孫 楊，昌 敏，白俊強,

（1.西北工業(yè)大學航空學院，西安 710072；2.西北工業(yè)大學無人系統(tǒng)技術研究院，西安 710072）

1 引 言

無論在民用還是軍事領域，飛行器都將面對日益復雜的飛行任務與飛行環(huán)境，需要在多個工況下具備優(yōu)良性能[1]。傳統(tǒng)固定翼飛行器采用單目標設計，以設計點性能最優(yōu)為目標?，F(xiàn)代固定翼飛行器采用多目標優(yōu)化設計，能夠?qū)崿F(xiàn)多工況下性能提升，但其設計結(jié)果往往是多工況下性能的折中與權衡[2]，在任何一個工況下的性能都不是最優(yōu)的，更難以在所有工況下達到性能最優(yōu)[3]。

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

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

機翼變形技術為飛行器的發(fā)展帶來了機遇和挑戰(zhàn)[7]。一方面，機翼變形為進一步提升飛行器性能帶來了可能[8]；另一方面，變形機構的加入引起機翼質(zhì)量增加以及機械結(jié)構復雜度上升，增加了子系統(tǒng)設計的難度[9]。此外，變形過程中，平面形狀發(fā)生變化往往牽動內(nèi)部桁梁結(jié)構發(fā)生相對運動以及蒙皮面積擴張或者減縮，對結(jié)構設計、機械設計、智能材料等領域帶來了全新的挑戰(zhàn)[10]。

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

2 發(fā)展歷程與發(fā)展特點

2.1 發(fā)展歷程

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

表1 變形機翼飛行器型號Table 1 Morphing wing aircrafts

20世紀30年代初至40年代末是機翼變形技術的萌芽階段，這個時期的飛行器以活塞–螺旋槳動力為主，機翼載荷高，因此，機翼結(jié)構設計偏向剛性機翼。雖然這個階段僅有少量的變體飛機出現(xiàn)，但是，眾多的飛行器平臺為變形技術提供了實踐基礎，X-5驗證機的前身正是誕生于20世紀40年代末的德國。

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

20世紀90年代至今是變形技術開始應用于無人機平臺的階段。無人機具有設計成本低、設計周期短、技術集成度高、飛行品質(zhì)要求低等優(yōu)勢，也因此成為變形技術先進布局驗證與應用的首選平臺。該時期呈現(xiàn)出多樣性與系統(tǒng)性的特點，涌現(xiàn)出多種多樣的變形布局，如主動氣動彈性機翼、變扭轉(zhuǎn)角、剖面連續(xù)變彎度等，美國和歐洲等地區(qū)的研究機構針對機翼變形過程中的氣動、結(jié)構、材料、機械設計等各方面開展了較為系統(tǒng)與全面的研究[6]。

2.2 發(fā)展特點

變形機翼技術的發(fā)展時間線如圖2所示，從發(fā)展脈絡來看，為追求高空、高速性能，剛性機翼普遍采用大后掠角布局以減小高速飛行阻力，但同時這樣的布局惡化了低速性能，高、低速協(xié)調(diào)設計的矛盾日益凸顯。因此，變形技術首先應用于技術復雜度較低的無結(jié)構相對運動、無蒙皮面積變化的整體變后掠機翼，以增加結(jié)構重量和機械復雜度為代價，實現(xiàn)了兼顧高、低速性能的設計。伴隨著智能材料的發(fā)展，柔性蒙皮實現(xiàn)了機翼前后緣的連續(xù)變彎度設計與主動氣動彈性設計，可擴展的蒙皮為進一步實現(xiàn)結(jié)構變形提供了可能，也推動了后續(xù)對驅(qū)動機構、傳感器等分系統(tǒng)的研究工作。從發(fā)展趨勢來看，變形技術向著智能、可控、輕質(zhì)、低復雜度、高系統(tǒng)可靠性等方面不斷發(fā)展與完善。智能材料、結(jié)構設計、機械設計是變形技術發(fā)展的重要動力，總體、氣動與控制設計是變形技術走向工程應用的關鍵基礎。

圖2 變形技術發(fā)展時間線Fig.2 Timeline of morphing wing technique

3 機翼變形技術分類

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

3.1 平面形狀變形

3.1.1 變后掠機翼

變后掠機翼是一種可隨不同飛行情況而改變后掠角的設計。這樣的設計可同時利用大后掠角在高速下減小激波阻力以及小后掠角速下改善升力特性的優(yōu)點，但也會增加飛機結(jié)構重量和機械復雜度。飛行器通過改變后掠角來匹配不同的飛行任務與飛行環(huán)境，在多個工況下均可達到最優(yōu)性能，無須在高、低速性能之間進行權衡，有效地解決了飛行器的高、低速協(xié)調(diào)設計問題。

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

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

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

3.1.2 變展長機翼

變展長機翼是指機翼展長可變、機翼內(nèi)包含可動翼段并且可將可動翼段沿軌道推出或收回的機翼?？蓜右矶瓮ǔ０诠潭ㄒ矶蝺?nèi)，依靠電磁作用力或者充氣等方式伸出與收回[11]。伸縮機翼改變飛機展弦比和機翼面積的能力較強，機翼展開構型可賦予飛機良好的高升阻比與長時間續(xù)航能力，機翼收縮構型則減小了飛行阻力，增強了飛機的加速沖刺性能，非對稱伸縮還可用于滾轉(zhuǎn)控制[12-13]。

變展長機翼的驅(qū)動機構需要占據(jù)較大的機翼內(nèi)部空間，同時考慮外翼段的收納問題，機翼內(nèi)翼段的厚度通常較大[14]。此外，翼段連接處會造成翼面的不連續(xù)，使整個機翼的氣動性能下降[15]。可見，現(xiàn)階段變展長機翼存在變形機構復雜、翼面無法光滑變形等缺陷，無法適用于高速飛行的飛機[16]。為解決翼段連接處不連續(xù)的問題，設計人員通常會在翼段連接處鋪設一層高彈性密封材料，保證機翼變形時翼段間不產(chǎn)生縫隙[17]。

美國航空先驅(qū)伯內(nèi)利早在1929年就提出了這一技術概念[11]。圖5所示的俄裔工程師Ivan Makhonine設計的MAK-10 采用了一種氣動可伸縮機構，伸縮機構帶動外側(cè)的機翼從內(nèi)側(cè)機翼中伸出，實現(xiàn)了展長和機翼面積的變化[14]。MAK-10在1931年進行了首次飛行，其展長可從13 m增加到21 m，機翼面積可從21 m2增加到33 m2。

圖5 MAK-10變展長機翼[14]Fig.5 Illustration of varying wingspan MAK-10[14]

3.1.3 變弦長機翼

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

圖6 伸縮翼肋機構[6]Fig.6 Structure of flexible wing rib[6]

3.1.4 折疊機翼

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

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

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

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

“鸕鶿”無人機[18]是橫向折疊的典型代表，如圖10所示。無人機機長5.8 m，翼展4.86 m，機身總重量不到4 t，但可攜帶453 kg的載荷?！胞R鶿”無人機的機翼設計成海鷗翅膀的形狀，以適應導彈發(fā)射井內(nèi)壁。無人機由類似機械臂的引導裝置送出發(fā)射井，自行浮出水面后，將起動兩部固體燃料發(fā)動機，在水面垂直起飛。

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

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

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

3.2 非平面形狀變形

3.2.1 變展向撓度機翼

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

圖12 分段展向變撓度機翼[12]Fig.12 Aircraft of segmented flexible wing[12]

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

3.2.2 變扭轉(zhuǎn)機翼

變扭轉(zhuǎn)機翼是指機翼剖面扭轉(zhuǎn)角可發(fā)生變化的機翼。通過改變機翼扭轉(zhuǎn)角來實現(xiàn)改變氣動力和力矩，不對稱扭轉(zhuǎn)還可用于滾轉(zhuǎn)控制。

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

圖14 主動氣動彈性機翼[22]Fig.14 Active aeroelastic wing[22]

3.3 翼型剖面變形

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

自1980年自適應機翼技術項目（Adaptive Mission Wing, AMW）[5]在改進的F-111戰(zhàn)斗機上展示了機翼無縫可變形前后緣的優(yōu)勢后，研究人員將目光集中在可變形機翼的研究上。Ricci等[24]提出了基于可轉(zhuǎn)動翼肋改變機翼后緣彎度的方案及基于線性滑動軸承的變形蒙皮方案，并進行了初步的方針分析。基于翼肋分段轉(zhuǎn)動的原理，Poonsong[25]提出了多段可變彎度機翼的概念，通過驅(qū)動這種翼肋機構運動，可在全弦長范圍內(nèi)實現(xiàn)翼型彎度的變化。Sofla等[26]研發(fā)了一系列形狀記憶合金驅(qū)動的可彎曲結(jié)構，可用來使機翼段變形。2009年，Peel等[27]研制的如圖15所示的變彎度機翼，采用碳纖維材料作為蒙皮，通過氣動肌肉驅(qū)動機翼產(chǎn)生彎曲變形，其前緣可向下彎曲14°，后緣可向下彎曲13°。新型驅(qū)動器的采用有效地降低了機翼重量和驅(qū)動機構的復雜度。

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

4 關鍵技術研究

機翼變形涉及氣動、結(jié)構、控制、材料、機械等眾多領域，關鍵技術主要包含以下幾個方面：（1）氣動性能計算方法；（2）飛行力學建模與飛行控制；（3）變形控制系統(tǒng)技術；（4）機翼變形結(jié)構；（5）自適應蒙皮；（6）多學科優(yōu)化設計。計算方法旨在為變體飛行器的概念設計和詳細設計尋找匹配的性能計算手段，在設計初期使用高效手段進行布局評估，在詳細設計中則采用能反映非定常氣動力的高精度方法。動力學方面則是要建立多體動力學模型，將機翼變形作為控制環(huán)節(jié)進行控制設計。變形控制系統(tǒng)則包含了驅(qū)動機翼變形的全部子系統(tǒng)，這些子系統(tǒng)將與可動機翼結(jié)構及變形蒙皮共同實現(xiàn)機翼變形。由于機翼變形常伴隨著內(nèi)部桁梁結(jié)構的相對運動及蒙皮面積擴展或減縮，因此，還需研究可變形的承力結(jié)構與自適應蒙皮。開展多學科的優(yōu)化設計才能得出較為滿意的變形機翼設計結(jié)果。

4.1 氣動性能計算方法

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

圖16 不同設計需求下氣動性能計算方法Fig.16 Calculation method of aerodynamic performance in different design requirement

4.2 飛行力學建模與飛行控制

機翼變形過程中，機翼與機身存在相對運動或機翼本身產(chǎn)生柔性變形，因此，必須采用多體動力學或柔性體動力學的方法建立動力學模型。此外，變形過程中飛行器的質(zhì)心、轉(zhuǎn)動慣量、氣動力焦點等特征都會發(fā)生變化[33]，氣動力模型具有較大的非定常性與非線性，無法直接采用小擾動方法進行簡化[34]。上述特點大大增加了變體飛行器的飛行力學建模、仿真以及控制設計的難度。

變體飛行器的飛行控制系統(tǒng)需要在變形結(jié)構按預定程序變形時維持飛行穩(wěn)定；或者更進一步，將變形機翼（或其他變形結(jié)構）作為附加的飛行器操縱機構[35]，利用圖17所示的機翼變形引起的空氣動力學效應輔助操縱，甚至完全操縱飛行器，實現(xiàn)飛行器的機動控制。

圖17 變形機翼氣動力矢量控制[35]Fig.17 Illustration of aerodynamic vectoring morphing wing[35]

4.3 變形控制系統(tǒng)技術

變形控制系統(tǒng)是指涉及機翼變形相關的全部系統(tǒng)，主要包括驅(qū)動機構、機械傳動機構、傳感反饋、限位機構、儲能系統(tǒng)、變形控制單元6個部分。驅(qū)動機構是指為機翼變形提供主動作用力或力矩的機構，其本質(zhì)是將電能、燃料化學能等其他形式能轉(zhuǎn)化為機械能，從而驅(qū)動機翼運動。驅(qū)動機構主要包含集中式驅(qū)動與分布式驅(qū)動[36]兩種結(jié)構形式。集中式驅(qū)動變形結(jié)構制作較簡單，但驅(qū)動器承受的載荷大，對其強度要求高，導致結(jié)構重量大，且變形方式固定單一，如只能改變后掠角，驅(qū)動器故障時將導致飛行器失效[37]。分布式驅(qū)動變形結(jié)構中，多個驅(qū)動器分擔載荷，有助于減輕結(jié)構重量，變形形式靈活，魯棒性強，在部分驅(qū)動器發(fā)生故障時可保證飛行器具有足夠的可控性[38]。機械傳動機構是指將驅(qū)動機構作用力傳遞至可變形結(jié)構上的部件，基本原理是通過桿、滑塊、鉸鏈機構所組成的系統(tǒng)傳遞位移與作用力。

變形控制系統(tǒng)工作流程如圖18所示，當飛控系統(tǒng)根據(jù)機動或穩(wěn)定性要求解算出相應的機翼變形運動指令后，將運動指令傳達至變形控制單元，變形控制單元根據(jù)指令產(chǎn)生驅(qū)動控制指令，驅(qū)動機構根據(jù)控制指令輸出作用力，經(jīng)機械傳動將集中作用力傳遞至各運動部件，傳感器實時監(jiān)測機構運動是否達到指定位移、角度、速率和角速率等要求并向控制單元反饋，變形控制單元接受反饋信號進行指令修正從而消除誤差。當?shù)竭_指定位置時，限位機構將機翼在當前位置鎖定，驅(qū)動機構解除作用力，儲能系統(tǒng)也隨之停止供能。

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

4.4 變形機翼結(jié)構設計

不同的變體類型常采用不同的結(jié)構設計，主要可以分為兩類，非平面形狀變化的結(jié)構設計與變平面形狀機翼的結(jié)構設計[39]。非平面形狀變化如變扭轉(zhuǎn)、上反、剖面形狀等，機翼變化較為單一，結(jié)構設計較為簡單，每一段可進行單獨的結(jié)構設計。變平面形狀機翼的結(jié)構主要針對變后掠、變弦長、變展長三種類型[40]。此外，機翼結(jié)構發(fā)生形狀變化時，還會伴隨著蒙皮的擴展或收縮，因此，蒙皮必須具備自適應的變形能力。

4.4.1 非平面形狀變化的結(jié)構設計

洛克希德·馬丁公司的Z形變形機翼[41]與佛羅里達大學的仿鷗鳥機翼[40]，均采用分段機翼，如圖19所示。每段機翼自身不具備變形能力，設計較為簡單，僅在連接位置設置旋轉(zhuǎn)機構和蒙皮密封。

圖19 鷗鳥機翼[40]Fig.19 Gull-wing aircraft[40]

后緣連續(xù)變彎度設計[42]是另一種較常見且易實現(xiàn)的變形方式，如圖20所示。柔性后緣為依次連接的鉸接片，由驅(qū)動器和傳動機構驅(qū)動產(chǎn)生連續(xù)彎曲變形，外部自適應蒙皮進行相應的面積擴展與收縮，保持貼附。

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

4.4.2 變平面形狀的結(jié)構設計

新世代航空提出的滑動蒙皮方案[43]將機翼結(jié)構分為圖21所示的三個主要部分：桁梁等主承力部件、根部滑動組件、內(nèi)部結(jié)構主動變形單元。變形過程如圖22所示，結(jié)構變形單元利用鉸接四邊形的一自由度特征，在機翼變后掠過程中能發(fā)生相應變形，其內(nèi)部包含驅(qū)動機構、轉(zhuǎn)動軸及四邊的分段承力結(jié)構。在根部區(qū)域，變形單元由三角形構成，由滑動組件提供額外的變形自由度。當機翼產(chǎn)生變形時，驅(qū)動器推動四邊形發(fā)生運動，根部滑動組件也會產(chǎn)生相應變形，從而推動前緣的桁梁等主承力部件發(fā)生變后掠運動。

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

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

機翼平面形狀變化類型較多，不僅有弦長、展長的變化，實際使用中還會受到氣動載荷引起氣動彈性變形，因此，自適應變形的機翼更具有應用前景，賓夕法尼亞大學采用圖23所示的蜂窩狀結(jié)構[44]作為微小單元填充機翼，每個單元外部為八根鉸接桿，內(nèi)部有彈性線與驅(qū)動機構，能實現(xiàn)主動可控變形及自適應的撓曲變形。

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

4.4.3 自適應蒙皮

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

圖24 自適應蒙皮[6]Fig.24 Self-deploying polymer material[6]

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

4.5 多學科優(yōu)化設計

除了流體力學、結(jié)構設計、飛行控制等傳統(tǒng)領域，變體無人機也搭乘了機器學習、機械設計等領域的發(fā)展浪潮，出現(xiàn)了機器學習與自適應動態(tài)逆控制方法相結(jié)合、強化學習控制策略與軌跡跟蹤相結(jié)合的新方法[49]。同時，變體飛行器也帶來了設計方法的變革，依賴歷史數(shù)據(jù)和CFD手段的設計流程不再適用，取而代之的是基于物理學原理的包含高可信度工具的設計方法，其中，響應面模型可高效地將物理學原理引入早期的設計之中并實現(xiàn)全局的優(yōu)化搜索[50]。

5 結(jié) 論

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

傳統(tǒng)觀點認為，變形機翼引入驅(qū)動器、機械傳動等機構，引起機翼結(jié)構重量增加，機械復雜度上升，系統(tǒng)可靠性下降，飛行控制設計增大，難以走向?qū)嶋H應用。實踐表明，變形機翼雖然給機翼設計帶來上述不利影響，但也帶來全局優(yōu)勢，F(xiàn)-4、F-14等飛行器的成功應用就是有力佐證。換言之，目前的變形機翼飛行器是以結(jié)構重量的代價換取性能提升，以犧牲本體性能換取全局性能增益。但在未來，隨著結(jié)構設計、材料及機械設計等技術的進步，極有可能實現(xiàn)本體與全局性能的共同提升，以變形機翼代替?zhèn)鹘y(tǒng)舵面進行飛行控制，取消襟翼及襟翼驅(qū)動設備，在較為簡單的結(jié)構框架下實現(xiàn)功能，不僅不會引起重量增加與機械復雜度上升，甚至可能實現(xiàn)子系統(tǒng)減重和全局性能提升的雙收益。

變形機翼飛行器將成為高性能、高智能化、高技術集成度的多用途飛行平臺。目前，變形機翼飛行器進入了多學科優(yōu)化設計的階段：氣動外形與變體結(jié)構的一體化設計需要進一步強化；折疊變形展開過程中的非定常氣動力與動態(tài)過程的模擬手段亟待解決；機械、電氣等設備的小型化與集成化是未來的重要方向；利用主動氣動彈性驅(qū)動機翼變形能挖掘變體飛機新的潛力。將拓撲優(yōu)化、機器學習、先進控制等技術引入變形機翼設計之中，可激發(fā)變形機翼飛機新的生命力。