柔性翼飛行器現(xiàn)狀及關(guān)鍵技術(shù)分析

鄧?yán)?安海霞 陳偉

（中國(guó)工程物理研究院總體工程研究所，綿陽(yáng) 621900）

柔性翼飛行器現(xiàn)狀及關(guān)鍵技術(shù)分析

鄧?yán)?安海霞 陳偉

（中國(guó)工程物理研究院總體工程研究所，綿陽(yáng) 621900）

柔性翼飛行器由柔性翼衍生而來(lái)，根據(jù)其機(jī)翼類(lèi)型不同可分為充氣式和傘翼式。為了研究?jī)深?lèi)飛行器在工程應(yīng)用中的實(shí)現(xiàn)難度與成本代價(jià)，在充分調(diào)研兩類(lèi)飛行器的發(fā)展及現(xiàn)狀的基礎(chǔ)上，詳細(xì)分析了兩類(lèi)飛行器設(shè)計(jì)過(guò)程和工程實(shí)現(xiàn)過(guò)程，梳理了多個(gè)型號(hào)柔性翼飛行器的重要技術(shù)指標(biāo)，并根據(jù)制作工藝及應(yīng)用情況提煉了兩類(lèi)飛行器在翼面材料、充氣與控制方面等影響柔性翼性能的關(guān)鍵技術(shù)。并從工作原理、實(shí)現(xiàn)難度及效費(fèi)比等對(duì)比分析了兩類(lèi)柔性翼飛行器的優(yōu)缺點(diǎn)，指出充氣式飛行器由于翼面材料、充氣系統(tǒng)及密封性要求，設(shè)計(jì)難度與實(shí)現(xiàn)難度大，但充氣環(huán)節(jié)迅速且穩(wěn)定；而傘翼式飛行器由于傘繩傳遞控制，控制精度及執(zhí)行效率較充氣式低。最后歸納總結(jié)了兩類(lèi)飛行器的特點(diǎn)，對(duì)柔性翼飛行器的工程設(shè)計(jì)及工程研制提供了參考。

充氣式 傘翼式 技術(shù)特點(diǎn) 柔性翼飛行器

0 引言

柔性翼是一種可預(yù)先折疊于機(jī)身內(nèi)外，需要時(shí)能迅速展開(kāi)，且為飛行器提供升力的部件。它具有折疊后體積小，質(zhì)量輕，展開(kāi)迅速，可反復(fù)使用等特點(diǎn)，特別適用于使用前有體積限制，使用時(shí)能迅速成形的飛行器[1]。柔性翼飛行器即是用柔性翼取代飛行器的機(jī)翼，以便完成常規(guī)飛行器的任務(wù)需求。柔性翼飛行器由于慢速飛行、長(zhǎng)時(shí)續(xù)航等特點(diǎn)，在一定程度上可替代昂貴的“全球鷹”等無(wú)人機(jī)執(zhí)行偵察等任務(wù)，同時(shí)具備通信中繼、回收及物資投放的能力；另一方面，也可替代載人飛機(jī)執(zhí)行森林防火、大面積消霧、搜索和救援等民用領(lǐng)域的任務(wù)，具有廣泛的應(yīng)用前景和市場(chǎng)需求。

目前，取得柔性翼飛行器成就最高的是美國(guó)，美國(guó)宇航局“德萊頓飛行研究中心”研發(fā)出能在空中自主展開(kāi)的充氣式飛行器，美國(guó)陸軍特種作戰(zhàn)司令部已將傘翼式飛行器用于實(shí)戰(zhàn)，其次是瑞士與以色列，瑞士Prospective concepts AG公司研發(fā)出能夠載人飛行的充氣式飛行器，以色列則研發(fā)出作戰(zhàn)半徑廣的輕型傘翼式飛行器。國(guó)內(nèi)對(duì)這方面的研究開(kāi)始的較晚，文獻(xiàn)[1]對(duì)充氣機(jī)翼的承載能力和氣動(dòng)進(jìn)行了分析，確定了充氣機(jī)翼失效的條件；文獻(xiàn)[2]利用內(nèi)切圓逼近翼型方法進(jìn)行充氣機(jī)翼的保形設(shè)計(jì)；文獻(xiàn)[3]研究了翼傘切口對(duì)翼型剖面的氣動(dòng)特性影響；文獻(xiàn)[4]介紹了傘翼式飛行器的設(shè)計(jì)方法。充氣式與傘翼式兩類(lèi)柔性翼飛行器的應(yīng)用范圍基本一致，本文即在深入了解國(guó)內(nèi)學(xué)者研究的基礎(chǔ)上，探索我國(guó)柔性翼飛行器發(fā)展的瓶頸，梳理出關(guān)鍵技術(shù)，旨在為柔性翼關(guān)鍵技術(shù)難點(diǎn)的突破提供依據(jù)，為柔性翼的工程研制提供參考。

1 柔性翼飛行器

目前，國(guó)內(nèi)外柔性翼飛行器按類(lèi)型可以分為充氣式與傘翼式，其中充氣式按充氣的覆蓋范圍可以分為半充氣式和全充氣式，傘翼式按動(dòng)力方向的不同可以分為推力式和拉力式。柔性翼飛行器分類(lèi)如圖 1所示。

圖1 柔性翼飛行器分類(lèi)Fig.1 Classification of flexible wing aircraft

2 充氣式飛行器

充氣式柔性翼飛行器是指利用充氣系統(tǒng)對(duì)機(jī)翼或整體充氣，使之具有升力承載面，能夠?qū)崿F(xiàn)飛行的飛行器，前者為半充氣類(lèi)飛行器，后者屬于全充氣類(lèi)。

2.1 研究現(xiàn)狀

2.1.1 半充氣類(lèi)

半充氣類(lèi)柔性翼飛行器國(guó)外的發(fā)展技術(shù)遠(yuǎn)高于國(guó)內(nèi)，目前國(guó)內(nèi)的研究還主要集中于充氣機(jī)翼，包括充氣機(jī)翼的設(shè)計(jì)、承載能力分析及氣動(dòng)分析等。該類(lèi)飛行器主要有：“德萊頓充氣飛機(jī)2000”[5]（Dryden Inflatable 2000，Dryden I 2000）、空中支援彈藥[6]（Forward Air Support Munition，F(xiàn)ASM）、炮筒發(fā)射偵察彈[7]（Gun Lauched Observation Vehicle，GLOV）以及“黃貂魚(yú)”[8]（Stingray），見(jiàn)圖2（a）～（d）。

其中，“德萊頓充氣飛機(jī)2000”是美國(guó)宇航局“德萊頓飛行研究中心”在2001年成功試飛的飛行器，通過(guò)充氣機(jī)翼的設(shè)計(jì)、充氣機(jī)翼結(jié)構(gòu)試驗(yàn)、充氣系統(tǒng)的設(shè)計(jì)及試驗(yàn)等幾個(gè)重要的步驟實(shí)現(xiàn)該飛行器關(guān)鍵技術(shù)難點(diǎn)的逐步驗(yàn)證，是目前公開(kāi)資料可查閱的能夠在空中自動(dòng)充氣展開(kāi)、穩(wěn)定滑翔并著陸的最優(yōu)半充氣飛行器[5]。其性能參數(shù)如下所示：

1）展長(zhǎng)：1.62m；2）弦長(zhǎng)：0.185m；3）翼型：NACA-0021；4）內(nèi)部氣壓：140～175kPa；5）充氣時(shí)間：0.33s；6）氣源：高壓氮?dú)狻?/p>

圖2 充氣類(lèi)柔性翼飛行器Fig.2 Inflatable wing aircraft

2.1.2 全充氣類(lèi)

美國(guó)在上世紀(jì)50年代即研發(fā)出可載人的“固特異充氣飛機(jī)33”[9]（Goodyear Airplane 33，GA-33），我國(guó)則于2014年由新鄉(xiāng)天行軟體飛機(jī)設(shè)計(jì)公司研發(fā)出“軟體飛機(jī)1號(hào)”（SF-1），是國(guó)內(nèi)全充氣類(lèi)飛行器的最高水平，二者分別見(jiàn)圖2（e）、（f）。

“軟體飛機(jī)1號(hào)”沒(méi)有硬質(zhì)骨架，采用吹起成型的方法，通過(guò)充氣來(lái)?yè)纹饳C(jī)身和機(jī)翼部分，具有良好的彈性，耐撞擊而不受損[10]。該飛行器的優(yōu)點(diǎn)是折疊后可放置手提箱，缺點(diǎn)是需要配套的充氣系統(tǒng)在地面進(jìn)行充氣，操作較為繁瑣，其性能參數(shù)如下所示：

1）翼展：2.5m/3m/4.3m；2）起飛質(zhì)量：90kg；3）最大載質(zhì)量：25kg；4）最大速度：100km/h；5）最大高度：3 000m；6）材料：橡膠復(fù)合材料。

2.2 關(guān)鍵技術(shù)

2.2.1 翼面材料

在充氣翼設(shè)計(jì)過(guò)程中，翼面材料是首要解決的關(guān)鍵難點(diǎn)之一。首先，為了滿(mǎn)足柔性翼飛行器的基本性能，翼面材料要滿(mǎn)足質(zhì)量輕、氣密性好且柔軟可折疊的基本要求[11]。其次，為了防止內(nèi)壓過(guò)大造成的翼面撕裂，翼面材料的抗撕裂能力要強(qiáng)；同時(shí)由于在外力作用下，充氣翼易發(fā)生褶皺，故翼面材料還應(yīng)具有一定的承載能力[12]。最后，因?yàn)槌錃庖淼墓に囕^為復(fù)雜，涉及裁剪、氣嘴粘合以及高頻熱合等。尤其在熱合階段，翼面材料要適應(yīng)加熱時(shí)間、保溫時(shí)間、熱合壓力等要求，否則翼面的粘合強(qiáng)度及密封效果均會(huì)下降[13]。目前，熱塑性聚氨酯（TPU）膠布發(fā)展迅猛，可用于制作高強(qiáng)度、高氣密、耐磨型的材料[14]，相信可以為充氣翼的翼面材料提供支撐。

2.2.2 充氣系統(tǒng)及保壓

充氣翼在工作過(guò)程中，由于周?chē)諝獾淖饔脮?huì)發(fā)生彈性變形，改變周?chē)鷼饬鞯牧鲌?chǎng)，從而改變氣動(dòng)力的大小和分布規(guī)律，易使充氣翼結(jié)構(gòu)產(chǎn)生新的變形[15]。充氣式飛行器在飛行過(guò)程中一般是通過(guò)充氣系統(tǒng)來(lái)維持內(nèi)壓的恒定，通過(guò)檢測(cè)充氣翼內(nèi)壓是否達(dá)到充氣系統(tǒng)設(shè)定的壓力值，來(lái)調(diào)節(jié)充氣系統(tǒng)控制閥的充氣量與充氣速度。因此，充氣系統(tǒng)確定建議遵循以下原則：首先，基于充氣翼的靜力結(jié)構(gòu)特征選擇充氣壓力；其次，在該壓力下測(cè)量充氣翼在預(yù)期飛行載荷、振動(dòng)及溫度環(huán)境下的泄漏率，并將結(jié)果用于指導(dǎo)選擇滿(mǎn)足行續(xù)航能力的充氣系統(tǒng)；最后，通過(guò)試驗(yàn)獲得預(yù)期充氣翼充氣速率對(duì)應(yīng)的充氣系統(tǒng)調(diào)節(jié)器的設(shè)置值。

2.2.3 控制方式

對(duì)于充氣翼而言，因翼結(jié)構(gòu)的特殊性，副翼、襟翼、擾流片等操縱部件及其相應(yīng)的伺服系統(tǒng)在柔性翼上難以安裝，不能為飛行器提供可靠的姿態(tài)控制。因此，可采取在充氣式柔性翼飛行器上增加剛性尾翼的方法，用于布置飛行器的執(zhí)行機(jī)構(gòu)。

2.2.4 氣動(dòng)及結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

氣動(dòng)及結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)難點(diǎn)主要存在于全充氣類(lèi)，因?yàn)樵擃?lèi)飛行器翼、機(jī)身均是通過(guò)充氣實(shí)現(xiàn)的?！败涹w飛機(jī)1號(hào)”是采取翼身一體化結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，“固特異充氣飛機(jī)33”是采取翼與機(jī)身的直接連接并且獨(dú)自實(shí)施充氣過(guò)程，減少二者之間由于充氣帶來(lái)的干擾。因此，建議采取后者這種分開(kāi)設(shè)計(jì)、有效組合的方式解決全充氣飛行器的氣動(dòng)及結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)難點(diǎn)。

2.3充氣式簡(jiǎn)要分析

通過(guò)上述充氣式的分析及關(guān)鍵難點(diǎn)考究，充氣類(lèi)飛行器的關(guān)鍵難點(diǎn)主要在于實(shí)現(xiàn)難度上，具體包括充氣翼的設(shè)計(jì)、充氣系統(tǒng)的選擇及布置、飛行器控制方式。對(duì)于航時(shí)較長(zhǎng)的柔性翼飛行器還必須選擇合適的翼面材料、加工工藝、充氣系統(tǒng)及其設(shè)置值等，以便實(shí)現(xiàn)飛行過(guò)程的充氣及保壓。但同時(shí)，充氣系統(tǒng)會(huì)帶來(lái)尺寸及重量等方面的增加，因此，充氣式柔性翼飛行器的實(shí)現(xiàn)需要克服較多的困難。

3 傘翼式飛行器

傘翼式柔性翼飛行器是在沖壓翼傘基礎(chǔ)上發(fā)展形成的。沖壓翼傘，配以提供動(dòng)力的螺旋槳等構(gòu)成傘翼式柔性翼飛行器，其飛行原理主要是用翼傘取代機(jī)翼，提供飛行器飛行的升力，通過(guò)拉拽翼傘后緣控制繩，使得翼面氣動(dòng)力不平衡實(shí)現(xiàn)翼傘轉(zhuǎn)彎、雀降等機(jī)動(dòng)動(dòng)作[4]。傘翼式飛行器依托高性能沖壓翼傘的低速滑翔優(yōu)勢(shì)，可以實(shí)現(xiàn)長(zhǎng)時(shí)滯空的偵察、通信中繼以及定點(diǎn)回收與航拍等需求。

3.1 研究現(xiàn)狀

3.1.1 推力類(lèi)

推力類(lèi)傘翼式飛行器的國(guó)內(nèi)外技術(shù)差距相對(duì)較?。好绹?guó)的“雪雁”翼傘型無(wú)人機(jī)[16]（Snow Goose）、“阿塔里”翼傘機(jī)（Atair）能夠在高空投放開(kāi)傘，我國(guó)的柔翼無(wú)人機(jī)1型[17]（SYW1）則是地面拖曳起飛，除了質(zhì)量（前者可載質(zhì)量270kg，后者總質(zhì)量200kg）之外，其它并無(wú)顯著差別。見(jiàn)圖3（a）～（c）。

其中，“雪雁”無(wú)人機(jī)2001年首飛，2005年形成初始作戰(zhàn)能力，既可由運(yùn)輸機(jī)在高空投放，也可由地面車(chē)輛加速至 55km/h后放飛，能投送小型補(bǔ)給包、空中監(jiān)視與通信中繼。該無(wú)人機(jī)的優(yōu)點(diǎn)在于起飛方式簡(jiǎn)單、投送精確以及成本低廉（每套約75萬(wàn)美元）。美國(guó)陸軍特種作戰(zhàn)司令部訂購(gòu)30余套，已用于實(shí)戰(zhàn)。其性能參數(shù)如下所示[16]：

1）最大航程：942 000m；2）速度：47～55km/h；3）最大載質(zhì)量：272kg；4）最大高度：7 600m；5）續(xù)航時(shí)間：20h。

3.1.2 拉力類(lèi)

拉力類(lèi)與推力類(lèi)基本一致，唯一不同的是動(dòng)力布置于機(jī)體頭部，但我國(guó)鮮見(jiàn)有該類(lèi)飛行器的應(yīng)用。主要有以色列“藍(lán)眼”無(wú)人機(jī)[18]（Blue eye），見(jiàn)圖3（d）。

圖3 傘翼式飛行器Fig.3 Parafoil wing aircraft

“藍(lán)眼”無(wú)人機(jī)性能參數(shù)如下所示：

1）起飛質(zhì)量：50～60kg；2）最大載質(zhì)量：10kg；3）最大高度：1 000m；4）續(xù)航時(shí)間：8h；5）作戰(zhàn)半徑：50 000m。

3.2 關(guān)鍵技術(shù)

3.2.1 開(kāi)傘技術(shù)

若飛行器在使用前約束在有限空間內(nèi)，使用時(shí)才展開(kāi)成柔性翼，則開(kāi)艙開(kāi)傘過(guò)程必不可少。翼傘的開(kāi)傘是一個(gè)邊充氣張開(kāi)邊充滿(mǎn)氣室的過(guò)程，并在氣室充滿(mǎn)后完成開(kāi)傘過(guò)程。影響翼傘開(kāi)傘特性的主要因素是前緣切口的投影面積，徹底的、一致的開(kāi)傘所需要的切口面積比在飛行中保持翼傘充氣和壓力所要求的更大些。通常切口與翼傘弦線組成的銳角越小，開(kāi)傘更快，但角度過(guò)小，會(huì)影響翼傘在飛行中的充氣[19]。初步分析表明，該角度在 30°～35°為宜。同時(shí)，翼傘的開(kāi)傘受高度、動(dòng)載以及氣流影響較大[20]，可能會(huì)導(dǎo)致開(kāi)傘不完全或不穩(wěn)定。因此，需根據(jù)飛行器的開(kāi)傘條件確定開(kāi)傘的最優(yōu)方案，以減小對(duì)開(kāi)傘的客觀影響。

3.2.2 控制技術(shù)

目前傘翼式飛行器的控制方式通常采用操縱繩拉拽傘翼的后緣，通過(guò)氣動(dòng)力的不平衡實(shí)現(xiàn)轉(zhuǎn)彎等控制。拉拽傘繩控制方式需要配備較大扭矩的舵機(jī)，因而舵機(jī)的體積也較大，同等條件下約是其它舵機(jī)的3倍，對(duì)于有空間限制的機(jī)體就難以布置與安排。另一種控制方式在其它飛行器也有所應(yīng)用，即靠推力差動(dòng)實(shí)施控制，但該類(lèi)控制方式能否應(yīng)用在傘翼式飛行器上還需進(jìn)一步驗(yàn)證，同時(shí)如何確定推力產(chǎn)生部件的數(shù)量、位置以及控制效果和精度都需要做進(jìn)一步的研究分析。

3.3 傘翼式簡(jiǎn)要分析

通過(guò)上述傘翼式飛行器的分析及關(guān)鍵難點(diǎn)考量，其難點(diǎn)主要在于設(shè)計(jì)上。具體包括開(kāi)傘與控制技術(shù)，而直接與開(kāi)傘及控制相關(guān)的因素在于翼傘前緣切口角度和高度[3]、傘衣的彎度和厚度以及傘繩。同時(shí)，前緣切口也對(duì)升力系數(shù)及阻力系數(shù)影響較大[21]。

4 兩種形式對(duì)比分析

根據(jù)柔性翼國(guó)內(nèi)外調(diào)研情況及關(guān)鍵技術(shù)分析，充氣式與傘翼式在實(shí)現(xiàn)難點(diǎn)以及實(shí)現(xiàn)成本上有顯著不同。

首先，翼面材料與工藝方面。充氣式因其工藝及應(yīng)用條件對(duì)材料的要求遠(yuǎn)超于翼傘的要求：抗撕裂、承載性、熱合性與粘接性，同時(shí)充氣翼的制作比翼傘增加了粘接與熱合等復(fù)雜工藝，從時(shí)間、成本及難度上看，充氣式遠(yuǎn)大于傘翼式。

其次，充氣及保形方面。充氣式由于增加充氣系統(tǒng)，其機(jī)體內(nèi)部空間受到擠壓，系統(tǒng)重量增加，效費(fèi)比降低，同時(shí)機(jī)體需要優(yōu)化設(shè)計(jì)以便與充氣系統(tǒng)匹配。而傘翼式僅依靠前緣切口的沖壓空氣即可維持充氣與保形，無(wú)需任何外部設(shè)備與優(yōu)化設(shè)計(jì)。

第三，密封及保壓方面。充氣式的保壓主要依靠充氣系統(tǒng)預(yù)留的氣體，若密封性較差，柔性翼內(nèi)部氣體不足以維持內(nèi)部壓力，則會(huì)造成翼剛度下降、氣動(dòng)外形無(wú)法維持。提高密封性可采取在膠合粘接之處再采用縫紉方式，但時(shí)間成本和費(fèi)用成本則顯著上升。傘翼式在飛行過(guò)程中通過(guò)持續(xù)充氣保壓，無(wú)密封要求。

第四，控制方面。傘翼式通過(guò)傘繩將控制力作用到翼傘上，勢(shì)必會(huì)造成翼傘的控制響應(yīng)慢、控制精度不高，尤其是推力差動(dòng)的方式會(huì)由于傘繩的反作用力降低差動(dòng)量，使控制效果進(jìn)一步降低。充氣式由于無(wú)傘繩類(lèi)的傳遞機(jī)構(gòu)，控制響應(yīng)迅速、精度高。

此外，傘翼式由于有較多傘繩，在開(kāi)傘時(shí)，各傘繩易相互纏繞，造成柔性翼無(wú)法完全展開(kāi)充氣，使得最終工作任務(wù)無(wú)法完成，同時(shí)在飛行過(guò)程中受氣流影響較大。二者對(duì)比分析見(jiàn)表1。

表1 兩類(lèi)柔性翼飛行器特性對(duì)比Tab.1 Comparison between inflatable and parafoil aircraft

5 結(jié)束語(yǔ)

隨著國(guó)防科技的發(fā)展和全球戰(zhàn)略的需求，柔性翼飛行器必將因其可折疊、便攜性高及成本低等特點(diǎn)受到國(guó)內(nèi)外的廣泛重視。通過(guò)前文的對(duì)比分析，將兩類(lèi)柔性翼飛行器的特點(diǎn)歸納如下：

1）由于涉及應(yīng)用及工藝，充氣式對(duì)翼面材料要求較高，同時(shí)工藝較為復(fù)雜，制作難度大；

2）由于增加充氣系統(tǒng)，充氣式飛行器尺寸增加、設(shè)計(jì)難度大，但充氣時(shí)間短、充氣過(guò)程穩(wěn)定性好；

3）由于密封性要求高，充氣式飛行器實(shí)現(xiàn)難度及成本增加；

4）由于通過(guò)傘繩傳遞控制，傘翼式飛行器控制精度及效率較低。

從總體上來(lái)說(shuō)，充氣式飛行器的研制周期、研制成本以及實(shí)現(xiàn)難度遠(yuǎn)遠(yuǎn)高于傘翼式，國(guó)內(nèi)外對(duì)充氣式進(jìn)行研究很大程度上有兩點(diǎn)原因：一是由于控制效果及穩(wěn)定性高于傘翼式，二是采取地面充氣方法可顯著降低研制難度，同時(shí)獲得更小的儲(chǔ)運(yùn)空間。根據(jù)國(guó)內(nèi)對(duì)充氣式的研究還集中于充氣機(jī)翼的分析，對(duì)傘翼式的研究已開(kāi)始飛行驗(yàn)證的現(xiàn)狀，同時(shí)結(jié)合國(guó)內(nèi)的設(shè)計(jì)能力、工藝水平以及國(guó)外柔性翼的應(yīng)用情況，未來(lái)我國(guó)柔性翼飛行器的發(fā)展方向?qū)?huì)是傘翼式飛行器，而需要攻克的技術(shù)難關(guān)分別是空中開(kāi)傘展開(kāi)技術(shù)與精確控制技術(shù)。

References)

[1]王偉, 王華, 賈清萍. 充氣機(jī)翼承載能力和氣動(dòng)特性分析[J]. 航空動(dòng)力學(xué)報(bào), 2010, 25(10): 2296-2301. WANG Wei, WANG Hua, JIA Qingping. Analysis on Bearing Capacity and Aerodynamic Performance of an Inflatable Wing[J]. Journal of Aerospace Power, 2010, 25(10): 2296-2301. (in Chinese)

[2]陳立立, 李玲, 郭正. 充氣機(jī)翼保形設(shè)計(jì)與氣動(dòng)特性分析[J]. 航空工程進(jìn)展, 2015, 6(1): 18-25. CHEN Lili, Li Ling, GUO Zheng. Conformality Design and Aerodynamic Analysis of Inflatable Wing[J]. Advances in Aeronautical Science and Engineering, 2015, 6(1): 18-25. (in Chinese)

[3]李健. 前緣切口對(duì)沖壓式翼傘的氣動(dòng)力影響[J]. 航天返回與遙感, 2005, 26(1): 36-41. LI Jian. The Aerodynamic Influence of the Cutter of the Front Edge of Parafoil[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2005, 26(1): 36-41. (in Chinese)

[4]陸方舟, 司亮, 馬祥森. 翼傘無(wú)人機(jī)設(shè)計(jì)技術(shù)研究[C]//第四屆中國(guó)無(wú)人機(jī)大會(huì). 北京, 2012: 250-255. LU Fangzhou, SI Liang, MA Xiangsen. Research of Parawing’s Design[C]//China 4th UAV Show, Beijing, 2012: 250-255.(in Chinese)

[5]MURRAY J, PAHLE J, THORNTON S, et al. Ground and Flight Evaluation of a Small-scale Inflatable-winged Aircraft[R]. AIAA 2002-0820, California: AIAA, 2002.

[6]SMITH T, MCCOY E, KRASINSKI M, et al. Ballute and Parachute Decelerators for FASM/Quicklook UAV[R]. AIAA 2003-2142, California: AIAA, 2003.

[7]GLEN B, ROY H, BROOK N. Inflatable Structures for Deployable Wings[R]. AIAA 2001-2068, CA: AIAA, 2001.

[8]SIMPSON A, JACOB J, SMITH S. Inflatable and Warpable Wings for Meso-scale UAVs[R]. AIAA 2005-7161, Lexington KY: AIAA, 2005.

[9]NORRIS R, PULLIAM W. Historical Perspective on Inflatable Wing Structures[R]. AIAA 2009-2145, California: AIAA, 2009.

[10]王濤. 揭秘軟體飛機(jī)[EB/OL]. (2014-09-01). [2016-04-05]. http://www.chinanews.com/sh/2014/09-01/6547-892.Shtml. WANG Tao. Disclose Inflatable Aircraft[EB/OL]. (2014-09-01). [2016-04-05]. http://www.chinanews.com/sh/2014/09-01/ 6547892.shtml. (in Chinese)

[11]朱亮亮, 葉正寅. 充氣式機(jī)翼的通用設(shè)計(jì)方法[J]. 空軍工程大學(xué)學(xué)報(bào)(自然科學(xué)版), 2009, 10(5): 16-21. ZHU Liangliang, YE Zhengyin. The General Design Method of an Inflatable Wing[J]. Journal of Air Force Engineering University(Natural Science Edition), 2009, 10(5): 16-21. (in Chinese)

[12]劉飛, 賀衛(wèi)亮. 彎曲剛度對(duì)織物膜材褶皺特性影響仿真分析[J]. 計(jì)算機(jī)仿真, 2015, 32(4): 95-100. LIU Fei, HE Weiliang. The Effect of Bending Stiffness on Fabric Membrane Wrinkle Analysis[J]. Computer Simulation, 2015, 32(4): 95-100. (in Chinese)

[13]呂強(qiáng), 葉正寅, 李棟. 充氣結(jié)構(gòu)機(jī)翼的設(shè)計(jì)和試驗(yàn)研究[J]. 飛行力學(xué), 2007, 25(4): 77-80. LV Qiang, YE Zhengyin, LI Dong. Design and Capability Analysis of an Aircraft with Inflatable Wing[J]. Flight Dynamics, 2007, 25(4): 77-80. (in Chinese)

[14]李鵬. TPU膠布及其在充氣囊體材料中的應(yīng)用[J]. 聚氨酯工業(yè), 2006, 21(4): 32-35. LI Peng. TPU Coated Fabric and Its Application in Inflatable Materials[J]. Polyurethane Industry, 2006, 21(4): 32-35. (in Chinese)

[15]蔣躍文, 葉正寅, 張正科. 充氣結(jié)構(gòu)與流場(chǎng)的耦合求解方法[J]. 力學(xué)學(xué)報(bào), 2010, 42(1): 1-7. JIANG Yuewen, YE Zhengyin, ZHANG Zhengke. Coupling Solution Methods for Inflatable Structure and Fiuid[J]. Chinese Journal of Theoretical and Applied Mechanics, 2010, 42(1): 1-7. (in Chinese)

[16]張鋒, 王海濤. 歐美精確空投系統(tǒng)[J]. 兵工自動(dòng)化, 2007, 26(6): L07-L08. ZHANG Feng, WANG Haitao. The Guided Parafoil Air Delivery System of Europe and America[J]. Ordnance Industry Automation, 2007, 26(6): L07-L08. (in Chinese)

[17]中國(guó)科技網(wǎng). 通用型柔翼無(wú)人機(jī)[EB/OL]. (2014-09-15). [2016-04-05]. http://www.wokeji.com/special/uas-2014/ show/201409/t20140915_817980.shtml. www.wokeji.com. General flexible UAV[EB/OL]. (2014-09-15). [2016-04-05]. http://www.wokeji.com/special/uas20-14/ show/201409/t20140915_817980.shtml. (in Chinese)

[18]王強(qiáng). 世界軍用無(wú)人機(jī)圖鑒[M]. 北京: 人民郵電出版社, 2014: 225. WANG Qiang. World Military UAV[M]. Beijing: Posts and Telecom Press, 2014: 225. (in Chinese)

[19]劉志擴(kuò). 沖壓翼傘優(yōu)化設(shè)計(jì)的一般準(zhǔn)則[C]//中國(guó)航空學(xué)會(huì)全國(guó)第六屆安全救生學(xué)術(shù)交流會(huì). 江西, 2002: 142-149. LIU Zhikuo. General Criteria for Optimum Design of Parafoil[C]//The Sixth National Conference on Safety and Life Saving. Jiangxi, 2002: 142-149. (in Chinese)

[20]李國(guó)光, 鄧正才. 沖壓式翼傘開(kāi)傘仿真計(jì)算[J]. 國(guó)防科技大學(xué)學(xué)報(bào), 1993,15(4): 16-22. LI Guoguang, DENG Zhengcai. Simulation of Parafoil Opening[J]. Journal of National University of Defense Technology, 1993, 15(4): 16-22. (in Chinese)

[21]賀衛(wèi)亮. 利用風(fēng)洞試驗(yàn)研究沖壓翼傘的升阻特性[J]. 航空學(xué)報(bào), 1999, 20(S): 75-77. HE Weiliang. Study on Lift-drag Characteristic of Ram Air Parachute in Wind Tunnel[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 1999, 20(S): 75-77. (in Chinese)

Study of the Status and Critical Techniques of Flexible Wing Aircraft

DENG Kun AN Haixia CHEN Wei

（Institute of Systems Engineering, CAEP, Mianyang 621900, China）

The flexible-wing aircraft derives from flexible wing. It can be classified into inflatable and parafoil based on the style of its wing. In order to research the implementation difficulty and cost price of the two kinds of flexible aircraft in the engineering application, the process of design and engineering implementation are analyzed on the basis of the review of development status of the two kinds of flexible aircraft. The important technical indexes of the flexible aircraft are given. According to the production process and application situation, the critical techniques, such as wing surface material, inflation and control that affect the flexible wing are figured out. Simultaneously the merits and drawbacks of each kind of the aircraft are compared and analyzed in aspects of working principle, realization and effectiveness-cost ratio. It is suggested that although inflatable aircraft is more difficult to design and realize for its high requirement for wing surface material, inflating system and sealing, the inflating process is rapid and stable. The parafoil aircraft is worse in control precision and efficiency for its suspension line transference control. Finally, the characters of both kinds of the aircraft are concluded to provide reference for the design and development of the flexible wing aircraft.

inflatable; parafoil; technical characteristic; flexible-wing aircraft

V279

: A

: 1009-8518(2016)05-0019-08

10.3969/j.issn.1009-8518.2016.05.003

鄧?yán)ぃ校?987年生，2015年獲北京航空航天大學(xué)航天工程專(zhuān)業(yè)碩士學(xué)位，助理工程師。研究方向?yàn)轱w行器總體設(shè)計(jì)。E-mail: 414dengk@caep.cn。

（編輯：龐冰）

2016-04-14

安海霞，女，1989年生，2015年獲北京航空航天大學(xué)機(jī)械工程及自動(dòng)化碩士學(xué)位，助理工程師。研究方向?yàn)轱w行器結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)。E-mail: 409anhx@caep.cn。