智能变形飞行器进展及关键技术研究

智能变形飞行器进展及关键技术研究————————————————————————————————作者：————————————————————————————————日期：智能变形飞行器进展及关键技术研究像鸟儿一样灵活自由的飞翔，一直是人类梦寐以求的理想。

人类很早就认识到鸟儿可以根据飞行状态适时调整飞行姿态，以最佳效率完成滑翔、盘旋、攻击等动作。

随着飞行器设计对于高机动性、高飞行效率和多任务适应能力等综合设计需求的不断提高，像鸟儿一样高效灵活的智能变形飞行器研究逐渐成为学术界和工程界的研究热点。

北大西洋公约组织对智能变形飞行器做出过如下定义：通过局部或整体改变飞行器的外形形状，使飞行器能够实时适应多种任务需求，并在多种飞行环境保持效率和性能最优。

由此可见，智能变形飞行器是一种具有飞行自适应能力的新概念飞行器，其研究涉及非定常气动力、时变结构力学、气动伺服弹性力学、智能材料与结构力学、非线性系统动力学、智能感知与控制科学等多个学科前沿和热点，代表了未来先进飞行器的一种发展方向。

智能变形飞行器具有巨大的应用前景，以美国航空航天局设想的未来智能变形飞机为例，通过新型智能材料、作动器、传感器和控制系统的综合运用，飞机可以随着外界环境变化，柔顺、平滑、自主地不断改变外形，不仅保持整个飞行过程中的性能最优，更能提高舒适性并降低成本。

美国航空航天局设想的未来智能变体飞机概念机翼平面形状合理改变可改善飞行器的气动性能。

下表列出了机翼参数变化对气动性能的影响，可以看出，通过合理改变机翼形状参数，可以改善飞行器的气动特性和操纵性能，带来增大升力、减小阻力、增大航程与航时等好处，可使飞行器能够高效地完成多种飞行任务。

由于机翼形状参数带来的影响多样，机翼变形的设计方式也多种多样。

本文针对研究最多的变展长、变弦长、变厚度、变后掠和变弯度等变形形式，分别展开介绍。

1、变展长展长伸缩是最简单直接的机翼变形方式。

展长变化有如下的优点：增大变形飞行器的机翼展长，相当于增大其翼面积和展弦比，可以带来升阻比提高，航程和航时增大的目的；机翼在停放时收缩，可显著减小飞行器的占用面积；当两侧机翼展长不同时，左右升力不对称造成的滚转力矩，可便于飞行器的横航向操纵。

早在1929年，美国设计师Vinent就首次提出了变展长机翼的设计思想，并成功制作试飞了GX-3验证机。

1931年，俄国科学家Makhonine设计制作了MAK-10飞机，其展长可从13米增大到21米，改变量超过60%。

1947年出现的MAK-123飞机和1972年出现的FS-29飞机均属于变展长飞机，但由于早期的变形机构均过于笨重和庞大而未能得到推广。

“伸缩翼”是近年来新提出的变展长设计理念。

2003年美国国防预防研究计划局实施的变形飞机结构项目(MAS)中，伸缩翼就是三种主变形方案之一（其余为折叠机翼与滑动蒙皮机翼，后文详述），该设计以“战斧”巡航导弹为对象，巡航飞行时机翼展开获取最大升力、高速俯冲时翼面收缩提高机动性，但由于翼载荷太大、机翼太薄，伸缩机构无法安置，计划未能推广。

西北工业大学的王江华等人对伸缩翼巡航导弹的气动外形进行了优化研究，研究表明，伸缩翼设计可使导弹燃料消耗减少12％，明显提升导弹性能。

2007年，马里兰大学的Julie等人以充气伸缩粱当作驱动机构，通过机翼伸缩改变升力和控制滚转，并进行了风洞试验，经试验其展弦比可最大变化230%，升阻比最大可到16，但蒙皮偏软产生的寄生阻力使气动性能受一定影响。

总体看来，变展长机翼仍需解决伸缩机构的结构减重设计、适应高速飞行的机翼降厚度设计、弹性蒙皮的连续密封性设计等一系列问题，距离工程应用仍有一定距离。

2、变弦长与变展长机翼的控制效果类似，变弦长机翼也是通过机翼变形引起展弦比和翼面积的合理变化，达到优化飞机升阻比、飞行速度和机动性的目的。

变弦长理念的最典型应用就是传统飞机的襟副翼设计，通过丝杆机构驱动襟副翼弦向变形可以显著改善飞机的起降性能及滚转机动性。

对于飞机翼面本身，由于存在梁架、油箱等设备干扰或翼型较小、空间不足等问题，变弦长设计的难度很大，国内外相关研究也相对较少。

早在1937年，俄国科学家Bakashaev就设计并制作了第一架变弦长飞机RK-1，飞机通过6个弦向可伸缩的相互叠加的机身实现弦长改变，其初代飞机翼面积变化为44%、改进型变化高达135%，验证了通过伸缩机构改变弦长的可行性。

近年来，以美国CRG公司为代表的科技公司，通过使用复合材料及智能材料重新开展变弦长机翼研究。

2004年，CRG公司的Perkins等人将压缩比高达400%的形状记忆合金材料用于变弦长设计，实验表明材料经过加热可以达到预期变形量，但由于形状记忆合金不稳定，冷却后无法恢复至原始形态。

2005年，CRG 公司的Reed等人设计了一种翼肋相互穿插的变弦长机翼，在直流电机和导杆的驱动下，机翼面积可以增大将近80%，但是该设计同样存在机构复杂、表皮材料恢复力太低难以回到变形初始状态的问题。

2011年，宾夕法尼亚州立大学的Barbarino等人将可压缩的蜂窝细胞结构应用在直升机叶片的弦向变形设计中，变形蜂窝结构可经受循环驱动、其弦向变形可增大30%左右，此外，值得一提的是设计者通过对柔性蒙皮预拉伸保证了机翼表面的连续光滑性。

在形状记忆合金和复合材料蜂窝结构等新材料新技术的推动下，近年来涌现出了较多的变弦长机翼概念，但面向工程应用，这些新材料的性能稳定性仍有待提升。

3、变厚度变厚度设计是指在不引起机翼形状明显变化的前提下调整机翼的轮廓线，是一种微幅变形设计。

机翼厚度改变可以改善翼型的高低速气动性能，具有避免或延迟附面层分离、控制转捩位置、控制激波从而降低波阻和抑制抖振等优点。

早在1992年，美国的Austin等人就设计了一种基于桁架结构的变厚度机翼，设计者在桁架上布置线位移驱动器，通过激励驱动器，可以调节桁架上各条支杆的长度，从而达到调整翼型厚度、优化气动效率的目的。

近年来，加拿大国家研究中心进行了一系列变厚度机翼的理论研究及试验验证工作。

2007年，该中心的Coutu等人设计了一种自适应变厚度机翼，机翼由刚体部分、柔性蒙皮和安装在机翼内部的驱动器构成，机翼蒙皮采用碳纤维复合材料制作，具有良好的柔性和足够的支撑刚度，在驱动器的激励下机翼厚度产生变化，并有效提高了机翼的层流效应。

2008年，该中心的Andrei等人在机翼上表面厚度方向设计激励装置，通过对17种不同翼型外形进行数值仿真，均得到转捩位置向后延迟的结论，证明周期性驱动激励可应用于转捩控制中。

2009年，在Andrei的研究基础上Grigorie设计了一个用于变形控制的自适应神经模糊控制器，控制器根据压力传感器采集的翼型表面压力，计算参考翼型与优化翼型之间的压力变化，首次实现了压力变化和转捩位置的直接关联。

此外，2009年，英国布里斯托尔大学的Stephen等人采用压电材料作为驱动器，安装在机翼蒙皮上表面，通电后驱动器产生固定频率振动，从而改变蒙皮表面的边界层流动，风洞试验表明该驱动方法可使机翼阻力降低、升力提高。

变厚度机翼设计，通过对翼型进行微小改变，就可实现调节流场流动、改善气动性能等目的，伴随着压电陶瓷等新型智能材料的发展，必将在未来工程应用中产生更多的应用尝试和更大的经济价值。

4、变后掠低速飞行时小后掠角有助于提升机翼的效率，高速飞行时大后掠角有助于降低波阻，不同飞行状态后掠角自主变化，成为兼顾高低速不同气动性能的最有效手段。

正因为此，变后掠技术也成为最早成熟应用于型号的改变机翼形状技术。

自上世纪40年代至70年代，变后掠技术已成功应用于多种战斗机和轰炸机，如：米格-23、F-14、狂风、B-1B轰炸机等。

但早期的变后掠技术因机构及操纵复杂、故障率高、维护困难，且限制了飞机载荷、外型、隐身等性能的提高，逐渐被双三角设计、鸭翼、大边条设计、翼身融合技术所取代。

进入21世纪，随着新材料新技术的发展与运用，变后掠飞行器性能也得到发展和提高。

2004年，弗吉尼亚理工大学的Neal等人设计了一种可自适应变形的无人机模型，除了机翼展长能改变17%、机身尾部能压缩12%、机翼能够扭转20°以外，该无人机的后掠角能够从0°变化到40°，风洞实验验证了无人机模型在多种变形形式下的有效性。

2006年，佛罗里达大学的Grant等人通过研究海鸥的飞行姿态，设计了一种多节点变后掠微小型飞行器，飞行器机翼的内外翼两部分具有独立的变后掠机构，仿真显示其具有很好的转向能力和抗侧风能力。

2013年中国航天空气动力技术研究院的陈钱等人对飞机外翼段大尺度剪切式变后掠方式进行了设计与分析，并通过风洞试验验证变后掠机翼在蒙皮、结构、驱动、控制等方面满足气动特性研究需求，准定常气动特性曲线显示出变后掠机翼的较大气动效益。

最值得一提的是美国NextGen公司针对MAS项目设计的滑动蒙皮变后掠飞机MFX-1，与传统的机翼埋入机身的变后掠方式不同，该飞机的弦长增减可独立于后掠角而改变。

2006年MFX-1首飞成功，在185~220km/h的速度下成功将翼展改变30%、翼面积改变40%、后掠角从15°改变到35°，且整个过程不超过15s，试验结果成功证实了飞行器在飞行过程中大面积改变机翼形状的可行性，在变形飞行器的工程应用上具有很强的指导意义。

5、变弯度机翼产生升力的最基础要素是弯度，改变弯度可以有效地控制机翼表面的气流分离情况，可显著提高飞行器的飞行机动性能，尤其是对于通常处于低雷诺数飞行条件下、性能主要取决于层流边界层流动的低速飞行器。

国内外对变弯度机翼已经开展了许多研究，如1981年任务自适应机翼(MAW)项目中的机械铰链式变弯度机翼、1992年Powers等人在F-111战斗机上安装的机械式变弯曲机翼和2004年马里兰大学的Poonsong等人设计的机械式多关节变弯度机翼。

由于机械结构复杂和质量笨重，大多数的变弯度机翼都没有得到推广。

近年来，智能材料和先进制造工艺的发展为变弯度机翼提供了良好的材料和技术基础。

2003年，弗吉尼亚大学的Elzey等人设计了一种形状记忆合金驱动的链环式变弯度机翼，在机翼截面内产生很大的弯曲变形。

2009年，德州农工大学的Peel等人自制了通过对中央翼盒内的气袋加压驱动机翼前后缘变形的机构，经测试在气袋所能承受的最大压力下，翼型头部最大变形14°、尾部最大变形13°、且变形后蒙皮仍能保持光滑连续。

2011年，瑞士结构科技中心的Hasse 等人提出了“带肋结构”的概念，并应用于变形机翼设计，设计者通过采用分布式柔性带肋结构代替了传统的铰链结构，具有几何变形大、承载能力高和重量轻等优点，地面试验表明，带肋结构设计可实现翼型从NACA0012到NACA2412之间自主变化。