自適應(yīng)機(jī)翼翼型變形的研究現(xiàn)狀及關(guān)鍵技術(shù)

倪迎鴿，楊宇

(中國飛機(jī)強(qiáng)度研究所 智能結(jié)構(gòu)與健康管理技術(shù)研究室，西安 710065)

0 引 言

提高飛機(jī)氣動(dòng)性能，實(shí)現(xiàn)高效、靈活、安全的飛行是設(shè)計(jì)者追求的目標(biāo)。隨著飛行任務(wù)的多樣化，早期的可變形操縱面被普遍使用的前后緣襟翼等舵面代替。然而，舵面操縱也面臨著難以適應(yīng)某些飛行狀態(tài)的問題[1]；舵面的運(yùn)動(dòng)，不可避免地存在間隙，曲率的改變，翼型連續(xù)變化的不穩(wěn)定，這些因素會(huì)導(dǎo)致寄生阻力的增加。但是，形狀的平滑改變可以在有限的阻力代價(jià)條件下使氣動(dòng)力改變。由于有限的形狀改變引起的誘導(dǎo)阻力，探索在整個(gè)飛行過程中升力面形狀的自適應(yīng)是可行的[2-3]。

自適應(yīng)機(jī)翼以智能材料與結(jié)構(gòu)，高效驅(qū)動(dòng)器，傳感器等技術(shù)為基礎(chǔ)，綜合運(yùn)用非定常氣動(dòng)力、結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)，非線性動(dòng)力學(xué)，智能感知與控制等多個(gè)學(xué)科理論，實(shí)現(xiàn)“按需變形”的要求，以適應(yīng)多樣的飛行任務(wù)[4]。

由于自適應(yīng)機(jī)翼具有巨大的應(yīng)用潛力，國內(nèi)外涌現(xiàn)了許多的設(shè)計(jì)理念。本文從翼型變形的角度(變彎度和變厚度)出發(fā)，重點(diǎn)介紹變彎度前后緣以及變厚度機(jī)翼的實(shí)現(xiàn)途徑，對(duì)所使用的蒙皮、驅(qū)動(dòng)方式、應(yīng)用對(duì)象、研究方法等進(jìn)行歸納總結(jié)，指出未來的發(fā)展趨勢(shì)，分析其涉及的各個(gè)學(xué)科的關(guān)鍵技術(shù)，以期對(duì)自適應(yīng)機(jī)翼結(jié)構(gòu)(變彎度和變厚度)的設(shè)計(jì)與實(shí)現(xiàn)提供一定的理論和技術(shù)參考。

1 自適應(yīng)機(jī)翼的分類與研究現(xiàn)狀

自適應(yīng)機(jī)翼的幾何可變性，可以擴(kuò)大飛機(jī)的任務(wù)剖面，其變形概念可以分為三大類：面內(nèi)變形(涉及變展長、變弦長以及變掠角)，面外變形(涉及展向彎曲、變上反角、機(jī)翼扭轉(zhuǎn)以及機(jī)翼折疊)和翼型變形(變彎度和變厚度)。眾所周知，在某一特殊的飛行狀態(tài)，機(jī)翼的氣動(dòng)性能取決于其翼型尺寸，包括機(jī)翼翼型中線的最大變彎度和沿展弦長方向的厚度分布，對(duì)于具有可變前緣裝置的自適應(yīng)機(jī)翼，主要是通過改變中線的彎度，提高機(jī)翼的氣動(dòng)性能，減小臨界機(jī)翼根部彎矩，減小阻力，改善突風(fēng)響應(yīng)，與此類自適應(yīng)思想不同，探索自適應(yīng)機(jī)翼，提高飛機(jī)在跨音帶巡航時(shí)的性能，此時(shí)需要較小的形狀改變，倘若翼型具有正確的形狀時(shí)，在跨音速巡航時(shí)可以顯著減小激波誘導(dǎo)阻力。對(duì)于一個(gè)執(zhí)行不同任務(wù)或處于不同飛行條件的飛機(jī)而言，需要一個(gè)隨時(shí)優(yōu)化的機(jī)翼翼型以適應(yīng)不同飛行條件，實(shí)現(xiàn)綜合性能最優(yōu)。然而，通過自適應(yīng)的改變機(jī)翼截面，隨著飛行條件的改變，可能維持最優(yōu)性能?？梢钥闯?，所需的形狀改變較小，因此有實(shí)現(xiàn)的可能。本文集中于翼型參數(shù)的變化，即前后緣變彎度機(jī)翼以及變厚度機(jī)翼。

1.1 自適應(yīng)變彎度前緣

S.Kota等[5]在美國空軍實(shí)驗(yàn)室基金的支持下，在NACA 63418的基礎(chǔ)上，利用柔性機(jī)構(gòu)，設(shè)計(jì)并制造了可彎度前緣柔性結(jié)構(gòu)，如圖1所示，進(jìn)行的風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)表明，該柔性機(jī)翼的升阻比提高了51%，升力系數(shù)提高了25%。

(a) 柔性位移放大機(jī)構(gòu)

(b) 風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)圖1 嵌入柔性機(jī)構(gòu)的可彎度前緣柔性結(jié)構(gòu)Fig.1 Adaptive compliant wing with an embedded compliant mechanism

S.Kota等[6]利用柔性機(jī)構(gòu)，開發(fā)了可變幾何前緣結(jié)構(gòu)，如圖2所示，此時(shí)可變幾何使葉片可以保持氣動(dòng)性能最優(yōu)，推遲了葉片失速，因此在前進(jìn)速度、機(jī)動(dòng)性能以及承載能力方面均有可觀的收益。

圖2 可變幾何前緣結(jié)構(gòu)的CAD模型Fig.2 CAD model of variable geometry leading edge structure

H.P.Monner等[7]受到A380內(nèi)部的傳統(tǒng)下垂前緣的啟發(fā)，提出了智能無縫前緣裝置的概念，如圖3所示，為A380提供了另外一種增升思路。

圖3 連續(xù)柔性智能下垂前緣的有限元模型Fig.3 FEM of continuous drooped nose structure

采用玻璃纖維材料，利用不同的鋪層實(shí)現(xiàn)機(jī)翼前緣的“定制剛度分布”，同時(shí)在展向布置一定數(shù)量的桁條進(jìn)行加強(qiáng)，較好地平衡了變形和承載要求。之后，M.Kintscher等在H.P.Monner的基礎(chǔ)上，提出了參數(shù)化有限元建模方法，如圖4所示[8]，并且進(jìn)行了全尺寸智能前緣結(jié)構(gòu)的實(shí)驗(yàn)測(cè)試。對(duì)比分析下垂5°，10°，以及16°的結(jié)果，表明參數(shù)化建模方法可以很好地預(yù)測(cè)應(yīng)力和應(yīng)變。

(a) 下垂5°

(b) 下垂10°

(c) 下垂16°圖4 不同下垂角度的形狀對(duì)比Fig.4 Comparison of shapes in drooped position

N.D.Matteo等[9]以曲線梁為驅(qū)動(dòng)，以鋁作為蒙皮材料，并采用8個(gè)Ⅰ型的金屬筋條進(jìn)行加強(qiáng)，如圖5所示?？偟尿?qū)動(dòng)載荷為4.5 kN。此時(shí)采用鋁蒙皮的前緣可以達(dá)到所需的偏轉(zhuǎn)形狀，并且應(yīng)力應(yīng)變值剛好在材料的最大許用值內(nèi)。初始計(jì)算結(jié)果表明：最大的弦向拉伸應(yīng)力為443 MPa，最大的剪切應(yīng)力為275 MPa。

(a) 設(shè) 計(jì)

(b) 初始應(yīng)力分析圖5 柔性前緣結(jié)構(gòu)Fig.5 Flexible leading edge

1.2 自適應(yīng)變彎度后緣

H.P.Monner[10]提出了“手指”型變形概念，這種結(jié)構(gòu)使機(jī)翼彎度不僅可以沿弦向變化，還能沿展向差動(dòng)變化，實(shí)現(xiàn)機(jī)翼的自適應(yīng)扭轉(zhuǎn)，如圖6所示。

圖6 “手指”變彎度概念Fig.6 “Finger” concept

該概念以一定的運(yùn)動(dòng)學(xué)規(guī)律實(shí)現(xiàn)預(yù)期的機(jī)翼剖面形狀變化，并對(duì)可轉(zhuǎn)動(dòng)翼肋組成單元數(shù)以及后緣外形的選擇進(jìn)行了分析，并且提出了提高翼肋承載能力的改進(jìn)方案。之后，楊智春等[11-14]基于“手指”型變形模型，分析了關(guān)鍵參數(shù)，推導(dǎo)了輸入驅(qū)動(dòng)下柔性翼肋的變形運(yùn)動(dòng)規(guī)律，并且基于彈簧理論的非結(jié)構(gòu)動(dòng)網(wǎng)格技術(shù)，研究了柔性后緣在自適應(yīng)變彎度過程中的氣動(dòng)特性，同時(shí)利用XFOIL分析了操縱反效特性，提出了基于曲線逼近原理根據(jù)后緣中弧線偏轉(zhuǎn)軌跡優(yōu)化轉(zhuǎn)軸點(diǎn)布局的翼肋機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)方法。

L.F.Companile等[15]提出了一種“肋帶”可變彎度機(jī)翼，如圖7所示，采用分布式柔性結(jié)構(gòu)代替?zhèn)鹘y(tǒng)的鉸鏈結(jié)構(gòu)，具有幾何變形大、承載能力高和重量輕等特點(diǎn)。對(duì)一段500 mm寬的襟翼(包含兩個(gè)“肋帶”)進(jìn)行了1∶2的縮比演示驗(yàn)證。實(shí)現(xiàn)了5°最大偏轉(zhuǎn)角，最大應(yīng)變?yōu)?.099%。

圖7 “肋帶”變彎度概念Fig.7 “Belt” concept

D.P.Wang等[16]利用偏心梁原理，實(shí)現(xiàn)了后緣控制表面設(shè)計(jì)，如圖8所示。該設(shè)計(jì)由十個(gè)單獨(dú)的翼段組成，每個(gè)翼段與偏心梁集成，在0.2 s內(nèi)可以獲得20°的最大偏轉(zhuǎn)。之后，J.D.Bartley-Cho等[17]在D.P.Wang的基礎(chǔ)上，論證在30%尺寸的無人戰(zhàn)斗機(jī)上運(yùn)用智能材料驅(qū)動(dòng)器的無鉸接及展向、弦向變形控制表面高效率驅(qū)動(dòng)及全展向風(fēng)洞模型，完成了以75 °/s驅(qū)動(dòng)時(shí)，0.33 s內(nèi)的25°偏轉(zhuǎn)。

(a) 偏心梁原理

(b) 柔性結(jié)構(gòu)圖8 偏心原理和柔性結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)Fig.8 Principle of eccentuator and flexible structure design

D.S.Ramrakhyani等[18]利用腱結(jié)構(gòu)驅(qū)動(dòng)由多個(gè)六節(jié)點(diǎn)八面體單元組成的桁架， 實(shí)現(xiàn)了超橢圓展向彎扭機(jī)翼面積50%～200%的彎曲變形，如圖9所示。在該結(jié)構(gòu)中，每個(gè)單元的桁架桿通過SMA連接，根據(jù)外部載荷條件，通過選擇拉緊橫向或縱向SMA驅(qū)動(dòng)結(jié)構(gòu)變形。

圖9 柔性桁架結(jié)構(gòu)Fig.9 Tendon-actuated compliant cellular

S.Barbarino等[19]設(shè)計(jì)了一種基于SMA的變形機(jī)翼后緣結(jié)構(gòu)，如圖10所示。該后緣結(jié)構(gòu)由5塊薄板組成，薄板之間依次相連，薄板間安裝有交叉彈性薄片。該薄片與SMA共同構(gòu)成驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)，可實(shí)現(xiàn)幾何重構(gòu)，并能夠承受規(guī)定載荷。SMA受熱相變產(chǎn)生收縮，驅(qū)動(dòng)薄板圍繞彈性系統(tǒng)旋轉(zhuǎn)中心偏轉(zhuǎn)，從而使整個(gè)機(jī)翼發(fā)生相對(duì)運(yùn)動(dòng)。理論計(jì)算表明，后緣能夠偏轉(zhuǎn)16.48 mm，即旋轉(zhuǎn)為5.91°。

圖10 變體機(jī)翼后緣結(jié)構(gòu)Fig.10 Trailing edge of morphing wing

U.Icardi等[20]設(shè)計(jì)了種SMA驅(qū)動(dòng)的柔性蒙皮變體機(jī)翼，如圖11所示。機(jī)翼結(jié)構(gòu)由夾心盒段、柔性蒙皮和柔性翼肋組成，能夠?qū)崿F(xiàn)機(jī)翼整體彎曲和局部表面變形。機(jī)翼整體彎曲變形由同軸SMA扭轉(zhuǎn)管實(shí)現(xiàn)，局部表面變形由SMA驅(qū)動(dòng)的機(jī)械系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)。通過仿真分析得到機(jī)翼承受的氣動(dòng)載荷、驅(qū)動(dòng)能量以及驅(qū)動(dòng)力以及力矩。結(jié)果表明：該結(jié)構(gòu)可以實(shí)現(xiàn)后緣21.7°、翼尖40°的彎曲變形，弦長55%處厚度增加4.5%、45%處厚度減小3.9%的局部表面變形，且滿足巡航條件下的最優(yōu)升阻比。

(a) 翼肋彎度控制

(b) 局部蒙皮變形控制圖11 柔性蒙皮變形結(jié)構(gòu)Fig.11 Flexible skin morphing structure

A.Wildschek等[21]提出了全復(fù)合材料變形后緣，如圖12所示，其內(nèi)部結(jié)構(gòu)由電機(jī)驅(qū)動(dòng)，且電機(jī)與桿鉸接。偏轉(zhuǎn)的曲率可以通過梁的剛度來調(diào)節(jié)。多功能變形后緣提供了全控制能力，例如滾轉(zhuǎn)、俯仰、偏航、載荷控制、高升力。結(jié)果表明：全復(fù)合材料、全機(jī)電飛機(jī)的多功能無縫控制面是很有前景的方法。

圖12 全復(fù)合材料變形后緣概念Fig.12 All-composite morphing trailing edge concept

N.D.Matteo[22-23]提出了在大飛機(jī)高升力機(jī)翼上的變形后緣襟翼的設(shè)計(jì)，如圖13所示，即采用開放的滑動(dòng)后緣，調(diào)節(jié)曲線梁，使其適應(yīng)當(dāng)前構(gòu)型，并對(duì)連接形式，氣動(dòng)載荷對(duì)結(jié)構(gòu)和驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)的影響，應(yīng)力應(yīng)變以及突風(fēng)響應(yīng)進(jìn)行了分析，結(jié)果表明：提出的設(shè)計(jì)方案簡單，能夠獲得期望的襟翼變形。之后，N.D.Matteo[9]在所提變形概念的可行性和有效性的基礎(chǔ)上，建立優(yōu)化步驟，獲得在可接受的驅(qū)動(dòng)載荷和安全應(yīng)力水平下期望的變形，如圖14所示。首先，確定了可以獲得與期望變形類似的載荷位置，相應(yīng)地進(jìn)行驅(qū)動(dòng)的修改。隨后，定義了基于梯度的優(yōu)化問題，即蒙皮的厚度問題，對(duì)結(jié)構(gòu)特性進(jìn)行優(yōu)化。結(jié)果表明：優(yōu)化設(shè)計(jì)能夠滿足形狀需求，同時(shí)保證強(qiáng)度極限。

(a) 柔性襟翼與曲梁的集成

(b) 曲梁細(xì)節(jié)圖圖13 變形后緣襟翼設(shè)計(jì)Fig.13 Flap design

(a) 優(yōu)化前

(b) 優(yōu)化后圖14 變形后緣襟翼優(yōu)化前后弦向應(yīng)力對(duì)比Fig.14 Stress comparison in chordwise direction of flap trailing edge

T.A.Probst等[24]采用MFC(Macro Fiber Composite)作為驅(qū)動(dòng)器，對(duì)展長為0.5 m的UAV進(jìn)行彎曲控制，如圖15所示。但是遲滯、蠕變和氣動(dòng)加載效應(yīng)，難以實(shí)現(xiàn)壓電輸入/位移的輸出之間關(guān)系的量化，因此通過閉環(huán)和開環(huán)反饋系統(tǒng)進(jìn)行位移控制。

(a) MFC結(jié)構(gòu)示意圖

(b) 基于MFC的可變彎度機(jī)翼圖15 MFC結(jié)構(gòu)與可變彎度機(jī)翼Fig.15 MFC structure and morphing wing

I.Dimino等[25]提出的自適應(yīng)翼肋采用內(nèi)部平移驅(qū)動(dòng)，通過實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證形狀控制方法。對(duì)無載荷結(jié)構(gòu)通過開環(huán)實(shí)驗(yàn)、有載荷結(jié)構(gòu)通過閉環(huán)實(shí)驗(yàn)，獲得減小激波阻力的目標(biāo)形狀，提出了變形控制設(shè)計(jì)平臺(tái)的初步設(shè)計(jì)，并進(jìn)行了數(shù)值測(cè)試，結(jié)果表明控制設(shè)計(jì)平臺(tái)可以成功地用于變形控制。

D.Kim等[26]設(shè)計(jì)了可控變形后緣，并利用FMC(Flexible Matrix Composite)進(jìn)行驅(qū)動(dòng)，如圖16所示。在FMC驅(qū)動(dòng)的后緣中，將伸長的驅(qū)動(dòng)器嵌入在上蒙皮，收縮的驅(qū)動(dòng)器與下蒙皮集成，使后緣端部向下彎曲。并對(duì)具有兩種驅(qū)動(dòng)器的后緣進(jìn)行了制造，同時(shí)在不同的載荷條件下進(jìn)行了測(cè)試。測(cè)試結(jié)果表明：最終的模型在不同氣動(dòng)載荷下表現(xiàn)良好。E.B.Doepke等[27]在D.Kim的基礎(chǔ)上，通過一系列的響應(yīng)模型進(jìn)行靈敏度分析，確定幾何和加載設(shè)計(jì)變量，然后以所需的驅(qū)動(dòng)力最小為目標(biāo)，采用二次序列法，并與響應(yīng)模型結(jié)合，確定了與傳統(tǒng)后緣在多種飛行條件下性能相匹配的設(shè)計(jì)。

(a) 最終設(shè)計(jì)的模型

(b) 組裝的模型

(c) 驅(qū)動(dòng)器受壓前的狀態(tài)

(d) 驅(qū)動(dòng)器受壓后的狀態(tài)圖16 變形后緣原型機(jī)Fig.16 Morphing trailing edge prototype

為了確保在飛行過程中不超過結(jié)構(gòu)載荷極限，E.J.Miller等[28]對(duì)全尺寸分布式柔性無縫變形后緣襟翼，進(jìn)行實(shí)時(shí)檢測(cè)并監(jiān)測(cè)襟翼和機(jī)翼連接處載荷，并用已知飛行中的鉸鏈力矩和法向載荷進(jìn)行校準(zhǔn)，如圖17所示。位于自適應(yīng)變彎度后緣上的壓力傳感器計(jì)算出的法向力和鉸鏈力矩載荷與應(yīng)變計(jì)計(jì)算出的載荷表現(xiàn)出良好的一致性。

圖17 分布式柔性無縫變形后緣襟翼Fig.17 Distributed flexible morphing trailing edge flap

1.3 變厚度機(jī)翼

F.Austin等[29]設(shè)計(jì)了一種基于桁架結(jié)構(gòu)的變厚度機(jī)翼，如圖18所示，通過桁架上的線位移驅(qū)動(dòng)器，控制柔性結(jié)構(gòu)的靜變形，對(duì)翼型進(jìn)行重構(gòu)，并提出了理論方法，同時(shí)進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證。通過結(jié)構(gòu)的有限元模型獲得多點(diǎn)輸入，多點(diǎn)輸出控制系統(tǒng)的增益矩陣，該增益矩陣用于驅(qū)動(dòng)器載荷控制以及驅(qū)動(dòng)位移控制。該方法用于不同跨音速巡航飛行條件下，維持最優(yōu)翼型的準(zhǔn)靜態(tài)問題，并減小激波誘導(dǎo)阻力。實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證表明可以獲得任意變形。

圖18 桁架式變形機(jī)翼Fig.18 Truss-based morphing wing

加拿大國家研究中心進(jìn)行了一系列變厚度機(jī)翼的理論研究及試驗(yàn)驗(yàn)證工作。2007年，該中心的D.Coutu[30]以及A.V.Popov等[31]提出了一種自適應(yīng)變厚度機(jī)翼，如圖19所示，該機(jī)翼由剛體部分、柔性蒙皮和安裝在機(jī)翼內(nèi)部的驅(qū)動(dòng)器構(gòu)成，其蒙皮采用碳纖維/芳綸纖維和單向碳纖維的混合鋪層，具有良好的柔性和足夠的支撐剛度，并利用ANSYS建立了蒙皮的有限元模型。分別對(duì)三層和四層的蒙皮進(jìn)行驅(qū)動(dòng)力-位移仿真，通過拉伸實(shí)驗(yàn)和三點(diǎn)彎曲實(shí)驗(yàn)進(jìn)行了驗(yàn)證。最后建立了原型機(jī)，驗(yàn)證結(jié)構(gòu)響應(yīng)。

圖19 Coutu的自適應(yīng)變厚度機(jī)翼Fig.19 Coutu’s adaptive thickness-morphing wing

A.V.Popov等[31]根據(jù)機(jī)翼表面的壓力分布，對(duì)一種可將機(jī)翼上表面轉(zhuǎn)捩位置向后延遲的方法進(jìn)行了理論驗(yàn)證。將WTEA-TE1翼型作為參考翼型，采用單點(diǎn)位移驅(qū)動(dòng)的方法對(duì)參考翼型進(jìn)行驅(qū)動(dòng)，得到17種不同的變化翼型，采用兩種插值格式，即分段立方Hermite插值和樣條插值，計(jì)算壓強(qiáng)分布的二階導(dǎo)數(shù)，從壓力的最大曲率點(diǎn)確定轉(zhuǎn)捩點(diǎn)。利用XFOIL，對(duì)結(jié)果進(jìn)行了驗(yàn)證。該方法的優(yōu)勢(shì)是可以對(duì)轉(zhuǎn)捩點(diǎn)進(jìn)行實(shí)時(shí)控制。

V.Brailovski等[32]設(shè)計(jì)一個(gè)SMA驅(qū)動(dòng)器，如圖20所示。該驅(qū)動(dòng)器主要利用“形狀記憶效應(yīng)”，當(dāng)通電加熱時(shí)，SMA受熱收縮，拉動(dòng)凸輪向一方水平運(yùn)動(dòng)，從而引起驅(qū)動(dòng)器垂直方向的運(yùn)動(dòng)，實(shí)現(xiàn)外拱變形；當(dāng)停止加熱時(shí)，SMA冷卻伸長，在彈簧的作用下重新回來原來的長度，外拱恢復(fù)到未變形的形狀?；跉鈩?dòng)性能和力學(xué)性能標(biāo)準(zhǔn)建立了多標(biāo)準(zhǔn)優(yōu)化過程。并對(duì)SMA驅(qū)動(dòng)器系統(tǒng)進(jìn)行了詳細(xì)的設(shè)計(jì)，最終設(shè)計(jì)的自適應(yīng)結(jié)構(gòu)包含兩個(gè)驅(qū)動(dòng)器，利用有限元方法的仿真結(jié)果表明最大驅(qū)動(dòng)位移為8.16mm，滿足功能需求。

(a) 名義外拱

(b) 變形外拱圖20 SMA驅(qū)動(dòng)器系統(tǒng)Fig.20 SMA actuator system

A.V.Popov等[33]提出了主動(dòng)控制系統(tǒng)，使機(jī)翼在飛行中通過變形使轉(zhuǎn)捩延遲，達(dá)到阻力減小的目的。仿真中在參考翼型上安裝柔性蒙皮，且由單驅(qū)動(dòng)器使其變形。同時(shí)在MATLAB/SIMULINK環(huán)境下，對(duì)含有SMA驅(qū)動(dòng)器的自適應(yīng)結(jié)構(gòu)，進(jìn)行閉環(huán)控制，進(jìn)行了三種仿真用于驗(yàn)證設(shè)計(jì)的控制器，其輸入為來流條件以及驅(qū)動(dòng)位移，輸出為變形翼型。結(jié)果證明所提出的控制方法的精度均在10%以內(nèi)，適用于轉(zhuǎn)捩點(diǎn)的控制。之后，又采用開環(huán)和閉環(huán)兩種控制方法，在風(fēng)洞中進(jìn)行了驅(qū)動(dòng)控制研究，并對(duì)比了兩種控制效果，如圖21所示。在開環(huán)控制中，采用位移信號(hào)與設(shè)定位置進(jìn)行對(duì)比，將對(duì)比結(jié)果作為輸入，運(yùn)用PID產(chǎn)生控制量。而閉環(huán)控制中采用壓力信號(hào)，與XFOIL計(jì)算出的壓力系數(shù)進(jìn)行比較，根據(jù)誤差量進(jìn)行控制。結(jié)果表明：開環(huán)控制比閉環(huán)控制有較高的精度[34]。

圖21 參考翼型及其形狀變化Fig.21 Reference airfoil and its shape

D.Coutu等[35]建立了二維層流機(jī)翼的氣動(dòng)數(shù)值模型，進(jìn)行了仿真優(yōu)化研究，并通過實(shí)驗(yàn)進(jìn)行了驗(yàn)證。采用有限元軟件對(duì)機(jī)翼的變形進(jìn)行了仿真，將仿真結(jié)果導(dǎo)入XFOIL軟件，采用全局和局部搜索方法，尋找不同來流下的最優(yōu)翼型。結(jié)果表明，仿真結(jié)果與實(shí)驗(yàn)吻合較好，變形前后的阻力最大降低18.5%。

T.L.Grigorie等[36]設(shè)計(jì)了一種用于變形控制的自適應(yīng)神經(jīng)模糊控制器，如圖22所示，控制器根據(jù)壓力傳感器采集的翼型表面壓力，計(jì)算參考翼型與優(yōu)化翼型之間的壓力變化，并將其與轉(zhuǎn)捩點(diǎn)位置變化關(guān)聯(lián)起來。在第一個(gè)辯識(shí)階段，控制器根據(jù)來流條件，產(chǎn)生兩個(gè)模糊推理系統(tǒng)。在第二個(gè)辨識(shí)階段，采用MATLAB自適應(yīng)神經(jīng)模糊推系統(tǒng)函數(shù)，通過訓(xùn)練，對(duì)兩個(gè)模糊推理系統(tǒng)進(jìn)行優(yōu)化。最后采用該控制器對(duì)33種不同的飛行條件進(jìn)行驗(yàn)證，實(shí)現(xiàn)了壓力變化和轉(zhuǎn)捩位置的直接關(guān)聯(lián)。

圖22 神經(jīng)模糊控制器Fig.22 Neuro-fuzzy controller

宋哲[37]對(duì)D.Coutu提出的“自適應(yīng)變厚度機(jī)翼”進(jìn)行了結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)以及加工制作，機(jī)翼通過驅(qū)動(dòng)器改變自身的外形，使轉(zhuǎn)捩點(diǎn)向后緣移動(dòng)，從而提高機(jī)翼的氣動(dòng)性能，如圖23所示。

圖23 驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)結(jié)構(gòu)原理圖Fig.23 Principle of actuator system

孫健[38]提出了基于氣動(dòng)肌肉(Pneumatic Artificial Muscle，簡稱PAM)的主動(dòng)蜂窩結(jié)構(gòu)的變厚度機(jī)翼結(jié)構(gòu)，如圖24和圖25所示。該方案將氣動(dòng)肌肉管于上下機(jī)翼蜂窩結(jié)構(gòu)之間形成主動(dòng)蜂窩結(jié)構(gòu)，將氣動(dòng)肌肉分別沿機(jī)翼弦長和展長方向鋪設(shè)時(shí)，通過對(duì)氣動(dòng)肌肉充氣加壓，實(shí)現(xiàn)機(jī)翼翼型變化。

(a) 未充壓

(b) 充壓圖24 沿展向鋪設(shè)氣動(dòng)肌肉變厚度機(jī)翼概念Fig.24 Morphing thickness wing concept based onspanwise pneumatic artificial muscle

(a) 未充壓

(b) 充壓圖25 沿弦向鋪設(shè)氣動(dòng)肌肉變翼型厚度概念Fig.25 Morphing thickness wing concept based on chordwise pneumatic artificial muscle

1.4 發(fā)展趨勢(shì)

從目前的研究現(xiàn)狀來看，自適應(yīng)機(jī)翼的變形主要是通過機(jī)械機(jī)構(gòu)、柔性結(jié)構(gòu)以及智能結(jié)構(gòu)技術(shù)方式來實(shí)現(xiàn)，其蒙皮主要采用柔性蒙皮材料，如表1所示(“/”表示文章未提及)。

對(duì)于機(jī)械機(jī)構(gòu)，其優(yōu)點(diǎn)是變形準(zhǔn)確，承載能力強(qiáng)，但是機(jī)構(gòu)的復(fù)雜性與重量是其不可避免的劣勢(shì)。因此采用機(jī)械機(jī)構(gòu)實(shí)現(xiàn)變形，必須通過優(yōu)化技術(shù)、柔性材料等，并結(jié)合先進(jìn)的驅(qū)動(dòng)裝置，實(shí)現(xiàn)自適應(yīng)機(jī)翼的正向收益。

表1 變彎度機(jī)翼以及變厚度機(jī)翼總結(jié)Table 1 Summary of morphing camber wing and morphing thickness wing

對(duì)于柔性結(jié)構(gòu)，主要是通過小變形實(shí)現(xiàn)結(jié)構(gòu)大變形，代替?zhèn)鹘y(tǒng)的機(jī)械鉸接機(jī)構(gòu)，提高可靠性，并減輕結(jié)構(gòu)重量。目前主要通過拓?fù)鋬?yōu)化算法，利用各向異性材料進(jìn)行變剛度設(shè)計(jì)，并進(jìn)一步結(jié)合機(jī)械機(jī)構(gòu)的優(yōu)點(diǎn)，實(shí)現(xiàn)機(jī)翼的自適應(yīng)變形。

智能結(jié)構(gòu)技術(shù)主要是利用智能材料作為驅(qū)動(dòng)器，也引起了關(guān)注，但是由于在驅(qū)動(dòng)、控制以及穩(wěn)定性等方面的局限性，距離工程實(shí)際應(yīng)用仍有很長的路。

2 自適應(yīng)機(jī)翼的關(guān)鍵技術(shù)

從自適應(yīng)變彎度前緣、自適應(yīng)變彎度后緣以及變厚度機(jī)翼的研究現(xiàn)狀可知，自適應(yīng)變形在翼型結(jié)構(gòu)、蒙皮材料、驅(qū)動(dòng)方式等發(fā)生的變化，使已趨于成熟的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、航空材料、控制等面臨新的挑戰(zhàn)。而對(duì)自適應(yīng)機(jī)翼涉及的關(guān)鍵學(xué)科與技術(shù)問題研究不充分是制約其向工程化應(yīng)用邁進(jìn)的主要因素。因此實(shí)現(xiàn)自適應(yīng)機(jī)翼變形的關(guān)鍵技術(shù)可以歸為以下四個(gè)方面：

(1) 兼具大變形和高承載功能的柔性蒙皮的設(shè)計(jì)

傳統(tǒng)的機(jī)翼結(jié)構(gòu)是由骨架和蒙皮組成的薄壁加筋殼體，骨架由翼梁、縱墻、桁條和翼肋組成，蒙皮維持機(jī)翼外形，直接承受氣動(dòng)載荷并將其傳遞到機(jī)翼縱向與橫向受力構(gòu)件上，所以蒙皮在展向要有足夠的剛度。而自適應(yīng)機(jī)翼的特點(diǎn)是其可以產(chǎn)生連續(xù)光滑的大變形，所以具有連續(xù)光滑變形功能的柔性蒙皮設(shè)計(jì)是自適應(yīng)機(jī)翼的一個(gè)關(guān)鍵技術(shù)。除了連續(xù)光滑變形的要求外，自適應(yīng)機(jī)翼后緣還對(duì)蒙皮提出了新的要求：蒙皮既要有足夠的剛度和強(qiáng)度，以維持機(jī)翼外形并傳遞載荷，還要有高彈性和足夠的變形能力，滿足機(jī)翼變形時(shí)產(chǎn)生的拉伸或壓縮變形要求。目前采用的大極限應(yīng)變的玻璃纖維復(fù)合材料進(jìn)行蒙皮的設(shè)計(jì)時(shí)，主要存在以下問題：首先，未進(jìn)行剛度剪裁的復(fù)合材料難以滿足變形要求；其次，蒙皮與內(nèi)部結(jié)構(gòu)的連接會(huì)影響變形精度；最后，在變形過程中，蒙皮會(huì)承受嚴(yán)重的幾何非線性變形。因此，在蒙皮的設(shè)計(jì)中如何將柔性機(jī)構(gòu)，智能材料以及先進(jìn)復(fù)合材料的設(shè)計(jì)，優(yōu)化技術(shù)相結(jié)合研制出滿足承載能力，且具備光滑、連續(xù)變形能力的蒙皮，是一項(xiàng)重要的挑戰(zhàn)。

(2) 自適應(yīng)驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)的設(shè)計(jì)

自適應(yīng)機(jī)翼的設(shè)計(jì)是在高承載能力和足夠柔性之間取得一種平衡。這一目標(biāo)的實(shí)現(xiàn)不僅需要一個(gè)新的可變形結(jié)構(gòu)，還需要設(shè)計(jì)一個(gè)對(duì)應(yīng)的新型驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)。驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)的設(shè)計(jì)，應(yīng)具備質(zhì)量輕、效能高、響應(yīng)敏捷、能耗低、易控制等特點(diǎn)。傳統(tǒng)的電機(jī)、液壓驅(qū)動(dòng)方式過于笨重，鉸鏈連接驅(qū)動(dòng)方式不易操縱，難以適應(yīng)設(shè)計(jì)需求?；谥悄懿牧?，例如形狀記憶合金、壓電材料等，以及柔性機(jī)構(gòu)等新型驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)是主要的發(fā)展方向。但是將其應(yīng)用到實(shí)際中，還存在一些限制，例如智能材料的壽命相對(duì)較短、產(chǎn)生的誘導(dǎo)應(yīng)變通常不夠大、驅(qū)動(dòng)效率低，而柔性機(jī)構(gòu)的主要挑戰(zhàn)在于創(chuàng)造有效結(jié)構(gòu)，且對(duì)構(gòu)件材料有較高的要求，目前材料的發(fā)展滯后于柔性機(jī)構(gòu)的發(fā)展，對(duì)于全柔性機(jī)構(gòu)，其拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)沒有明顯的規(guī)律，且很難加工。因此，如何突破新型驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)設(shè)計(jì)的限制，是實(shí)現(xiàn)自適應(yīng)機(jī)翼的關(guān)鍵。

(3) 協(xié)同控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)

驅(qū)動(dòng)器是實(shí)現(xiàn)機(jī)翼變形的直接執(zhí)行機(jī)構(gòu)，如何以最小重量代價(jià)輸出結(jié)構(gòu)變形所需的驅(qū)動(dòng)功率，且能保持高度的穩(wěn)定性，是值得關(guān)注的問題。多驅(qū)動(dòng)器之間的相互耦合，其位移等參數(shù)都存在耦合關(guān)系，且存在非線性關(guān)系，如何控制多驅(qū)動(dòng)器在變化外部載荷下協(xié)調(diào)同步，是機(jī)翼變形控制的關(guān)鍵。

(4) 分布式傳感器網(wǎng)絡(luò)

自適應(yīng)機(jī)翼的變形需要感知環(huán)境(溫度、壓力、濕度等)和結(jié)構(gòu)狀態(tài)(例如承載狀態(tài))，并且在不同的操作環(huán)境中有效地解釋感知數(shù)據(jù)以實(shí)現(xiàn)不確定性的實(shí)時(shí)狀態(tài)感知，這就依賴于分布式傳感器網(wǎng)絡(luò)。因其特殊的作用以及與結(jié)構(gòu)的特殊布置關(guān)系，要求傳感器必須能與結(jié)構(gòu)融為一體，且對(duì)結(jié)構(gòu)的影響較??；同時(shí)頻率響應(yīng)和穩(wěn)定性較高，且受外界干擾小，感知信號(hào)的頻帶寬。這對(duì)傳感器網(wǎng)絡(luò)提出了新的要求。

3 結(jié)束語

自適應(yīng)機(jī)翼作為未來飛機(jī)設(shè)計(jì)的必然趨勢(shì)，已經(jīng)得到了廣泛的關(guān)注。而從這些廣泛的研究中，可以看出，自適應(yīng)機(jī)翼的研發(fā)只能通過跨學(xué)科團(tuán)隊(duì)來解決，包括材料、結(jié)構(gòu)力學(xué)、氣動(dòng)力、氣動(dòng)彈性、飛行力學(xué)等研究，這些挑戰(zhàn)也會(huì)促進(jìn)相關(guān)學(xué)科的發(fā)展。

本文集中于翼型變化，即彎度變化和厚度變化，分別從自適應(yīng)變彎度前緣、自適應(yīng)變彎度后緣以及變厚度機(jī)翼的研究現(xiàn)狀進(jìn)行歸納總結(jié)，指出了未來趨勢(shì)，并提出亟待解決的關(guān)鍵技術(shù)，可對(duì)自適應(yīng)機(jī)翼結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)與實(shí)現(xiàn)提供一定的理論和技術(shù)參考。