李小飛，張夢杰，王文娟，鐘敏，王志剛，周進(jìn)，薛景鋒

1.中國航空研究院，北京100012

2.中國飛機(jī)強(qiáng)度研究所，陜西西安710065

3.北京航空航天大學(xué)，北京100191

變形飛機(jī)是指飛機(jī)在飛行過程中可以根據(jù)飛行環(huán)境和任務(wù)需要靈活地改變其外形，獲得滿足環(huán)境和任務(wù)要求的總體性能的飛行器，變體技術(shù)可以提高飛機(jī)的飛行性能和機(jī)動(dòng)能力。按變形方式可分為大尺度變形、中等變形以及局部小變形[1]，變彎度機(jī)翼通過改變機(jī)翼彎度實(shí)現(xiàn)變形，屬于中等變形情況[2]。

本文討論的變彎度機(jī)翼是指有柔性的前緣和后緣，翼面為連續(xù)、光滑、沒有開縫或滑動(dòng)接頭的機(jī)翼。機(jī)翼翼型由內(nèi)部聯(lián)動(dòng)裝置來控制，使其能夠隨環(huán)境變化和所需要升力變化而變化，可實(shí)現(xiàn)變彎度控制、陣風(fēng)載荷減緩控制等。

對(duì)于大型民用飛機(jī)而言，變彎度技術(shù)可以減少飛機(jī)巡航阻力，提升燃油經(jīng)濟(jì)性，降低噪聲。大型民用飛機(jī)一般在設(shè)計(jì)點(diǎn)具有較優(yōu)的氣動(dòng)效率，該設(shè)計(jì)點(diǎn)對(duì)應(yīng)特定的飛行高度、馬赫數(shù)和飛機(jī)重量（質(zhì)量）[3]。在整個(gè)飛行任務(wù)剖面中，受航班密度、航線高度等因素限制，飛機(jī)經(jīng)常偏離設(shè)計(jì)點(diǎn)，非設(shè)計(jì)點(diǎn)機(jī)翼的氣動(dòng)性能仍有很大的提升空間。巡航時(shí)采用變彎度技術(shù)通過改變機(jī)翼前后緣的形狀來調(diào)整機(jī)翼的升力，使之與最佳氣動(dòng)效率狀態(tài)相匹配，提高燃油經(jīng)濟(jì)性。同時(shí)由于機(jī)翼前后緣變形沒有縫道和剪刀口，曲率變化連續(xù)，翼面壓力變化平緩無明顯流動(dòng)分離，可以有效降低起飛和進(jìn)場噪聲。采用光滑連續(xù)變彎度技術(shù)可獲得更大的性能提升空間，更加符合未來民用飛機(jī)的發(fā)展需求。機(jī)翼變彎度飛行是未來綠色航空的發(fā)展趨勢之一。

對(duì)于軍用飛機(jī)而言，采用變彎度技術(shù)可以解決不同設(shè)計(jì)點(diǎn)氣動(dòng)布局的矛盾，改善多功能性，可在短跑道上起飛，大大增加航程，提高其經(jīng)濟(jì)性和作戰(zhàn)效能[4]。

隨著計(jì)算能力和結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)能力、新型材料、先進(jìn)制造、新型驅(qū)動(dòng)器和分布式控制等技術(shù)的進(jìn)步，使得能夠?qū)崿F(xiàn)正向收益的光滑連續(xù)變彎度機(jī)翼技術(shù)成為可能。

1 國內(nèi)外發(fā)展現(xiàn)狀

20世紀(jì)80年代，人們開始關(guān)注機(jī)翼變彎度在大型民用運(yùn)輸機(jī)上應(yīng)用可能帶來的收益。美國任務(wù)自適應(yīng)機(jī)翼（MAW）項(xiàng)目，通過光滑地改變機(jī)翼前后緣的彎度，提升了飛機(jī)的巡航和機(jī)動(dòng)性能，如圖1 所示[5]；主動(dòng)柔性機(jī)翼（AFW）項(xiàng)目中，采用副翼和前緣襟翼的偏轉(zhuǎn)來改變?nèi)嵝詸C(jī)翼上的氣動(dòng)力，進(jìn)而控制柔性機(jī)翼的扭轉(zhuǎn)變形，在不增加飛機(jī)重量的情況下顯著提高了滾轉(zhuǎn)控制性能[6]，如圖2 所示；智能飛機(jī)結(jié)構(gòu)（SARISTU）項(xiàng)目采用自適應(yīng)前緣下垂、變形后緣襟翼、主動(dòng)翼梢后緣，實(shí)現(xiàn)機(jī)翼減阻、降噪、結(jié)構(gòu)健康監(jiān)控、減重和其他方面的集成設(shè)計(jì)[7]，如圖3 所示。其中ACTE II 項(xiàng)目中的柔性機(jī)翼后緣已經(jīng)在“灣流”Ⅲ上進(jìn)行了Ma0.85的高速試飛，技術(shù)已經(jīng)非常接近工程實(shí)際應(yīng)用[8]，如圖4和圖5所示。波音787飛機(jī)機(jī)翼后緣采用變彎度設(shè)計(jì)，巡航阻力顯著降低，等效節(jié)省約340～450kg 重量[9]。此外，波音公司聯(lián)合NASA為未來民用運(yùn)輸機(jī)發(fā)展后緣襟翼連續(xù)變彎度技術(shù)，具有較大的發(fā)展?jié)摿10-13]。

圖1 F-11 任務(wù)自適應(yīng)機(jī)翼飛行演示驗(yàn)證（MAW）Fig.1 F-11 mission adaptive wing flight demonstration verification(MAW)

圖2 F/A-18改裝的主動(dòng)柔性機(jī)翼（AFW）Fig.2 F/A-18 modified active flexible wing

圖3 SARISTU 項(xiàng)目智能機(jī)翼結(jié)構(gòu)樣件Fig.3 SARISTU smart wing structure sample

從1995年到2018年，歐洲開展的部分智能變形機(jī)翼控制技術(shù)研究項(xiàng)目包括：智能機(jī)翼結(jié)構(gòu)（ADIF）、自適應(yīng)機(jī)翼技術(shù)（AWiTech）、自適應(yīng)縫隙控制（Pro-HMS）、智能翼梢小翼（IHK）、智能前緣裝置（SmartLED）、下一代機(jī)翼的智能高升力裝置（SADE）、智能飛機(jī)結(jié)構(gòu)（SARISTU）、智能固定翼飛機(jī)（JTI-SFWA）和新概念飛行器布局（NOVEMOR）。從1985年到2018年，美國開展的部分智能變形機(jī)翼控制技術(shù)研究項(xiàng)目包括：主動(dòng)柔性機(jī)翼（AFW）、任務(wù)自適應(yīng)機(jī)翼（MAW）、智能機(jī)翼計(jì)劃（SWP）、自適應(yīng)柔性后緣（ACTEI ＆ Ⅱ）和可連續(xù)變彎度后緣襟翼（VCCTEF）。

圖4 安裝于“灣流”Ⅲ試驗(yàn)機(jī)上的ACTE變形襟翼Fig.4 ACTE deformation flap installed on Gulfstream Ⅲtest aircraft

圖5 ACTE變形襟翼結(jié)構(gòu)示意圖Fig.5 ACTE structural diagram of deformed flap

通過歐美長達(dá)數(shù)十年的項(xiàng)目支持，一些較為成熟的機(jī)翼變彎度方案已經(jīng)過風(fēng)洞測試和試飛，接近實(shí)際工程應(yīng)用水平。針對(duì)變彎度機(jī)翼實(shí)現(xiàn)方案進(jìn)行了梳理，見表1。

我國從事變彎度機(jī)翼研究也已經(jīng)有30多年的歷史，在機(jī)翼變彎度相關(guān)技術(shù)方面，如氣動(dòng)設(shè)計(jì)、變形方案設(shè)計(jì)、大變形蒙皮等方面一直在開展研究，但目前仍處于探索階段[14]。

中國航空研究院以遠(yuǎn)程民機(jī)為背景，設(shè)計(jì)了機(jī)翼前后緣變彎度結(jié)構(gòu)，針對(duì)機(jī)械結(jié)構(gòu)/柔性結(jié)構(gòu)兩種路線，研究了前緣連桿方案、柔性拓?fù)浞桨福缶壠牧悍桨?、手指型方案、柔性拓?fù)浞桨?，開展了基于光纖光柵變形傳感器反饋的閉環(huán)控制，目前項(xiàng)目正在實(shí)施中。

西北工業(yè)大學(xué)[15]在國內(nèi)首次提出了基于分布式柔性結(jié)構(gòu)、閉鏈?zhǔn)焦趋罊C(jī)構(gòu)和剛?cè)狁詈蠙C(jī)構(gòu)的變彎度機(jī)翼前后緣設(shè)計(jì)方案，采用優(yōu)化準(zhǔn)則法進(jìn)行了變彎度機(jī)翼前后緣拓?fù)淝蠼庥?jì)算，如圖6所示，獲得針對(duì)無人機(jī)變彎度機(jī)翼

表1 歐美變彎度機(jī)翼項(xiàng)目梳理Table 1 Project arrangement of variable curvature wing in Europe and America

圖6 基于分布式柔性結(jié)構(gòu)的變彎度機(jī)翼前后緣Fig.6 Front and rear edge of variable curvature wing based on distributed fexible structure

前后緣的最優(yōu)拓?fù)錁?gòu)型，并進(jìn)行了二維縮比樣件功能測試。

南京航空航天大學(xué)[16]將形狀記憶合金和機(jī)械結(jié)構(gòu)相結(jié)合，設(shè)計(jì)多關(guān)節(jié)自適應(yīng)機(jī)翼后緣并選擇差動(dòng)方式進(jìn)行驅(qū)動(dòng)，并搭建了變形控制系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)對(duì)后緣偏轉(zhuǎn)角度的控制，圖7為基于形狀記憶合金的變彎度機(jī)翼后緣。

圖7 基于形狀記憶合金的變彎度機(jī)翼后緣Fig.7 The trailing edge of variable curvature wing based on shape memory alloy

哈爾濱工業(yè)大學(xué)[17]開展了新型零泊松比蜂窩結(jié)構(gòu)在變彎度機(jī)翼中的應(yīng)用研究，突破了蒙皮、支撐結(jié)構(gòu)和驅(qū)動(dòng)器協(xié)調(diào)變形的難點(diǎn)，采用主動(dòng)蜂窩結(jié)構(gòu)和零泊松比柔性蒙皮，機(jī)翼試驗(yàn)件如圖8所示，進(jìn)行了變形特性試驗(yàn)研究及風(fēng)洞試驗(yàn)測試。

圖8 基于零泊松比蜂窩結(jié)構(gòu)的變彎度機(jī)翼試驗(yàn)件Fig.8 Variable curvature wing test piece based on honeycomb structure with zero poisson's ratio

目前國內(nèi)的研究多是采用先進(jìn)智能材料，實(shí)現(xiàn)二維翼型的光滑連續(xù)變彎度，技術(shù)成熟度較低，要在工程實(shí)踐中推廣應(yīng)用難度很大，見表2。近年來，隨著飛機(jī)結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)方法和計(jì)算能力方面持續(xù)發(fā)展，新型材料、新型驅(qū)動(dòng)器、先進(jìn)制造技術(shù)等領(lǐng)域不斷進(jìn)步，為我國機(jī)翼變彎度技術(shù)的發(fā)展和工程化應(yīng)用提供了有力支撐。

表2 國內(nèi)變彎度機(jī)翼項(xiàng)目梳理Table 2 Project arrangement of variable curvature wing in China

2 關(guān)鍵技術(shù)及研究進(jìn)展

變彎度機(jī)翼技術(shù)正成為民用飛機(jī)提升性能、降低油耗的重要手段，國外在變彎度機(jī)翼技術(shù)方面已經(jīng)開展了持續(xù)系統(tǒng)的研究，并且已經(jīng)接近工程使用的狀態(tài)，我國目前還處于探索研究階段。變彎度機(jī)翼涉及的關(guān)鍵技術(shù)包括氣動(dòng)需求分析、輕質(zhì)變形結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、可承載大變形蒙皮技術(shù)、智能驅(qū)動(dòng)器技術(shù)和分布式變形協(xié)同控制等。變彎度機(jī)翼關(guān)鍵技術(shù)研究，是支撐未來民用飛機(jī)跨越式發(fā)展、實(shí)現(xiàn)綠色航空的關(guān)鍵之一。

2.1 氣動(dòng)需求分析

由于飛機(jī)在不同飛行階段的速度、高度和重量不同，所需的升力需求也隨之變化，改變機(jī)翼彎度是滿足這一需求最直接的方式。在飛機(jī)起降階段通常采用偏轉(zhuǎn)及放出前、后緣襟翼的方式來增加機(jī)翼的彎度和面積；飛機(jī)巡航階段，隨著燃油的消耗，飛機(jī)重量逐漸減輕，為保證飛機(jī)在不同飛行重量對(duì)應(yīng)的氣動(dòng)效率最優(yōu)，可適時(shí)調(diào)節(jié)機(jī)翼后緣彎度。歐盟潔凈天空（CleanSky）計(jì)劃中，德國Fraunhofer研究院組織開展了支線飛機(jī)機(jī)翼連續(xù)變彎技術(shù)研究[18]，并完成了地面演示驗(yàn)證，如圖9所示。其核心展示件是一個(gè)3m展長的小后掠支線飛機(jī)1∶1翼段并用于風(fēng)洞試驗(yàn)。該演示件集成了可用于未來綠色航空的幾項(xiàng)先進(jìn)技術(shù)，從氣動(dòng)角度來說，該演示件展示了連續(xù)變彎機(jī)翼前緣有利于實(shí)現(xiàn)層流和降低噪聲。

近年來，許多國內(nèi)外研究者陸續(xù)開展了變彎度機(jī)翼所涉及氣動(dòng)領(lǐng)域的關(guān)鍵技術(shù)研究。國外方面，Marco等[19]從理論的角度分析了前緣和后緣變彎對(duì)氣動(dòng)性能的影響規(guī)律；Nguyen等[20]采用面元法加黏性修正的氣動(dòng)力模型和結(jié)構(gòu)有限元模型研究考慮靜氣彈變形的變彎度機(jī)翼減阻優(yōu)化設(shè)計(jì)；Kaul 等[21]研究了不同后緣變彎形式對(duì)翼型氣動(dòng)特性的影響；Lyu等[22]以CRM構(gòu)型的機(jī)翼為研究對(duì)象，研究后緣變彎度對(duì)氣動(dòng)特性的影響規(guī)律。國內(nèi)方面，陸維爽等[23]基于GAW-1 翼型，分析了前后緣變彎對(duì)氣動(dòng)性能的影響；盧天宇等[24]采用轉(zhuǎn)捩剪切應(yīng)力運(yùn)輸黏性模型結(jié)合分區(qū)混合動(dòng)態(tài)網(wǎng)格技術(shù)，研究前緣變形對(duì)機(jī)翼俯仰運(yùn)動(dòng)所引起的非定常流動(dòng)的影響；劉龍等[25]以NACA0015翼型為例，提出了一種基于厚度不變的翼型連續(xù)偏轉(zhuǎn)變形規(guī)律，實(shí)現(xiàn)了翼型變彎度的參數(shù)化；郭同彪等[14]針對(duì)民用客機(jī)機(jī)翼-機(jī)身-平尾構(gòu)型開展了后緣連續(xù)變彎度機(jī)翼氣動(dòng)設(shè)計(jì)；楊小權(quán)等[26]開展了前緣下垂增升裝置與前緣縫翼增升裝置起飛/著陸構(gòu)型的氣動(dòng)噪聲預(yù)測。

圖9 前緣下垂翼段的演示件Fig.9 Demonstration of leading edge sagging segment

中國航空研究院以遠(yuǎn)程民機(jī)機(jī)翼為研究對(duì)象，開展了連續(xù)變彎度機(jī)翼氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)技術(shù)研究。根據(jù)連續(xù)變彎結(jié)構(gòu)研究的需求，氣動(dòng)設(shè)計(jì)和優(yōu)化的重點(diǎn)之一是如何在更多的幾何約束下實(shí)現(xiàn)良好的氣動(dòng)性能。對(duì)于前緣變彎襟翼，額外的幾何約束包括前緣變彎下垂段的表面弧長不變，以便在結(jié)構(gòu)上可以使用非拉伸的柔性蒙皮。采用計(jì)算流體力學(xué)（CFD）分析方法、工程設(shè)計(jì)方法和基于代理模型的優(yōu)化設(shè)計(jì)方法，進(jìn)行了機(jī)翼前后緣連續(xù)變彎度構(gòu)型的設(shè)計(jì)和分析，同時(shí)對(duì)前緣半徑、前緣下垂角等關(guān)鍵參數(shù)開展了系統(tǒng)研究，如圖10所示。最終，得到前后緣連續(xù)變彎的設(shè)計(jì)方案，如圖11所示，可以看出流動(dòng)更加均勻，壓力變化連續(xù)，沒有開縫帶來的高速氣流和分離，可以有效地降低噪聲。

圖10 前緣外形Fig.10 Leading edge contour

圖11 某機(jī)翼剖面連續(xù)變彎設(shè)計(jì)結(jié)果的壓力云圖Fig.11 Pressure nephogram of a wing section with continuous variable bending design results

變彎度機(jī)翼技術(shù)涉及氣動(dòng)、結(jié)構(gòu)、控制、測量等各專業(yè)，如何在滿足各項(xiàng)約束的基礎(chǔ)上獲得較好的氣動(dòng)性能指標(biāo)顯得十分重要，可以從以下幾方面加強(qiáng)研究：（1）建立高精度的變彎度機(jī)翼數(shù)值模擬方法，提高由變形引起的非定常流動(dòng)的捕捉能力；（2）開展前緣半徑、前緣下垂角、后緣外形、后緣下偏角等關(guān)鍵參數(shù)的氣動(dòng)性能影響規(guī)律研究；（3）建立滿足結(jié)構(gòu)及控制約束的幾何參數(shù)化方法，對(duì)設(shè)計(jì)變量所對(duì)應(yīng)的物理含義有充分了解；（4）噪聲是重要的性能考核指標(biāo)，開展高精度的噪聲分析方法研究。常用的噪聲分析方法包括非定常CFD分析與噪聲分析CAA耦合的方法，基于物理機(jī)制的噪聲預(yù)測方法等多種理論和工程方法，其脈動(dòng)壓力等聲源信息除了通過CFD計(jì)算，也可以通過風(fēng)洞或飛行試驗(yàn)進(jìn)行聲場采集。

2.2 輕質(zhì)變形結(jié)構(gòu)

輕質(zhì)可變形結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)是實(shí)現(xiàn)變彎度的關(guān)鍵。第一，變彎度機(jī)翼的工程應(yīng)用要求其結(jié)構(gòu)須滿足飛機(jī)起降狀態(tài)下大的升力需求和未來層流翼型的使用需求，須能夠?qū)崿F(xiàn)大的精確的宏觀變形，以實(shí)現(xiàn)翼型的變彎度；第二，為了滿足高速巡航狀態(tài)下承受氣動(dòng)載荷的要求，變彎度機(jī)翼結(jié)構(gòu)須滿足強(qiáng)度的要求，且與傳統(tǒng)結(jié)構(gòu)相比不能有明顯的結(jié)構(gòu)重量增加。第三，與傳統(tǒng)剛性結(jié)構(gòu)相比，變彎度機(jī)翼結(jié)構(gòu)剛度較低，在氣動(dòng)彈性方面要求更高，飛行過程中必須避免顫振等現(xiàn)象。

針對(duì)上述問題，目前國內(nèi)外主要采用基于剛性機(jī)構(gòu)和柔性結(jié)構(gòu)的結(jié)構(gòu)形式以實(shí)現(xiàn)機(jī)翼的變彎度[27-29]，或在小型無人機(jī)上通過基于形狀記憶合金和壓電纖維復(fù)合材料的智能結(jié)構(gòu)進(jìn)行實(shí)現(xiàn)[30]。其中，德國宇航院的先進(jìn)自適應(yīng)前緣下垂采用了柔性復(fù)合材料和剛性機(jī)構(gòu)的結(jié)構(gòu)形式，技術(shù)成熟度較高[31]。

采用剛性機(jī)構(gòu)的變彎度機(jī)翼其設(shè)計(jì)難點(diǎn)為結(jié)構(gòu)變形能力和結(jié)構(gòu)重量之間的協(xié)調(diào)，因?yàn)榇蟮木_變形要求復(fù)雜的機(jī)構(gòu)系統(tǒng)，易導(dǎo)致結(jié)構(gòu)笨重且降低可靠性[29]?；谌嵝越Y(jié)構(gòu)的變彎度機(jī)翼雖然在變形能力上具有明顯優(yōu)勢，但精確的表面變形控制、結(jié)構(gòu)疲勞和氣動(dòng)彈性問題等使其仍難以滿足工程應(yīng)用的要求，相關(guān)問題有望通過先進(jìn)的材料和結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)方法解決[31]。因此，基于剛?cè)狁詈系慕Y(jié)構(gòu)形式和通過協(xié)同優(yōu)化設(shè)計(jì)的全柔性結(jié)構(gòu)是實(shí)現(xiàn)變彎度機(jī)翼工程應(yīng)用的有效途徑?；趶?fù)合材料柔性蒙皮和內(nèi)部剛性機(jī)構(gòu)的剛?cè)狁詈辖Y(jié)構(gòu)可以較好地協(xié)調(diào)變形功能和結(jié)構(gòu)重量之間的矛盾，現(xiàn)已成為大型飛機(jī)變彎度設(shè)計(jì)的趨勢。但此類方案的變形精度仍有待提高，且目前缺少針對(duì)帶根梢比的三維變彎度機(jī)翼的研究。未來須針對(duì)大型民機(jī)三維變彎度機(jī)翼結(jié)構(gòu)，采用變剛度復(fù)合材料柔性蒙皮和內(nèi)部剛性機(jī)構(gòu)的剛?cè)狁詈辖Y(jié)構(gòu)，通過系統(tǒng)的優(yōu)化設(shè)計(jì)方法進(jìn)行蒙皮與機(jī)構(gòu)的協(xié)同優(yōu)化，提高其工程可實(shí)現(xiàn)性。基于全柔性結(jié)構(gòu)的變彎度機(jī)翼前后緣設(shè)計(jì)采用一體化柔性結(jié)構(gòu)拓?fù)鋬?yōu)化方法，可以有效協(xié)調(diào)柔性翼肋精確變形控制和高承載的矛盾，甚至可以考慮智能驅(qū)動(dòng)器布局的協(xié)同優(yōu)化設(shè)計(jì)。但柔性結(jié)構(gòu)的使用容易導(dǎo)致變彎度過程中的氣動(dòng)彈性問題，這是設(shè)計(jì)過程中須考慮的問題。隨著結(jié)構(gòu)一體化和智能化程度等要求的提高，采用集成智能材料的一體化柔性結(jié)構(gòu)將成為未來輕質(zhì)變彎度機(jī)翼結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的必然趨勢，如圖12所示，中國飛機(jī)強(qiáng)度研究所在這兩個(gè)方面都進(jìn)行了系統(tǒng)的探索，建立了系統(tǒng)的變彎度機(jī)翼方案體系，目前正在開展面向工程應(yīng)用的變彎度機(jī)翼設(shè)計(jì)與驗(yàn)證技術(shù)研究。

圖12 變彎度機(jī)翼輕質(zhì)結(jié)構(gòu)Fig.12 Variable camber wing light structure

關(guān)于變彎度機(jī)翼輕質(zhì)柔性結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)方法，目前主要是通過考慮精確變形功能和多約束的協(xié)同優(yōu)化設(shè)計(jì)算法進(jìn)行實(shí)現(xiàn)。針對(duì)剛?cè)狁詈蠙C(jī)構(gòu)需要解決柔性蒙皮優(yōu)化設(shè)計(jì)和連桿機(jī)構(gòu)的優(yōu)化設(shè)計(jì)兩方面的問題，算法相對(duì)成熟。針對(duì)全柔性結(jié)構(gòu)或者是集成智能材料的柔性結(jié)構(gòu)主要是通過先進(jìn)拓?fù)鋬?yōu)化設(shè)計(jì)算法實(shí)現(xiàn)。目前，國內(nèi)外采用的變彎度機(jī)翼柔性結(jié)構(gòu)拓?fù)鋬?yōu)化算法主要有密度法（SIMP）和基結(jié)構(gòu)方法。德國宇航院[30]采用SIMP 方法針對(duì)變彎度翼梢小翼前緣進(jìn)行了內(nèi)部輕質(zhì)柔性結(jié)構(gòu)的拓?fù)鋬?yōu)化設(shè)計(jì)，如圖13所示。該方法特點(diǎn)在于優(yōu)化變量大，難以考慮應(yīng)力和應(yīng)變等強(qiáng)度約束，且容易出現(xiàn)不收斂等情況。相較而言，基于基結(jié)構(gòu)的拓?fù)鋬?yōu)化設(shè)計(jì)方法能夠采用傳統(tǒng)的基于梯度的求解算法進(jìn)行求解，效率較高。意大利米蘭大學(xué)采用基結(jié)構(gòu)方法對(duì)變彎度前緣進(jìn)行了拓?fù)鋬?yōu)化設(shè)計(jì)，并采用3D打印增材制造技術(shù)進(jìn)行了加工和驗(yàn)證，實(shí)現(xiàn)了較精確的變形，如圖14所示。但該方法對(duì)設(shè)計(jì)者的經(jīng)驗(yàn)要求較高，基結(jié)構(gòu)的布置和概念設(shè)計(jì)后的調(diào)整對(duì)最終的變形都有較大的影響。

2.3 可承載大變形蒙皮

飛機(jī)在飛行過程中，變彎度機(jī)翼在變形時(shí)需要承受較大的氣動(dòng)載荷，可承載大變形蒙皮的研制是變彎度機(jī)翼設(shè)計(jì)的關(guān)鍵技術(shù)之一。機(jī)翼蒙皮在氣動(dòng)載荷下要保證光滑、連續(xù)的變形，同時(shí)能夠?qū)鈩?dòng)載荷傳遞給機(jī)翼主要承力構(gòu)件，要求柔性蒙皮在變形方向具有良好的彈性，在非變形方向具有足夠剛度，同時(shí)驅(qū)動(dòng)蒙皮變形的力較小。

圖13 基于SIMP的柔性機(jī)翼前緣拓?fù)鋬?yōu)化方法Fig.13 Topology optimization method of flexible wing leading edge based on SIMP

圖14 基于基結(jié)構(gòu)的柔性機(jī)翼前緣拓?fù)鋬?yōu)化方法Fig.14 Topology optimization method of flexible wing leading edge based on base structure

國外在大變形柔性蒙皮方面開展了大量深入的研究，蒙皮材料類型主要有合成橡膠、纖維增強(qiáng)橡膠、形狀記憶合金及聚合物等。典型的合成橡膠應(yīng)用案例為DARPA[32]在Smart Wing 項(xiàng)目中采用了硅膠作為柔性蒙皮材料，可實(shí)現(xiàn)機(jī)翼變形并滿足氣密性要求，但是其承載能力不足，不易實(shí)現(xiàn)變形控制；美國CRG公司開發(fā)的VERITEXTM[33]，是一種輕量化的形狀記憶聚合物材料，是由苯乙烯聚合物基體和增強(qiáng)性纖維構(gòu)成的熱固性材料，在特定溫度范圍，受溫度作用其彈性模量發(fā)生變化，從而實(shí)現(xiàn)大尺度變形，并在溫度作用后恢復(fù)變形，但這種材料存在剛度低的問題，且其韌性、耐久性較差，高頻次變形的可靠性問題目前也未驗(yàn)證。K.S.Benjamin 等[34]提出了一種魚骨狀主動(dòng)變彎度機(jī)翼結(jié)構(gòu)，如圖15所示，由彈性基復(fù)合材料蒙皮組成，同時(shí)也研究了不同的復(fù)合材料基體等，以提高蒙皮的面外剛度，其使用重復(fù)性及環(huán)境適應(yīng)性仍待研究。歐盟SARISTU 中后緣采用的彈性蒙皮如圖16所示，由彈性覆蓋層（自研）、彈性泡沫、鋁材料等組成，其中彈性覆蓋層和彈性泡沫之間通過化學(xué)交互實(shí)現(xiàn)連接，金屬表面涂覆有化學(xué)促進(jìn)劑，采用模具一體成形的方式。

圖15 魚骨主動(dòng)變彎度機(jī)翼結(jié)構(gòu)Fig.15 Active variable curvature wing structure with fishbone

圖16 SARISTU里的彈性蒙皮Fig.16 Elastic skin in SARISTU

國內(nèi)的高校和研究院所也開展了很多相關(guān)研究，南京航空航天大學(xué)[35]在蜂窩蒙皮驅(qū)動(dòng)夾層內(nèi)部嵌入SMA絲，通過對(duì)SMA絲的訓(xùn)練實(shí)現(xiàn)蒙皮后掠與上反，同時(shí)也設(shè)計(jì)了一種梯形波紋狀結(jié)構(gòu)，波紋結(jié)構(gòu)間填充彈性材料(如泡沫橡膠等)使蒙皮表面連續(xù)光滑，這種結(jié)構(gòu)可實(shí)現(xiàn)大尺寸伸縮彎曲，其采用正交各向異性的纖維增強(qiáng)復(fù)合材料，在變形方向上，剛度較小，可實(shí)現(xiàn)大變形，同時(shí)非變形方向剛度較大，可承受外載；哈爾濱工業(yè)大學(xué)[36]采用形狀記憶聚合物材料制作蒙皮，該蒙皮與形狀記憶聚合物泡沫相結(jié)合能成功實(shí)現(xiàn)整個(gè)機(jī)翼及其蒙皮變形要求；沈陽飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所[37]設(shè)計(jì)了一種由柔性蜂窩和彈性膠膜組成的柔性蒙皮結(jié)構(gòu)，在面內(nèi)具有較好的變形能力，在面外具有一定的承載能力，能夠滿足后緣變彎度機(jī)翼的變形和承載要求，柔性蒙皮的結(jié)構(gòu)質(zhì)量和變形所需驅(qū)動(dòng)力需要進(jìn)一步優(yōu)化。中航復(fù)合材料有限責(zé)任公司設(shè)計(jì)了基于基板結(jié)構(gòu)的柔性機(jī)翼后緣結(jié)構(gòu)，蒙皮采用無翹曲蜂窩配合纖維增強(qiáng)硅橡膠，如圖17所示。北京航空材料研究院正在開展的智能蒙皮是在自研的高分子材料骨架中穿插金屬絲，如圖18所示，并填充高抗撕橡膠，已有實(shí)驗(yàn)室初樣，成品的具體實(shí)現(xiàn)工藝還待設(shè)計(jì)，下一步需要結(jié)合蒙皮內(nèi)部結(jié)構(gòu)，開展結(jié)構(gòu)匹配性設(shè)計(jì)、高分子骨架疏密程度設(shè)計(jì)，考慮高彈性、韌性、彎曲剛度、應(yīng)變緩沖等參數(shù)，預(yù)計(jì)拉伸變形可實(shí)現(xiàn)20%，壓縮變形可實(shí)現(xiàn)-20%。

圖17 無翹曲蜂窩配合纖維增強(qiáng)硅橡膠蒙皮Fig.17 No warping honeycomb with fiber reinforced silicone rubber skin

圖18 高分子材料骨架加入金屬絲蒙皮設(shè)計(jì)Fig.18 Design of polymer skeleton with metal wire skin

國內(nèi)目前處于初步探索階段，遠(yuǎn)未達(dá)到工程應(yīng)用的需求。面向?qū)嶋H飛行的應(yīng)用要求，大變形柔性蒙皮下一步的研究方向：（1）大變形高承載的柔性蒙皮材料研發(fā)技術(shù)，要具有面內(nèi)變形能力和面外承載能力，涉及零泊松比或負(fù)泊松比蜂窩、加強(qiáng)管增強(qiáng)蜂窩、復(fù)合材料點(diǎn)陣結(jié)構(gòu)、高分子材料骨架、抗高撕橡膠、新型化學(xué)膠黏劑等的進(jìn)一步研發(fā)；（2）蒙皮結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)及一體化成形工藝技術(shù)，涉及滿足氣動(dòng)、環(huán)境、多任務(wù)條件下的多種分結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)及有效快速成形技術(shù)，研究一體化成形工藝，固化工藝流程，減小制作誤差，提高性能一致性；（2）蒙皮材料的耐久性及環(huán)境適用性技術(shù)等，結(jié)合飛機(jī)實(shí)際應(yīng)用條件，研發(fā)蒙皮材料可實(shí)現(xiàn)大變形高承載的同時(shí)，兼顧考慮各部分材料的耐久性、可靠性，以及在高溫、低溫、振動(dòng)等環(huán)境下的適用性技術(shù)[38]。

2.4 新型驅(qū)動(dòng)器

變彎度機(jī)翼中，變形的實(shí)現(xiàn)依靠驅(qū)動(dòng)器的作用，其性能優(yōu)劣很大程度上影響到變形機(jī)構(gòu)的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)，從而影響到氣動(dòng)外形與性能。在飛行過程中，變彎度機(jī)翼需要根據(jù)外界氣流實(shí)時(shí)變形，要求驅(qū)動(dòng)器具有快速響應(yīng)特性；同時(shí)，變形機(jī)構(gòu)需要克服氣動(dòng)載荷與結(jié)構(gòu)阻力，要求驅(qū)動(dòng)器須具有高輸出能力；此外，驅(qū)動(dòng)器在反復(fù)作動(dòng)下，性能須保持穩(wěn)定；具有能量轉(zhuǎn)化效率高、可控性好的特點(diǎn)。

傳統(tǒng)液壓驅(qū)動(dòng)具有體積和重量較大、能量密度小的缺點(diǎn)，電機(jī)驅(qū)動(dòng)的輸出力和功率與重量比較小，使機(jī)翼變彎度的氣動(dòng)收益難以抵消重量增加帶來的影響。利用形狀記憶合金、磁致伸縮材料、壓電材料等智能材料和結(jié)構(gòu)的驅(qū)動(dòng)特性將為解決這一問題提供基礎(chǔ)和保障。

在采用形狀記憶合金作為驅(qū)動(dòng)器的研究方面，美國智能機(jī)翼項(xiàng)目（SWP）利用形狀記憶合金（SMA）驅(qū)動(dòng)無鉸鏈和輪廓光滑的機(jī)翼后緣，以實(shí)現(xiàn)連續(xù)和高性能的變形控制[7]。國內(nèi)南京航空航天大學(xué)研究了形狀記憶合金變形機(jī)翼，將SMA絲用于驅(qū)動(dòng)后緣變形，并完成了風(fēng)洞驗(yàn)證[16]。

在壓電材料運(yùn)用方面，美國肯塔基大學(xué)利用壓電材料作為驅(qū)動(dòng)器來帶動(dòng)機(jī)翼蒙皮實(shí)現(xiàn)局部變形[39]，如圖19所示。由5片壓電材料通過自身的彎曲來改變機(jī)翼上表面的彎度和厚度。國內(nèi)哈爾濱工業(yè)大學(xué)設(shè)計(jì)并研制基于壓電疊堆陶瓷的液壓泵作為驅(qū)動(dòng)器[40]，如圖20所示。

圖19 變厚度和彎度的壓電作動(dòng)自適應(yīng)機(jī)翼Fig.19 Piezoelectric adaptive wing with variable thickness and curvature

圖20 疊堆壓電泵實(shí)物圖Fig.20 Physical drawing of stacked piezoelectric pump

形狀記憶合金會(huì)隨著溫度的變化而發(fā)生變形，具有驅(qū)動(dòng)力大的特點(diǎn)，但不足之處是驅(qū)動(dòng)循環(huán)響應(yīng)慢、變形小、變形控制和加熱是應(yīng)用時(shí)的難點(diǎn)，因此仍需要進(jìn)一步對(duì)材料改性，解決其工程化應(yīng)用的難題[41]；磁致伸縮材料是在通電線圈所產(chǎn)生的磁場作用下產(chǎn)生伸縮效應(yīng)，來控制通過線圈的電流大小從而實(shí)現(xiàn)對(duì)作動(dòng)器輸出位移和力的控制，適用于高頻小變形，缺點(diǎn)是易產(chǎn)生電磁干擾，滯后較大[42]；壓電材料通過逆壓電效應(yīng)產(chǎn)生變形，具有較好的控制特性和較高的功率密度，可以實(shí)現(xiàn)較大的驅(qū)動(dòng)力，但材料自身的變形量較小，很難實(shí)現(xiàn)機(jī)翼的宏觀變形。表3為智能材料驅(qū)動(dòng)器的性能對(duì)比表格。

表3 智能材料驅(qū)動(dòng)器性能對(duì)比Table 3 Performance of smart material driver

智能材料作為變形驅(qū)動(dòng)器，是未來實(shí)現(xiàn)柔性結(jié)構(gòu)分布式驅(qū)動(dòng)的重要發(fā)展方向。實(shí)現(xiàn)精確變形量控制，且滿足高頻次變形要求，環(huán)境適應(yīng)性強(qiáng)、可靠性高的智能材料驅(qū)動(dòng)器，是其實(shí)現(xiàn)工程應(yīng)用需要解決的主要問題?，F(xiàn)階段的研究重點(diǎn)在于對(duì)智能材料自身性能的提升，如壓電材料的驅(qū)動(dòng)變形能力、形狀記憶材料的變形精度和響應(yīng)時(shí)間等。同時(shí)，智能材料與柔性結(jié)構(gòu)融合技術(shù)的發(fā)展，對(duì)變彎度機(jī)翼的進(jìn)一步發(fā)展起著至關(guān)重要的作用。采用柔性變形機(jī)構(gòu)的變彎度機(jī)翼，存在單個(gè)作動(dòng)器變形較小的問題，將智能材料驅(qū)動(dòng)器與柔性機(jī)構(gòu)結(jié)合，可以將柔性機(jī)構(gòu)較小的變形，通過組合起來的彈性變形進(jìn)行傳遞，從而變成較大的整體變形?？蓪?shí)現(xiàn)機(jī)翼結(jié)構(gòu)輕量化，且制造簡單，無摩擦阻力，傳動(dòng)效率較高。

2.5 分布式協(xié)同控制

在飛行過程中，變彎度機(jī)翼根據(jù)當(dāng)前的氣動(dòng)載荷等飛行條件以及目標(biāo)任務(wù)，通過實(shí)時(shí)改變機(jī)翼的形狀，以達(dá)到最優(yōu)的氣動(dòng)性能。為了實(shí)現(xiàn)機(jī)翼彎度沿展向在不同的橫截面具有協(xié)同變形，機(jī)翼上分布了多組作動(dòng)器，控制機(jī)翼產(chǎn)生滿足不同的氣動(dòng)特性的氣動(dòng)外形。通過控制變彎度機(jī)翼中的驅(qū)動(dòng)器和傳感器，使驅(qū)動(dòng)器能夠協(xié)調(diào)其運(yùn)動(dòng)。多驅(qū)動(dòng)器之間相互耦合，其位移和速度以及速度的變化率之間都有耦合關(guān)系，且存在非線性關(guān)系，如何控制多驅(qū)動(dòng)器在變化外載環(huán)境下協(xié)調(diào)同步，是變彎度機(jī)翼控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)的難點(diǎn)。

國外對(duì)于變彎度機(jī)翼的公開資料多集中在對(duì)變形驅(qū)動(dòng)器的研究上，對(duì)于變彎度控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)的細(xì)節(jié)披露較少。SARISTU方案里采用光纖光柵制備了光纖形狀傳感器，如圖21所示，測量后緣蒙皮變形，作為變形控制的反饋信號(hào)，進(jìn)行后緣分布式閉環(huán)控制[43]。國內(nèi)對(duì)于翼型或者機(jī)翼的變形控制有所研究，對(duì)于多智能體的協(xié)同控制最近幾年有所涉及，但對(duì)于包含飛行參數(shù)在內(nèi)的整個(gè)系統(tǒng)的閉環(huán)控制研究較少。2011 年，南京航空航天大學(xué)吳俊針對(duì)變形翼分布式協(xié)同控制技術(shù)進(jìn)行了研究[44]，2015年，空軍工程大學(xué)的張贊研究了多智能體的飛機(jī)機(jī)電作動(dòng)系統(tǒng)協(xié)同控制技術(shù)[45]。

圖21 形狀傳感器安裝示意圖Fig.21 Installation diagram of shape sensor

變彎度機(jī)翼系統(tǒng)具有強(qiáng)非線性和相互耦合性，需要研究變彎度機(jī)翼在多組作動(dòng)系統(tǒng)作用下的非線性動(dòng)態(tài)特性、非線性耦合特性、在外界干擾下系統(tǒng)控制性能的偏移和魯棒特性。分析變彎度機(jī)翼系統(tǒng)在氣動(dòng)載荷下的動(dòng)力學(xué)特性，進(jìn)行流固耦合分析，有助于改善翼面的顫振，以及翼面與作動(dòng)系統(tǒng)的耦合顫振，如圖22所示。分析變形機(jī)構(gòu)的結(jié)構(gòu)非線性、摩擦死區(qū)等不確定項(xiàng)，建立變形結(jié)構(gòu)的非線性系統(tǒng)的狀態(tài)方程，綜合變彎度機(jī)翼結(jié)構(gòu)特性和作動(dòng)系統(tǒng)的控制特性，在滿足飛控系統(tǒng)飛行特性的條件下，尋找最優(yōu)的控制方法，控制多組作動(dòng)系統(tǒng)，同時(shí)發(fā)揮光纖光柵傳感器的優(yōu)勢，實(shí)時(shí)監(jiān)控變彎度機(jī)翼的實(shí)時(shí)形狀，以達(dá)到多驅(qū)動(dòng)器在隨機(jī)外載荷下的協(xié)同控制。

圖22 變彎度機(jī)翼流固耦合特性分析Fig.22 Analysis of fluid structure coupling characteristics of wing with variable curvature

傳感器作為控制系統(tǒng)的重要環(huán)節(jié)，實(shí)現(xiàn)變彎度機(jī)翼變形的測量與反饋。常用的傳感器有電位計(jì)、LVDT傳感器、應(yīng)變計(jì)、光纖光柵傳感器、攝影測量系統(tǒng)等，電位計(jì)和LVDT傳感器只能測量變形位移，無法實(shí)現(xiàn)外形的測量；應(yīng)變計(jì)和光纖光柵傳感器可通過應(yīng)變量重構(gòu)機(jī)翼外形，在氣動(dòng)載荷下可實(shí)現(xiàn)形狀的精確反饋；攝影測量系統(tǒng)也可測量曲面變形情況，不需要接觸被測物體，但是設(shè)備體積較大，只適用于試驗(yàn)階段。隨著先進(jìn)傳感技術(shù)的發(fā)展，光纖光柵傳感器突破原有機(jī)翼形變測量方式不具備實(shí)時(shí)性的技術(shù)瓶頸，可實(shí)現(xiàn)飛行狀態(tài)下，在氣動(dòng)載荷作用時(shí)機(jī)翼形狀的精確重構(gòu)，為形狀控制提供重要的數(shù)據(jù)反饋。

變形控制算法作為控制系統(tǒng)的核心環(huán)節(jié)，在變彎度機(jī)翼變形控制方面起著關(guān)鍵作用。變形控制算法要具有較高的魯棒性能，要求機(jī)翼在不同的氣動(dòng)外形下，都要具有很好的變形控制能力。當(dāng)機(jī)翼外形變化時(shí)，控制系統(tǒng)隨時(shí)間發(fā)生改變，即時(shí)變系統(tǒng)，如何設(shè)計(jì)時(shí)變系統(tǒng)的控制算法，使機(jī)翼在變化的氣動(dòng)載荷下快速響應(yīng)發(fā)生變形，并能夠保證在此過程中飛機(jī)能夠平穩(wěn)飛行，是需要解決的主要問題。隨著智能算法的發(fā)展，模糊控制、人工神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)控制、自適應(yīng)控制算法、LQG魯棒控制算法等或多種智能算法相結(jié)合，為變彎度機(jī)翼精確變形控制提供思路。

3 展望

變彎度技術(shù)是未來飛行器的發(fā)展方向之一，但是額外的變彎度機(jī)構(gòu)和驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)會(huì)帶來飛機(jī)重量的增加，由機(jī)翼變彎度技術(shù)獲得的氣動(dòng)收益能否抵消飛機(jī)重量增加帶來的損失是需要考慮的問題。因此，在變彎度機(jī)構(gòu)和驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)設(shè)計(jì)時(shí)，研究既能承受外界氣動(dòng)載荷，又能實(shí)現(xiàn)變形且輕質(zhì)高效的先進(jìn)智能材料以及變彎度結(jié)構(gòu)驅(qū)動(dòng)技術(shù)，是未來重點(diǎn)的研究方向。

機(jī)翼變彎度技術(shù)可根據(jù)不同飛行狀態(tài)與外部環(huán)境而改變機(jī)翼形狀，涉及多個(gè)學(xué)科領(lǐng)域，如氣動(dòng)、結(jié)構(gòu)、傳感、控制等，多學(xué)科間交叉耦合，涵蓋變形規(guī)律與建模仿真、結(jié)構(gòu)優(yōu)化與變形控制等多方面問題，多學(xué)科優(yōu)化也是變彎度技術(shù)未來的重要研究方向。需要從基礎(chǔ)理論入手開展前沿創(chuàng)新性研究工作，將新型結(jié)構(gòu)、智能材料、先進(jìn)傳感與測試技術(shù)、高效小型化驅(qū)動(dòng)器等技術(shù)與飛機(jī)基體集成[46]。

通過聯(lián)合飛機(jī)總體設(shè)計(jì)、氣動(dòng)設(shè)計(jì)、智能材料與結(jié)構(gòu)、傳感與驅(qū)動(dòng)技術(shù)、仿真與控制等，以突破關(guān)鍵技術(shù)為牽引，推動(dòng)航空技術(shù)新發(fā)展。另一方面以工程應(yīng)用為導(dǎo)向，梳理飛機(jī)變彎度技術(shù)的背景需求，在工程牽引下才能夠真正實(shí)現(xiàn)相關(guān)關(guān)鍵技術(shù)的落地。

4 結(jié)束語

變彎度技術(shù)是未來飛機(jī)變形技術(shù)的重要方向，機(jī)翼連續(xù)光滑變彎度技術(shù)將確保飛機(jī)在全巡航段內(nèi)保持氣動(dòng)效率最優(yōu)，提高燃油經(jīng)濟(jì)性，是未來綠色航空的發(fā)展趨勢。變彎度機(jī)翼技術(shù)涵蓋氣動(dòng)分析、結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、新型材料、驅(qū)動(dòng)控制等技術(shù)，是一項(xiàng)跨學(xué)科間的新型技術(shù)，是飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)變革的大趨勢。變彎度機(jī)翼技術(shù)在民用飛機(jī)上的應(yīng)用有助于提升未來民用飛機(jī)的全球市場競爭力。