王 鵬，陳浩嵐，鮑存余，湯國(guó)建

(國(guó)防科技大學(xué)空天科學(xué)學(xué)院，長(zhǎng)沙 410073)

0 引 言

變形飛行器是指通過(guò)局部或整體的外形參數(shù)改變，使飛行器產(chǎn)生更優(yōu)的氣動(dòng)效率及操縱性能，使飛行軌跡、高度和速度等機(jī)動(dòng)多變，提高對(duì)環(huán)境和任務(wù)的適應(yīng)能力，并對(duì)多種飛行環(huán)境保持效率和性能最優(yōu)的飛行器。變形飛行器的研究是一個(gè)多學(xué)科交織的新型研究領(lǐng)域，涉及總體設(shè)計(jì)、新型結(jié)構(gòu)材料、結(jié)構(gòu)力學(xué)、非定?？諝鈩?dòng)力學(xué)、非線性動(dòng)力學(xué)與控制等諸多關(guān)鍵技術(shù)。本文針對(duì)變形飛行器的變形需求、發(fā)展現(xiàn)狀、動(dòng)力學(xué)建模以及控制方法等關(guān)鍵技術(shù)的研究展開(kāi)綜述。

傳統(tǒng)的固定外形飛行器是針對(duì)不同的飛行環(huán)境和任務(wù)需求進(jìn)行設(shè)計(jì)的，不同的外形及氣動(dòng)布局適用于不同的飛行用途。與固定外形飛行器相比，變形飛行器所具有的獨(dú)特優(yōu)勢(shì)與技術(shù)潛力體現(xiàn)在如下幾方面：

(1)增強(qiáng)飛行器的環(huán)境與任務(wù)適應(yīng)能力

傳統(tǒng)的固定外形飛行器只有一種外形結(jié)構(gòu)，只能追求一定空域和速域范圍內(nèi)的飛行狀態(tài)最優(yōu)，飛行包絡(luò)的范圍較為有限。變形飛行器則能在不同的飛行環(huán)境和多樣化的任務(wù)中，根據(jù)飛行需求自主地改變自身的外形結(jié)構(gòu)，使得在不同飛行階段的任務(wù)剖面均能保持最優(yōu)飛行狀態(tài)，大大增強(qiáng)了飛行器的環(huán)境及多任務(wù)適應(yīng)能力。

(2)改善飛行器的氣動(dòng)特性與飛行性能

固定外形飛行器在相同條件下只能提供單一的氣動(dòng)載荷，因此其外形只能在不同的氣動(dòng)特性需求之間做折衷。變形飛行器則能通過(guò)外形的改變，改變飛行器的翼面積、展長(zhǎng)、后掠角以及翼型等多種參數(shù)，進(jìn)而提供多種不同特性的氣動(dòng)載荷，減小阻力系數(shù)，降低能耗，增加升力，顯著改善變形飛行器全程飛行的氣動(dòng)特性與飛行性能。

(3)優(yōu)化操縱和控制效能

變外形提供了一種新型的輔助操縱方式和相應(yīng)的流動(dòng)控制方法。在復(fù)雜多變的飛行環(huán)境與任務(wù)中，飛行器的氣動(dòng)壓心與焦點(diǎn)位置以及舵效變化范圍較大，單純依靠舵面操縱的失效風(fēng)險(xiǎn)增加。利用變形調(diào)節(jié)氣動(dòng)載荷的分布，便可以顯著優(yōu)化變形飛行器的操縱和控制效能，而將變形視為直接控制量并與傳統(tǒng)舵面控制結(jié)合，則可提升控制系統(tǒng)的冗余性。

(4)有利于外形隱身設(shè)計(jì)

傳統(tǒng)的固定外形飛行器在考慮外形隱身只能設(shè)計(jì)固定的外形線條及形狀，此時(shí)隱身效果有限，且過(guò)度追求隱身會(huì)導(dǎo)致氣動(dòng)性能難以兼顧。但是對(duì)于變形飛行器而言，通過(guò)合理的變形，可以直接改變飛行器的外形結(jié)構(gòu)，從而調(diào)節(jié)雷達(dá)散射面積的大小，同時(shí)連續(xù)光滑的變形可以替代傳統(tǒng)的舵面操縱，進(jìn)而大大提升隱身能力，并且可以兼顧氣動(dòng)性能，因而有利于變形飛行器的外形隱身設(shè)計(jì)。

1 變形飛行器發(fā)展現(xiàn)狀

鑒于變形飛行器的獨(dú)特優(yōu)勢(shì)和應(yīng)用潛能，國(guó)內(nèi)外的學(xué)者、機(jī)構(gòu)都針對(duì)變形飛行器展開(kāi)了大量研究。由于機(jī)翼提供了飛行器絕大部分的升力及操縱力，是對(duì)飛行器氣動(dòng)力影響最大的部件，因此具有中、大尺度變形技術(shù)的變形飛行器主要是對(duì)飛行器的機(jī)翼進(jìn)行改變。按照機(jī)翼的變形形式，可分為機(jī)翼位置的改變、翼面形狀改變以及機(jī)翼翼型改變?nèi)箢?lèi)，具體的分類(lèi)如圖1所示。下面將按照不同的飛行器變形方式，對(duì)各種變形飛行器的發(fā)展歷程和研究現(xiàn)狀進(jìn)行梳理和比較總結(jié)。

圖1 變形方式分類(lèi)Fig.1 Classification of morphing styles

1.1 機(jī)翼位置改變

系統(tǒng)通過(guò)機(jī)翼位置改變實(shí)現(xiàn)飛行器變形的技術(shù)主要包括變后掠、展向彎曲以及變上反角三種方式，三種方式的變形原理是改變了機(jī)翼相對(duì)于機(jī)身的位置，導(dǎo)致飛行器全身的氣動(dòng)載荷分布發(fā)生改變。

(1)變后掠

后掠角對(duì)飛行器的升力、阻力影響顯著，通常而言，后掠角越大，升力越小，阻力越小，因此低速時(shí)適合小后掠角增加升力，高速時(shí)適合大后掠角延遲激波的產(chǎn)生減小阻力，通過(guò)改變后掠角可以兼顧飛行器在高低速時(shí)的氣動(dòng)效率。1951年，第一架具有變后掠能力的飛機(jī)X-5試飛，在20世紀(jì)60至70年代，多種變后掠飛行器層出不窮，包括前蘇聯(lián)的米格-23、米格-27、圖-160，美國(guó)的F-14、B-1B等。這些飛行器的變形機(jī)構(gòu)復(fù)雜、沉重、能量消耗大，大大降低了燃油效率。

進(jìn)入21世紀(jì)，隨著智能材料技術(shù)和新一代變形結(jié)構(gòu)技術(shù)的發(fā)展，變后掠飛行器再度成為研究人員的研究熱點(diǎn)。2006年，美國(guó)NexGen公司設(shè)計(jì)了“滑動(dòng)蒙皮”的變后掠方案，并試飛了MFX-1驗(yàn)證機(jī)，其柔性蒙皮具備很好的伸縮特性，可以將飛機(jī)的后掠角從15°變?yōu)?5°，機(jī)翼面積改變了40%。2019年，西安交通大學(xué)的陳剛團(tuán)隊(duì)基于鳥(niǎo)類(lèi)在低速飛行時(shí)伸展翅膀和在高速飛行時(shí)收縮翅膀的特點(diǎn)，設(shè)計(jì)開(kāi)發(fā)了模擬鴿子翅膀的新型仿生變形無(wú)人機(jī)，如圖2所示，機(jī)翼的羽毛部分可實(shí)現(xiàn)0°到50°的折疊。

圖2 變后掠飛行器方案示意圖[5]Fig.2 Illustration of a variable-sweep morphing vehicle[5]

在飛行器的隱身設(shè)計(jì)上，文獻(xiàn)[6]的研究結(jié)果表明，機(jī)翼后掠角為33°時(shí)的飛行器頭部雷達(dá)散射截面平均值是機(jī)翼后掠角為33°時(shí)的0.644%，因此在雷達(dá)掃描空域內(nèi)增大后掠角，在起落時(shí)刻減小后掠角，可以更好地兼顧氣動(dòng)特性與雷達(dá)散射效果，提升隱身設(shè)計(jì)水平。

(2)展向彎曲

飛行時(shí)機(jī)翼受力近似于受分布載荷的懸臂梁，在氣動(dòng)載荷的作用下機(jī)翼會(huì)產(chǎn)生展向彎曲，通常情況下，這種彎曲變形會(huì)改變局部氣動(dòng)特性，因而在設(shè)計(jì)時(shí)需要盡量克服展向彎曲。但是，如果采取機(jī)翼主動(dòng)展向彎曲技術(shù)，可以利用彎曲變形幫助飛行器減小阻力，增強(qiáng)飛行器在高低速時(shí)的穩(wěn)定性。多倫多大學(xué)的Sofla等2010年提出了兩種變形設(shè)計(jì)方案，第一種設(shè)計(jì)是將機(jī)翼滑動(dòng)向后彎曲，類(lèi)似于變后掠，第二種使翅膀向下彎曲，形成展向彎曲變形機(jī)翼。數(shù)值結(jié)果表明，展向彎曲概念的變形機(jī)翼有相當(dāng)大的氣動(dòng)優(yōu)勢(shì)。伊朗德黑蘭大學(xué)Basaeri等設(shè)計(jì)了二自由度變形機(jī)翼，使用形狀記憶合金(SMA)驅(qū)動(dòng)器使其可以實(shí)現(xiàn)展向彎曲和變后掠，如圖3所示。在國(guó)內(nèi)，哈爾濱工程大學(xué)的王志強(qiáng)等在2019年提出了一種可實(shí)現(xiàn)變展長(zhǎng)曲率和變后掠角的二自由度變形翼機(jī)構(gòu)。機(jī)翼由分段梁、柔性鉸鏈和SMA驅(qū)動(dòng)器組成，實(shí)驗(yàn)結(jié)果發(fā)現(xiàn)該設(shè)計(jì)比傳統(tǒng)的剛性機(jī)翼結(jié)構(gòu)具有更輕的質(zhì)量和傳動(dòng)間隙。

圖3 展向變形方案示意圖[8]Fig.3 Illustration of span-wise morphing[8]

(3)折疊翼

折疊翼通過(guò)改變機(jī)翼的上反角、下反角或者將機(jī)翼折疊成多節(jié)折線型來(lái)改變?cè)械臋C(jī)翼位置，進(jìn)而改變飛行器的氣動(dòng)分布。折疊機(jī)翼可以有效增強(qiáng)飛行器的控制能力，減小氣動(dòng)阻力，改善失速特性和橫向穩(wěn)定性。

在折疊翼的研究項(xiàng)目中，佛羅里達(dá)大學(xué)在2004年開(kāi)發(fā)了一種變上反角“鷗翼”飛行器，鷗翼變形對(duì)操縱性能和穩(wěn)定性有相當(dāng)大的影響。2019年，北京航空航天大學(xué)團(tuán)隊(duì)在對(duì)大型鳥(niǎo)類(lèi)運(yùn)動(dòng)分析的基礎(chǔ)上，提出了一種鳥(niǎo)型變形翼飛機(jī)的設(shè)計(jì)方案，如圖4所示，選擇平面連桿機(jī)構(gòu)作為變形主要機(jī)構(gòu)，實(shí)現(xiàn)滑翔、下降和高機(jī)動(dòng)三種飛行狀態(tài)。Cuji等在2011年研究了對(duì)稱(chēng)和非對(duì)稱(chēng)V型機(jī)翼變形對(duì)飛機(jī)轉(zhuǎn)彎動(dòng)力學(xué)的影響，結(jié)果顯示非對(duì)稱(chēng)V型翼在橫側(cè)向運(yùn)動(dòng)方面性能較好。

圖4 折疊翼方案示意圖[11]Fig.4 Illustration of folding wings[11]

折疊翼的另一種思路是模仿蝙蝠的飛行，洛克希德-馬丁公司設(shè)計(jì)了一種Z型折疊翼飛行器，模仿蝙蝠飛行時(shí)的翅膀折疊，通過(guò)內(nèi)翼段折疊后貼近機(jī)身來(lái)大尺度改變翼面積，減小阻力，適于低空俯沖。當(dāng)折疊翼完全展開(kāi)時(shí)，升阻比較大，適合高空巡航，其蒙皮材料利用了形狀記憶聚合物(SMP)。

(4)機(jī)翼扭轉(zhuǎn)

機(jī)翼扭轉(zhuǎn)可以影響翼尖失速及展向升力分布，同時(shí)若能在飛行過(guò)程中對(duì)機(jī)翼進(jìn)行主動(dòng)扭轉(zhuǎn)，可以在不同的飛行狀態(tài)下顯著改善飛行器的氣動(dòng)彈性特性，避免氣動(dòng)彈性引起的顫振和失穩(wěn)問(wèn)題。與前述的變形技術(shù)需要復(fù)雜的驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)不同，機(jī)翼扭轉(zhuǎn)變形技術(shù)不需要復(fù)雜的驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)即可實(shí)現(xiàn)，同時(shí)，柔性材料的發(fā)展也為機(jī)翼扭轉(zhuǎn)提供了新的技術(shù)方案。

Vos等在2010年提出了一種基于翹曲位移的主動(dòng)控制扭轉(zhuǎn)機(jī)翼，通過(guò)引入可翹曲變形的機(jī)翼蒙皮，讓它在機(jī)翼后緣分裂，形成一個(gè)開(kāi)放的截面機(jī)翼從而在后緣上下蒙皮之間產(chǎn)生翹曲，形成扭轉(zhuǎn)。2016年Rodrigue等介紹了一種新的扭曲變形機(jī)翼，其中機(jī)翼的一部分被驅(qū)動(dòng)產(chǎn)生機(jī)翼尖端的旋轉(zhuǎn)，而機(jī)翼的基礎(chǔ)部分固定。變形段由智能軟復(fù)合結(jié)構(gòu)組成，風(fēng)洞測(cè)試結(jié)果表明，扭轉(zhuǎn)可以改善機(jī)翼的氣動(dòng)性能，特別是在低迎角情況下。2017年Jenett等提出了數(shù)字扭轉(zhuǎn)變形機(jī)翼的設(shè)計(jì)，采用基于復(fù)合柵格的蜂窩結(jié)構(gòu)進(jìn)行主動(dòng)機(jī)翼變形，如圖5所示，該設(shè)計(jì)具有重量輕、維修方便等優(yōu)點(diǎn)，翼尖扭轉(zhuǎn)是通過(guò)彎曲臂實(shí)現(xiàn)的。

圖5 扭轉(zhuǎn)變形方案示意圖[16]Fig.5 Illustration of twist morphing[16]

1.2 翼面形狀改變

除了改變機(jī)翼位置，直接改變機(jī)翼本身的幾何參數(shù)來(lái)改變翼面形狀，也可實(shí)現(xiàn)變形。這種通過(guò)翼面形狀改變來(lái)使飛行器變形的技術(shù)主要有變展長(zhǎng)以及變弦長(zhǎng)兩種方式，這三種變形方式均可導(dǎo)致機(jī)翼翼面的形狀參數(shù)發(fā)生改變，進(jìn)而改變飛行特性。

(1)變展長(zhǎng)

變展長(zhǎng)飛行器主要通過(guò)對(duì)翼段進(jìn)行收縮而改變機(jī)翼的展長(zhǎng)大小。機(jī)翼展長(zhǎng)變大時(shí)，會(huì)使得機(jī)翼面積以及展弦比增加，使得升阻比增大，有效提升了氣動(dòng)效率。機(jī)翼展長(zhǎng)變小時(shí)，展長(zhǎng)比減小，阻力系數(shù)變小。2007年，美國(guó)馬里蘭大學(xué)的Blondeau等設(shè)計(jì)了三段式的伸縮機(jī)翼，利用充氣伸縮梁驅(qū)動(dòng)機(jī)翼伸縮，進(jìn)而改變機(jī)翼的展長(zhǎng)，風(fēng)洞試驗(yàn)的結(jié)果顯示，展弦比最大可以提升2.3倍，升阻比最大值可達(dá)到16。2013年南安普頓大學(xué)Ajaj等提出了鋸齒翼盒的概念，翼盒的擴(kuò)展與收縮可以實(shí)現(xiàn)翼展變化44%，鋸齒形翼箱由剛性部分和變形部分組成。2016年，Ajaj等再次提出了一種新的變展長(zhǎng)飛行器概念——齒輪驅(qū)動(dòng)自主雙翼(GNATSpar)微型無(wú)人機(jī)，翼展可由原長(zhǎng)度增至兩倍，風(fēng)洞結(jié)果證明飛行器的升阻比隨展長(zhǎng)增大。2018年，Ajaj等對(duì)其進(jìn)行了改進(jìn)，借助伺服電機(jī)將隱藏在主翼中的附加小翼推至翼端，如圖6所示。

圖6 變展長(zhǎng)方案示意圖[20]Fig.6 Illustration of variable-span morphing[20]

與變后掠飛行器在20世紀(jì)的沒(méi)落原因類(lèi)似，變展長(zhǎng)飛行器伸縮機(jī)構(gòu)的復(fù)雜與笨重問(wèn)題、伸縮翼彈性蒙皮的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)等，成為變展長(zhǎng)飛行器運(yùn)用于實(shí)際工程的最大障礙。

(2)變弦長(zhǎng)

除了改變飛行器的展長(zhǎng)之外，改變機(jī)翼的弦長(zhǎng)也可達(dá)到改變飛行器的展弦比和翼面積的目的。變弦長(zhǎng)的理念很早就在飛機(jī)上得到應(yīng)用，飛機(jī)的前后緣襟翼就是最早的變弦長(zhǎng)技術(shù)，通過(guò)機(jī)械傳動(dòng)機(jī)構(gòu)驅(qū)動(dòng)前后緣襟翼沿著弦向展開(kāi)和收回，即可改變翼段的弦長(zhǎng)。2005年，Reed等利用互穿肋機(jī)構(gòu)通過(guò)微型直流電機(jī)和絲杠來(lái)改變弦長(zhǎng)，可實(shí)現(xiàn)翼面積增加80%，如圖7所示。2011年，賓夕法尼業(yè)大學(xué)的Khoshlahjeh等研究了一種直升機(jī)的變弦長(zhǎng)旋翼葉片，通過(guò)將后緣板延伸到葉片展長(zhǎng)為63%至83%的后緣狹縫，可以實(shí)現(xiàn)弦長(zhǎng)增加20%。

圖7 變弦長(zhǎng)飛行器方案示意圖[21]Fig.7 Illustration of variable-chord morphing[21]

由于飛機(jī)機(jī)翼的內(nèi)部結(jié)構(gòu)之間的聯(lián)結(jié)十分復(fù)雜，加上機(jī)翼油箱、傳動(dòng)系統(tǒng)的存在，導(dǎo)致機(jī)翼改變弦長(zhǎng)的難度較大。隨著形狀記憶合金和復(fù)合材料蜂窩結(jié)構(gòu)等新型智能材料的不斷發(fā)展，利用新材料實(shí)現(xiàn)變弦長(zhǎng)的方案層出不窮，但是由于材料的可靠性和實(shí)際變形難度，在飛行器上可行的變弦長(zhǎng)技術(shù)較少，離工程實(shí)際中的應(yīng)用還有距離。

1.3 翼型改變

翼型是機(jī)翼產(chǎn)生升力的基礎(chǔ)，不同的翼型對(duì)應(yīng)著不同的氣動(dòng)特性，因此，在飛行器變形技術(shù)方面，改變翼型實(shí)現(xiàn)變形也是一種常用的方法。改變翼型的方法包括變彎度和變厚度技術(shù)。

(1)變彎度

翼型的彎度是機(jī)翼產(chǎn)生升力的基礎(chǔ)條件，尤其在低雷諾數(shù)時(shí)，不同的彎度對(duì)翼型的氣動(dòng)特性影響極大，改變彎度可以有效地改變機(jī)翼表面的流場(chǎng)分布狀態(tài)，進(jìn)而改善飛行器的機(jī)動(dòng)性能。

弗吉尼亞大學(xué)的Elzey等在2003年介紹了一種基于形狀記憶合金(SMA)的變彎度機(jī)翼，如圖8所示，翼段由夾在SMA面板之間的多孔柔性芯組成，SMA元件的加熱會(huì)導(dǎo)致該面收縮，并導(dǎo)致翼面產(chǎn)生相應(yīng)彎曲。2016年，印度的Tamilselvan等設(shè)計(jì)了一種多截面可變曲面機(jī)翼，翼肋可以相互旋轉(zhuǎn)，提供離散但平滑的變化。仿真結(jié)果表明，與剛性翼相比，可變弧度翼在不同迎角和雷諾數(shù)下獲得了較高的升阻比。與之相似的是Benjamin等也提出了一種魚(yú)骨-主動(dòng)曲面用以實(shí)現(xiàn)變彎度技術(shù)。

圖8 變彎度飛行器方案示意圖[23]Fig.8 Illustration of variable-camber morphing[23]

(2)變厚度

變厚度是指在不引起機(jī)翼表面形狀明顯變化的前提下，改變翼型的厚度大小，進(jìn)而調(diào)整機(jī)翼的輪廓線。機(jī)翼的變厚度可以延遲附面層分離、控制轉(zhuǎn)捩位置、擴(kuò)大層流位置，從而降低波阻和抑制抖振，改善翼型的升阻比，兼顧飛行器的高低速氣動(dòng)性能。

1994年，美國(guó)普林斯頓大學(xué)的Austin等提出了一種利用桁架變厚度的機(jī)翼模型，利用內(nèi)平移驅(qū)動(dòng)器驅(qū)動(dòng)調(diào)節(jié)桁架的長(zhǎng)度，進(jìn)而控制柔性蒙皮的形狀，實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明，在跨音速巡航時(shí)機(jī)翼的激波阻力從32～68減小到5～10。2010年，Courchesne等研究了以碳纖維-凱夫拉復(fù)合材料柔性蒙皮為材料的變厚度機(jī)翼，如圖9所示，使用形狀記憶合金驅(qū)動(dòng)器對(duì)這種柔性外殼進(jìn)行變形，變形機(jī)構(gòu)由兩個(gè)斜凸輪組成，可以改變機(jī)翼上翼面兩個(gè)點(diǎn)的位置，實(shí)現(xiàn)翼型厚度的改變。

圖9 變厚度方案示意圖[27]Fig.9 Illustration of variable-thickness morphing[27]

變厚度技術(shù)與變彎度一樣，通過(guò)對(duì)翼型外形進(jìn)行微小改變，就可獲得較為顯著的流場(chǎng)特性改變，進(jìn)而影響飛行性能，隨著新型智能材料的發(fā)展，變彎度與變厚度技術(shù)必將在未來(lái)飛行器的設(shè)計(jì)中被重點(diǎn)應(yīng)用。

2 變形飛行器氣動(dòng)建模研究

與常規(guī)的固定外形飛行器不同，變形飛行器的氣動(dòng)機(jī)理研究一直是飛行器研制的難點(diǎn)問(wèn)題。對(duì)于快速大變形飛行器，變形所導(dǎo)致的“附加速度效應(yīng)”和“流場(chǎng)滯回效應(yīng)”，使得非定常氣動(dòng)力將對(duì)飛行控制系統(tǒng)的影響更加顯著。因此，變形飛行器的非定常氣動(dòng)特性、動(dòng)態(tài)特性以及氣動(dòng)力模型方面的研究成為了國(guó)內(nèi)外眾多學(xué)者的研究熱點(diǎn)。

在變后掠飛行器的非定常氣動(dòng)力學(xué)研究方面，中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院開(kāi)展了多項(xiàng)研究。2011年，白鵬等利用風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)獲取了滑動(dòng)蒙皮方式變后掠過(guò)程中的非定常氣動(dòng)力數(shù)據(jù)，結(jié)果證明快速變形相對(duì)于慢變會(huì)產(chǎn)生更為明顯的非定常氣動(dòng)滯回效應(yīng)和相位漂移。在2013年，陳錢(qián)等又研究了飛機(jī)的外翼段部分在大尺度旋轉(zhuǎn)式與剪切式兩種變后掠飛行器方案，數(shù)值模擬結(jié)果表明剪切變后掠具有優(yōu)于旋轉(zhuǎn)變后掠的特性，前者在寬廣的速域內(nèi)均具有顯著優(yōu)越的升阻比和阻力;并利用風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)，建立了變后掠過(guò)程中的氣動(dòng)力模型，氣動(dòng)力曲線顯示非定常氣動(dòng)滯回曲線的相位漂移是機(jī)翼的變形加速運(yùn)動(dòng)對(duì)翼周流場(chǎng)的影響導(dǎo)致的。

在變展長(zhǎng)飛行器氣動(dòng)的研究中，國(guó)防科技大學(xué)研究團(tuán)隊(duì)利用Datcom氣動(dòng)分析軟件建立了一類(lèi)可變展長(zhǎng)與后掠的高超聲速變形飛行器的氣動(dòng)數(shù)據(jù)，基于最小二乘原理，辨識(shí)氣動(dòng)模型中的參數(shù)，得到參數(shù)化的氣動(dòng)模型方程，并分析了變形對(duì)飛行器靜態(tài)氣動(dòng)特性的影響。Ajaj等針對(duì)變展長(zhǎng)無(wú)人機(jī)的對(duì)稱(chēng)變形及非對(duì)稱(chēng)變形下的氣動(dòng)特點(diǎn)進(jìn)行了風(fēng)洞試驗(yàn)，研究結(jié)果表明升力系數(shù)隨展長(zhǎng)的增大而線性增大，對(duì)稱(chēng)變展長(zhǎng)提高了氣動(dòng)效率，從而提高了飛機(jī)的續(xù)航能力。非對(duì)稱(chēng)變展長(zhǎng)可以提供較大的滾動(dòng)力矩，特別是在高動(dòng)壓下。

針對(duì)扭轉(zhuǎn)變形機(jī)翼，Ismail等采用準(zhǔn)靜態(tài)氣動(dòng)彈性結(jié)構(gòu)分析與三維不可壓縮RANS-SST solver求解器相結(jié)合的雙向流固耦合研究方法，求解了低雷諾數(shù)下扭轉(zhuǎn)變形的定常、不可壓縮流動(dòng)特性，結(jié)果顯示扭轉(zhuǎn)變形機(jī)翼具有更高的非線性升力分布，但也存在較大的阻力損失，導(dǎo)致整體氣動(dòng)效率大幅下降。Molinari等基于三維面板法對(duì)另一種無(wú)尾變弦長(zhǎng)飛行器的氣動(dòng)進(jìn)行了分析，結(jié)果顯示變弦長(zhǎng)飛行器的滾動(dòng)力矩提高54%，俯仰力矩提高43%。在變彎度機(jī)翼方面，Bilgen等提出了一種靜態(tài)氣動(dòng)彈性建模和優(yōu)化方法，該方法利用XFOIL軟件和ANSYS軟件搭建了半固態(tài)變彎度機(jī)翼的耦合系統(tǒng)。利用三維面板法和延伸升力線理論對(duì)三維變形機(jī)翼的優(yōu)化問(wèn)題進(jìn)行了研究。目前的氣動(dòng)建模研究方面，在針對(duì)大尺度變形，如變后掠及變展長(zhǎng)時(shí)，通常采用計(jì)算流體力學(xué)(CFD)方法與風(fēng)洞試驗(yàn)的途徑建立氣動(dòng)模型，簡(jiǎn)單可靠，但成本較高。針對(duì)中小尺度的變形方式，理論解析法加CFD則更為常用。然而，非定常氣動(dòng)特性的理論基礎(chǔ)難以建立，在可變形飛行器的飛行控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)中，準(zhǔn)確獲取變形過(guò)程中的氣動(dòng)特性是必備的理論基礎(chǔ)，因此非定常氣動(dòng)特性的規(guī)律研究仍是未來(lái)變形飛行器工程化研制的難點(diǎn)。

3 變形飛行器動(dòng)力學(xué)建模研究

變外形飛行器具有大型的變形結(jié)構(gòu)，無(wú)法像常規(guī)飛行器那樣將飛行器作為一個(gè)剛體來(lái)建模。作為一類(lèi)典型的多剛體組合系統(tǒng)，其建模難度較大，且得到的多剛體數(shù)學(xué)模型形式復(fù)雜，且為方便后續(xù)控制器設(shè)計(jì)，還需對(duì)所得到的數(shù)學(xué)模型進(jìn)行簡(jiǎn)化處理。目前變形飛行器動(dòng)力學(xué)建模使用的方法主要有三種：在對(duì)稱(chēng)剛性變形的飛行器當(dāng)中最為常用的牛頓歐拉(Newton-Euler)方法，在變形機(jī)構(gòu)較為復(fù)雜的仿生飛行器與柔性變形飛行器中應(yīng)用較多的拉格朗日法，以及在不對(duì)稱(chēng)剛性變形飛行器中廣泛應(yīng)用的凱恩(Kane)方法。

牛頓歐拉法是應(yīng)用質(zhì)心的動(dòng)量矩定理，列出多體系統(tǒng)中隔離體動(dòng)力學(xué)方程的方法，它的特點(diǎn)就是會(huì)出現(xiàn)作用力與反作用力，即內(nèi)力項(xiàng)。楊貫通等基于牛頓歐拉法建立了包含5個(gè)剛體的變后掠變展長(zhǎng)飛行器的動(dòng)力學(xué)模型，推導(dǎo)了由于變形所產(chǎn)生的附加氣動(dòng)力和氣動(dòng)力矩，并分析了不同變形形式和變形速度下的縱向動(dòng)態(tài)響應(yīng)。劉瑋通過(guò)多體動(dòng)力學(xué)理論和運(yùn)動(dòng)學(xué)原理建立了變體飛行器的系統(tǒng)模型，再經(jīng)過(guò)解耦和小擾動(dòng)線性化處理得到了縱向運(yùn)動(dòng)模型的線性微分方程表示。牛頓歐拉法物理意義明確，并且能夠完整地表示出系統(tǒng)的受力關(guān)系。

拉格朗日闡述了分析力學(xué)理論，利用變分法原理考慮系統(tǒng)的勢(shì)能與動(dòng)能，建立了不含約束力的動(dòng)力方程，并提出了廣義坐標(biāo)的概念，得到了第二類(lèi)拉格朗日方程。Shi等基于拉格朗日分析力學(xué)建立了變形翼的動(dòng)力學(xué)模型，并設(shè)計(jì)控制器實(shí)現(xiàn)了變形過(guò)程的光滑與快速性。拉格朗日方法是以能量的方法建模的，可以避免內(nèi)力項(xiàng)，適用于簡(jiǎn)單的機(jī)械系統(tǒng)，但對(duì)于復(fù)雜機(jī)械系統(tǒng)，其微分運(yùn)算將變得十分復(fù)雜，且計(jì)算量與系統(tǒng)自由度成指數(shù)級(jí)增加。

凱恩方法采用廣義速率代替廣義坐標(biāo)，利用達(dá)朗貝爾原理直接建立動(dòng)力學(xué)方程，將矢量形式的力和達(dá)朗貝爾慣性力直接向特定的單位基矢量進(jìn)行投影，以消除約束力。凱恩方法是一種兼有矢量力學(xué)和分析力特點(diǎn)的多體動(dòng)力學(xué)建模方法，該方法消除了動(dòng)力學(xué)方程中的內(nèi)力項(xiàng)，可以避免繁瑣的微分運(yùn)算，可以進(jìn)行系統(tǒng)化推導(dǎo)，同時(shí)適用于完整系統(tǒng)與非完整系統(tǒng)。畢勝根據(jù)變結(jié)構(gòu)飛行器的構(gòu)成將飛行器分成主剛體和各個(gè)從剛體，選取主、從剛體的質(zhì)心和相關(guān)控制量的坐標(biāo)分量作為廣義速率，組成多剛體系統(tǒng)的廣義坐標(biāo)。借助各種幾何條件和剛體間的約束關(guān)系，使用凱恩方法構(gòu)建了變結(jié)構(gòu)飛行器基于廣義姿態(tài)的多剛體動(dòng)力學(xué)模型。童磊則基于凱恩方法建立了可不對(duì)稱(chēng)變后掠翼飛行器的多剛體模型。凱恩方法在建模過(guò)程中要定義偏速度和偏角速度等，但變外形飛行器剛體數(shù)量較少，且有一定的剛體運(yùn)動(dòng)對(duì)稱(chēng)性，采用凱恩方法會(huì)導(dǎo)致建模過(guò)程繁瑣，而且物理意義不清晰，實(shí)用性不強(qiáng)。

4 變形飛行控制方法研究

變形飛行器的飛行控制主要分為兩個(gè)方面，一是變形狀態(tài)的控制，使得飛行器的變形機(jī)構(gòu)達(dá)到期望的狀態(tài)；二是運(yùn)動(dòng)狀態(tài)的控制，使飛行器在變形過(guò)程中保持穩(wěn)定，并跟蹤期望的位置、姿態(tài)等運(yùn)動(dòng)狀態(tài)指令。此外，將飛行器的變形量視為控制量，并將其應(yīng)用在飛行器軌跡優(yōu)化中也是近年來(lái)的研究熱點(diǎn)。

4.1 變形狀態(tài)控制

由于變形存在多種狀態(tài)，如何實(shí)現(xiàn)各個(gè)變形狀態(tài)之間的穩(wěn)定切換控制、如何確定變形控制策略等都是需要深入研究的問(wèn)題。變形狀態(tài)控制的主要目標(biāo)是使得變形機(jī)構(gòu)達(dá)到期望的變形狀態(tài)，并獲得更好的飛行性能。Shi等闡述了復(fù)雜變形翼內(nèi)部結(jié)構(gòu)的動(dòng)力學(xué)特性，實(shí)現(xiàn)了后掠角的光滑快速變形控制。由于變形翼本身是一個(gè)強(qiáng)耦合、過(guò)驅(qū)動(dòng)及非線性的多輸入多輸出系統(tǒng)，故文中基于偽逆法設(shè)計(jì)了控制分配器，利用動(dòng)態(tài)逆將原系統(tǒng)解耦成兩個(gè)獨(dú)立的線性系統(tǒng)，最終基于經(jīng)典線性控制理論分別設(shè)計(jì)了PID控制器。

總而言之，在小學(xué)數(shù)學(xué)教學(xué)的過(guò)程中，通過(guò)利用多媒體科技，可以更為直觀地化解教學(xué)過(guò)程中出現(xiàn)的重點(diǎn)和難點(diǎn)；并能夠?qū)⑸钪械臄?shù)學(xué)和課堂中的數(shù)學(xué)結(jié)合起來(lái)，在學(xué)校和家庭之中，為小學(xué)數(shù)學(xué)的教學(xué)營(yíng)造出一種良好的環(huán)境和氛圍，從而保障學(xué)生的學(xué)習(xí)質(zhì)量，建立科學(xué)的教學(xué)方法，達(dá)到促進(jìn)教學(xué)效果提升的目的。

Ajaj等提出了一種齒輪驅(qū)動(dòng)自主雙梁(Gear-driven autonomous twin spar, GNATSpar)來(lái)實(shí)現(xiàn)小型無(wú)人機(jī)的展長(zhǎng)變形，如圖10所示，GNATSpar優(yōu)于傳統(tǒng)的伸縮式或鉸鏈?zhǔn)降慕Y(jié)構(gòu)，因?yàn)樗昧藱C(jī)翼相對(duì)兩側(cè)的可用空間，而非依靠重疊結(jié)構(gòu)及軸承。文中設(shè)計(jì)了一個(gè)包含微型控制器及繼電開(kāi)關(guān)的魯棒控制系統(tǒng)來(lái)操控旋轉(zhuǎn)扭矩的開(kāi)關(guān)及方向，可實(shí)現(xiàn)機(jī)翼在0%，10%及20%這三個(gè)展長(zhǎng)延伸狀態(tài)間的切換，從而根據(jù)瞬時(shí)的飛行狀態(tài)及操作要求來(lái)自動(dòng)完成展長(zhǎng)對(duì)稱(chēng)變形。

圖10 無(wú)人機(jī)變展長(zhǎng)GNATSpar結(jié)構(gòu)[19]Fig.10 GNATSpar structure of variable-span UAVs[19]

Popov等提出了一種利用兩個(gè)內(nèi)部機(jī)構(gòu)位移來(lái)改變翼型的控制方式，并設(shè)計(jì)了兩種不同的方法在風(fēng)洞測(cè)試中獲得并保持最優(yōu)翼型。第一種方法通過(guò)將儲(chǔ)存在計(jì)算機(jī)數(shù)據(jù)庫(kù)中的最優(yōu)翼型作為機(jī)構(gòu)位移參考值，這種方法需要傳感器來(lái)反饋機(jī)構(gòu)位移，由于它不從氣流特性壓力傳感器直接獲取信息，故屬于開(kāi)環(huán)控制?？刂破髟O(shè)計(jì)中包含一個(gè)PID控制器，以及一個(gè)開(kāi)關(guān)切換器來(lái)控制形狀記憶合金及電流源的連接狀態(tài)，從而使其產(chǎn)生所需要的形變。另一種方法與其采用了相同的控制器，但不同點(diǎn)在于它將翼型分析軟件XFoil計(jì)算出來(lái)的理論壓力系數(shù)與執(zhí)行機(jī)構(gòu)位置的氣動(dòng)依存關(guān)系結(jié)合了起來(lái)。由于直接利用了傳感器測(cè)得的壓力信息，故這種方法屬于閉環(huán)控制。風(fēng)洞試驗(yàn)表明，第一種方法從空氣動(dòng)力學(xué)角度來(lái)看更加真實(shí)地實(shí)現(xiàn)了所需的翼型，但由于沒(méi)利用傳感器進(jìn)行修正而對(duì)氣動(dòng)影響很敏感;第二種方法能夠不斷更新壓力系數(shù)，但同時(shí)對(duì)氣流外部影響具有較高敏感性。

4.2 運(yùn)動(dòng)狀態(tài)控制

變形飛行器存在大型變形機(jī)構(gòu)，變形過(guò)程中氣動(dòng)特性復(fù)雜，質(zhì)心位置、轉(zhuǎn)動(dòng)慣量等參數(shù)變化明顯，因此具有強(qiáng)耦合、強(qiáng)非線性、強(qiáng)不確定性等諸多特點(diǎn)，這對(duì)控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)提出了挑戰(zhàn)。特別是飛行過(guò)程中的外形變化使本身氣動(dòng)特性變化顯著，在不同變形模態(tài)下的飛行器特性差異大，因此針對(duì)飛行器在不同變形模態(tài)下的氣動(dòng)及操穩(wěn)特性，以及變形過(guò)程中的非定常動(dòng)態(tài)氣動(dòng)特性，需開(kāi)展相關(guān)控制方法及理論研究，在保證不同變形模態(tài)有效飛行控制的基礎(chǔ)上，尤其要保證變形過(guò)程中的穩(wěn)定控制。長(zhǎng)期以來(lái)，諸多學(xué)者基于各類(lèi)可行的變形飛行器方案對(duì)這些飛行控制問(wèn)題開(kāi)展了深入研究。

在改變機(jī)翼位置的變形飛行器控制研究方面，機(jī)翼結(jié)構(gòu)改變較為顯著且變形過(guò)程較為復(fù)雜，因此帶來(lái)的未知?jiǎng)討B(tài)干擾及不確定性是需要重點(diǎn)考慮的問(wèn)題。薛辰等基于滑?？刂撇呗匝芯苛苏郫B翼飛行器輔助機(jī)動(dòng)問(wèn)題，分析了系統(tǒng)折疊角與氣動(dòng)參數(shù)的關(guān)系，將機(jī)翼折疊角作為額外的控制輸入，構(gòu)造了包含折疊輔助機(jī)動(dòng)的飛行器動(dòng)力學(xué)模型。進(jìn)一步地，針對(duì)該非線性系統(tǒng)加入混合干擾，設(shè)計(jì)了非奇異動(dòng)態(tài)終端滑模控制器，較好地抑制折疊翼飛行器的不確定性，同時(shí)完成姿態(tài)跟蹤控制，仿真結(jié)果表明該方法改善了折疊翼飛行器的控制精度和魯棒性。Yue等研究了折疊翼變形飛行器在變形過(guò)程中的增益自適應(yīng)魯棒控制器設(shè)計(jì)。將原非線性系統(tǒng)通過(guò)雅可比線性化方法轉(zhuǎn)化為線性變參數(shù)(Linear parameter varying, LPV)模型，然后設(shè)計(jì)了增益自適應(yīng)魯棒控制器,保證了時(shí)變動(dòng)態(tài)系統(tǒng)的穩(wěn)定性及性能，仿真結(jié)果表明該方法能夠使飛行器系統(tǒng)在整個(gè)變形過(guò)程中獲得滿意的動(dòng)態(tài)性能。He等對(duì)變形飛行器在變形過(guò)程中氣動(dòng)變化顯著的問(wèn)題提出了張量積模型控制，仿真結(jié)果驗(yàn)證了該方法在變后掠飛行器經(jīng)歷外形及速度大范圍變化時(shí)的有效性。

在改變翼面形狀的變形飛行器控制研究方面，通常將變形作為輔助操控機(jī)構(gòu)，再進(jìn)行控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)以保證變形操控下的系統(tǒng)控制魯棒性。Wang等基于切換非線性系統(tǒng)及自適應(yīng)動(dòng)態(tài)規(guī)劃研究了變展長(zhǎng)飛行器的控制問(wèn)題，通過(guò)建立下三角形式的縱向切換非線性系統(tǒng)控制模型設(shè)計(jì)了反步法控制器，并設(shè)計(jì)了行為依賴(lài)的啟發(fā)式動(dòng)態(tài)規(guī)劃方法以降低跟蹤高度跟蹤誤差，仿真結(jié)果表明該方法能有效地實(shí)現(xiàn)變形飛行器的縱向控制。Gong等研究了變形飛行器切換非線性系統(tǒng)的抗干擾控制問(wèn)題，首先通過(guò)設(shè)計(jì)非線性增益的干擾觀測(cè)器實(shí)現(xiàn)對(duì)干擾的估計(jì)補(bǔ)償，并緩解了峰值問(wèn)題，接下來(lái)對(duì)縱向模型的高度子回路與速度子回路分別設(shè)計(jì)了反步控制器，仿真結(jié)果表明該方法對(duì)干擾具有較好的魯棒性。Yue等設(shè)計(jì)了一種通過(guò)伸縮翼改變展長(zhǎng)的飛行器，并研究了非對(duì)稱(chēng)變形下的姿態(tài)控制問(wèn)題。由于難以精確建立伸縮翼運(yùn)動(dòng)過(guò)程中的動(dòng)力學(xué)模型，文中設(shè)計(jì)滑模控制器來(lái)跟蹤飛行指令，基于最小能量準(zhǔn)則將所需力矩分配至非對(duì)稱(chēng)伸縮翼與操縱面，并通過(guò)“T90”滾轉(zhuǎn)機(jī)動(dòng)仿真驗(yàn)證了控制器的有效性。此外仿真結(jié)果顯示，相對(duì)于未使用非對(duì)稱(chēng)伸縮翼的飛行器，它可以達(dá)到更高的滾轉(zhuǎn)速率及更大的控制邊界，充分體現(xiàn)了變形飛行器的性能優(yōu)勢(shì)。董朝陽(yáng)等研究了一類(lèi)翼展可變飛行器的平滑切換線性變參數(shù)(LPV)控制問(wèn)題，給出了保證切換LPV系統(tǒng)指數(shù)穩(wěn)定且具有一定擾動(dòng)抑制水平的充分條件，得到?jīng)]有最小平均駐留時(shí)間限制的切換律。仿真結(jié)果表明所提出的方法既能保證飛行器系統(tǒng)在變形過(guò)程中的穩(wěn)定性和魯棒性，又能實(shí)現(xiàn)系統(tǒng)的平滑切換。郭建國(guó)等針對(duì)非對(duì)稱(chēng)變翼飛行器的姿態(tài)控制問(wèn)題，采用邏輯函數(shù)設(shè)計(jì)了氣動(dòng)舵和變翼的復(fù)合控制分配策略，利用全局滑動(dòng)模態(tài)抑制了變形過(guò)程中的參數(shù)變化與附加擾動(dòng)，并與固定翼飛行器對(duì)比校驗(yàn)了控制方案的有效性。Nigam等研究了伸縮式變形飛行器的控制問(wèn)題，作者設(shè)計(jì)了傳統(tǒng)PID控制器來(lái)實(shí)現(xiàn)初始狀態(tài)下的飛行控制，由于在變形時(shí)需要改變控制增益，文中先基于子空間系統(tǒng)辨識(shí)來(lái)識(shí)別“被控對(duì)象”，進(jìn)而利用LQR獲得適合的PID控制參數(shù)，于是得到了將子空間系統(tǒng)辨識(shí)與優(yōu)化控制相結(jié)合的間接自適應(yīng)控制方案，最后通過(guò)仿真驗(yàn)證了所設(shè)計(jì)方法的有效性。

在改變翼型的變形飛行器控制研究方面，一般采用局部變形方案，即通過(guò)前后緣變形以改變翼型彎度，并將翼型彎度作為控制量來(lái)改變飛行姿態(tài)。Li等針對(duì)無(wú)人變形飛行器縱向模型，基于極點(diǎn)配置法設(shè)計(jì)了控制器實(shí)現(xiàn)了翼前緣及后緣變形的主動(dòng)控制。Wang等針對(duì)通過(guò)可變前后緣產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)控制力矩的無(wú)縫變形飛行器，經(jīng)氣動(dòng)彈性分析結(jié)果確定了基于速度的控制策略，基于偽逆法及二次規(guī)劃解決了非線性控制分配的問(wèn)題，仿真結(jié)果表明該方法能實(shí)現(xiàn)預(yù)期的控制效果。

通過(guò)上述眾多關(guān)于變形飛行器的控制研究可知，用于研究的變形飛行器種類(lèi)及形式繁多，其控制方法也主要從解決非定常動(dòng)態(tài)氣動(dòng)、不確定性及優(yōu)化控制等問(wèn)題出發(fā)，這是由變形飛行器本身的控制特點(diǎn)及難點(diǎn)所決定的。整體而言，飛行控制算法主要可分為兩大類(lèi)：一類(lèi)是在不同飛行狀態(tài)或外形下將系統(tǒng)線性化，進(jìn)而基于魯棒控制方法等線性控制方法來(lái)設(shè)計(jì)控制系統(tǒng)；另一類(lèi)則是借助自適應(yīng)控制技術(shù)及抗干擾理論等非線性方法完成控制器設(shè)計(jì)。兩類(lèi)方法均能實(shí)現(xiàn)簡(jiǎn)單變形下的飛行器控制，但對(duì)飛行器的建模準(zhǔn)確度都有一定的要求，難以適應(yīng)復(fù)雜程度逐漸增加的變形飛行器發(fā)展趨勢(shì)，因此為了提高控制系統(tǒng)的適應(yīng)性及自主性，需要進(jìn)一步研究智能控制算法在變形飛行器上的應(yīng)用。

隨著智能算法在其他領(lǐng)域的發(fā)展，諸多學(xué)者也逐步將神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)、強(qiáng)化學(xué)習(xí)等技術(shù)運(yùn)用在變形飛行器的控制研究中，并取得了一定的成果。Xu等根據(jù)鳥(niǎo)類(lèi)在低速飛行時(shí)伸展翅膀，而在高速飛行時(shí)收縮翅膀的現(xiàn)象，設(shè)計(jì)了仿生變形飛行器，并基于深度神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)及強(qiáng)化學(xué)習(xí)研究了控制策略。考慮到狀態(tài)與動(dòng)作的連續(xù)性，文中提出了基于Actor-Critic與無(wú)模型算法的DDPG(Deep deterministic policy gradient)算法，首先在經(jīng)典倒立擺模型及車(chē)桿游戲(Cart pole game)上對(duì)驗(yàn)證了所設(shè)計(jì)算法的有效性，然后在變形飛行器上用DDPG算法完成了預(yù)設(shè)的變形動(dòng)作，最后通過(guò)使用風(fēng)洞測(cè)試與實(shí)際飛行的仿真數(shù)據(jù)來(lái)訓(xùn)練與測(cè)試算法模型，可知所提出的DDPG算法能使該變形飛行器能夠?qū)崿F(xiàn)自主變形以保持最優(yōu)外形。

目前智能算法在變形飛行器上的應(yīng)用主要集中在翼型優(yōu)化方面，即如何根據(jù)當(dāng)前運(yùn)動(dòng)狀態(tài)及氣動(dòng)參數(shù)得到此時(shí)的最優(yōu)外形，進(jìn)而通過(guò)大量樣本訓(xùn)練得到所需的變形策略，但飛行控制仍需要額外設(shè)計(jì)。相較于前述方法，基于智能算法的變形飛行器控制更充分地發(fā)揮了變外形在不同飛行任務(wù)下的優(yōu)勢(shì)，使得飛行器始終處于最優(yōu)翼型，但在實(shí)際應(yīng)用中，由于智能算法有賴(lài)于大量數(shù)據(jù)驅(qū)動(dòng)，而飛行器高速飛行過(guò)程中對(duì)于狀態(tài)數(shù)據(jù)的采集有限，難以獲取大量數(shù)據(jù)用于計(jì)算。同時(shí)，由于飛行器機(jī)載計(jì)算機(jī)性能有限，算法進(jìn)行實(shí)時(shí)學(xué)習(xí)的難度較高，因此在實(shí)現(xiàn)變外形飛行器的完全智能自主控制目標(biāo)上仍有一段距離。

4.3 變形與運(yùn)動(dòng)狀態(tài)協(xié)調(diào)控制

國(guó)內(nèi)外眾多學(xué)者針對(duì)變形飛行器的軌跡優(yōu)化問(wèn)題展開(kāi)了大量的深入研究。哈爾濱工業(yè)大學(xué)的李煥煥利用量子遺傳優(yōu)化算法以及改進(jìn)的量子遺傳優(yōu)化算法，對(duì)Z型可折疊翼變形飛行器和可伸縮變后掠翼變形飛行器的爬升、巡航、滑翔和下降等飛行任務(wù)進(jìn)行了優(yōu)化，獲得了優(yōu)化軌跡。陳鐵彪等針對(duì)臨近空間滑翔飛行器的變形需求，利用偽譜法量化分析了一種伸縮式可變形滑翔飛行器在射程覆蓋能力、規(guī)避繞飛能力和末段打擊能力三方面的性能收益，結(jié)果表明,增加變形作為控制量，有效提升了飛行器的射程覆蓋范圍與機(jī)動(dòng)打擊能力;得到了飛行過(guò)程中的最優(yōu)控制律和最優(yōu)變形律，作為后續(xù)臨近空間滑翔變形飛行器變形策略和變形控制提供了技術(shù)指標(biāo)。朱睿穎等針對(duì)一種可改變一、二錐展長(zhǎng)的高速無(wú)動(dòng)力變構(gòu)形飛行器，完成了其航跡優(yōu)化與飛行策略的設(shè)計(jì)，將變形與攻角、傾側(cè)角共同構(gòu)成飛行器航跡優(yōu)化變量，利用高斯偽譜方法求解優(yōu)化航跡與最佳變形方案，但該方法目前僅適用于單目標(biāo)優(yōu)化，對(duì)于多目標(biāo)優(yōu)化尚需研究。

在變形飛行器的變形協(xié)同軌跡跟蹤方面，殷明等采用模糊魯棒控制方法，將變形作為控制輸入量，與舵控制輸入量一起完成飛行器的飛行任務(wù)。2019年，作者團(tuán)隊(duì)針對(duì)一種可變展長(zhǎng)的高超聲速變形飛行器，利用制導(dǎo)控制一體化的思想，運(yùn)用自適應(yīng)動(dòng)態(tài)面方法建立了高超聲速變展長(zhǎng)導(dǎo)彈俯沖段帶落角約束的制導(dǎo)控制一體化設(shè)計(jì)方法，同時(shí)利用變展長(zhǎng)的特性用于輔助升力控制，實(shí)現(xiàn)對(duì)質(zhì)心運(yùn)動(dòng)的快速穩(wěn)定控制。仿真結(jié)果驗(yàn)證了方案的有效性，與固定外形飛行器相比，變形能力提高了飛行器的精確打擊能力，縮短了打擊時(shí)間，減小了姿態(tài)控制系統(tǒng)的任務(wù)量。2021年，作者團(tuán)隊(duì)又針對(duì)高超聲速變形飛行器的滑翔段飛行，提出了變形/制導(dǎo)/姿控一體化設(shè)計(jì)的方案，利用機(jī)翼的變展長(zhǎng)特性，使得飛行器在滿足航程及方位角誤差控制的同時(shí)，保持飛行器所受的阻力最小，使得過(guò)程速度損耗達(dá)到最小。仿真結(jié)果顯示，變形飛行器相較于固定外形飛行器，滑翔段運(yùn)動(dòng)時(shí)間更短，飛行器的速度損耗值顯著減小，增加了終端飛行能量。

5 未來(lái)發(fā)展方向

變形飛行器技術(shù)從誕生、發(fā)展到現(xiàn)在，經(jīng)歷了多次的低谷和高潮。隨著智能材料、仿生技術(shù)、大型風(fēng)洞以及智能算法等新興技術(shù)的發(fā)展，變形飛行器再度成為研究熱點(diǎn)，且擁有巨大的發(fā)展?jié)摿?，未?lái)發(fā)展方向預(yù)測(cè)：

(1) 新型高效的變形方式設(shè)計(jì)。自然界眾多生物多種多樣的飛行方式包含著大量高效簡(jiǎn)便的變形飛行方案，基于仿生技術(shù)探索新型變形方式是未來(lái)重要的研究方向；

(2) 智能材料的研發(fā)與應(yīng)用。未來(lái)的變形飛行器必將大量使用新型智能材料，將傳統(tǒng)材料與智能材料相結(jié)合，設(shè)計(jì)出結(jié)構(gòu)更簡(jiǎn)單、變形更高效的變形部件及驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)；

(3) 智能控制理論與技術(shù)發(fā)展應(yīng)用。變形飛行器本身機(jī)械結(jié)構(gòu)復(fù)雜、非線性與耦合強(qiáng)烈，且隨著材料及結(jié)構(gòu)技術(shù)的發(fā)展，未來(lái)的變形飛行器會(huì)更加靈活多變，導(dǎo)致無(wú)法建立精確的控制模型，基于數(shù)據(jù)驅(qū)動(dòng)的智能控制技術(shù)能大幅降低對(duì)系統(tǒng)模型精確度的依賴(lài)程度，將在變形飛行器控制方面大放異彩。

6 結(jié)束語(yǔ)

變形飛行器作為一種未來(lái)新型飛行器在軍用與民用領(lǐng)域都具有廣泛的發(fā)展前景，相關(guān)技術(shù)涉及多個(gè)學(xué)科交叉領(lǐng)域的前沿問(wèn)題，其研究與發(fā)展將是長(zhǎng)期而艱巨的。目前已有的研究對(duì)各類(lèi)變形飛行器開(kāi)展了分析和設(shè)計(jì)，但僅有少部分方案進(jìn)行了實(shí)際飛行測(cè)試，大量設(shè)計(jì)方案與飛行控制方法的有效性難以得到驗(yàn)證。為引導(dǎo)變形飛行器實(shí)用化發(fā)展，一方面需要開(kāi)展深入、系統(tǒng)的基礎(chǔ)理論研究與關(guān)鍵技術(shù)探索，如變形飛行器概念、變形驅(qū)動(dòng)機(jī)械原理及飛行控制理論等，從基礎(chǔ)入手，開(kāi)展創(chuàng)新性研究工作;另一方面則需要推動(dòng)其工程化應(yīng)用，如變形飛行器結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、氣動(dòng)布局、性能評(píng)估與變形材料等，在實(shí)際應(yīng)用中驗(yàn)證理論成果與新技術(shù)，帶動(dòng)多學(xué)科基礎(chǔ)領(lǐng)域的實(shí)質(zhì)性發(fā)展。