局層面上的變形，包括變展長、變后掠角、變上反角等多種形式，可以實現(xiàn)氣動性能的大幅變化。

圖22 機(jī)翼變形尺度分類Fig.22 Classification by morphing scale of wings

不同的機(jī)翼變體方式對氣動性能的影響不同，帶來的氣動增益也有較大差別。機(jī)翼參數(shù)變化對氣動性能的影響如表1［3］所示。

表1 機(jī)翼參數(shù)對氣動性能的影響［3］Table 1 Influence of wing parameters on aerodynamic performance［3］

本文研究主要涉及機(jī)翼層面的中、大尺度變形，總結(jié)伸縮機(jī)翼、可變后掠機(jī)翼、折疊機(jī)翼等機(jī)翼主要變形方式。

2.2.1 可變后掠機(jī)翼

大后掠角機(jī)翼可以降低激波阻力，有利于跨聲速、超聲速飛行，小后掠角機(jī)翼則具有良好的低速特性，可變后掠機(jī)翼飛行器可以同時兼顧起降、低速飛行、高速飛行時的性能。變后掠飛行器的發(fā)展歷程如圖23 所示。最早的可變后掠飛行器概念可追溯到1944 年，這時的設(shè)計方案僅可以在地面改變后掠角，無法實現(xiàn)飛行中后掠角的改變。1951 年試飛的Bell X-5 飛機(jī)是第一架可變后掠機(jī)翼飛機(jī)，其可在多個后掠角之間切換，但是由于變后掠時氣動中心的變化會產(chǎn)生低頭力矩，并未真正投入使用。20 世紀(jì)60～70 年代是可變后掠機(jī)翼發(fā)展的黃金時期，發(fā)展出一系列型號，如F-111、F-14、米格-23、圖-160 等。其中F-14、圖-160 可以認(rèn)作是可變后掠機(jī)翼飛行器的典型成果。F-14 采用雙垂尾正常式氣動布局，能根據(jù)飛行狀態(tài)自動調(diào)整后掠角。

圖23 變后掠形式發(fā)展歷程Fig.23 Development history of variable sweep wing

可變后掠機(jī)翼飛行器的設(shè)計存在2 個問題：驅(qū)動結(jié)構(gòu)增加飛機(jī)重量、結(jié)構(gòu)復(fù)雜度，氣動中心在變后掠過程中的大幅度變化嚴(yán)重影響整機(jī)的操穩(wěn)性能。針對氣動中心的變化往往會采取氣動補(bǔ)償措施，如F-14 飛機(jī)在機(jī)翼固定段前緣設(shè)計了可動扇翼維持氣動中心變化時的俯仰平衡。前期可變后掠機(jī)翼的應(yīng)用基本針對常規(guī)布局飛行器，未對氣動布局形式產(chǎn)生較大影響。由于結(jié)構(gòu)、材料上的限制，可變后掠機(jī)翼飛行器在20 世紀(jì)70 年代后的發(fā)展陷入停滯，但其帶來的巨大氣動收益證實了變體技術(shù)提高飛行器氣動性能的可行性。

隨著智能材料、智能結(jié)構(gòu)的發(fā)展，變后掠技術(shù)的研究再次受到人們關(guān)注。目前的可變后掠機(jī)翼設(shè)計方案并不僅是簡單的后掠角變化，往往與其他形狀參數(shù)的變化相結(jié)合，如變展長或變弦長等。其中最為著名的是美國NextGen 公司提出的“滑動蒙皮方案”。該公司在2007 年試飛了MFX-1，機(jī)翼面積改變40%，展長變化30%，后掠角在15°～35°之間變化，載重量90 kg［45］。2008 年又試飛了MFX-2，變形僅需要10 s，其機(jī)翼可以滑動并展開成5 種姿態(tài)（見圖24［46］），滿足盤旋、巡航、爬升、高升力、高速機(jī)動的飛行要求。

圖24 幾種工作狀態(tài)時的變體方案［46］Fig.24 Morphing wing configurations for working conditions［46］

目前針對可變后掠機(jī)翼飛行器氣動布局的研究集中在：變后掠方式及變后掠技術(shù)在不同氣動布局飛行器上的應(yīng)用、不同后掠角下及變后掠過程中飛行器的飛行性能、最佳變后掠規(guī)律、變后掠與其他變形方式的組合、變后掠飛行器氣動外形優(yōu)化設(shè)計。陳錢等［47-48］探索了旋轉(zhuǎn)變后掠和剪切變后掠方式對氣動特性的影響，針對翼身組合構(gòu)型（Wing Body，WB）飛行器的數(shù)值模擬結(jié)果如圖25［48］所示，L/D為升阻比，CD為阻力系數(shù)。與旋轉(zhuǎn)變后掠相比，剪切變后掠形式在變后掠過程中沿流向翼型保持不變，有利于控制流動分離和翼尖渦的產(chǎn)生，在寬速域內(nèi)升阻比、阻力特性更佳。

圖25 變后掠方式影響［48］Fig.25 Effect of variable sweep forms［48］

彭悟宇［49］對比了常規(guī)布局翼身組合體構(gòu)型導(dǎo)彈應(yīng)用伸縮機(jī)翼、可變后掠機(jī)翼、折疊機(jī)翼變體方案時的氣動特性（見圖26［49］）、操穩(wěn)特性（見表2、表3）。對比氣動特性發(fā)現(xiàn)，在超聲速飛行狀態(tài)下，伸縮機(jī)翼方案升阻比小于相同翼面積的變后掠機(jī)翼方案。3 種變形方案縱向靜穩(wěn)定性品質(zhì)均較高，伸縮機(jī)翼靜穩(wěn)定性和舵面效率最佳。變后掠機(jī)翼方案、折疊機(jī)翼方案的舵面效率隨著馬赫數(shù)的增大快速降低。

表2 不同變形模式和馬赫數(shù)下俯仰力矩靜導(dǎo)數(shù)［49］Table 2 Static derivatives of pitching moment under different deformation modes and Mach numbers［49］

圖26 不同變形方案升阻比對比［49］Fig.26 Comparison of lift-to-drag ratio of different deformation schemes［49］

李惠璟［50］則將變后掠機(jī)翼應(yīng)用到無尾鴨式布局上，研究結(jié)果表明機(jī)翼變后掠過程中焦點位置變化較大，不利于縱向靜穩(wěn)定，其氣動特性如圖27［50］所示，其中，CL為升力系數(shù)，β為后掠角，δ為舵偏角，下標(biāo)表示對應(yīng)舵面，Δx表示焦點位置。

圖27 無尾鴨式布局變后掠方案［50］Fig.27 Tailless canard configuration with variable sweep wing scheme［50］

可變后掠機(jī)翼技術(shù)在乘波體構(gòu)型上的應(yīng)用可以使飛行器滿足寬速域飛行需求。一種變后掠乘波體的設(shè)計方案和相應(yīng)氣動特性如圖28［51］所示，Λ為后掠角，α為飛行迎角，Δ(L/D)為各構(gòu)型相對機(jī)翼收起構(gòu)型的升阻比增量，Cm為俯仰力矩系數(shù)。該變后掠乘波體構(gòu)型在不同馬赫數(shù)下可以通過改變后掠角達(dá)到最佳氣動性能，在設(shè)計馬赫數(shù)下，各構(gòu)型俯仰力矩系數(shù)均隨攻角減小，各構(gòu)型保持縱向靜穩(wěn)定，這為實現(xiàn)乘波體飛行器機(jī)翼連續(xù)變后掠提供了參考。

圖28 變后掠乘波體構(gòu)型方案［51］Fig.28 Waverider configuration with variable sweep wing scheme［51］

雖然增大后掠角可以降低阻力，有利于高速飛行，但是在變后掠過程中，后掠角的增大會導(dǎo)致展長、升力面的減小。為了保證變后掠過程的升力特性，研究人員探究了變展長、變后掠結(jié)合的組合方案［52］。試驗結(jié)果如圖29［52］所示，其中，CCP為壓心位置系數(shù)。后掠角增大增強(qiáng)了飛行器縱向穩(wěn)定性，有后掠角時，展長的增大同樣增強(qiáng)了縱向靜穩(wěn)定性，但導(dǎo)致操縱性變差。雖然組合方案可以有效改善氣動性能，但是方案的實現(xiàn)需要機(jī)翼具有多自由度變形能力，對機(jī)翼變體結(jié)構(gòu)提出了更高的要求，吸引了廣大研究者開展涉及變后掠、展向彎曲、扭轉(zhuǎn)等多維度變形機(jī)構(gòu)方案［53］的設(shè)計研究。

圖29 變后掠變展長組合方案［52］Fig.29 Combined scheme of variable sweep and span［52］

此外，變后掠過程中的非定?？諝鈩恿W(xué)問題同樣顯著，飛行攻角、馬赫數(shù)、變后掠速率均會對非定常效應(yīng)產(chǎn)生影響［54］。變后掠速率對氣動特性滯回環(huán)的影響如圖30［54］所示（λ為外段機(jī)翼后掠角，T為變后掠周期，CMz、CFz、CMx分別為俯仰力矩系數(shù)、側(cè)向力系數(shù)、滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)），變后掠速率的改變會使氣動特性滯回環(huán)大小出現(xiàn)大幅變化。在氣動布局設(shè)計過程中，需要關(guān)注連續(xù)變后掠帶來的非定常氣動力的變化，保證飛行器縱向和橫航向的穩(wěn)定性。近些年來，基于機(jī)器學(xué)習(xí)的非定常氣動力預(yù)測方法在變體飛行器領(lǐng)域也有所應(yīng)用［55］。

圖30 變后掠速率對氣動特性滯回環(huán)的影響［54］Fig.30 Effect of sweep speed on hysteresis loop of aerodynamic characteristics［54］

可變后掠機(jī)翼技術(shù)可以顯著提高飛行器氣動性能，并且變體形式相對簡單，在巡航導(dǎo)彈、飛翼布局飛行器、乘波體構(gòu)型飛行器上具有廣闊的應(yīng)用前景。

2.2.2 可變前掠機(jī)翼

可變后掠機(jī)翼在大后掠角時翼面積的減小會導(dǎo)致升力減小，與之相比，相同翼面積的前掠翼可提供更大的升力［56］。此外，前掠機(jī)翼飛行器具有良好的失速特性和高機(jī)動性能［57］。人們開始探討可變前掠機(jī)翼技術(shù)方案［58-62］。

經(jīng)典的可變前掠機(jī)翼方案［58］如圖31［58］所示。在低速起降、亞聲速巡航過程中采用升阻比較高的平直翼。隨著馬赫數(shù)的增大，在跨聲速巡航或者超聲速機(jī)動時，采用可以避免翼尖失速進(jìn)而提高操縱性能的前掠機(jī)翼布局，并根據(jù)飛行速度改變前掠角以達(dá)到最優(yōu)氣動性能。在超聲速巡航過程中，機(jī)翼完全前掠為三角翼布局，進(jìn)而減小波阻，提高超聲速飛行性能。雖然前掠機(jī)翼避免了翼尖失速，但帶來了翼根失速的問題，諸多設(shè)計方案通過加裝鴨翼、邊條翼來控制翼根部位的流動分離。此外，變前掠為三角翼布局時，后緣操縱面距離中心較遠(yuǎn)，適合采用無尾布局形式［63］。而且，鴨式無尾布局可以改善無尾布局橫航向操縱能力上的不足，提高低速機(jī)動性能和起降性能。因此，可變前掠機(jī)翼技術(shù)往往應(yīng)用在鴨式無尾布局飛行器上，兼顧隱身、橫航向操縱、高速飛行能力。

圖31 可變前掠機(jī)翼變形過程［58］Fig.31 Deformation process of variable forward sweep wing［58］

平直翼（前掠角0°）、三角翼（前掠角90°）、前掠翼（前掠角22.5°、45.0°）對應(yīng)的各飛行階段氣動特性如圖32［58］所示。在低速巡航階段，平直翼在對應(yīng)各迎角下升阻比最大；機(jī)動階段，在大迎角下前掠翼對應(yīng)升力系數(shù)較大，失速迎角最大，同時縱向靜穩(wěn)定性更佳；超聲速飛行過程，三角翼對應(yīng)零升阻力系數(shù)最小，利于超聲速飛行?？勺兦奥訖C(jī)翼方案能夠兼顧平直翼、前掠翼、三角翼的氣動性能優(yōu)勢。

圖32 可變前掠飛行器各飛行階段氣動特性對比［58］Fig.32 Comparison of aerodynamic characteristics of variable forward sweep aircraft in each flight stage［58］

葉露［63］同樣針對鴨式無尾布局可變前掠機(jī)翼飛行器的氣動特性開展了數(shù)值模擬研究，氣動特性變化曲線如圖33［63］所示，Λ0為前掠角，χacw為靜穩(wěn)定度。結(jié)果表明，平直翼和前掠翼均表現(xiàn)為縱向靜穩(wěn)定，三角翼表現(xiàn)為縱向靜不穩(wěn)定。3 種構(gòu)型焦點相對于重心的移動幅度較小，縱向靜穩(wěn)定性好。

圖33 變前掠鴨式無尾布局氣動特性［63］Fig.33 Aerodynamic characteristics of tailless canard configuration with variable forward sweep wing ［63］

前掠機(jī)翼良好的橫航向穩(wěn)定性也推動了大型客機(jī)前掠后緣尾翼的應(yīng)用探索，與傳統(tǒng)尾翼相比，前掠尾翼的應(yīng)用在保證操控性能的前提下可以使尾翼面積減小2%［64］，進(jìn)而節(jié)省燃油。新型可變前掠尾翼不失為一種增強(qiáng)控制穩(wěn)定性的思路。

但前掠機(jī)翼會導(dǎo)致翼根失速，對機(jī)翼與機(jī)身連接處的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度提出了很高的要求。此外，自由流撞擊到翼尖上會引起扭曲，帶來嚴(yán)重的氣動彈性發(fā)散，可能導(dǎo)致翼尖結(jié)構(gòu)的破壞。可變前掠機(jī)翼技術(shù)的應(yīng)用依賴于材料和結(jié)構(gòu)學(xué)科的發(fā)展，在大空域、寬速域的變體飛行器領(lǐng)域具有應(yīng)用前景。

2.2.3 折疊機(jī)翼

折疊機(jī)翼的發(fā)展歷程如圖34 所示，折疊機(jī)翼技術(shù)最早是應(yīng)用在第二次世界大戰(zhàn)的艦載機(jī)上，考慮到甲板空間有限，通過鉸鏈等笨重機(jī)械結(jié)構(gòu)實現(xiàn)機(jī)翼折疊便于艦載機(jī)的停放。隨著變體技術(shù)的發(fā)展，通過大幅度改變翼面積或展長改善飛機(jī)氣動特性的折疊機(jī)翼技術(shù)得到了廣泛關(guān)注。早期的折疊機(jī)翼技術(shù)主要針對翼尖折疊，受驅(qū)動結(jié)構(gòu)限制只能在有限角度折疊。其中最為著名的是XB-70 超聲速飛機(jī)，低空超聲速飛行時翼尖向下偏轉(zhuǎn)25°，高空高速巡航時向下偏轉(zhuǎn)65°。翼尖折疊時與翼梢小翼作用一致，可以減少下洗流，以此改善飛機(jī)的飛行性能［65］。折疊機(jī)翼技術(shù)主要通過展弦比、翼面積的變化滿足低速飛行和高速巡航的任務(wù)需求。

圖34 折疊機(jī)翼發(fā)展歷程Fig.34 Development history of folding wing

在MAS 項目中，洛馬公司提出了Z 型折疊機(jī)翼方案并開展了一系列應(yīng)用研究，包括大量風(fēng)洞測試。風(fēng)洞試驗?zāi)Ｐ腿鐖D35［66］所示，折疊機(jī)翼完全展開后，機(jī)翼面積增大2.8 倍，展長增大1.7 倍，浸潤面積增大1.3倍，可以大幅改善氣動性能［66］。

圖35 風(fēng)洞試驗?zāi)Ｐ停?6］Fig.35 Wind tunnel model［66］

該項目針對折疊翼展開/折疊過程氣動特性變化開展了研究，發(fā)現(xiàn)機(jī)翼的折疊和展開可以實現(xiàn)升力的大幅變化。在施加臨界載荷Q下，機(jī)翼升力、迎角、外側(cè)（Outboard，OB）機(jī)翼電機(jī)扭矩（Motor Torque，MIR TQ）、內(nèi)側(cè)（Inboard，IB）機(jī)翼折疊角和外側(cè)機(jī)翼折疊角如圖36［11］所示。圖37［66］表示機(jī)翼折疊角為130°時，施加氣動載荷后，內(nèi)側(cè)機(jī)翼折疊角和外側(cè)機(jī)翼折疊角隨氣動載荷的變化情況，表明機(jī)翼會產(chǎn)生彈性變形。

圖36 折疊機(jī)翼運(yùn)動變形過程［11］Fig.36 Deformation process of folding wing motion［11］

圖37 升力與折疊角關(guān)系圖［66］Fig.37 Relationship between lift force and folding angle［66］

此外，項目還探討了折疊處局部非定常氣動載荷的影響（見圖38［66］），以及連接位置鉸鏈力矩的影響（不同試驗次數(shù)對應(yīng)內(nèi)側(cè)機(jī)翼和外側(cè)機(jī)翼處鉸鏈力矩隨折疊角度從0°～130°和從130°～0°變化曲線如圖39［11］所示）。結(jié)果發(fā)現(xiàn)，折疊過程非定常效應(yīng)明顯，局部氣動干擾仍然是折疊機(jī)翼技術(shù)不可忽略的問題。此外，連接機(jī)構(gòu)在機(jī)翼展開折疊過程中承受較大集中動態(tài)載荷，對強(qiáng)度和剛度要求很高。設(shè)計發(fā)展新型驅(qū)動機(jī)構(gòu)是未來折疊機(jī)翼技術(shù)的重要研究趨勢。

圖38 連接處不穩(wěn)定的壓力分布［66］Fig.38 Unstable pressure distribution at connection［66］

圖39 連接處鉸鏈力矩隨折疊角變化［11］Fig.39 Hinge moment at joint varying with folding angle［11］

國內(nèi)對于折疊機(jī)翼技術(shù)也開展了大量研究。袁明川等［67］分析了折疊機(jī)翼變形過程非定常效應(yīng)的產(chǎn)生機(jī)制，數(shù)值模擬結(jié)果表明，氣動力的滯回效應(yīng)與機(jī)翼前緣渦的影響有關(guān)（折疊與展開過程渦量云圖和速度矢量圖如圖40［67］所示）。郭秋亭等［68］總結(jié)了攻角、折疊角等參數(shù)對折疊機(jī)翼氣動效率的影響規(guī)律。

圖40 折疊機(jī)翼變形過程流場分布［67］Fig.40 Flow field in morphing motion of folding wing［67］

總的來說，折疊機(jī)翼技術(shù)在不同布局方案飛行器上的應(yīng)用需考慮如何設(shè)置飛行器氣動中心以達(dá)到縱向、橫航向上的靜穩(wěn)定，以及如何提高舵面操縱效率。

隨著飛翼布局飛行器性能優(yōu)勢愈加顯著，探索飛翼布局上變體技術(shù)應(yīng)用的可行性引起了關(guān)注。國內(nèi)很多學(xué)者探索了Z 型折疊機(jī)翼技術(shù)和傳統(tǒng)外翼段/翼尖折疊技術(shù)在飛翼布局上的應(yīng)用。

郭述臻等［69］將Z 型折疊機(jī)翼技術(shù)應(yīng)用到飛翼布局飛行器上，并研究了其氣動特性、操穩(wěn)特性，結(jié)果如圖41［69］所示，xc為焦點位置，δa為副翼偏角，CMx為滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)。隨著折疊角度增大，翼面積減小，升力系數(shù)逐漸減小，飛行器縱向靜穩(wěn)定性先增強(qiáng)后減弱；機(jī)翼的折疊減緩了氣流的展向流動，飛行器失速迎角增大；機(jī)翼折疊后滾轉(zhuǎn)操縱響應(yīng)更加靈敏。金鼎等［70］的研究則表明折疊翼飛機(jī)具有更好的縱向動穩(wěn)定性。

圖41 Z 型折疊機(jī)翼飛翼布局方案［69］Fig.41 Flying wing layout scheme with z-folding wing［69］

尹文強(qiáng)等［71］則將翼尖折疊技術(shù)應(yīng)用到飛翼布局上，開展了空氣動力學(xué)與飛行動力學(xué)分析。結(jié)果如圖42[71]所示，CmCL反映飛行器的縱向靜穩(wěn)定裕度，CmCL=（Cm-Cm0）/CL；Clβ為滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)對側(cè)滑角的導(dǎo)數(shù)，用來反映飛行器的橫向靜穩(wěn)定性；Cnβ為偏航力矩系數(shù)對側(cè)滑角的導(dǎo)數(shù)，用來反映飛行器的航向靜穩(wěn)定性；Cmδea為俯仰力矩系數(shù)對副翼偏角的導(dǎo)數(shù)；Cnδea為偏航力矩系數(shù)對副翼偏角的導(dǎo)數(shù)；Clδea為滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)對副翼偏角的導(dǎo)數(shù)。隨著機(jī)翼的折疊，飛行器縱向靜穩(wěn)定裕度增大，副翼滾轉(zhuǎn)操縱效率、航向操縱效率都有所提高。

圖42 翼尖折疊飛翼布局方案［71］Fig.42 Flying wing layout scheme with wingtip folding［71］

折疊機(jī)翼技術(shù)還在導(dǎo)彈彈翼、舵面折疊等領(lǐng)域得到了應(yīng)用，并且具有較好效果。

折疊機(jī)翼技術(shù)可以大幅度改變翼面積，與伸縮機(jī)翼技術(shù)類似，能滿足低速巡航與高速飛行任務(wù)需求。但是，折疊機(jī)翼連接結(jié)構(gòu)復(fù)雜、承受載荷大，需要開展結(jié)構(gòu)設(shè)計［72］。近年來，折疊機(jī)翼無人機(jī)受到廣泛關(guān)注，具有停放占用空間小、可快速飛行等優(yōu)點，目前已應(yīng)用到潛射折疊機(jī)翼無人機(jī)、艦載折疊機(jī)翼無人機(jī)、炮射/箱式發(fā)射折疊機(jī)翼無人機(jī)［73］等軍用無人機(jī)領(lǐng)域，提高作戰(zhàn)能力。

2.2.4 伸縮機(jī)翼

大展弦比機(jī)翼飛機(jī)在燃油效率、高升阻比方面具有優(yōu)勢，但缺乏機(jī)動性且僅適用于在相對較低的速度下巡航；小展弦比飛機(jī)具有高機(jī)動性、高巡航速度的優(yōu)勢，但氣動效率較差。針對不同飛行狀態(tài)改變展長可以使飛行器同時具有大展弦比和小展弦比飛行器的優(yōu)勢。當(dāng)展弦比增大時，機(jī)翼升力線斜率增大。兩側(cè)機(jī)翼展長不同時，還可產(chǎn)生額外的滾轉(zhuǎn)力矩用于橫航向控制。

早期的伸縮機(jī)翼飛機(jī)設(shè)計可以追溯到1931 年的MAK-10（見圖43（a）），其翼展能從13 m 變化到21 m。在此之后還有一系列伸縮機(jī)翼飛機(jī)的問世，如LIG-7（見 圖43（b））、Fanasa Beach 等［74］。早期伸縮機(jī)翼飛機(jī)均是通過簡單伸縮機(jī)構(gòu)控制外側(cè)機(jī)翼從內(nèi)側(cè)機(jī)翼伸出實現(xiàn)展長變化。由于材料和結(jié)構(gòu)技術(shù)等的限制，伸縮結(jié)構(gòu)較為笨重復(fù)雜，伸縮機(jī)翼技術(shù)的發(fā)展緩慢。

圖43 早期伸縮機(jī)翼飛機(jī)［74］Fig.43 Early variable span wing aircraft［74］

21 世紀(jì)初，隨著材料、結(jié)構(gòu)等的發(fā)展，伸縮機(jī)翼技術(shù)重新得到關(guān)注。其中最具代表性的是MAS 項目中的伸縮機(jī)翼方案，以“戰(zhàn)斧”巡航導(dǎo)彈為研究對象，希望能使導(dǎo)彈以小展弦比快速飛至高空，以大展弦比在高空巡航至攻擊目標(biāo)上空，再以小展弦比形式快速俯沖打擊目標(biāo)。其機(jī)翼展長最大有50%的增幅，從而使得在巡航末端的盤旋時間增加約75%。由于高速巡航導(dǎo)彈彈翼載荷較大，很難在薄彈翼中安裝復(fù)雜的伸縮運(yùn)動機(jī)構(gòu)，該方案最終被放棄。同時，其他學(xué)者針對伸縮機(jī)翼導(dǎo)彈的研究表明改變機(jī)翼翼展可以有效改善飛行器氣動性能。其中一種伸縮機(jī)翼導(dǎo)彈布局和升力隨翼展變化曲線如圖44［75］、圖45［75］所示，ye為機(jī)翼伸縮段長度，b為固定段展長。

圖44 伸縮翼導(dǎo)彈布局［75］Fig.44 Missile with variable span wing［75］

圖45 升力隨翼展變化［75］Fig.45 Lift variation with span length［75］

之后的研究大多集中于伸縮機(jī)翼在小型無人機(jī)的應(yīng)用，衍生了一些新的變展長方案，如充氣機(jī)翼方案［76］等。

伸縮機(jī)翼在常規(guī)布局導(dǎo)彈［49］、飛翼布局飛行器［52］上都有所應(yīng)用?？偟膩砜?，伸縮機(jī)翼方案具有良好的氣動收益，可以兼顧快速機(jī)動飛行和長時間巡航，滿足多任務(wù)飛行的需要，尤其在巡航導(dǎo)彈、長航時飛行器上具有巨大應(yīng)用價值。但是，機(jī)翼的伸縮機(jī)構(gòu)復(fù)雜，使得結(jié)構(gòu)重量增大、燃油效率降低，并且外側(cè)機(jī)翼需要伸縮進(jìn)內(nèi)側(cè)機(jī)翼，對需要較大機(jī)翼空間的飛行器不利（尤其是多級伸縮機(jī)翼）。其次，機(jī)翼伸展開后，翼面的不連續(xù)外形會導(dǎo)致嚴(yán)重的氣動干擾問題，甚至可能導(dǎo)致氣動性能的惡化。相同伸縮速度下（25 mph），有接縫機(jī)翼和無接縫機(jī)翼氣動性能隨攻角的變化規(guī)律如圖46［77］所示，在大攻角下，翼面接縫會對氣動性能產(chǎn)生大幅影響。受限于上述問題，伸縮機(jī)翼技術(shù)仍需長時間發(fā)展才能投入工程應(yīng)用，但不失為變體飛行器發(fā)展的一種思路。

圖46 接縫對氣動性能影響［77］Fig.46 Impact of seams on aerodynamic characteristics［77］

2.2.5 斜置機(jī)翼

降低跨聲速和超聲速飛行時的激波阻力是優(yōu)化飛行器阻力特性的方法之一。20 世紀(jì)50 年代，Jones［78］提出的斜置機(jī)翼方案能有效減小激波阻力。具有相同后掠角的斜置機(jī)翼與常規(guī)后掠機(jī)翼相比，沿流向長度較長，升致波阻、體致波阻顯著降低（見圖47［78］）。不同轉(zhuǎn)掠角機(jī)翼阻力系數(shù)隨飛行攻角的變化曲線如圖48［79］所示，斜置機(jī)翼飛機(jī)可以通過改變機(jī)翼轉(zhuǎn)掠角兼顧亞聲速巡航性能和超聲速飛行時的阻力特性。此外，與可變后掠機(jī)翼布局相比，斜置機(jī)翼布局單點樞軸的結(jié)構(gòu)設(shè)計相對簡單。

圖47 斜置機(jī)翼與常規(guī)機(jī)翼對比［78］Fig.47 Comparison between oblique and conventional wing［78］

圖48 不同轉(zhuǎn)掠角對應(yīng)阻力系數(shù)［79］Fig.48 Drag coefficients corresponding to different sweep angles［79］

從氣動布局設(shè)計角度考慮，斜置機(jī)翼飛行器首先考慮降低升致波阻和體致波阻。其中，升致波阻取決于飛機(jī)的速度參數(shù)、重量、升力長度分布，其與飛機(jī)升力分布長度的平方成反比，這要求斜置機(jī)翼細(xì)長、后掠角要大；體致波阻與飛機(jī)的體積、長細(xì)比有關(guān)，為了減小體致波阻，要求飛機(jī)的體積盡量小，同時增加斜置機(jī)翼升力分布長度。因此，多數(shù)斜置機(jī)翼飛行器都會選擇采用大展弦比機(jī)翼、細(xì)長機(jī)身的布局方案來增大機(jī)翼浸潤面積、降低阻力。

半個多世紀(jì)以來，設(shè)計人員提出了大量斜置機(jī)翼飛行器的設(shè)計方案，但大多數(shù)都停留在概念研究階段。只有少部分通過風(fēng)洞試驗、數(shù)值計算或飛行試驗工作對斜置機(jī)翼的氣動原理進(jìn)行研究。斜置機(jī)翼飛行器的發(fā)展歷程如圖49 所示。早在第二次世界大戰(zhàn)時期，德國對斜置機(jī)翼飛機(jī)開展了研究，并提出了P202、P1101，但僅僅處于概念設(shè)計階段。在1951 年Jones 提出斜置機(jī)翼方案后，出現(xiàn)了大批將斜置機(jī)翼技術(shù)應(yīng)用到運(yùn)輸機(jī)、客機(jī)和戰(zhàn)斗機(jī)上的設(shè)計方案，但由于技術(shù)限制等各種原因，均沒有投入實際使用。直到20 世紀(jì)70 年代，NASA 開展了OWRA（Oblique Wing Research Aircraft）項目，并成功制造了一批驗證機(jī)探索斜置機(jī)翼飛機(jī)的可行性。1979 年，Jones團(tuán)隊設(shè)計制造的AD-1 低速斜置機(jī)翼飛機(jī)試飛成功，這也是斜置機(jī)翼技術(shù)應(yīng)用最著名的成果之一。之后，該項目還探索了斜置機(jī)翼技術(shù)在F-18飛機(jī)上的應(yīng)用，但項目最終被擱置。1990 年，Vandervelden［80］基于理論分析和數(shù)值計算研究了斜置飛翼布局飛機(jī)在不同后掠角時的氣動特性，發(fā)現(xiàn)與常規(guī)布局飛機(jī)相比斜置飛翼具有高升阻比的優(yōu)勢（見圖50［80］、圖51［80］）。在此之 后，斜置飛翼布局運(yùn)輸機(jī)和客機(jī)的研究成為了熱點。NASA 在這一時期組織了DAC-1、OAW-3 設(shè)計研究工作。2006 年，DARPA 開展了斜置飛翼（Oblique Flying Wing，OFW）項目，計劃設(shè)計制造一種斜置飛翼布局X-飛機(jī)，其斜掠角可以隨著速度的增大而增大，保證飛機(jī)在不同飛行狀態(tài)下具有高升阻比特性。雖然后期項目被擱置，但也展現(xiàn)了可變斜置飛翼布局飛行器的應(yīng)用價值。

圖49 斜置機(jī)翼發(fā)展歷程Fig.49 Development of oblique wing

圖50 斜置飛翼方案［80］Fig.50 Oblique flying wing scheme［80］

圖51 升阻比對比［80］Fig.51 Lift-to-drag ratio comparison［80］

盡管斜置機(jī)翼帶來了良好的氣動效應(yīng)收益，但其獨特的非對稱機(jī)翼布局與常規(guī)對稱機(jī)翼布局相比，會導(dǎo)致新的非對稱氣動問題。前翼后緣尾渦的誘導(dǎo)下洗會在后翼上產(chǎn)生附加升力，使前翼下沉產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)力矩。不對稱的誘導(dǎo)阻力分布也將產(chǎn)生使轉(zhuǎn)掠角減小的偏航力矩，偏航和滾轉(zhuǎn)的慣性耦合［81］使得斜置機(jī)翼的飛行動力學(xué)特性變得非常復(fù)雜。常規(guī)飛翼布局飛行器的控制已十分復(fù)雜，重心的穩(wěn)定甚至需要依靠主動控制技術(shù)，非對稱的斜置飛翼方案會使得飛行器的控制問題更加復(fù)雜。同時，機(jī)翼轉(zhuǎn)掠時顯著的動態(tài)氣動干擾和氣動彈性問題也是斜置機(jī)翼技術(shù)發(fā)展的技術(shù)難題。斜置機(jī)翼技術(shù)距離投入工程應(yīng)用仍然需要經(jīng)歷長時間的發(fā)展。

2.2.6 連續(xù)變彎度機(jī)翼

機(jī)翼彎度等是影響飛行器氣動效率的重要參數(shù)。傳統(tǒng)的剛性襟翼、副翼等舵面是提高飛行器升力、控制飛機(jī)機(jī)動的重要部件。傳統(tǒng)的剛性舵面無法實現(xiàn)光滑連續(xù)變形，偏轉(zhuǎn)時容易誘導(dǎo)機(jī)翼表面的流動分離，可能導(dǎo)致氣動特性的惡化。但是，機(jī)翼表面往往需要采用剛性材料來滿足強(qiáng)度、剛度和熱防護(hù)等方面的要求。這在很長一段時間內(nèi)導(dǎo)致了可變彎度機(jī)翼飛行器發(fā)展的停滯。隨著柔性蒙皮等材料和智能結(jié)構(gòu)的發(fā)展，可連續(xù)變彎度的自適應(yīng)柔性機(jī)翼重新受到人們的關(guān)注。NASA 在2001年提出了未來新概念變體飛行器的發(fā)展愿景［82］，設(shè)計概念如圖52［82］所示，可以通過柔性材料、智能結(jié)構(gòu)實現(xiàn)翼展、后掠角、翼型彎度、翹曲角的連續(xù)改變，滿足不同飛行狀態(tài)的性能需求。

圖52 NASA 的變體飛行器概念［82］Fig.52 Morphing aircraft proposed by NASA［82］

近幾十年來，國外開展了一系列針對機(jī)翼變彎度的研究項目，如MAW、AFW、AAW、Smart Wing 項目等，并取得了很多成果。其中最著名的是，ACTE 項目中在灣流飛機(jī)后緣加裝的柔性ACTE 襟翼，已經(jīng)趨于工程應(yīng)用。至今，機(jī)翼連續(xù)變彎度技術(shù)發(fā)展相對較為成熟。機(jī)翼連續(xù)變彎度可分為展向連續(xù)變彎度、弦向連續(xù)變彎度，本文主要針對弦向連續(xù)變彎度技術(shù)進(jìn)行總結(jié)。

連續(xù)變彎度機(jī)翼分為連續(xù)變前緣機(jī)翼、連續(xù)變后緣機(jī)翼。連續(xù)變前緣機(jī)翼消除了前緣縫翼等與主翼之間的空腔帶來的氣動噪聲，同時能夠延緩翼面上的氣流分離并產(chǎn)生附加升力，可用于層流機(jī)翼設(shè)計。

與傳統(tǒng)的加裝襟翼方案相比，后緣連續(xù)變彎度機(jī)翼在大攻角范圍內(nèi)升力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)更高、阻力系數(shù)更?。?3］。在起降過程中后緣變彎度能有效縮短滑跑距離。在巡航飛行過程中，后緣變彎度可以提高升阻比，減小雷達(dá)反射面積，減緩陣風(fēng)［84］。在非巡航任務(wù)剖面，后緣變形同樣可以降低抖振點的激波強(qiáng)度［85］。

連續(xù)變前后緣機(jī)翼技術(shù)在亞聲速民機(jī)上得到廣泛應(yīng)用，該技術(shù)的應(yīng)用不僅可以降低起降階段噪聲、縮短起降距離，還能提高巡航階段的氣動效率，并通過前后緣變彎度時刻保持最佳氣動性能以大幅提高燃油效率和經(jīng)濟(jì)性。軍用遠(yuǎn)程大型運(yùn)輸機(jī)除了上述優(yōu)點外，還能提高隱身性能。除此之外，該技術(shù)還可以應(yīng)用到長航時無人機(jī)、戰(zhàn)斗機(jī)、小型無人機(jī)等飛行器上以改善飛行性能、提高飛行品質(zhì)。

不同飛行狀態(tài)下飛行器對機(jī)翼前后緣變彎度的需求如圖53［21］所示，可以通過前后緣變彎度實現(xiàn)不同飛行狀態(tài)下最佳的氣動效率、控制飛行姿態(tài)，進(jìn)而優(yōu)化飛行性能。連續(xù)變彎度機(jī)翼技術(shù)可以應(yīng)用到各種氣動布局構(gòu)型上實現(xiàn)飛行器減阻、降噪、減重。但是，機(jī)翼連續(xù)變彎度技術(shù)的發(fā)展很大程度上依靠新型材料和新型驅(qū)動器的應(yīng)用，在應(yīng)用連續(xù)變彎度機(jī)翼時有必要考慮變彎度機(jī)構(gòu)等與總體設(shè)計方案的協(xié)調(diào)。

圖53 不同飛行狀態(tài)下對機(jī)翼前后緣變彎度的需求［21］Fig.53 Requirements for wing bending at front and rear edges under different flight conditions［21］

2.2.7 其 他

除了改變展長、弦長、彎度等機(jī)翼參數(shù)的變形方式，還有一些機(jī)翼整體變形的變體手段，如傾轉(zhuǎn)機(jī)翼技術(shù)。

具有固定翼飛行器高速巡航能力又兼具直升機(jī)垂直起降能力的新概念飛行器一直以來都是航空領(lǐng)域研究的熱點。目前已經(jīng)發(fā)展了旋轉(zhuǎn)機(jī)翼飛行器、傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器、傾轉(zhuǎn)機(jī)翼飛行器、傾轉(zhuǎn)涵道式飛行器、尾座式垂直起降飛行器等多種布局形式［86］。其中，傾轉(zhuǎn)機(jī)翼飛行器與傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器類似，通過機(jī)翼的傾轉(zhuǎn)實現(xiàn)直升機(jī)模式和固定翼模式之間的轉(zhuǎn)換，使飛行器同時具有垂直起降和高速巡航能力，進(jìn)而擴(kuò)大飛行包線。

最早的傾轉(zhuǎn)機(jī)翼飛行器可以追溯到20 世紀(jì)50 年代的VZ-2，其在1957 年首次實現(xiàn)了直升機(jī)模式飛行，并在之后完成了34 次完整過渡飛行，證明了傾轉(zhuǎn)機(jī)翼技術(shù)的可行性［87］。雖然VZ-2 由于技術(shù)限制并沒投入工程應(yīng)用，但是為后續(xù)傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器V-22 的研制提供了大量技術(shù)積累。隨后，美國海軍在20 世紀(jì)60 年代又啟動了大型軍用運(yùn)輸機(jī)XC-142A（見圖54［87］）的研制工作，并在1965 年實現(xiàn)了過渡飛行。XC-142A 已經(jīng)接近于投入使用，但仍因操控穩(wěn)定性和噪聲等問題未得到軍方后續(xù)支持。之后，傾轉(zhuǎn)機(jī)翼飛行器的發(fā)展陷入了很長時間的停滯。

圖54 XC-142A［87］Fig.54 XC-142A［87］

近些年來，隨著分布式電推進(jìn)技術(shù)（Distributed Electric Propulsion，DEP）的發(fā)展，傾轉(zhuǎn)機(jī)翼技術(shù)又重新受到廣泛關(guān)注。2015 年，NASA 推出了GL-10 無人機(jī)，采用分布式螺旋槳布局，其在固定翼模式、過渡模式、直升機(jī)模式時的示意如圖55［88］所示。多次測試結(jié)果表明，采用DEP系統(tǒng)可以使傾轉(zhuǎn)機(jī)翼飛行器的推重比有較大增幅，有效提高了飛行效率［88］。

圖55 不同飛行模式下的GL-10 CAD 模型［88］Fig.55 GL-10 CAD models in different flight modes［88］

除了軍事用途外，采用DEP 系統(tǒng)的傾轉(zhuǎn)機(jī)翼飛行器在城市交通領(lǐng)域展現(xiàn)了廣闊的應(yīng)用前景［89］。2016 年，空客公司啟動了Vahana 項目，研制了Vahana 原型機(jī)作為下一代城市交通工具（見圖56［90］）。到2019 年，空客公司已經(jīng)發(fā)展了第2 代Vahana 垂直起降飛行器，最快飛行速度可以達(dá)到170 km/h。相關(guān)技術(shù)的研究推動了采用分布式電推進(jìn)系統(tǒng)的傾轉(zhuǎn)機(jī)翼飛行器的進(jìn)一步發(fā)展。

圖56 Vahana 飛行器原型機(jī)［90］Fig.56 Vahana air vehicle prototype［90］

但是，傾轉(zhuǎn)機(jī)翼飛行器在直升機(jī)模式下需要的升力和固定翼模式下需要的推力相差較大，串列多個螺旋槳的傾轉(zhuǎn)機(jī)翼飛行器存在動力效率低的缺點。

2019 年，航空工業(yè)集團(tuán)直升機(jī)研究所首先提出了多槳傾轉(zhuǎn)機(jī)翼飛行器并在第五屆中國天津國際直升機(jī)博覽會展出縮比模型（見圖57［91］）。該構(gòu)型飛行器在前后機(jī)翼前緣布置多組升力旋翼與動力螺旋槳。垂直起降時，機(jī)翼保持豎直狀態(tài)，升力由旋翼、動力螺旋槳共同提供，可以減小旋翼載荷，降低旋翼誘導(dǎo)速度，減小旋翼尾流的干擾。高速巡航時，旋翼收起，由螺旋槳提供前飛推力，有效提高巡航時的動力效率。

圖57 多槳傾轉(zhuǎn)機(jī)翼飛行器［91］Fig.57 Multi-rotor tilt wing aircraft［91］

本研究團(tuán)隊［91］面向多槳傾轉(zhuǎn)機(jī)翼研發(fā)需求，針對已有100 kg 級多槳傾轉(zhuǎn)機(jī)翼無人機(jī)（見圖58［91］）開展了總體布局研究，建立了適用于多槳傾轉(zhuǎn)機(jī)翼無人機(jī)全飛行剖面的非線性飛行動力學(xué)模型，探究了垂直起降模式與固定翼模式下的操穩(wěn)特性，著重對垂直起降模式開展了控制方法研究與控制律設(shè)計驗證。研究結(jié)果表明：垂直起降模式不穩(wěn)定，縱橫向耦合嚴(yán)重且具有獨特的橫航向運(yùn)動模態(tài)；固定翼模式下多槳傾轉(zhuǎn)機(jī)翼無人機(jī)縱向靜穩(wěn)定性與固定翼飛行器相似，隨重心位置變化劇烈。以前重心位置線性模型為對象設(shè)計的垂直起降過程中的前飛速度控制邏輯如圖59［91］所示，對應(yīng)俯仰角階躍仿真操縱信號和前向速度階躍仿真操縱信號分別如圖60［91］、圖61［91］所示，姿態(tài)和速度控制回路的仿真結(jié)果表明了良好的控制效果。

圖58 多槳傾轉(zhuǎn)機(jī)翼無人機(jī)［91］Fig.58 Multi-rotor tilt wing UAV［91］

圖59 前飛速度控制邏輯［91］Fig.59 Forward flight speed control logic［91］

圖60 俯仰角階躍仿真操縱信號［91］Fig.60 Step simulation control signal of pitch angle［91］

圖61 前飛速度階躍仿真操縱信號［91］Fig.61 Step simulation control signal of forward speed［91］

與傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器相比，傾轉(zhuǎn)機(jī)翼飛行器機(jī)翼弦長與旋翼槳盤始終保持垂直，減緩了旋翼下洗對機(jī)翼的沖擊作用。同時，采用電推進(jìn)技術(shù)可以有效降低結(jié)構(gòu)重量和復(fù)雜度并減小噪聲。隨著電推進(jìn)技術(shù)的日益成熟，多槳傾轉(zhuǎn)機(jī)翼電驅(qū)動飛行器將是新構(gòu)型高速旋翼飛行器發(fā)展的重要方向之一［92］。但是，傾轉(zhuǎn)機(jī)翼飛行器面臨著機(jī)翼/旋翼氣動彈性耦合特性分析［93］、過渡模式動力學(xué)建模［94］等關(guān)鍵技術(shù)難題，亟需開展過渡模式下氣動彈性、氣動性能、操穩(wěn)特性等［95-96］相關(guān)研究。

2.3 動力裝置變體

除頭部與機(jī)翼外，針對飛行器動力裝置的變體技術(shù)也得到了研究者的關(guān)注。

F-35B 通過如圖62［97］所示的升力風(fēng)扇技術(shù)，改變尾噴管的方向并在機(jī)身、機(jī)翼分別增加升力風(fēng)扇和姿態(tài)控制噴管實現(xiàn)垂直起降和短距離滑跑起飛。F-35B 為正常式氣動布局，渦扇的安裝并未使其氣動布局產(chǎn)生大的變化，只是使得飛機(jī)的結(jié)構(gòu)重量增加，座艙后部機(jī)身空間被占用。飛機(jī)在正常模式飛行時阻力系數(shù)增大，升阻比略微減小。

圖62 升力風(fēng)扇技術(shù)［97］Fig.62 Lift fan technology［97］

目前的變體技術(shù)以實現(xiàn)飛行器的大空域、寬速域飛行為目的，利用機(jī)翼變體能有效確保飛行器具有最佳氣動性能。但是，在不同飛行環(huán)境尤其在寬速域下發(fā)動機(jī)匹配技術(shù)同樣是阻礙變體技術(shù)發(fā)展的關(guān)鍵問題。作為重要的氣流調(diào)節(jié)部件，進(jìn)氣道的效率直接影響發(fā)動機(jī)的性能。傳統(tǒng)的定幾何外形進(jìn)氣道在設(shè)計狀態(tài)下具有良好性能但并不能滿足寬速域下的多種進(jìn)氣需求。由此，眾多研究人員開展了大量有關(guān)可變幾何外形進(jìn)氣道的研究。

進(jìn)氣道變體方案分為變幾何進(jìn)氣道、柔性鼓包進(jìn)氣道2 種。變幾何進(jìn)氣道通過喉道面積、壓縮角度、中心錐位置等參數(shù)的調(diào)節(jié)和控制［98］實現(xiàn)進(jìn)氣效率的改變，是目前常用的變體方案。

針對目前常見的渦輪基組合循環(huán)動力系統(tǒng)（Turbine Based Combined Cycle，TBCC），其變進(jìn)氣道形式分為軸對稱式變幾何進(jìn)氣道、二元式變幾何進(jìn)氣道、內(nèi)收縮式變幾何進(jìn)氣道。軸對稱式變幾何進(jìn)氣道通過中心錐的移動改變激波位置，實現(xiàn)進(jìn)氣流量的動態(tài)調(diào)節(jié)。然而，常規(guī)的移動中心錐方案對應(yīng)的工作馬赫數(shù)范圍仍然較小。為了拓寬軸對稱式進(jìn)氣道的工作范圍，Weir 等［99］設(shè)計了一種變凹槽的軸對稱式可變進(jìn)氣道，并在F-18B 上進(jìn)行了飛行測試。變凹槽方案和喉部面積比和喉部位置隨中心錐位置變化曲線如圖63［99］所示，Rc為唇口半徑，xtran為中心錐平移距離，xt為唇口位置，At，untran為中心錐未移動前喉部面積，At為中心錐移動后的喉部面積。開槽的設(shè)計增大了進(jìn)氣流量，可適應(yīng)更寬速域，但是造成了略高的總壓損失。與之類似，滕健和袁化成［100］提出了一種帶凹腔的軸對稱式可變進(jìn)氣道（見圖64［100］，σ為總壓恢復(fù)系數(shù)），實現(xiàn)了對進(jìn)氣道外壓縮波系的調(diào)節(jié)達(dá)到激波封口，高馬赫數(shù)下總壓恢復(fù)系數(shù)高于傳統(tǒng)進(jìn)氣道。針對低馬赫數(shù)時流場捕獲能力差的問題，Maru 等［101］提出了多級盤式軸對稱進(jìn)氣道（Multi-row Disk Inlet，MRD），通過中心錐的收縮或者擴(kuò)張控制非設(shè)計點的流量，在捕獲相同流量的情況下，總壓恢復(fù)系數(shù)相比傳統(tǒng)進(jìn)氣道提高了10%（見圖65［101］，TPR 為出口總壓與環(huán)境壓力的比值，MCR 為無量綱化的質(zhì)量流量）。針對軸對稱式進(jìn)氣道，還有許多針對中心錐的設(shè)計方案［102］及變形調(diào)節(jié)規(guī)律的優(yōu)化方法［98］。

圖63 變凹槽進(jìn)氣道［99］Fig.63 Variable groove inlet［99］

圖64 凹腔進(jìn)氣道方案［100］Fig.64 Concave inlet scheme［100］

圖65 MRD 進(jìn)氣道［101］Fig.65 MRD inlet［101］

二元式變幾何進(jìn)氣道主要通過唇口旋轉(zhuǎn)、伸縮、壓縮面轉(zhuǎn)動等策略實現(xiàn)進(jìn)氣調(diào)節(jié)（見圖66［103］）。其中，轉(zhuǎn)動唇口式與伸縮唇口式通過減小總收縮比與內(nèi)收縮比實現(xiàn)進(jìn)氣道的自起動，之后通過增大總收縮比實現(xiàn)更多流量的捕獲［103］。相對來說，伸縮唇口式對氣動力/力矩影響更小，控制要求較低，但調(diào)節(jié)范圍有限。

圖66 二元式變進(jìn)氣道方案［103］Fig.66 Binary variable inlet scheme［103］

相較于常規(guī)進(jìn)氣道，內(nèi)收縮式進(jìn)氣道具有更強(qiáng)的流量捕獲能力，同時迎風(fēng)阻力較小，適合高馬赫數(shù)飛行狀態(tài)。國內(nèi)南京航空航天大學(xué)相關(guān)團(tuán)隊提出了內(nèi)乘波式進(jìn)氣道并開展了一系列研究，通過進(jìn)出口形狀調(diào)整實現(xiàn)流量調(diào)節(jié)。與典型進(jìn)氣道相比，流量系數(shù)顯著提高，非設(shè)計狀態(tài)下流量系數(shù)都在0.91 以上［104］。

柔性鼓包進(jìn)氣道技術(shù)通過機(jī)身上的三維鼓包實現(xiàn)對氣流的壓縮與導(dǎo)向，進(jìn)而控制進(jìn)氣流量，并且可以減小結(jié)構(gòu)重量和空氣阻力、提高隱身性能［105］。隨著智能材料的發(fā)展，可以通過鼓包的自適應(yīng)變形滿足不同飛行環(huán)境進(jìn)氣需求。

進(jìn)氣道的變體對飛行器氣動布局設(shè)計并不會產(chǎn)生很大影響，飛發(fā)一體化設(shè)計過程中對機(jī)身形狀調(diào)整較小，不會影響總體的氣動布局。進(jìn)氣道變體技術(shù)通過不同形式的形狀調(diào)整實現(xiàn)發(fā)動機(jī)工作馬赫數(shù)范圍的拓寬。變體形式的選擇、設(shè)計主要依靠發(fā)動機(jī)類型及工作環(huán)境，并基于一體化設(shè)計、內(nèi)外流匹配設(shè)計技術(shù)開展優(yōu)化。隨著寬域飛行的需求日漸突出，自適應(yīng)可變進(jìn)氣道技術(shù)的研究和發(fā)展是必然趨勢。

2.4 組合變體

集群化、智能化是無人機(jī)發(fā)展的必然方向，協(xié)同集群編隊飛行可以有效提高無人機(jī)工作效率。為了進(jìn)一步發(fā)揮無人機(jī)集群的飛行效能，逐漸發(fā)展出了組合式無人飛行器。

與單體飛行器相比，采用鏈翼技術(shù)的多體組合式飛行器在升阻比、巡航速度、巡航時間、巡航高度上均有顯著優(yōu)勢［106］。針對組合變體無人機(jī)的研究主要集中于組合多體飛行器的研究。安朝等［107］對雙機(jī)組合式無人機(jī)系統(tǒng)（見圖67［107］）進(jìn)行了配平和穩(wěn)定性分析，提出了有效的控制增穩(wěn)方案。杜萬閃等［108］對三體組合式飛行器（見圖68［108］）飛行過程中單體飛行器氣動性能的變化特性進(jìn)行了分析并開展了增穩(wěn)控制研究，為組合式飛行器長時間穩(wěn)定飛行提供了解決方案。Wu 等［109］則開展了對接單體數(shù)量對組合式太陽能飛行器增效的影響研究，結(jié)果表明，單體數(shù)量的增加會使得飛行器增效降低。

圖67 雙體組合式無人機(jī)示意［107］Fig.67 Combined double aircraft［107］

圖68 三體組合式無人機(jī)示意［108］Fig.68 Combined triple-body aircraft［108］

針對目前組合變體最為常見的翼尖對接方式，在多個單體對接過程中，不可避免地會存在嚴(yán)重的氣動干擾問題。準(zhǔn)確預(yù)測動態(tài)對接過程中飛行器集群尾流對氣動力/力矩的影響，并建立高效的操穩(wěn)策略，是組合變體飛行器面臨的關(guān)鍵科學(xué)技術(shù)難題之一。針對這一問題，Zhou等［110］基于翼尖對接風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)建立了快速、高效、非線性氣動參數(shù)響應(yīng)模型，為空中對接過程控制方案設(shè)計提供了參考。從單體飛行器氣動布局設(shè)計出發(fā)解決動態(tài)變體過程中非穩(wěn)態(tài)流動現(xiàn)象也是組合變體的研究趨勢。

飛行器通過組合變體可以兼顧單體飛行器和集群飛行器的優(yōu)勢，同時具有長航時飛行、高抗風(fēng)性能、多任務(wù)執(zhí)行能力等特點，在軍用作戰(zhàn)/偵察無人機(jī)、太陽能無人機(jī)、物流配送無人機(jī)等領(lǐng)域發(fā)揮巨大應(yīng)用價值［111］。但同時仍然面臨著集群協(xié)同策略、氣動彈性、非定常氣動干擾、增穩(wěn)控制方案等方面的關(guān)鍵技術(shù)阻礙。隨著相關(guān)技術(shù)難點的攻關(guān)突破，組合變體飛行器是提高無人機(jī)多任務(wù)執(zhí)行能力和飛行性能的極具潛力的解決方案，也是推動無人機(jī)智能化、集群化發(fā)展的強(qiáng)勁動力。

3 變體技術(shù)實現(xiàn)目的

第2 節(jié)中綜述了飛行器不同部位變體的研究進(jìn)展，包括頭部變體、機(jī)翼變體、可變進(jìn)氣道、組合變體等多種形式。不同變體形式能滿足飛行器不同的飛行任務(wù)及目的需求，如可變后掠機(jī)翼的應(yīng)用可以實現(xiàn)飛機(jī)低速和高速飛行性能的提高，連續(xù)變彎度機(jī)翼可以有效提高低速飛行時的升力特性。按照變構(gòu)型目的可以將變體飛行器分為單域最優(yōu)變構(gòu)型、多域融合變構(gòu)型、一器多能變構(gòu)型［112］。

單域最優(yōu)變體飛行器通過飛行器變構(gòu)型實現(xiàn)單一速域內(nèi)飛行性能的提升。目前的研究熱點主要集中于民機(jī)增升、減阻、降噪領(lǐng)域。隨著綠色航空理念的提出及對民機(jī)經(jīng)濟(jì)性要求的提高，發(fā)展民用飛機(jī)高升力系統(tǒng)先進(jìn)技術(shù)是未來發(fā)展的重要方向和必然趨勢［113］。傳統(tǒng)的前緣襟翼、前緣縫翼、后緣襟翼等高升力系統(tǒng)往往存在結(jié)構(gòu)固化、設(shè)計空間有限等問題，在增升、減阻、降噪等方面的提升空間有限。新興的智能柔性機(jī)翼通過局部自適應(yīng)柔性變形實現(xiàn)增升、減阻、降噪、減重，已成為發(fā)展綠色航空的新思路。連續(xù)變彎度機(jī)翼等技術(shù)可以提升飛機(jī)低速起降性能和定速巡航性能，并降低飛機(jī)油耗，受到了人們廣泛關(guān)注和研究。

伴隨著飛行器大空域、寬速域飛行的需求日益凸顯，跨域融合變構(gòu)型飛行器應(yīng)運(yùn)而生。通過變體技術(shù)擴(kuò)大飛行包線是寬域高超聲速飛行器領(lǐng)域的前沿研究熱點。目前寬域高超聲速飛行器布局發(fā)展的主要思路包括渦波效應(yīng)-乘波構(gòu)型［114］、乘波-機(jī)翼構(gòu)型［115-116］、變形/組合構(gòu)型［117］三大類［118］。渦波效應(yīng)-乘波構(gòu)型以提高超聲速飛行過程的渦升力為出發(fā)點，并未考慮渦波效應(yīng)在低速飛行時的影響；乘波-機(jī)翼構(gòu)型通過融合乘波前體和寬速域翼型/機(jī)翼來兼顧亞/跨/超/高超聲速飛行性能。但是，固定布局的乘波-機(jī)翼構(gòu)型飛行器無法滿足更寬速域內(nèi)的氣動性能需求?？紤]到變體技術(shù)提供了不同速域下獲得良好氣動特性的可行性，可變外形的乘波構(gòu)型飛行器成為寬域高超聲速飛行器發(fā)展的前沿?zé)狳c。Dai 等［51，119-121］設(shè)計了可變后掠機(jī)翼的乘波構(gòu)型飛行器，研究了不同速域飛行下的氣動特性，建立了動力學(xué)模型，提出了非線性模型預(yù)測控制器。研究結(jié)果表明，該構(gòu)型可滿足寬速域飛行需求。Dai 等［51，119-121］的研究也為乘波構(gòu)型飛行器與伸縮機(jī)翼、折疊機(jī)翼等變形方式結(jié)合的變體飛行器在寬速域下的氣動特性和操穩(wěn)特性研究提供了參考價值。

此外，一方面，寬域高超聲速變構(gòu)飛行器在高超聲速飛行過程中面臨復(fù)雜的力/熱環(huán)境，伴隨著嚴(yán)重的氣動加熱和阻力激增等問題。另一方面，變構(gòu)過程各部件之間存在的氣動干擾會導(dǎo)致變構(gòu)部位熱流沉積和氣動特性惡化，亟需建立寬域高超聲速變構(gòu)飛行器高效主動流動控制方案。目前針對寬域高超聲速變構(gòu)飛行器主動流動控制方案研究相對較少。Kanat 等［122］開展了協(xié)同射流控制方案在伸縮機(jī)翼上的應(yīng)用，獲得了較好的飛行性能收益（見圖69［122］）。Lü 等［123］研究了一種可以實現(xiàn)發(fā)汗冷卻的柔性蒙皮結(jié)構(gòu)。風(fēng)洞試驗結(jié)果表明，該柔性蒙皮能夠承受極端熱力環(huán)境，可以應(yīng)用于高速變體飛行器的熱防護(hù)。探索逆向射流［124］、迎風(fēng)凹腔、等離子體激勵等傳統(tǒng)流動控制方案［125］對飛行器變構(gòu)型過程時變效應(yīng)和非穩(wěn)態(tài)流動的控制效果，對于寬域高超聲速飛行器投入工程應(yīng)用和型號研制具有實際價值。

圖69 協(xié)同射流方案在伸縮機(jī)翼上的應(yīng)用［122］Fig.69 Application of collaborative jet scheme on telescopic wing［122］

一些多能變構(gòu)型主要滿足某些特定任務(wù)的需求，例如通過傾轉(zhuǎn)機(jī)翼和渦輪風(fēng)扇等實現(xiàn)飛行器的垂直起降，通過主要電磁來源部位的變體提高隱身能力等。此外，由于采用變前掠和折疊機(jī)翼等方案可以提高飛行器的機(jī)動性和操縱性能，目前已經(jīng)發(fā)展了一系列大幅提高無人機(jī)棲息機(jī)動能力的變體方案［126］。

4 變體飛行器氣動布局設(shè)計關(guān)鍵技術(shù)難點

氣動布局設(shè)計是飛行器結(jié)構(gòu)、控制方案設(shè)計的基礎(chǔ)，是總體設(shè)計的重要組成部分。變體飛行器需要實時改變局部或整體外形以適應(yīng)多任務(wù)飛行性能要求，因此其氣動布局設(shè)計面臨諸多關(guān)鍵問題。針對傳統(tǒng)固定外形飛行器的常規(guī)設(shè)計方法已不再完全適用于變體飛行器的氣動布局設(shè)計過程?？偨Y(jié)變體飛行器氣動布局設(shè)計過程中的關(guān)鍵技術(shù)難點、找尋解決方案是拓寬飛行包線、提高飛行性能和飛行品質(zhì)的基礎(chǔ)。

4.1 氣動布局與總體需求協(xié)調(diào)設(shè)計技術(shù)

F-14 飛機(jī)逐漸退出歷史舞臺的原因主要在于，采用可變后掠機(jī)翼技術(shù)滿足飛行性能需求的同時加大了全機(jī)重量和維護(hù)成本。因此，開展任務(wù)需求分析并衡量變體技術(shù)帶來的氣動收益或性能增幅與可能付出的代價（尤其是重量的增大）之間的矛盾是變體設(shè)計的基礎(chǔ)。

首先，有必要開展任務(wù)需求分析判斷是否需要采用變體技術(shù)。Peters 等［127］基于統(tǒng)計學(xué)方法總結(jié)了變體飛行器適合的飛行任務(wù)，這也表明變體技術(shù)并非是滿足飛行器性能需求的最佳選擇。尋求高效、快速評估方法并建立基于任務(wù)場景的評估模型在設(shè)計前期至關(guān)重要［128］。

其次，應(yīng)確定飛行階段并根據(jù)任務(wù)需求選擇變體方案，并針對各階段氣動性能需求進(jìn)行協(xié)調(diào)設(shè)計。目前常規(guī)的變體飛行器氣動外形設(shè)計思路是：針對每個飛行階段性能需求確定固定外形，設(shè)置目標(biāo)函數(shù)對各個飛行階段的機(jī)翼參數(shù)進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計［129］。這種思路僅適用于可變后掠機(jī)翼、伸縮機(jī)翼、連續(xù)變彎度機(jī)翼等氣動布局形式并未發(fā)生較大變化的變體方案。以圖70 所示的本研究團(tuán)隊設(shè)計的一種可變尾翼飛翼布局飛行器為例，其尾翼打開、關(guān)閉階段的性能需求不同，對應(yīng)的技術(shù)指標(biāo)也有所差別，氣動布局需要協(xié)調(diào)有尾翼和無尾翼的布局方案設(shè)計方法。

圖70 可變尾翼飛翼布局Fig.70 Variable tail flying wing layout

最后，變體方案設(shè)計還需要考慮飛行器的布局形式及其與其他分系統(tǒng)的協(xié)調(diào)。不同布局形式的飛行器往往傾向于采取不同類型的變體方案，如大展弦比飛行器通常采取伸縮機(jī)翼的變體形式。同時，變體機(jī)構(gòu)將極大影響飛行器內(nèi)部裝載空間與結(jié)構(gòu)形式，如伸縮機(jī)翼變形機(jī)構(gòu)會減少機(jī)翼內(nèi)可用空間，因此設(shè)計變體機(jī)構(gòu)時應(yīng)當(dāng)與其他分系統(tǒng)充分協(xié)調(diào)。

總的來說，變體氣動布局設(shè)計要時刻考慮總體需求，協(xié)調(diào)變體各個階段性能指標(biāo)要求，同時兼顧其他分系統(tǒng)對布局形式的需求。

4.2 時變空氣動力學(xué)效應(yīng)評估技術(shù)

對于某一變形狀態(tài)下變體飛行器的氣動特性計算評估與常規(guī)固定外形飛行器研究方法基本一致。國內(nèi)外學(xué)者針對變形過程開展了大量定常計算，初步分析了變體飛行器隨變形狀態(tài)（如折疊角、后掠角等）和攻角等參數(shù)的氣動特性變化規(guī)律［130-133］。但是，變體飛行器在飛行過程中需要實現(xiàn)瞬態(tài)變形，尤其在大尺度變形過程中會產(chǎn)生嚴(yán)重的非定常氣動干擾問題。同時，變體過程中壓心、焦點、操縱面舵效的巨大變化會對操穩(wěn)特性產(chǎn)生強(qiáng)烈影響。此外，飛行器變體過程的動態(tài)氣動力計算方法與傳統(tǒng)方法存在較大差別。因此，研究變體過程中的流動非定常效應(yīng)評估技術(shù)是指導(dǎo)氣動布局設(shè)計、結(jié)構(gòu)設(shè)計、控制系統(tǒng)設(shè)計和變體決策設(shè)計的基礎(chǔ)。

4.2.1 非定常效應(yīng)評估與機(jī)制分析

目前，已經(jīng)應(yīng)用到變體飛行器氣動特性計算的方法主要有Theodorsen 理論、非定常渦格法（Unsteady Vortex Lattice Method，UVLM）、偶極子格網(wǎng)法（Doublet-Lattice Method，DLM）等。其中，Theodorsen 理論基于薄翼型理論，局限性較大，常用于大展弦比變展長機(jī)翼［134］的非定常氣動力建模。UVLM 基于連續(xù)方程對速度場進(jìn)行求解，具有較高的求解效率，并且不需要離散空間，極大減輕了前處理的工作量，其求解效率高，在連續(xù)變彎度機(jī)翼［135］中應(yīng)用較多。但是該方法沒有考慮黏性流動、前緣分離渦、尾渦的影響，計算精度較低。DLM 較好地兼顧了求解精度和計算效率，但DLM 的頻域特性使該方法多用于氣動彈性分析。該方法基于平面假設(shè)，在變彎度機(jī)翼等的應(yīng)用上受限，在Z 型折疊機(jī)翼［136］、翼尖折疊機(jī)翼［137］上的應(yīng)用較多。上述計算方法都具有較高的計算效率，可以用作氣動參數(shù)的快速評估，但在精度上均存在不足，亟需發(fā)展高分辨率數(shù)值計算方法。

得益于在計算精度上的優(yōu)勢，基于計算流體力學(xué)（Computational Fluid Dynamic，CFD）的數(shù)值模擬技術(shù)已成為非定常氣動特性評估重要手段，常用于變體飛行器的流動機(jī)制研究。陳錢等［47，54，138］、Zeng 等［139］針對滑動蒙皮、變后掠過程中的流場遲滯效應(yīng)、附加運(yùn)動效應(yīng)、固壁牽連效應(yīng)進(jìn)行了大量的CFD 數(shù)值模擬和風(fēng)洞試驗。研究發(fā)現(xiàn)，變體過程的非定常效應(yīng)會產(chǎn)生如圖30［54］所示的滯回環(huán)，變形規(guī)律和速率、變形位置、飛行狀態(tài)均會對滯回環(huán)的大小產(chǎn)生影響［140］。因此，開展變體過程中的氣動特性、操穩(wěn)特性的影響規(guī)律研究對于氣動布局、控制律設(shè)計都有重要意義。目前，非定常效應(yīng)產(chǎn)生的流動機(jī)制、變體過程動態(tài)氣動干擾效應(yīng)和利用布局設(shè)計緩解非定常效應(yīng)的研究較為缺乏。此外，非定常CFD 方法仍需進(jìn)一步提高時間精度和計算效率，并解決網(wǎng)格生成速度與魯棒性等問題。

4.2.2 非線性、非定常氣動力建模

飛行器在存在流動分離等情況下會出現(xiàn)強(qiáng)非線性、非定常氣動效應(yīng)。飛行器的大尺度變形和柔性變形會使得非線性效應(yīng)更加顯著。發(fā)展適用于變體飛行器的動態(tài)非線性氣動力建模方法是開展氣動外形優(yōu)化設(shè)計、氣動彈性分析的關(guān)鍵。上述基于線化理論的UVLM 等方法無法考慮強(qiáng)烈的非線性氣動效應(yīng)，而直接采用大渦模擬或者分離渦模擬等CFD 數(shù)值方法會導(dǎo)致設(shè)計周期大幅提高。針對以上問題，已經(jīng)發(fā)展了一系列具有一定適用性的基于非線性系統(tǒng)辨識理論的動態(tài)非線性氣動力降階模型（Reduced-Order Model，ROM），例如本征正交分解方法、諧波平衡法、神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)法，并已在結(jié)構(gòu)未變形機(jī)翼的氣動彈性分析上取得大量應(yīng)用［141-142］。

目前針對變體飛行器的動態(tài)非線性氣動力建模方法研究極少，這與變構(gòu)型過程復(fù)雜的動力學(xué)特征有關(guān)。對于更加復(fù)雜的動力學(xué)特征，例如折疊機(jī)翼的大結(jié)構(gòu)變形，上述基于非線性系統(tǒng)辨識方法的非定常氣動力降階模型可能存在欠學(xué)習(xí)現(xiàn)象［143］。

4.2.3 時變氣動參數(shù)快速高精度預(yù)測

上述用于快速評估的工程算法在計算精度上存在不足，而具有較高計算精度的CFD 數(shù)值模擬方法在針對變體飛行器尤其是大尺度變形的三維飛行器時，所需計算周期較長，不利于方案設(shè)計與評估。因此，為了縮短變體飛行器氣動布局設(shè)計周期，以及建立控制系統(tǒng)設(shè)計、多學(xué)科耦合設(shè)計的氣動數(shù)據(jù)基礎(chǔ)，需要探索建立快速、準(zhǔn)確的動態(tài)氣動參數(shù)預(yù)測模型。

隨著人工智能的快速發(fā)展和廣泛應(yīng)用，目前形成了一系列基于深度學(xué)習(xí)等方法的固定外形飛行器非定常氣動力預(yù)測模型。相對而言，變體飛行器涉及更多的輸入特征，變形過程中的非定常效應(yīng)更加顯著，對模型的預(yù)測精度提出了更高的要求，模型更加復(fù)雜，建立難度更高。如何實現(xiàn)變體飛行器非定常氣動參數(shù)的實時高精度預(yù)測并且考慮變體運(yùn)動過程中的強(qiáng)非線性、非定常效應(yīng)是建立快速預(yù)測模型的關(guān)鍵。

目前，針對變體飛行器升力、阻力和力矩等參數(shù)的快速實時預(yù)測已有所研究。Zhao 等［55］針對三維折疊機(jī)翼常規(guī)布局飛行器，建立了一種多任務(wù)交叉神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)模型，在給定輸入的情況下可以在0.1 s 內(nèi)獲得任意迎角和折疊角下飛行器的氣動參數(shù)，并且實現(xiàn)了較高的預(yù)測精度。不同攻角和折疊角下升力系數(shù)預(yù)測結(jié)果與CFD 數(shù)值模擬結(jié)果的對比如圖71［55］所示，MTC 為預(yù)測值，CFD 為數(shù)值模擬結(jié)果。此外，其還建立了針對二維撲翼非定常、非線性氣動參數(shù)的快速預(yù)測模型，同樣具有較高的計算精度和較快的計算速度［144］。

圖71 CFD 結(jié)果與預(yù)測結(jié)果對比［55］Fig.71 Comparison between CFD and predictive values［55］

隨著機(jī)器學(xué)習(xí)與人工智能技術(shù)的發(fā)展，基于數(shù)據(jù)驅(qū)動的動態(tài)氣動參數(shù)預(yù)測方法在精度與速度方面展現(xiàn)出顯著的優(yōu)勢。但一方面，目前研究的預(yù)測模型大多數(shù)是針對升力、阻力、力矩的預(yù)測，針對機(jī)翼壓力分布、變體部位的氣動載荷快速預(yù)測模型甚少，建立可以實現(xiàn)更多參數(shù)實時預(yù)測的模型是未來發(fā)展方向之一；另一方面，現(xiàn)有針對變體飛行器的快速預(yù)測模型泛化能力不高，建立可以實現(xiàn)不同變體方式、不同飛行環(huán)境下的預(yù)測大模型也是發(fā)展的趨勢。

4.2.4 風(fēng)洞試驗?zāi)Ｐ头桨冈O(shè)計

風(fēng)洞試驗同樣是開展變體飛行器氣動特性和操穩(wěn)特性評估的重要手段。此外，風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)也對變體飛行器穩(wěn)態(tài)氣動力建模、時變空氣動力學(xué)建模的準(zhǔn)確性驗證具有參考作用。與傳統(tǒng)固定外形飛行器相比，變體飛行器的風(fēng)洞試驗?zāi)Ｐ头桨冈O(shè)計存在以下難題。

一方面，風(fēng)洞試驗過程中需要對變形過程中變體機(jī)構(gòu)（如折疊機(jī)翼折疊轉(zhuǎn)軸處）氣動載荷進(jìn)行測量評估。研究關(guān)鍵部位尺度效應(yīng)對飛行器氣動特性的影響規(guī)律，進(jìn)而建立合適的縮比準(zhǔn)則體現(xiàn)變體部位的氣動干擾特征，是設(shè)計變體飛行器風(fēng)洞試驗?zāi)Ｐ偷闹刂兄亍?/p>

另一方面，瞬態(tài)非定常氣動干擾效應(yīng)的高分辨率評估始終是變體飛行器氣動特性分析面臨的嚴(yán)峻考驗。在風(fēng)洞試驗方案設(shè)計過程中，試驗設(shè)備、測量方法的選取需要著重考慮變形處及變形過程中的動態(tài)氣動參數(shù)數(shù)據(jù)的收集。

此外，開展變體飛行器氣動伺服彈性系統(tǒng)的風(fēng)洞試驗方案設(shè)計同樣是變體飛行器氣動布局設(shè)計過程中面臨的重大挑戰(zhàn)。這與現(xiàn)有的氣動伺服彈性技術(shù)的理論建模方法無法精準(zhǔn)描述變體飛行器的動力學(xué)行為有關(guān)［145］。目前有關(guān)氣動伺服彈性系統(tǒng)風(fēng)洞試驗較少［146］，變體飛行器的相關(guān)方案設(shè)計更是缺乏。

目前，一方面，針對變體飛行器某一變形狀態(tài)下氣動特性的風(fēng)洞試驗研究相對成熟，其與固定外形飛行器風(fēng)洞試驗方案設(shè)計方法區(qū)別不大。針對變形過程，尤其是連續(xù)變形過程的風(fēng)洞試驗方案設(shè)計是目前研究的熱點。張楨鍇等［147］提出了系統(tǒng)化的可變彎度柔性后緣的設(shè)計框架，大幅度提高了柔性后緣的變形精度，可以推廣至機(jī)翼可變彎度飛行器風(fēng)洞試驗?zāi)Ｐ?、飛行試驗?zāi)Ｐ偷脑O(shè)計中。另一方面，連續(xù)變形飛行器風(fēng)洞試驗方案設(shè)計領(lǐng)域已經(jīng)發(fā)展出了一些成熟的風(fēng)洞試驗?zāi)Ｐ停?48］、測量手段［149］，但在實現(xiàn)模型的光滑連續(xù)變形、建立合適的縮比準(zhǔn)則等方面仍然需要尋求更合適、準(zhǔn)確的實現(xiàn)方法。

4.3 氣動優(yōu)化設(shè)計技術(shù)

與固定外形飛行器相比，變體飛行器的可變參數(shù)較多，還涉及連續(xù)變形問題，對傳統(tǒng)優(yōu)化方法提出嚴(yán)峻挑戰(zhàn)。同時，飛行器在多種飛行狀態(tài)下的最佳外形難以通過試驗或數(shù)值計算等方法直接確定，有必要借助優(yōu)化設(shè)計方法獲取不同工況下最優(yōu)的外形方案。另一方面，由于不同任務(wù)階段飛行環(huán)境復(fù)雜多變，需要進(jìn)行變體策略的優(yōu)化設(shè)計，實現(xiàn)不同飛行階段氣動效率和操縱特性最優(yōu)。

為了全面提升變體飛行器的性能指標(biāo)、降低研制成本、縮短設(shè)計周期，分析三維參數(shù)化建模方法、氣動外形優(yōu)化和變體策略優(yōu)化過程中的技術(shù)難點并思考解決方案對于變體飛行器氣動優(yōu)化設(shè)計具有指導(dǎo)意義。

4.3.1 參數(shù)化建模方法

針對常規(guī)固定外形飛行器的外形優(yōu)化一般是確定基準(zhǔn)外形后對剖面形狀或者機(jī)翼扭轉(zhuǎn)角進(jìn)行小尺度范圍內(nèi)的優(yōu)化。平面形狀發(fā)生大尺度范圍變形（變展長、變后掠等）、多維度變形（局部鼓包等）的飛行器需要較大的變形自由度，對參數(shù)化建模方法提出了更高要求。

優(yōu)化過程的參數(shù)化建模希望通過少量的變量表征較大的設(shè)計空間，以提高設(shè)計效率、降低設(shè)計成本。目前常用的三維參數(shù)化方法主要有：自由變形法（Free-Form Deformation，F(xiàn)FD）、從二維發(fā)展而來的三維類形狀轉(zhuǎn)化（Class Shape Transformation，CST）方法、基于計算機(jī)輔助設(shè)計（Computer Aided Design，CAD）的參數(shù)化建模方法。Panagiotou 等［150］針對翼尖折疊的飛翼布局飛行器，采用基于CAD 的參數(shù)化方法，以起降距離、爬升率、最大飛行速度、續(xù)航能力等氣動性能為優(yōu)化目標(biāo)，引入穩(wěn)定性約束，開展外形優(yōu)化并提高了氣動效率。Liu 等［132］采用FFD 方法對某一后掠角、弦長、相對厚度、彎度變化的機(jī)翼進(jìn)行參數(shù)化建模，改善了多種流動狀態(tài)下的飛行性能。

針對大尺度變形的變體飛行器來說，三維CST 方法更適合總體輪廓或者剖面形狀的描述，并不適合復(fù)雜變形的模型描述。FFD 方法對飛行器外形的描述更加精細(xì)，理論上可以描述任意復(fù)雜程度的模型。但其局部控制能力有限，需要較多的控制點，使得設(shè)計優(yōu)化問題維度極高，不利于優(yōu)化設(shè)計［151］?；贑AD 的參數(shù)化方法可以提高建模效率，能用于復(fù)雜模型的參數(shù)化，但需要采取適用的網(wǎng)格變形技術(shù)便于生成高質(zhì)量樣本集。

目前的參數(shù)化方法都在一定程度上簡化模型，不利于變體飛行器局部外形的精細(xì)化描述。此外，變體飛行器的參數(shù)化建模需要在變形部位處設(shè)置較多控制點，大幅提高設(shè)計維度，降低優(yōu)化設(shè)計效率。

隨著變體飛行器變形方式日益復(fù)雜化、變形維度多維化、精度要求越來越高，迫切需要開發(fā)設(shè)計變量少、模型描述精度高、適合復(fù)雜網(wǎng)格變形的參數(shù)化方法［152］。

4.3.2 網(wǎng)格重構(gòu)技術(shù)

在變體飛行器優(yōu)化設(shè)計過程中，既存在大位移、大變形甚至變幾何拓?fù)鋯栴}，又涉及飛行器外形的精細(xì)化設(shè)計，對網(wǎng)格重構(gòu)的效率、魯棒性、質(zhì)量均提出了較高的要求。

目前，研究人員已開發(fā)出了多種網(wǎng)格重構(gòu)方法用以解決結(jié)構(gòu)化、非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格的重構(gòu)問題，如徑向基函數(shù)法、彈簧法、有限元方法、四元數(shù)方法、彈性體方法等。

但是，現(xiàn)有的網(wǎng)格重構(gòu)技術(shù)在變體飛行器的應(yīng)用仍存在嚴(yán)重不足。一方面，對于實際工程中復(fù)雜的三維外形、變體過程中幾何拓?fù)涞膭×易兓W(wǎng)格重構(gòu)將帶來極大的計算量；另一方面，網(wǎng)格重構(gòu)過程中相鄰時間步網(wǎng)格的差值將帶來一定的計算誤差，而針對變體過程的研究需要開展多個周期的非定常計算，其中將產(chǎn)生無法忽略的累積誤差。因此，亟需發(fā)展針對變體飛行器的兼顧計算效率與時間精度的網(wǎng)格重構(gòu)方法。

近年來，自適應(yīng)網(wǎng)格技術(shù)領(lǐng)域的研究進(jìn)展使得笛卡爾網(wǎng)格重新進(jìn)入了研究者視野，為變體飛行器網(wǎng)格重構(gòu)提供了新的思路。Liu 等［153］放寬了對笛卡爾網(wǎng)格的正交性要求，允許網(wǎng)格在y方向扭轉(zhuǎn)，使其能更好地與研究對象所采用的折疊機(jī)翼變體方式相適應(yīng)，顯著提高了計算效率。笛卡爾網(wǎng)格的主要缺陷在于其難以對流動黏性進(jìn)行捕捉，王榮和白鵬［154］采用的投影網(wǎng)格生成方法為這一問題的解決提供了思路。笛卡爾網(wǎng)格重構(gòu)效率高，具有良好的自適應(yīng)特點，隨著CFD 和計算技術(shù)發(fā)展，其缺陷將逐步得到克服，有希望廣泛應(yīng)用于多維度變體飛行器網(wǎng)格重構(gòu)領(lǐng)域。

4.3.3 氣動外形優(yōu)化設(shè)計

開展變體飛行器氣動外形優(yōu)化設(shè)計是提高飛行性能的重要技術(shù)途徑。相較于固定外形飛行器，變體飛行器設(shè)計變量更多，同時需要考慮設(shè)置更加符合工程實際意義的約束條件和目標(biāo)函數(shù)。

變體飛行器運(yùn)動機(jī)構(gòu)帶來的重量上的提升會對燃油效率和巡航效率產(chǎn)生不利影響，許多變體飛行器的外形優(yōu)化會考慮將重量作為約束條件或優(yōu)化目標(biāo)。如Roth 和Crossley［155］針對機(jī)翼變體常規(guī)布局飛行器，以降低起飛總重為優(yōu)化目標(biāo)，對其任務(wù)剖面不同階段的機(jī)翼面積、展弦比、后掠角、相對厚度進(jìn)行了優(yōu)化設(shè)計，結(jié)果使起飛重量降低了8%。常見的氣動性能優(yōu)化目標(biāo)主要是升阻比最大［156］、阻力最小［157］，這并不足以描述變體飛行器多任務(wù)飛行過程中多性能指標(biāo)影響下的實際工程優(yōu)化設(shè)計需求。因此，建立具有實際意義的多目標(biāo)、多約束優(yōu)化設(shè)計方法是一個重要發(fā)展方向。

目前，針對變體飛行器的氣動外形優(yōu)化設(shè)計多集中在前后緣可變彎度機(jī)翼的優(yōu)化設(shè)計［158-159］，這是由于連續(xù)變彎度機(jī)翼主要針對剖面形狀進(jìn)行變形，與固定外形飛行器的氣動外形優(yōu)化方法差別不大，相對容易進(jìn)行。另外，相關(guān)變體飛行器氣動外形優(yōu)化設(shè)計均采用了較為成熟的優(yōu)化算法，取得了一定的優(yōu)化效果，但絕大多數(shù)優(yōu)化對象采用按任務(wù)階段劃分的非連續(xù)變形的變體方式，不能充分挖掘變體飛行器的氣動性能。針對連續(xù)大尺度、多維度變形的變體飛行器開展氣動外形優(yōu)化設(shè)計需要考慮動態(tài)變構(gòu)型過程中的非穩(wěn)態(tài)流動特征、氣動特性時變效應(yīng)，以提高全任務(wù)剖面的氣動性能增益。

隨著人工智能技術(shù)在自然語言等領(lǐng)域的顛覆性應(yīng)用，其在飛行器設(shè)計領(lǐng)域表現(xiàn)了潛在應(yīng)用價值。伴隨著未來飛行器設(shè)計技術(shù)呈現(xiàn)快速突破、加速融合和群體躍進(jìn)的趨勢，引入智能思維進(jìn)而縮短設(shè)計周期是變體飛行器氣動布局設(shè)計發(fā)展的必然趨勢。目前基于人工智能最為常見的思路是建立氣動參數(shù)智能預(yù)測模型并將其作為代理模型，構(gòu)筑升力、阻力等氣動特性與飛行器外形參數(shù)之間的高精度映射，滿足氣動力快速評估需求。與傳統(tǒng)的Kriging 代理模型相比，氣動參數(shù)智能預(yù)測模型已經(jīng)實現(xiàn)了較高的擬合精度和預(yù)測精度［55］?；谥悄茴A(yù)測模型開展氣動外形優(yōu)化設(shè)計可以實現(xiàn)布局方案的快速迭代，具有優(yōu)化效果和設(shè)計效率層面的獨特優(yōu)勢［160］。

近年來，生成式人工智能模型正成為數(shù)字化、智能化的新型技術(shù)基座。與判別式模型相比，生成式模型可以直接建立輸入數(shù)據(jù)與輸出數(shù)據(jù)之間的聯(lián)合分布，在圖像和視覺計算、信息安全等領(lǐng)域已取得了廣泛應(yīng)用。生成式模型具有“自主性”特征，為飛行器自演進(jìn)、智能化設(shè)計與優(yōu)化提供可能性，為先進(jìn)變體氣動布局設(shè)計提供新思路，可以大幅縮短概念方案設(shè)計時間?；谏墒侥Ｐ涂梢蚤_展面向高維約束下飛行器多目標(biāo)變體氣動布局優(yōu)化設(shè)計，實現(xiàn)變體飛行器氣動外形的快速迭代，滿足多樣化性能需求。并且，生成式模型可以通過生成偽樣本實現(xiàn)小樣本數(shù)量下的高預(yù)測精度，有利于減小設(shè)計成本。目前大量研究者已建立了一系列針對飛行器性能預(yù)測的強(qiáng)魯棒生成式模型，極大提高了預(yù)測精度和效率。如Wang 等［161］基于條件生成式對抗網(wǎng)絡(luò)（Conditional Generative Adversarial Networks，CGAN）實現(xiàn)了對翼型壓力系數(shù)的高進(jìn)度預(yù)測。進(jìn)一步，基于生成式模型建立未來新質(zhì)新域飛行器氣動智能設(shè)計體系，對于創(chuàng)新發(fā)展融合智能模型的飛行器設(shè)計范式，提高飛行性能具有重要意義。

此外，基于人工智能的氣動優(yōu)化設(shè)計技術(shù)的一個重要發(fā)展方向就是物理模型約束與人工智能模型的結(jié)合，以提高模型對物理信息的識別能力和訓(xùn)練集外狀態(tài)的預(yù)測精度。針對流場預(yù)測已經(jīng)發(fā)展了添加Navier-Stokes 流動控制方程的機(jī)器學(xué)習(xí)模型［162-163］。Li 等［164］則在二維翼型外形優(yōu)化設(shè)計中添加了幾何約束，通過遷移學(xué)習(xí)策略開展機(jī)翼優(yōu)化，實現(xiàn)了良好的預(yù)測精度。對于變體飛行器的優(yōu)化設(shè)計，通過添加物理模型約束滿足變形物理規(guī)律，可以有效提高模型預(yù)測精度、可解釋性。而添加何種物理約束體現(xiàn)變體的物理特征則是物理模型與機(jī)器學(xué)習(xí)結(jié)合的關(guān)鍵難點。

4.3.4 變體策略優(yōu)化設(shè)計

在復(fù)雜環(huán)境多任務(wù)飛行過程中，有必要設(shè)計變體飛行器沿飛行軌跡的變形規(guī)律。指定的變形策略需要滿足每個飛行階段性能需求并且使得氣動外形最優(yōu)。在給定任務(wù)軌跡的條件下，傳統(tǒng)的變形決策需要耗費大量時間且效率低，需要開展變體策略優(yōu)化設(shè)計以縮短規(guī)劃周期。變形規(guī)律的設(shè)計可視為針對不同任務(wù)的多目標(biāo)優(yōu)化問題，可采用目前已發(fā)展成熟的多種優(yōu)化方法。如Chen 等［165］采用多保真度Kriging 代理模型設(shè)計了機(jī)翼位置與后掠角的變形策略。遺傳算法及其改進(jìn)方法也在變翼型、可變后掠機(jī)翼、折疊機(jī)翼等多種變體策略設(shè)計中得到了廣泛應(yīng)用［166-168］。此外，廣大研究者開展了大量基于智能賦能的自適應(yīng)變體策略研究，為變體決策設(shè)計提供了新的思路［169-170］。

優(yōu)化方法在變體策略規(guī)劃中呈現(xiàn)出了顯著的效率優(yōu)勢，但現(xiàn)有研究采用的變體飛行器模型與變形方式均較為簡單，并且基于離散變形而并非連續(xù)變形的方式進(jìn)行規(guī)劃，在實際工程應(yīng)用中具有局限性。此外，變體飛行器的優(yōu)化目標(biāo)數(shù)量顯著增加，設(shè)計空間也極大擴(kuò)展，對優(yōu)化方法的效率與精度提出了更高的要求。

4.4 多學(xué)科耦合一體化設(shè)計技術(shù)

集成和耦合是變體技術(shù)的主要特點。變體飛行器的氣動布局設(shè)計涉及氣動、結(jié)構(gòu)、防熱、飛行控制、材料、隱身等多學(xué)科復(fù)雜耦合問題，其飛行性能是不同學(xué)科、不同目標(biāo)之間相互影響、協(xié)同制約的綜合結(jié)果。歸納和建立變體飛行器多學(xué)科的交叉耦合機(jī)制，從總體綜合性能提高的角度指導(dǎo)氣動布局設(shè)計，開展多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計（Multidisciplinary Design Optimization，MDO），尋求系統(tǒng)最優(yōu)解，對于提高飛行器氣動效率和操縱效能具有重要作用。

飛行器的設(shè)計與結(jié)構(gòu)密不可分，飛行過程中氣動力、彈性力、慣性力的耦合有可能導(dǎo)致操縱反效、變形發(fā)散、顫振、抖振等問題，需要開展氣動彈性設(shè)計或者氣動伺服彈性設(shè)計。分析變體過程中的結(jié)構(gòu)運(yùn)動和彈性變形的耦合需要進(jìn)一步考慮結(jié)構(gòu)動力學(xué)的影響（動力學(xué)建模的關(guān)鍵難點和研究進(jìn)展可參考文獻(xiàn)［171］）。如Samareh等［172］開發(fā)了氣動/結(jié)構(gòu)/動力學(xué)一體化設(shè)計方法，可應(yīng)用于伸縮機(jī)翼、滑動蒙皮機(jī)翼和折疊機(jī)翼的設(shè)計分析。

此外，變體飛行器的變形會導(dǎo)致結(jié)構(gòu)和氣動上的非線性效應(yīng)，大多數(shù)關(guān)于變形機(jī)翼的氣動彈性研究均是線性的，對非線性效應(yīng)的研究集中在結(jié)構(gòu)非線性上，而針對動態(tài)非線性氣動力建模的研究較少［173］，其中的關(guān)鍵難點在4.2.2 節(jié)中有所介紹。目前，考慮動態(tài)線性氣動力的參數(shù)化氣動彈性建模方法已經(jīng)取得了一定進(jìn)展［174-175］，但強(qiáng)非線性氣動伺服彈性力學(xué)對飛行器氣動性能和操縱特性的影響規(guī)律仍有待進(jìn)一步研究。此外，在氣動/結(jié)構(gòu)/動力學(xué)耦合研究中，大多數(shù)研究都采用機(jī)翼模型，鮮有考慮整機(jī)的氣動彈性設(shè)計分析。

變體飛行器的飛行包線與常規(guī)飛行包線一致，同樣存在氣動邊界、推力邊界、結(jié)構(gòu)邊界和氣動熱邊界（見圖72）。飛行速度和高度的提高使飛行器面臨復(fù)雜的力/熱載荷。同時，對于高超聲速飛行器來說，在高速飛行過程中表面嚴(yán)重的氣動加熱現(xiàn)象始終是一個不可逃避的問題。變體飛行器變體部位的局部熱流沉積以及實現(xiàn)變體應(yīng)用的柔性材料會使得熱防護(hù)問題更加突出。面向復(fù)雜環(huán)境下變體飛行器熱防護(hù)需求，探索熱力學(xué)場、氣動力學(xué)場、結(jié)構(gòu)力學(xué)場之間的多物理場耦合規(guī)律，有利于提高飛行性能、減輕結(jié)構(gòu)重量，是變體技術(shù)投入工程應(yīng)用的基礎(chǔ)。李銘琦［176］基于熱-流-固耦合理論考慮了滑動蒙皮變形過程中非定常氣動力的影響，優(yōu)化后的結(jié)構(gòu)質(zhì)量減輕了12%。此外，流場/結(jié)構(gòu)場/熱力場耦合發(fā)展而來的氣動熱彈性分析方法對于飛行器顫振特性的研究具有重要工程意義。任浩源等［177］針對極端高溫環(huán)境和時變氣動載荷環(huán)境下的折疊舵面，構(gòu)建了綜合考慮溫度、載荷和摩擦特性等因素的折疊機(jī)構(gòu)力學(xué)模型，并基于三維活塞理論建立了氣動力模型，有效預(yù)測了飛行器舵面顫振特性。需要注意到的是，針對變體飛行器的氣動熱彈性分析、氣動伺服彈性分析同樣需要計入結(jié)構(gòu)的動力學(xué)特征行為，并發(fā)展基于CFD 的氣動力和氣動熱降階模型來提高計算效率。武宇飛等［178］針對類乘波體變體飛行器提出了氣動力熱非層次多模型融合降階方法，并用于滑翔跨域飛行的變體方案設(shè)計中。

圖72 變體飛行器飛行包線邊界Fig.72 Flight envelope boundary of variant aircraft

隨著飛行器通用性的要求日益提高，變體飛行器需要通過構(gòu)型的改變滿足快速飛行、高隱身、低噪等一系列要求，單一學(xué)科的傳統(tǒng)設(shè)計方法已無法滿足變體飛行器氣動布局設(shè)計的需要。目前，大多數(shù)的多學(xué)科耦合研究都是針對氣動、結(jié)構(gòu)和動力學(xué)的耦合設(shè)計，并且多數(shù)是松耦合形式，存在計算精度上的缺陷。需要建立起涉及氣動、電磁、結(jié)構(gòu)、控制、材料、熱力學(xué)、噪聲等多學(xué)科的集成交叉強(qiáng)耦合設(shè)計方法，以此指導(dǎo)飛行器在全任務(wù)剖面的變體方案設(shè)計。

5 結(jié)論

變體技術(shù)是協(xié)調(diào)飛行包線內(nèi)不同任務(wù)場景下飛行性能需求的新概念技術(shù)，具有廣闊的研究前景和工程應(yīng)用價值。了解變體具體形式以及發(fā)展歷程，梳理變體飛行器氣動布局設(shè)計過程關(guān)鍵技術(shù)難點對于其發(fā)展具有指導(dǎo)意義。

本文以未來多用途變體飛行器發(fā)展為背景，總結(jié)了變體技術(shù)發(fā)展的2 個階段，并詳細(xì)綜述了不同部位變體技術(shù)的發(fā)展歷程與現(xiàn)狀，探討了在不同布局構(gòu)型上的應(yīng)用和性能增益，總結(jié)了變體技術(shù)的實現(xiàn)目的。得出了以下結(jié)論：

1）變體技術(shù)的發(fā)展歷程可大致劃分為簡單機(jī)械變形、多維度柔性變形2 個階段，目前發(fā)展階段主要是基于智能結(jié)構(gòu)和智能材料實現(xiàn)機(jī)翼的多維度柔性變形，以及探索滿足不同性能需求的新型變體方式。

2）以變形部位為依據(jù)，變體技術(shù)主要包括頭部變體、機(jī)翼變體、動力裝置變體、組合變體4 種。其中，頭部變體技術(shù)主要用于實現(xiàn)飛行器的快速機(jī)動，提高導(dǎo)彈打擊能力、攔截能力。進(jìn)氣道變體技術(shù)能夠解決高低速飛行時的進(jìn)氣需求矛盾，是發(fā)展寬速域、大空域飛行器的關(guān)鍵技術(shù)。組合變體技術(shù)可以發(fā)揮無人機(jī)集群的作戰(zhàn)效能，兼顧機(jī)動能力和長航時飛行能力。

3）作為關(guān)鍵氣動部件，機(jī)翼的變體形式得到了最為廣泛的關(guān)注?，F(xiàn)有的機(jī)翼變形方式主要包括可變后掠機(jī)翼、可變前掠機(jī)翼、折疊機(jī)翼、伸縮機(jī)翼、斜置機(jī)翼、連續(xù)變彎度機(jī)翼、傾轉(zhuǎn)機(jī)翼等。機(jī)翼變體具有高氣動收益、良好的氣動和操穩(wěn)特性，在多種布局構(gòu)型上均有應(yīng)用并且有集中應(yīng)用于飛翼布局的趨勢。多種形式的機(jī)翼變體方案有助于滿足飛行器寬速域、大空域、多任務(wù)的設(shè)計需求，但仍需克服氣動彈性、非定常動態(tài)氣動干擾等關(guān)鍵問題。

4）以變體技術(shù)實現(xiàn)目的為分類依據(jù)，單域最優(yōu)變構(gòu)型通過變體大幅提高單一速域內(nèi)的飛行性能；多域融合變構(gòu)型可以滿足寬域飛行需求，提高寬域內(nèi)的氣動性能；一器多能變構(gòu)型可以有效提高飛行器通用性和任務(wù)適應(yīng)性。

與固定外形飛行器相比，飛行器的變體使常規(guī)氣動布局設(shè)計方法面臨新的挑戰(zhàn)。本文梳理了氣動布局與總體需求協(xié)調(diào)設(shè)計、時變空氣動力學(xué)效應(yīng)評估、氣動優(yōu)化設(shè)計、多學(xué)科耦合一體化設(shè)計等關(guān)鍵技術(shù)難點，綜述了目前研究進(jìn)展，并探討了未來的研究方向：

1）時變空氣動力學(xué)效應(yīng)評估技術(shù)。動態(tài)氣動效應(yīng)評估是變體飛行器外形設(shè)計的基礎(chǔ)，飛行器的變體降低了傳統(tǒng)計算方法的效率并導(dǎo)致了氣動力非線性效應(yīng)及局部氣動干擾問題。目前亟需建立時變非線性氣動力模型、高精度實時快速評估方法，并且針對變體飛行器建立適用的風(fēng)洞試驗?zāi)Ｐ秃蜏y量方案，為其氣動外形設(shè)計提供依據(jù)并縮短設(shè)計周期。

2）氣動優(yōu)化設(shè)計技術(shù)。與固定外形飛行器相比，變體飛行器的大尺度變形對參數(shù)化建模方法、網(wǎng)格重構(gòu)技術(shù)提出了更高的要求。實現(xiàn)針對變體飛行器大尺度、多維度變形的高維多目標(biāo)優(yōu)化設(shè)計對于氣動特性和操穩(wěn)特性的提高有著重要作用。

3）多學(xué)科交叉耦合一體化設(shè)計。變體技術(shù)是耦合多個學(xué)科的集成技術(shù)，一方面，需要滿足控制、隱身等其他學(xué)科性能需求；另一方面，需要考慮氣動彈性/氣動伺服彈性等對飛行性能的影響，此外還需結(jié)合表面連續(xù)光滑變形對材料的要求。單一學(xué)科的設(shè)計方法無法滿足變體設(shè)計需求，亟需建立涉及氣動、結(jié)構(gòu)、電磁、材料等多個學(xué)科交叉強(qiáng)耦合的一體化設(shè)計方法，指導(dǎo)變體飛行器的氣動布局方案設(shè)計。