智能可變形飛行器關(guān)鍵技術(shù)發(fā)展現(xiàn)狀及展望

白 鵬,陳 錢,徐國(guó)武,劉榮健,*,董二寶

(1.中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院,北京 100074;2.中山大學(xué) 航空航天學(xué)院,廣州 510275;3.中國(guó)科學(xué)技術(shù)大學(xué) 工程科學(xué)學(xué)院,合肥 230026)

0 引 言

眾所周知，傳統(tǒng)固定外形飛行器的設(shè)計(jì)首先是針對(duì)主要的飛行環(huán)境和任務(wù)(如巡航、偵察、作戰(zhàn))進(jìn)行的，同時(shí)兼顧起降等重要飛行過(guò)程加以折中優(yōu)化。所以執(zhí)行不同任務(wù)、在不同速度范圍飛行的飛行器，其外形會(huì)存在很大差異，如：以全球鷹為代表的亞聲速長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人機(jī)，與以F16為代表的超聲速戰(zhàn)斗機(jī)、HTV2和X51A為代表的高超聲速飛行器，氣動(dòng)布局間的差異顯而易見(jiàn)。由此針對(duì)可變形的需求主要來(lái)源于如下幾個(gè)氣動(dòng)方面：1)未來(lái)飛行器面臨的空域、速域不斷擴(kuò)大，固定外形可能無(wú)法滿足不同飛行工況對(duì)飛行器氣動(dòng)和飛行性能的需求；2)為了實(shí)現(xiàn)單架飛行器實(shí)現(xiàn)多個(gè)飛行使命和任務(wù)，滿足一機(jī)多能，要求飛行器在執(zhí)行不同飛行任務(wù)時(shí)具有不同的氣動(dòng)外形；3)提升現(xiàn)有飛行器的氣動(dòng)總體性能，要求其在各個(gè)飛行階段，通過(guò)調(diào)整氣動(dòng)外形，使其始終保持優(yōu)良的氣動(dòng)和飛行性能(圖1)。

圖1 飛行器通過(guò)變形適應(yīng)不同飛行任務(wù)示意圖Fig.1 Sketch of aircraft fit the different missions through morphing

以可能采用智能可變形技術(shù)的臨近空間大空域、寬速域飛行器為例，臨近空間是距海平面20 km～100 km高度的空域，是各航空航天強(qiáng)國(guó)大國(guó)極為關(guān)注的領(lǐng)域[1](圖2)。一般來(lái)說(shuō),臨近空間飛行器是指在臨近空間范圍或在入軌、再入過(guò)程中，能夠?qū)崿F(xiàn)臨近空間長(zhǎng)時(shí)間或長(zhǎng)距離巡航的飛行器。當(dāng)前各國(guó)重點(diǎn)發(fā)展的臨近空間飛行器主要分為兩大類：以平流層飛艇和臨近空間太陽(yáng)能無(wú)人機(jī)為代表的臨近空間大型低速飛行器，以臨近空間高超滑翔和吸氣式超燃動(dòng)力飛行器為代表的臨近空間高速飛行器。其中前者具有高空、超長(zhǎng)航時(shí)的特點(diǎn)，未來(lái)可用于偵察、預(yù)警、通訊中繼等用途；后者具有高超聲速遠(yuǎn)距離快速到達(dá)的能力，未來(lái)可用于全球快速打擊、快速到達(dá)和投放等用途。由于臨近空間飛行器具備多項(xiàng)獨(dú)特的優(yōu)勢(shì)，是國(guó)家總體實(shí)力和科學(xué)技術(shù)水平的象征，關(guān)系到國(guó)家安全和未來(lái)在全球的重大利益，具有極其重要的戰(zhàn)略地位，存在巨大的軍事和民用應(yīng)用前景，是當(dāng)前國(guó)際航空航天領(lǐng)域的研究熱點(diǎn)。

圖2 臨近空間示意圖Fig.2 Sketch of the near space

臨近空間包括大氣平流層、中間大氣層和部分電離層，飛行環(huán)境極為復(fù)雜。大氣密度大致隨高度每增加16 km，降低一個(gè)量級(jí)。大氣壓力隨高度上升迅速衰減，從20 km到100 km，壓力變化為5.4×10-2P0～3.2×10-7P0(P0為海平面大氣壓)。此外大氣溫度較低，臨近空間不同高度，大氣平均溫度:20 km～30 km，約-80 ℃～-55 ℃；30 km～50 km，約-55 ℃～-3 ℃；50 km～80 km，約-3 ℃～-110 ℃。

當(dāng)前多國(guó)爭(zhēng)相發(fā)展的水平起降臨近空間高超聲速飛行器以及更為遠(yuǎn)景的兩級(jí)/單級(jí)入軌空天飛行器要完成地面低速起飛和著陸、臨近空間高超聲速巡航/突防機(jī)動(dòng)等多種飛行任務(wù)。傳統(tǒng)固定外形難以始終保持良好飛行性能和操縱性能，可能存在如下幾個(gè)方面的困難：

1)從巡航性能看，飛行器從地面至低層臨近空間(20 km～30 km)、中高層臨近空間(60 km～70 km)乃至突破大氣層，空域跨度極大，大氣密度降低幾個(gè)量級(jí),同時(shí)飛行速域和馬赫數(shù)范圍跨越低速不可壓、亞跨超至高超聲速。不同速域、空域巡航對(duì)飛行器升力面面積、空間和平面形狀、翼型形式的要求差異巨大，固定外形飛行器難以做到性能最優(yōu)。

2)從作戰(zhàn)任務(wù)的需求看，如要求臨近空間高速飛行器滿足地面低速短距水平起降、高空高超聲速巡航突防和低空高機(jī)動(dòng)格斗，固定外形將無(wú)法同時(shí)滿足這些需求。

3)從操縱效能來(lái)看，臨近空間飛行器在面對(duì)大空域、寬速域執(zhí)行不同飛行任務(wù)時(shí)，其壓心、焦點(diǎn)和操縱面舵效變化巨大，傳統(tǒng)氣動(dòng)舵面結(jié)合推力矢量、噴流直接力控制可能也無(wú)法滿足飛行過(guò)程中的有效控制。

由此科學(xué)家和工程師們提出希望發(fā)展一種新概念飛行器——智能可變形飛行器，使其針對(duì)不同飛行工況、執(zhí)行不同任務(wù)時(shí)，能通過(guò)改變布局形狀，達(dá)到全階段性能優(yōu)化。飛行生物給出非常好的啟示，它們?cè)谶M(jìn)行巡航、盤旋、俯沖、攻擊時(shí)會(huì)采取合適的外形以獲得最佳氣動(dòng)和飛行性能。與此同時(shí)，各種功能(智能)材料，諸如：形狀記憶合金(SMA)、形狀記憶聚合物(SMP)、壓電材料、磁致伸縮、電致伸縮材料等的快速發(fā)展，以及新型高效智能變形結(jié)構(gòu)的提出，也為人類描畫了智能可變形飛行器的可能性、誘人前景和宏偉藍(lán)圖[2]。

當(dāng)前智能可變形飛行器已經(jīng)成為國(guó)內(nèi)外研究的熱點(diǎn)領(lǐng)域，但目前尚無(wú)公認(rèn)的定義。大體歸納起來(lái)，智能可變形飛行器是指外形能夠根據(jù)飛行任務(wù)、飛行速度、飛行環(huán)境等，適時(shí)、自主地發(fā)生改變，以不同的氣動(dòng)布局形式滿足不同的飛行任務(wù)，從而達(dá)到飛行器在整個(gè)飛行階段的氣動(dòng)和飛行性能優(yōu)化，提升其總體性能的飛行器。該類技術(shù)是有可能帶來(lái)未來(lái)飛行器革命性變化的顛覆性技術(shù)之一。

“智能可變形”包含兩個(gè)層次的含義,即：“變形”和“智能”。

首先，何謂變形？傳統(tǒng)飛行器通過(guò)機(jī)翼舵面偏轉(zhuǎn)變形實(shí)現(xiàn)縱向、橫向、航向操縱，通過(guò)增升裝置提高飛行器起降性能，通過(guò)變后掠角機(jī)構(gòu)提高面對(duì)不同速域的飛行性能。而智能可變形飛行器所指的變形是指不同空間尺度(局部、分布、整體)和時(shí)間尺度的連續(xù)變形，涵蓋的范圍很寬。以機(jī)翼為例，其變形可以包括改變彎度、厚度、扭轉(zhuǎn)、展長(zhǎng)、弦長(zhǎng)、翼面積、翼面形狀(包含平面、空間)等。

按照尺度和實(shí)現(xiàn)的功能來(lái)劃分，變形可以分為三類[3]：局部變形(小變形)，以實(shí)現(xiàn)流動(dòng)控制為主要目的，達(dá)到四兩撥千斤的效果，改善飛行器流場(chǎng)品質(zhì)和性能；分布式變形(中等尺度變形)，通過(guò)弦或展向弧度、厚度、扭轉(zhuǎn)變形，提高飛行器的操縱和控制性能，以實(shí)現(xiàn)飛行控制性能優(yōu)化；整體式變形(大尺度變形)，通過(guò)翼面積、展長(zhǎng)、后掠角、上下反角等平面和空間翼面形狀的改變，以實(shí)現(xiàn)面對(duì)不同飛行工況和任務(wù)時(shí)的全階段飛行性能優(yōu)化。文獻(xiàn)[3]給出整體式大變形的技術(shù)指標(biāo)是展弦比變化達(dá)到200%，翼面積50%，后掠角20°以上。

按照變形的實(shí)現(xiàn)方式來(lái)看，可分為兩個(gè)層次和階段：1)采用機(jī)械結(jié)構(gòu)，通過(guò)變形控制實(shí)現(xiàn)變形，可能應(yīng)用于分布式變形和整體大變形；2)采用智能(功能)材料、智能結(jié)構(gòu)和智能控制實(shí)現(xiàn)變形，目前看有望應(yīng)用于局部變形和分布式變形。按照這兩個(gè)層次，智能可變形飛行器研究的工作面會(huì)更大，其中第一個(gè)層次的變形已經(jīng)應(yīng)用于工程實(shí)踐，并獲得良好效果。但第二個(gè)層次的變形尚存在很大難度，距離應(yīng)用還有很長(zhǎng)的路要走。

第二，何謂智能？其含義在于飛行器能夠?qū)崟r(shí)感知外部環(huán)境，并能夠根據(jù)飛行任務(wù)指令和飛行環(huán)境對(duì)氣動(dòng)布局進(jìn)行實(shí)時(shí)調(diào)整，實(shí)現(xiàn)智能控制。涉及自感知、自適應(yīng)飛行控制、人工智能等眾多交叉學(xué)科。盡管近年來(lái)人工智能技術(shù)基于機(jī)器學(xué)習(xí)算法、高性能計(jì)算和海量數(shù)據(jù)積累等方面的發(fā)展，獲得突飛猛進(jìn)式的進(jìn)步，并在圖像識(shí)別和機(jī)器識(shí)別等領(lǐng)域獲得廣泛應(yīng)用而大放異彩[56-57]，但這種發(fā)展其本質(zhì)還是智能增強(qiáng)，距離具有自感知和主動(dòng)判斷能力的真正意義上的人工智能還有很大的差距。盡管這方面開展了一些工作，但目前由于現(xiàn)代意義上的可變形飛行器距離工程實(shí)用尚存在距離，這方面實(shí)質(zhì)性的針對(duì)可變形飛行器的智能化的工作還非常少見(jiàn)。所謂的智能基本都限制在智能材料或結(jié)構(gòu)、智能控制等較為單一的領(lǐng)域。由此本論文的論述重點(diǎn)放在可變形飛行器及其相關(guān)的關(guān)鍵技術(shù)發(fā)展現(xiàn)狀和趨勢(shì)的論述上。

當(dāng)前智能可變形飛行器的研究工作基本上圍繞如下幾個(gè)方面的問(wèn)題開展，即：飛行器需要產(chǎn)生何種形式的變形？如何產(chǎn)生變形？非定常動(dòng)態(tài)變形過(guò)程中是否安全？如何控制？變形效費(fèi)如何？等等。涉及氣動(dòng)、飛控、材料、結(jié)構(gòu)、驅(qū)動(dòng)、變形控制等基礎(chǔ)理論和關(guān)鍵技術(shù)。

1 可變形飛行器發(fā)展現(xiàn)狀

從人類實(shí)現(xiàn)第一次動(dòng)力飛行以來(lái)一百多年的時(shí)間里，飛行器大致經(jīng)歷了如下的發(fā)展歷程：萊特兄弟建造了第一架帶動(dòng)力柔性翼飛機(jī)，依靠翼面變形實(shí)現(xiàn)操縱；隨后隨著飛行速度的迅速增加，發(fā)展出了依靠舵面偏轉(zhuǎn)實(shí)現(xiàn)操縱的固定翼飛機(jī)；20世紀(jì)60年代隨著飛行速度進(jìn)一步提升到超聲速，為了兼顧低速起降和高速巡航之間的矛盾，人們發(fā)展出獲得廣泛工程應(yīng)用的變后掠翼飛機(jī)；但與此同時(shí)變后掠翼會(huì)帶來(lái)額外的重量和復(fù)雜性，隨著電傳操縱技術(shù)的成熟，變后掠翼飛機(jī)逐漸被隨控布局固定翼飛機(jī)所取代而退出舞臺(tái)；目前隨著智能材料技術(shù)和新一代變形結(jié)構(gòu)技術(shù)的發(fā)展，新型智能可變形飛行器又重新走入人們的視野，并成為科學(xué)家和工程研究關(guān)注的熱點(diǎn)。

事實(shí)上，發(fā)展能夠隨飛行環(huán)境和任務(wù)改變外形、優(yōu)化飛行性能的可變形飛行器，是人類一直在追尋的夢(mèng)想。圖3大致給出了截至2011年所發(fā)展的各種可變形飛行器[3]。如前所述，從變形實(shí)現(xiàn)方式的角度看，可變形飛行器的發(fā)展大致可以劃分為以下兩個(gè)階段。

第一階段：機(jī)械方式實(shí)現(xiàn)變形階段。包括萊特兄弟的柔性翼飛機(jī)和隨后的固定翼飛機(jī)都是通過(guò)變形來(lái)實(shí)現(xiàn)飛機(jī)的操縱的。1903年萊特兄弟制造出的第一架有動(dòng)力飛行器，是柔性翼可變形飛行器。它是靜不穩(wěn)定的，駕駛員正是通過(guò)操縱鋼纜，控制機(jī)翼扭轉(zhuǎn)實(shí)現(xiàn)飛機(jī)穩(wěn)定飛行。1916年，美國(guó)提出“變形機(jī)翼”的專利申請(qǐng)，至今已有大約90多年歷史[2]，而貝爾發(fā)明的氣動(dòng)舵面正式實(shí)現(xiàn)了對(duì)飛機(jī)的有效操縱。航空技術(shù)發(fā)展的100多年中，襟翼、副翼、縫翼等操縱和流動(dòng)控制機(jī)構(gòu)，都可看作是“可變形飛行器”發(fā)展的第一階段。在機(jī)械方式變形階段，最能體現(xiàn)變形飛行器巨大優(yōu)勢(shì)和發(fā)展?jié)摿Φ氖谦@得工程實(shí)用的“可變后掠翼飛機(jī)”。

20世紀(jì)60～70年代，美國(guó)、前蘇聯(lián)和歐洲為了解決高速戰(zhàn)斗機(jī)同時(shí)兼顧短距起降、亞聲速和超聲速飛行之間的矛盾，發(fā)展了一大批滿足工程實(shí)用的變后掠翼飛機(jī),有前蘇聯(lián)的MG-23、MG-27、Su-24、Tu-160，美國(guó)的X-5、F-111、F-14、B-1，英國(guó)、德國(guó)、意大利聯(lián)合研制的“狂風(fēng)”戰(zhàn)斗機(jī)等。其中最具代表性的是美國(guó)F-14(圖4a)和俄羅斯的Tu-160，代表了變后掠翼飛機(jī)發(fā)展的最高水平。

從氣動(dòng)的角度來(lái)看，飛機(jī)改變后掠翼可以使其在亞、跨、超聲速段都能降低阻力，獲得高升阻比。但在飛行速度從亞聲速跨越到超聲速時(shí)，變后掠會(huì)使飛機(jī)焦點(diǎn)產(chǎn)生很大的變化，對(duì)其操穩(wěn)性能和飛行控制造成很大影響。由此變掠翼飛機(jī)一方面通過(guò)精心選擇轉(zhuǎn)軸位置和機(jī)翼形狀盡量減小焦點(diǎn)變動(dòng)，同時(shí)會(huì)采取相應(yīng)的氣動(dòng)補(bǔ)償措施抑制焦點(diǎn)位置的過(guò)度變化。如X5(圖4b)試飛器在機(jī)翼后掠角增加的同時(shí)，翼根部會(huì)前移；F-14曾經(jīng)在后掠角增加的同時(shí)，于翼套前緣伸出一對(duì)小翼，使其在亞聲速和超聲速飛行時(shí)，縱向靜穩(wěn)定裕度處于合理可控的范圍。

(b)X5圖4 變后掠翼飛行器Fig.4 Variable swept-wing aircraft

從總體角度來(lái)看，實(shí)現(xiàn)變后掠翼，需要增加相應(yīng)的變形結(jié)構(gòu)、驅(qū)動(dòng)裝置、補(bǔ)償裝置、控制系統(tǒng)，在付出重量代價(jià)的同時(shí)，結(jié)構(gòu)變得更加復(fù)雜，可靠性變差。變后掠所帶來(lái)的氣動(dòng)優(yōu)勢(shì)相當(dāng)大程度上被所付出的重量、維護(hù)、復(fù)雜性等方面的代價(jià)所抵消。由此即便如F-14、Tu-160這樣優(yōu)秀的變后掠翼飛機(jī)也逐漸退出歷史舞臺(tái)，相當(dāng)大程度上被70～80年代發(fā)展起來(lái)的隨控布局固定翼飛機(jī)所替代。

早期的變后掠翼飛機(jī)基本都是由飛行員進(jìn)行變形控制，大大的增加飛行器的控制難度，后期先進(jìn)的變后掠飛機(jī)已經(jīng)采取了一定程度的自適應(yīng)智能控制技術(shù)，使得飛機(jī)能夠根據(jù)飛行環(huán)境和任務(wù)自動(dòng)地對(duì)后掠角做出連續(xù)的自適應(yīng)調(diào)整，大大地提高了飛機(jī)的性能。某種意義上看，這種變形方式已經(jīng)開始體現(xiàn)智能可變形飛行器的特征。

第二階段，智能材料或結(jié)構(gòu)實(shí)現(xiàn)變形的發(fā)展階段。如前所述，先進(jìn)的變后掠翼飛機(jī)已經(jīng)引入自適應(yīng)智能控制手段以提升飛機(jī)性能。更為重要的發(fā)展標(biāo)志是，自20世紀(jì)80年代以來(lái)，隨著智能(功能)材料、智能結(jié)構(gòu)、氣動(dòng)和智能控制技術(shù)的發(fā)展，以美國(guó)為代表的航空航天強(qiáng)國(guó)，提出了系列化的“智能可變形飛行器”研究計(jì)劃和創(chuàng)新思維[3，5]，它們是：變形飛機(jī)計(jì)劃(Aircraft Morphing)“自適應(yīng)機(jī)翼”(Adaptive Wing)“主動(dòng)柔性機(jī)翼” (Active Flexible Wing)“主動(dòng)氣動(dòng)彈性性機(jī)翼” (Active Aeroelastic Wing)“智能機(jī)翼”(Smart Wing)變形飛機(jī)結(jié)構(gòu)計(jì)劃(Morphing Aircraft Structures)“智能可變體飛行器”(Smart Morphing Aircraft)。

1979年，美國(guó)NASA與波音公司簽定合同，發(fā)展柔性復(fù)合材料“自適應(yīng)機(jī)翼”，可連續(xù)變化外形，以獲得最大氣動(dòng)效益。1985～1992年，NASA與Rockwell合作，開展“主動(dòng)柔性機(jī)翼”AFW計(jì)劃[2]，1996年以后擴(kuò)展為“主動(dòng)氣動(dòng)彈性性機(jī)翼”AAW[5]計(jì)劃。在此工作基礎(chǔ)上，1995年美國(guó)國(guó)防高級(jí)研究計(jì)劃局(DARPA)、空軍研究實(shí)驗(yàn)室(AFRL)和國(guó)家航空航天局(NASA)聯(lián)合開展了智能機(jī)翼研究項(xiàng)目[6]，由Northrop Grumman公司執(zhí)行。

2000年前的研究計(jì)劃主要開展智能可變形概念論證和部分關(guān)鍵技術(shù)研究，真正開展智能可變形飛行器樣機(jī)研制和飛行演示驗(yàn)證的是“變形飛行器結(jié)構(gòu)”(Morphing Aircraft Structures)計(jì)劃。這個(gè)計(jì)劃是由DARPA與AFRL于2001年提出的[7]，其目的在于飛行器飛行過(guò)程中通過(guò)改變氣動(dòng)外形使其在飛行包線內(nèi)執(zhí)行不同任務(wù)時(shí)，均能夠保持優(yōu)良的飛行性能，以實(shí)現(xiàn)單機(jī)執(zhí)行多種形式的作戰(zhàn)任務(wù)?，F(xiàn)階段研究重點(diǎn)是：低速和跨聲速變形機(jī)翼技術(shù)。該計(jì)劃的三種方案分別是：新一代航空技術(shù)(NextGen Aeronautics)公司的“滑動(dòng)蒙皮”方案、洛克希德·馬丁(Lockheed Martin)公司的“折疊機(jī)翼”方案、雷神(Raytheon)公司“壓縮機(jī)翼”方案。做出演示驗(yàn)證機(jī)的是前兩家，其中NextGen公司分別于2007試飛了重約45 kg的MFX-1，2008年試飛了重約90 kg且速度更快的MFX-2(圖5a)。洛馬公司的折疊翼方案(圖5b)開展了兩次飛行試驗(yàn)都以失敗告終。

在NASA資助下，還開展了火星探測(cè)變形飛行器Daedalon概念研究[8]，目的是設(shè)計(jì)無(wú)人駕駛的采用變形機(jī)翼技術(shù)的衛(wèi)星探測(cè)器。該項(xiàng)設(shè)計(jì)包含了飛行器在不同階段(再入、巡航、著陸)，可變的布局形式。通過(guò)熱防護(hù)罩實(shí)現(xiàn)直接再入，在H=8 km、Ma=2時(shí)，飛行器與防護(hù)罩分離，飛行器以小展弦比大后掠翼飛行，并逐漸增加展弦比減小后掠角，降低飛行器速度到H=500 m、Ma=0.7，最后著陸衛(wèi)星表面。計(jì)劃還研究了重量和動(dòng)力細(xì)節(jié)，并與其它火星登陸和飛行器設(shè)計(jì)進(jìn)行了比較。該計(jì)劃發(fā)射重量896 kg，可以帶12 kg的載荷，并認(rèn)為這種方案是一種經(jīng)濟(jì)的衛(wèi)星探測(cè)方法。

(a)Sliding skin in NextGen Inc.MFX-1、MFX-2

(b)Folding wing in Lockheed Martin Inc圖5 MAS計(jì)劃演示驗(yàn)證方案Fig.5 Demonstration and verification scheme in MAS project

2005年8月8日，美國(guó)國(guó)防部正式發(fā)布了最新版無(wú)人機(jī)路線圖——《無(wú)人飛行器系統(tǒng)路線圖2005～2030》[9]，集中反映和描述了美國(guó)對(duì)無(wú)人機(jī)的最新認(rèn)識(shí)、美國(guó)無(wú)人機(jī)系統(tǒng)開發(fā)的最新進(jìn)展、美國(guó)對(duì)無(wú)人機(jī)系統(tǒng)的有關(guān)需求以及美國(guó)無(wú)人機(jī)系統(tǒng)的未來(lái)發(fā)展規(guī)劃。在材料選擇方面，由于飛機(jī)工作環(huán)境的惡劣以及對(duì)飛機(jī)性能的嚴(yán)格要求，所以他們將智能材料作為實(shí)現(xiàn)目的的首選材料，希望這種新型的材料能夠在無(wú)人機(jī)戰(zhàn)斗中，根據(jù)不同的戰(zhàn)斗需求，實(shí)施可變形飛行并完成各種任務(wù)。

此外，歐洲也啟動(dòng)了多個(gè)單位合作的3AS(Active Aeroelastic Aircraft Structures)計(jì)劃，旨在變傳統(tǒng)的消極抑制氣動(dòng)彈性問(wèn)題為主動(dòng)利用，提高飛行效能[8-9]。2010年后歐盟在其GRAIN2計(jì)劃中以節(jié)能降噪為背景開展了智能可變形飛行器技術(shù)的研究。

在現(xiàn)役飛行器型號(hào)上采用智能可變形技術(shù)，以提升其性能的成功案例有：F/A-18A飛機(jī)上采用AAW技術(shù)[10]，使其滾轉(zhuǎn)性能顯著提高，已經(jīng)試飛了50次以上(圖6a)；MD-900直升機(jī)在其旋翼中嵌入壓電驅(qū)動(dòng)器，隨飛行狀態(tài)光順地改變?nèi)~片外形，明顯降低了直升機(jī)噪聲和振動(dòng)，并使其性能得到提高(圖6b)。2014年至2015年美國(guó)國(guó)家航空航天局(NASA)、美國(guó)空軍研究實(shí)驗(yàn)室(AFRL)和FlexSys公司合作，在灣流III(Gulfstream III)公務(wù)機(jī)上安裝該公司設(shè)計(jì)制造的自適應(yīng)彎曲后緣(Adaptive Compliant Trailing Edge，ACTE)。在截至2015年4月29日為止的六個(gè)月時(shí)間里，由NASA阿姆斯特朗飛行研究中心的測(cè)試團(tuán)隊(duì)在美國(guó)愛(ài)德華茲空軍基地成功完成了22架次的飛行試驗(yàn)(圖7)。ACTE的上述研發(fā)工作已經(jīng)經(jīng)歷了17年，其實(shí)現(xiàn)的無(wú)縫可彎曲和扭轉(zhuǎn)變形的后緣，可連續(xù)地彎曲變形，在-2°到30°范圍內(nèi)進(jìn)行自如偏轉(zhuǎn)。將其安裝在飛機(jī)的機(jī)翼上作為后緣，可起到傳統(tǒng)襟翼的作用。這些飛行試驗(yàn)是NASA的環(huán)保飛機(jī)計(jì)劃(Environmentally Responsible Aviation)中8項(xiàng)大尺度集成技術(shù)演示驗(yàn)證中的第一項(xiàng)。該項(xiàng)目的成功可以有效減輕結(jié)構(gòu)重量，提高效率，降低飛機(jī)起降過(guò)程中的噪聲，預(yù)計(jì)每年可節(jié)省數(shù)百萬(wàn)美元的燃料費(fèi)用。從報(bào)道的情況看，飛行試驗(yàn)取得了圓滿的成功，沒(méi)有遇到任何重大的技術(shù)問(wèn)題。

(a)Active Aeroelastic demonstration flight at F/A-18A

(b)Active control blade in MD-900圖6 現(xiàn)役型號(hào)采用變形技術(shù)案例Fig.6 Active model using deformation technology

圖7 灣流III無(wú)縫連續(xù)變后彎度機(jī)翼飛行試驗(yàn)Fig.7 Seamless continuous variable camber wing flight test at Gulfstream III

大學(xué)和其他一些研究機(jī)構(gòu)也開展了有益的探索。美國(guó)Florida大學(xué)的類似于海鷗的可變形微小型飛行器(圖8)，可以通過(guò)改變機(jī)翼上反角改變飛機(jī)的穩(wěn)定性和機(jī)動(dòng)性，通過(guò)連續(xù)偏轉(zhuǎn)后緣實(shí)現(xiàn)飛機(jī)操縱能力的提高。瑞典Linkoping大學(xué)發(fā)動(dòng)學(xué)生開展變形飛行器的研究工作，提出12個(gè)方案，通過(guò)評(píng)審確定三個(gè)方案進(jìn)行設(shè)計(jì)制造和演示飛行，分別是：伸縮翼方案，變后掠翼方案和雙翼合并方案，最終的結(jié)果是伸縮翼效果較好，雙翼合并方案效果不明顯，變后掠翼試飛沒(méi)有成功。Georgia Institute of Technology研究所提出柔性多體可變形無(wú)人戰(zhàn)斗機(jī)概念方案(圖9)，可以根據(jù)飛行任務(wù)適時(shí)調(diào)整外形。Gulfstream Aerospace公司提出變形靜音超聲速噴氣機(jī)的方案(圖10)，通過(guò)頭部伸縮和后掠角改變改善飛機(jī)的低速起降和超聲速飛行性能，以及聲爆性能。美國(guó)NASA設(shè)想2030年發(fā)展可以在飛行過(guò)程中采用各種變形方式實(shí)現(xiàn)流動(dòng)控制、飛行控制和性能控制的可變形飛行器。美國(guó)科幻電影《絕密飛行》中采用折刀式變前掠翼高速可變形飛行器概念方案(圖11)。

圖8 Florida大學(xué)可變形MAVFig.8 Deformation MAV in university of Florida

圖9 可變形無(wú)人戰(zhàn)斗機(jī)概念方案Fig.9 Concept scheme of deformable unmanned fighter

除前面介紹的氣動(dòng)外形發(fā)生改變的可變形飛行器外，當(dāng)飛行器進(jìn)行空域和速域變化很大的飛行時(shí)，即便其氣動(dòng)外形不發(fā)生變化，由于要適應(yīng)非常寬廣的速域范圍，馬赫數(shù)從亞聲速、跨聲速、超聲速甚至高超聲速，進(jìn)排氣系統(tǒng)在不同速域范圍要分別滿足發(fā)動(dòng)機(jī)的流量和總壓恢復(fù)要求，還要保證不同工作模態(tài)之間的順利轉(zhuǎn)換，其進(jìn)排氣系統(tǒng)型面往往不得不設(shè)計(jì)成可變形的。

圖10 變形靜音超聲速噴氣機(jī)的方案Fig.10 Deformable silent supersonic jets scheme

圖11 折刀式高速變形方案Fig.11 Knife type high speed deformation scheme

以水平起降的臨近空間高速飛行器SR-71為例，其巡航高度可達(dá)H=30 km，飛行速度Ma=3.2，所采用的發(fā)動(dòng)機(jī)J58是一種渦輪基組合動(dòng)力發(fā)動(dòng)機(jī)TBCC[12-13]。其進(jìn)氣系統(tǒng)采用軸對(duì)稱可調(diào)進(jìn)氣道，包括進(jìn)氣道外罩、可移動(dòng)中心錐、可調(diào)前后旁路活門、多孔式中心體邊界層吸除系統(tǒng)和一套為控制內(nèi)部激波位置及邊界層流動(dòng)而設(shè)計(jì)的喉道壁面吸氣系統(tǒng)(圖12)[14]。從地面起飛狀態(tài)到飛行馬赫數(shù)達(dá)到3.2，整個(gè)調(diào)節(jié)過(guò)程中，中心錐總的行程約為26 in；捕獲面積從8.7 ft2增加到18.5 ft2，增加了112%；喉道面積縮小到4.16 ft2，為馬赫數(shù)1.6時(shí)喉道面積的54%。同時(shí)其尾噴口形狀也作出相應(yīng)的調(diào)整[14]。

Lois J Weir與 Bobby W Sanders對(duì)組合發(fā)動(dòng)機(jī)用進(jìn)氣道,提出了一種與傳統(tǒng)單一使中心錐變形或使中心體變形不同的可變凹槽新概念[15]。通過(guò)中心錐的移動(dòng)，進(jìn)氣道在Ma=2.0、2.35、2.5及5.0時(shí)保持激波封口，該進(jìn)氣道方案用 F-15B吊裝進(jìn)行了飛行試驗(yàn)(圖13)。

研究人員還開展了大量二元可變形進(jìn)氣道的研究工作。如美國(guó)開展的TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)二元可調(diào)進(jìn)氣道方案研究(圖14)[16]。為滿足TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)工作過(guò)程，可調(diào)進(jìn)氣道設(shè)計(jì)需解決以下幾方面問(wèn)題：1)渦噴流道：由前體產(chǎn)生的邊界層問(wèn)題；大偏距、方轉(zhuǎn)圓、短亞聲速擴(kuò)壓器設(shè)計(jì)；不啟動(dòng)問(wèn)題；邊界層控制問(wèn)題；進(jìn)氣道性能指標(biāo)(發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口截面總壓畸變、總壓恢復(fù)系數(shù))等。2)沖壓流道：由前體產(chǎn)生的邊界層問(wèn)題；不啟動(dòng)問(wèn)題；燃燒室的工作問(wèn)題等。3)推進(jìn)系統(tǒng)的模態(tài)轉(zhuǎn)換問(wèn)題等。

圖13 可變凹槽進(jìn)氣道Fig.13 Grooves deformable inlet

波音公司在B787飛機(jī)上采用可變形技術(shù)，以改善發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)排氣特性以提高性能。在其發(fā)動(dòng)機(jī)短艙尾部加裝采用形狀記憶合金和復(fù)合材料的鋸齒型罩圈，起飛時(shí)能夠自動(dòng)收縮，降低噪聲，巡航時(shí)能夠張開，提高發(fā)動(dòng)機(jī)效率(圖15a)。在F-15戰(zhàn)斗機(jī)的進(jìn)氣道上加裝形狀記憶合金材料和裝置，使其隨飛行速度改變發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道進(jìn)氣面積、前緣半徑和內(nèi)部管道形狀，以提升其動(dòng)力系統(tǒng)性能，增加作戰(zhàn)半徑(圖15b)。

圖14 TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)二元可調(diào)進(jìn)氣道及試驗(yàn)?zāi)Ｐ虵ig.14 TBCC engine 2D variable intake and test model

(a)Deformable rear engine nacelle of B787

(b)F-15 deformable inlet圖15 波音公司在發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)排氣系統(tǒng)上采用的基于SMA材料的可變形技術(shù)Fig.15 Deformation technology based on SMA material used in the engine intake and exhaust system of Boeing

2 智能可變形飛行器關(guān)鍵問(wèn)題及研究進(jìn)展

智能可變形飛行器領(lǐng)域是多學(xué)科交叉耦合的系統(tǒng)工程。面臨著總體、氣動(dòng)、結(jié)構(gòu)、控制等諸多關(guān)鍵技術(shù)和相關(guān)基礎(chǔ)科學(xué)問(wèn)題。其中總體與分系統(tǒng)之間相互牽引和支撐。

2.1 智能可變形飛行器設(shè)計(jì)中的關(guān)鍵技術(shù)問(wèn)題

首先從總體的角度分析，可變形飛行器面臨兩個(gè)層次的關(guān)鍵問(wèn)題：

2.1.1 智能可變形飛行器需求分析和概念研究

和常規(guī)飛行器一樣，需求分析是可變形飛行器的根本出發(fā)點(diǎn)。只有出現(xiàn)常規(guī)固定外形飛行器在采用了氣動(dòng)、材料、結(jié)構(gòu)、動(dòng)力、控制等各種先進(jìn)技術(shù)也難以克服困難滿足任務(wù)需求，或者付出代價(jià)巨大的時(shí)候，可變形飛行器才能夠獲得真正用武之地。如：要求同時(shí)實(shí)現(xiàn)地面短距起降和臨近空間高超聲速巡航的飛行器。其外形和進(jìn)氣道內(nèi)型面必須隨速域和空域作出改變；同時(shí)要求快速到達(dá)戰(zhàn)區(qū)，長(zhǎng)時(shí)間對(duì)地壓制和快速對(duì)地面目標(biāo)實(shí)施攻擊的反輻射飛行器等。此時(shí)需要開展可變形飛行器需求分析和概念研究，包括：任務(wù)使命定義，變形策略設(shè)計(jì)，性能評(píng)估方法數(shù)學(xué)建模和實(shí)現(xiàn)，初步效費(fèi)分析和總體概念優(yōu)化等。需要基于現(xiàn)有和未來(lái)可能發(fā)展的技術(shù)對(duì)可變形飛行器的實(shí)現(xiàn)性、研制過(guò)程中的風(fēng)險(xiǎn)、可能帶來(lái)的收益和付出代價(jià)，作出初步定量的評(píng)估。

以多用途作戰(zhàn)飛機(jī)為例，它一直被軍事分析家認(rèn)為是未來(lái)發(fā)展主流，如F-35多用途攻擊機(jī)，F(xiàn)-14艦載戰(zhàn)斗機(jī)等。某種意義上，研發(fā)多用途作戰(zhàn)飛機(jī)一方面是想提高單機(jī)作戰(zhàn)能力，增加打擊效能；另一方面是源于經(jīng)費(fèi)的限制，這包括研制成本、采購(gòu)成本及后期的維護(hù)成本等，有限的經(jīng)費(fèi)無(wú)法開發(fā)各類不同的單任務(wù)飛機(jī)。變后掠飛機(jī)，在滿足不同飛行任務(wù)需求的同時(shí)，也付出了不小的重量和可靠性代價(jià)，其使用、維護(hù)成本也高于單任務(wù)飛機(jī)，總成本反而未得到有效的控制，由此逐漸退出歷史舞臺(tái)。隨著新工藝、新技術(shù)、新材料的發(fā)展，會(huì)出現(xiàn)新的可變形技術(shù)用于提高飛行器的綜合性能。但前提是這些新的可變形技術(shù)的效費(fèi)比，即所獲得的性能優(yōu)勢(shì)相對(duì)所付出的重量、復(fù)雜度、可靠性代價(jià)，是占優(yōu)的。

從文獻(xiàn)看，盡管可供借鑒的成熟可變形飛行器只有獲得大量工程應(yīng)用的變掠翼飛機(jī)，但國(guó)外在可變形飛行器需求分析，氣動(dòng)、結(jié)構(gòu)、性能等概念評(píng)估等方面，開展了大量較為系統(tǒng)的探索性研究工作。對(duì)于現(xiàn)代意義上的智能可變形飛行器，由于其自身處于探索階段，相關(guān)各項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)和分系統(tǒng)也不成熟，對(duì)這部分研究工作造成很大難度。但這部分研究工作非常重要，是智能可變形飛行器概念的出發(fā)點(diǎn)。國(guó)內(nèi)這方面系統(tǒng)性的研究工作還非常有限，某種意義上這也是我國(guó)可變形飛行器總體方面的研究工作缺乏原創(chuàng)性的根本原因。

2.1.2 智能可變形飛行器總體設(shè)計(jì)技術(shù)

同其他飛行器總體設(shè)計(jì)一樣，可變形飛行器總體設(shè)計(jì)同樣需要自頂向下對(duì)多個(gè)專業(yè)和系統(tǒng)綜合協(xié)調(diào)，逐級(jí)分解。如果總體設(shè)計(jì)出現(xiàn)偏差，期望依靠先進(jìn)的各專業(yè)學(xué)科和分系統(tǒng)技術(shù)研制出先進(jìn)的可變形飛行器[38]是不可行的。從總體設(shè)計(jì)角度看，不同需求的可變形飛行器，對(duì)應(yīng)不同的變形策略，面對(duì)的技術(shù)難點(diǎn)有所不同，相應(yīng)需要選擇不同的技術(shù)方案。下面簡(jiǎn)述可變形飛行器設(shè)計(jì)所面臨的不同于固定翼飛行器的三個(gè)主要關(guān)鍵技術(shù)問(wèn)題。

(1)氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)和變形策略問(wèn)題。變形飛機(jī)面臨的速域/空域/使命、氣動(dòng)布局方案和變形結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)難度、設(shè)計(jì)人員的經(jīng)驗(yàn)等多個(gè)因素共同決定了可變形飛行器的氣動(dòng)布局和變形策略。以美國(guó)的MAS計(jì)劃為例，NextGen公司的滑動(dòng)蒙皮變后掠方案兩次演示驗(yàn)證(MFX-1和MFX-2)之所以能成功試飛，與20世紀(jì)60年代美國(guó)就發(fā)展了變后掠翼飛機(jī)的氣動(dòng)力、飛行控制技術(shù)和相對(duì)成熟的設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)密不可分。而洛·馬公司的折疊機(jī)翼方案連續(xù)遇到了挫折，其主要原因可能在于其所選擇的氣動(dòng)布局形式及變形策略，在相關(guān)的非定常動(dòng)態(tài)氣動(dòng)干擾和變形過(guò)程中的飛行控制等方面的技術(shù)仍不成熟[38]。研究表明：1)折疊前后全機(jī)的焦點(diǎn)移動(dòng)量很大，從而極大地增加了飛控系統(tǒng)設(shè)計(jì)的難度。仔細(xì)分析成功試飛的國(guó)內(nèi)外研究機(jī)構(gòu)和高校的變形飛機(jī)布局方案，大都通過(guò)布局設(shè)計(jì)限制了焦點(diǎn)的過(guò)分移動(dòng)，使變形前后焦點(diǎn)位置盡量靠近，但這樣一來(lái)就限制了變形機(jī)翼任務(wù)適應(yīng)性強(qiáng)的特點(diǎn)；或者通過(guò)放寬靜穩(wěn)定裕度等飛控技術(shù)來(lái)適應(yīng)這種變化，但這無(wú)疑大大增加了氣動(dòng)布局和飛控設(shè)計(jì)的難度。2)折疊過(guò)程中，內(nèi)翼與機(jī)身的氣動(dòng)干擾問(wèn)題很嚴(yán)重，相應(yīng)的變形過(guò)程中，氣動(dòng)特性和非定常效應(yīng)對(duì)飛行控制和飛行安全造成極大影響。因此在進(jìn)行可變形飛行器總體布局和變形策略設(shè)計(jì)階段，除了考慮升阻特性和結(jié)構(gòu)實(shí)現(xiàn)的難易程度外，需要考慮變形前后和變形過(guò)程中焦點(diǎn)和操穩(wěn)特性的變化。

可變體飛行器翼型優(yōu)化方面，一般的優(yōu)化方法分兩步進(jìn)行，即先分別對(duì)多種飛行條件下的氣動(dòng)外形進(jìn)行優(yōu)化，再設(shè)計(jì)獲得這些外形的變形機(jī)制。Secanell等在文獻(xiàn)[17]中采用了這一優(yōu)化方法，該文的優(yōu)化程序基于帶S-A湍流模型的CFD求解器和序列二次規(guī)劃算法，首先獲得失速、起飛滑跑、大的爬升梯度、大的爬升率、巡航、盤旋這6種飛行條件下的最優(yōu)翼型，然后分析這些翼型得到了一種極薄翼型作為初始翼型，而通過(guò)控制彎度和前緣厚度作為各種飛行條件下的變形機(jī)制。

可變體飛行器氣動(dòng)布局優(yōu)化方面，最直接的方法是，對(duì)飛機(jī)設(shè)計(jì)的相關(guān)變量從外形尺寸、控制面到發(fā)動(dòng)機(jī)性能，進(jìn)行參數(shù)建模，研究各種參數(shù)對(duì)氣動(dòng)特性的影響，在此基礎(chǔ)上開展變形飛機(jī)的外形優(yōu)化問(wèn)題研究。但飛機(jī)設(shè)計(jì)中的變量成千上萬(wàn)，顯然對(duì)所有變量開展研究不現(xiàn)實(shí)。Brian等[18]在2002年和 Joshua和Crossley[19]在2005年在變形飛機(jī)概念設(shè)計(jì)階段提煉出最為關(guān)鍵的6個(gè)變量作為研究對(duì)象，這6個(gè)變量是：推重比(T/W)、翼載(W/S)、翼厚度與弦長(zhǎng)比(t/c)、翼根梢比(λ)、翼后掠角(Λ)、翼展弦比(2b/S)。研究這些基本變量的變化對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)性能造成的影響。這種將變形模型化為基本變量的方法中沒(méi)有考慮實(shí)現(xiàn)變形的機(jī)制或方法。這樣做的意圖是根據(jù)飛行器優(yōu)化設(shè)計(jì)所需變形形式和變形量對(duì)所需的變形裝置(作動(dòng)器、傳感器等)提出需求，換句話說(shuō)，變形設(shè)施會(huì)基于優(yōu)化設(shè)計(jì)需要的變形類型和變形量來(lái)進(jìn)行選擇和/或開發(fā)。

更進(jìn)一步，變形飛行器氣動(dòng)布局與變形結(jié)構(gòu)耦合的工作被考慮進(jìn)來(lái)。如Maute和Reich在2004年[20]和2006年[21]提出了一種新的優(yōu)化方法，即在流固耦合的框架內(nèi)對(duì)設(shè)計(jì)問(wèn)題進(jìn)行建模，以便直接評(píng)估氣動(dòng)特性同時(shí)優(yōu)化整個(gè)變形機(jī)構(gòu)系統(tǒng)。將所建立的優(yōu)化方法針對(duì)一個(gè)變形翼三維段設(shè)計(jì)優(yōu)化問(wèn)題進(jìn)行研究，結(jié)果表明考慮流動(dòng)、結(jié)構(gòu)變形、機(jī)構(gòu)和作動(dòng)器之間的耦合是必需的。說(shuō)明變形機(jī)構(gòu)的特性在可變形飛行器設(shè)計(jì)中至關(guān)重要。

(2)變形機(jī)構(gòu)所帶來(lái)的額外重量和占用空間問(wèn)題。就當(dāng)前的技術(shù)水平和未來(lái)可以預(yù)見(jiàn)的相當(dāng)長(zhǎng)一段時(shí)間的技術(shù)發(fā)展趨勢(shì)而言，可變形飛行器為了實(shí)現(xiàn)變形往往需要引入復(fù)雜的變形機(jī)構(gòu)、驅(qū)動(dòng)裝置和控制系統(tǒng)，特別是對(duì)于中大變形。相對(duì)于固定翼飛行器，一方面帶來(lái)了額外的重量，另一方面占據(jù)了燃油或機(jī)載設(shè)備的空間，導(dǎo)致飛機(jī)的重量效率和空間利用率不高。這直接決定了可變形飛行器的成本和效費(fèi)比是否合適。因此，智能可變形飛行器和常規(guī)飛行器相比，如果不能在不付出或付出可接受的重量和空間代價(jià)的基礎(chǔ)上實(shí)現(xiàn)所需變形，就只能停留在關(guān)鍵技術(shù)研究和攻關(guān)階段，難以實(shí)現(xiàn)有價(jià)值的工程實(shí)用。從總體的角度看，變形是為了獲得更高的效費(fèi)比，在獲得變形帶來(lái)的氣動(dòng)和飛控的收益同時(shí)，必然要關(guān)注所付出的重量、空間代價(jià)，關(guān)注可靠性和維護(hù)性的成本[38]。這很可能是美國(guó)在F-111/AFTI自適應(yīng)機(jī)翼技術(shù)驗(yàn)證機(jī)、F/A-18A/AAW主動(dòng)氣動(dòng)彈性機(jī)翼技術(shù)驗(yàn)證機(jī)以及ACTE技術(shù)在灣流III飛機(jī)上實(shí)現(xiàn)成功演示驗(yàn)證后后并不將其投入使用的主要原因，也是以F-14為代表的成熟的變后掠翼技術(shù)退出歷史舞臺(tái)的核心原因。因此美國(guó)在后續(xù)的可變形研究工作中，非常強(qiáng)調(diào)重量控制或?qū)⒅亓孔鳛閮?yōu)化目標(biāo)。從國(guó)外可變形飛行器總體優(yōu)化的文獻(xiàn)看，其目標(biāo)函數(shù)往往定為起飛重量最小，工作難點(diǎn)集中于建立變形機(jī)構(gòu)重量與變形尺度的函數(shù)關(guān)系，也說(shuō)明這一問(wèn)題的重要性和難度。

(3)變形過(guò)程中的安全問(wèn)題。可變形飛行器用于操縱和改變性能的變形方式一般分為兩類：改變飛行性能，如后緣襟翼增升，變后掠、變展長(zhǎng)提高飛機(jī)性能等；操縱飛機(jī)，如起類似副翼、平尾等舵面作用的變形，尤其對(duì)于靜穩(wěn)定性較低或放寬靜穩(wěn)定性的飛機(jī)，要求變形速度快些。這里重點(diǎn)關(guān)注第一類變形。白鵬、陳錢等在文獻(xiàn)[22-23]中針對(duì)滑動(dòng)蒙皮方式變后掠過(guò)程中的非定常效應(yīng)開展了風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)研究，初步研究表明快速變形相對(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(圖16)，其轉(zhuǎn)動(dòng)慣量變化率所造成的影響也更為明顯。過(guò)快的變形速率對(duì)于飛行器變形過(guò)程中的非定常氣動(dòng)特性、操穩(wěn)特性和飛行控制會(huì)帶來(lái)很大的影響?？焖僮冃危瑢?duì)于變形材料、結(jié)構(gòu)、作動(dòng)系統(tǒng)和變形控制也提出更高要求。反之，過(guò)慢的變形速率，同樣會(huì)對(duì)于變形材料、結(jié)構(gòu)、作動(dòng)系統(tǒng)和飛行控制帶來(lái)額外的開銷和不利因素，且無(wú)法滿足飛行任務(wù)和環(huán)境要求整體飛行性能作出快速響應(yīng)時(shí)的要求。因此需要綜合考慮氣動(dòng)、飛控、材料、結(jié)構(gòu)、作動(dòng)等因素，開展全面的計(jì)算和試驗(yàn)分析，才有可能獲得現(xiàn)實(shí)、可行的變形速率。如Nextgen公司的MFX-1公開過(guò)的機(jī)翼變形所需的時(shí)間是15 s，F(xiàn)-111變掠角速度可達(dá)3.8°/s，F(xiàn)-14變掠角速度可達(dá)7.5°/s?，F(xiàn)在還不清楚設(shè)計(jì)者選擇這樣的變形速率除了考慮結(jié)構(gòu)實(shí)現(xiàn)的因素和飛行任務(wù)要求以外，是否為了避免引發(fā)非定常氣動(dòng)和相關(guān)飛控問(wèn)題。但初步分析鳥類和變掠翼飛機(jī)的變形，安全的變形速率應(yīng)該與來(lái)流速度和飛行器特征尺度存在一定的關(guān)系。

圖16 風(fēng)洞測(cè)量滑動(dòng)蒙皮變后掠過(guò)程中非定常滯回效應(yīng)Fig.16 The unsteady hysteresis effect at the process of sliding skin sweep in wind tunnel measurement

上述的三個(gè)關(guān)鍵問(wèn)題，每個(gè)都是關(guān)系到氣動(dòng)、材料、結(jié)構(gòu)、控制的多學(xué)科交叉耦合問(wèn)題。如果不從總體、頂層和系統(tǒng)的角度研究分析，必然會(huì)顧此失彼，導(dǎo)致各種難點(diǎn)錯(cuò)綜復(fù)雜甚至最終無(wú)從下手。要解決這些問(wèn)題，需要對(duì)智能可變形飛行器進(jìn)行廣泛的資料分析和基礎(chǔ)研究，特別需要從總體的角度更全面地協(xié)調(diào)相關(guān)專業(yè)，并進(jìn)一步發(fā)展完善可變形飛機(jī)總體設(shè)計(jì)技術(shù)。

2.2 可變形飛行器兩大基礎(chǔ)學(xué)科和技術(shù)瓶頸問(wèn)題

從專業(yè)學(xué)科和分系統(tǒng)的角度看，可變形飛行器面臨諸如氣動(dòng)、材料、結(jié)構(gòu)、動(dòng)力、飛控等一系列難題。但當(dāng)前可變形飛行器面臨的最為迫切的瓶頸技術(shù)可以分為兩大類：

2.2.1 可變形飛行器氣動(dòng)、飛行力學(xué)和飛行控制

可變形飛行器氣動(dòng)特性研究的技術(shù)瓶頸集中體現(xiàn)在變形過(guò)程中氣動(dòng)特性評(píng)估、機(jī)理研究，以及適用的非定常動(dòng)態(tài)氣動(dòng)力建模。飛行器在飛行過(guò)程中外形發(fā)生變化，作用于飛行器的氣動(dòng)力、力矩將隨時(shí)間改變。尤其對(duì)于大尺度快速變形，由于“附加速度效應(yīng)”和“流場(chǎng)滯回效應(yīng)”的共同作用，非定常氣動(dòng)力將對(duì)飛行器操穩(wěn)特性、控制律設(shè)計(jì)以及飛行安全產(chǎn)生重要的影響。為此，需要以各種飛行器典型的變形方式為對(duì)象，針對(duì)變形過(guò)程中的非定常氣動(dòng)特性、動(dòng)態(tài)特性和產(chǎn)生機(jī)理開展研究，并建立非定常動(dòng)態(tài)氣動(dòng)力模型。

變形過(guò)程中的飛行動(dòng)力學(xué)建模是可變形飛行器研究的瓶頸之一。由于飛行模態(tài)或結(jié)構(gòu)形狀的快速改變?cè)斐蓜?dòng)態(tài)飛行過(guò)程中，傳統(tǒng)用于飛行動(dòng)力學(xué)特性研究的小擾動(dòng)假設(shè)和縱橫向解耦等方法可能已經(jīng)不再適用，需要開展相關(guān)的變結(jié)構(gòu)條件下飛行動(dòng)力學(xué)模型研究，建立相應(yīng)的飛行動(dòng)力學(xué)模型和操穩(wěn)特性分析與評(píng)估方法，研究飛行器變形或改變飛行模式過(guò)程中飛行動(dòng)力學(xué)特性及其產(chǎn)生機(jī)理?，F(xiàn)階段針對(duì)可變形飛行器的飛行動(dòng)力學(xué)模型主要有三種：采用線化小擾動(dòng)假設(shè)飛行動(dòng)力學(xué)模型結(jié)合準(zhǔn)定常氣動(dòng)力模型的局部?jī)鼋Y(jié)法；適用于小尺度快速變形，采用線化小擾動(dòng)飛行力學(xué)模型結(jié)合非定常氣動(dòng)力修正；適用于大尺度較慢速變形的考慮慣量時(shí)間變化率結(jié)合準(zhǔn)定常氣動(dòng)力的飛行力學(xué)模型。對(duì)于變形尺度大、速度快的情況還很少見(jiàn)到相關(guān)研究文獻(xiàn)，需要采用考慮慣量時(shí)間變化率結(jié)合非定常氣動(dòng)力的飛行力學(xué)模型，其最大難點(diǎn)在于變形過(guò)程中非定常氣動(dòng)力建模。

變形過(guò)程中氣動(dòng)和飛行力學(xué)特性研究的最終目的是實(shí)現(xiàn)變形過(guò)程中合理有效的飛行控制，保證飛行過(guò)程的安全。針對(duì)變形飛行器在不同飛行模態(tài)下的氣動(dòng)和操穩(wěn)特性，以及飛行模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程中的非定常動(dòng)態(tài)氣動(dòng)特性，開展相關(guān)的飛行控制律設(shè)計(jì)方法研究以及新概念飛行控制方法探索，在保證不同飛行模態(tài)有效控制的基礎(chǔ)上，尤其要保證動(dòng)態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程中的安全有效控制。目前針對(duì)現(xiàn)代意義上的可變形飛行器，這部分研究工作還處于探索階段，尤其是針對(duì)變形過(guò)程中的飛行控制[38]。

若要實(shí)現(xiàn)變形過(guò)程中的有效控制，首要條件是準(zhǔn)確預(yù)測(cè)并深刻認(rèn)識(shí)飛行器變形過(guò)程中的非定常動(dòng)態(tài)氣動(dòng)特性，獲得準(zhǔn)確有效的氣動(dòng)力模型。這對(duì)于復(fù)雜變形過(guò)程中表現(xiàn)為強(qiáng)非定常非線性干擾氣動(dòng)特性的變形飛行器而言尤為重要。這對(duì)于當(dāng)前的氣動(dòng)預(yù)測(cè)技術(shù)而言是極大的挑戰(zhàn)。雖然眾多研究機(jī)構(gòu)和大學(xué)對(duì)可變體飛行器氣動(dòng)特性開展了風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)、數(shù)值模擬和理論分析工作，但距離成熟的技術(shù)狀態(tài)還有很長(zhǎng)的路要走。

首先，在動(dòng)態(tài)變形過(guò)程中，風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)存在很大的困難，包括：模擬的相似律理論、風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ驮O(shè)計(jì)、試驗(yàn)技術(shù)和方法等。目前看，測(cè)試不同變形狀態(tài)下定?；驕?zhǔn)定常的試驗(yàn)工作較多，但測(cè)試連續(xù)變形過(guò)程中動(dòng)態(tài)非定常氣動(dòng)特性的試驗(yàn)工作很少。

可變體飛行器風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)方面，Neal III等在2004年[24]和2006年[25]設(shè)計(jì)了變形飛機(jī)的風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ鸵赃_(dá)到五個(gè)目的：對(duì)大變形飛機(jī)建立準(zhǔn)定常模型、對(duì)“高效飛行的布局”進(jìn)行優(yōu)化研究、對(duì)快變形飛機(jī)建立瞬變模型、對(duì)“變形作為機(jī)動(dòng)控制裝置”進(jìn)行評(píng)估研究、對(duì)變形飛機(jī)的飛行控制模擬。實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ偷脑O(shè)計(jì)過(guò)程分為兩期。為了增加第一期實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ蜐M足長(zhǎng)期實(shí)驗(yàn)需求的能力、增加結(jié)構(gòu)強(qiáng)度、增加氣動(dòng)載荷作用下的翼扭轉(zhuǎn)功能、增加變形速率控制功能，第二期實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ瓦M(jìn)行了大量改進(jìn)。最終的實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ湍馨l(fā)生的變形有兩類：第一類是為了使飛機(jī)適應(yīng)于不同任務(wù)的大變形，包括展長(zhǎng)、后掠角、尾翼布局的變化；第二類是為了使飛機(jī)能機(jī)動(dòng)飛行的控制型變形，包括翼扭轉(zhuǎn)。兩類變形的組合能使實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ偷淖冃文芰︼@著增強(qiáng)。Maryland大學(xué)采用風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)手段，研究了變展弦比對(duì)UAVs穩(wěn)定性所造成的影響[26]。計(jì)算穩(wěn)定系數(shù)驗(yàn)證了變展弦比機(jī)翼在展長(zhǎng)對(duì)稱變化時(shí)可以保持穩(wěn)定性。滾轉(zhuǎn)模式也隨著展長(zhǎng)增加變得更加穩(wěn)定。此外，進(jìn)行風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證了非對(duì)稱展長(zhǎng)可以產(chǎn)生控制滾轉(zhuǎn)機(jī)動(dòng)的滾轉(zhuǎn)力矩。Colorado大學(xué)研究了采用變后掠角方式提高微型飛行器飛行性能的可能性[27]。Virginia大學(xué)的David等人試驗(yàn)研究了低速可變形試驗(yàn)?zāi)Ｐ涂赏瑫r(shí)變后掠角、變展長(zhǎng)以及翼梢扭轉(zhuǎn)對(duì)氣動(dòng)性能造成的影響，特別是對(duì)壓力中心和阻力的影響。此外在該項(xiàng)研究中機(jī)身的后緣也可以伸長(zhǎng)縮短[28]。白鵬、陳錢等在低速風(fēng)洞中針對(duì)滑動(dòng)蒙皮變后掠翼模型完成了不同變形速率下變形過(guò)程中非定常動(dòng)態(tài)氣動(dòng)特性的測(cè)試，并獲得了非定常動(dòng)態(tài)氣動(dòng)力隨后掠角變化的滯回曲線[22-23]。蔣增龑等開展了提高變形過(guò)程中氣動(dòng)力和力矩特性測(cè)量精度的風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)技術(shù)研究[29]。

其次變形過(guò)程中的非定常動(dòng)態(tài)氣動(dòng)特性缺乏公認(rèn)的相關(guān)氣動(dòng)基礎(chǔ)理論分析和支撐。從數(shù)值模擬方法的角度看，當(dāng)前的數(shù)值模擬技術(shù)已經(jīng)具備了模擬動(dòng)邊界非定常動(dòng)態(tài)氣動(dòng)特性的能力，但由于缺乏有效的理論或風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)結(jié)果的驗(yàn)證與確認(rèn)，導(dǎo)致其合理性和正確性缺乏有效的支撐。

在可變體飛行器氣動(dòng)特性計(jì)算和評(píng)估方面，Wickenheiser和Garcia[30]在2007年指出，變形飛機(jī)由于同時(shí)經(jīng)歷著飛行條件變化和幾何外形變化，因而需要一種快速、精確、適應(yīng)性強(qiáng)而且不需要重建飛機(jī)網(wǎng)格和流場(chǎng)的一種初步分析方法。該文通過(guò)將Prandtl的升力線理論擴(kuò)展到具有任意彎度和弦長(zhǎng)分布且具有非理想翼型的機(jī)翼，可得到一個(gè)積分方程，進(jìn)而通過(guò)Gauss積分和正弦級(jí)數(shù)表示，可得到方程的解。該文將這一方法用于海鷗式變形翼，顯示了這種方法是理想的(特別是在處理升-阻效率和壓心位置方面)。Bowman等[31]在2002年同樣通過(guò)空氣動(dòng)力學(xué)理論分析發(fā)現(xiàn)，在低速飛行時(shí)，翼型彎度增加導(dǎo)致升力系數(shù)-阻力系數(shù)極曲線圖上最小阻力點(diǎn)向右下方移動(dòng)；在高速飛行時(shí)，翼型彎度增加導(dǎo)致升力系數(shù)-阻力系數(shù)極曲線圖上最小阻力點(diǎn)向右上方移動(dòng)。因而，在低速飛行時(shí)應(yīng)增大翼型彎度，以同時(shí)獲得最小阻力和較大升力系數(shù)；在高速飛行時(shí)應(yīng)減小翼型彎度，以同時(shí)獲得最小阻力和較小升力系數(shù)。該文進(jìn)一步發(fā)現(xiàn)，最小阻力時(shí)的升力系數(shù)主要受翼型彎度的影響，而且在很大程度上影響最大升阻比。與上述解析方法不同，采用計(jì)算機(jī)通過(guò)多學(xué)科分析工具來(lái)評(píng)估變形飛機(jī)氣動(dòng)性能，則能得到更確切的結(jié)果，Samareh等[32]在2007年即開發(fā)了這樣的分析工具。該文采用一種高效的參數(shù)化模型公式，能對(duì)發(fā)生大變形的系統(tǒng)自動(dòng)生成關(guān)于氣動(dòng)參數(shù)、幾何參數(shù)、形狀變化參數(shù)的模型。該分析工具用于簡(jiǎn)單變形的計(jì)算需要2～4天，用于復(fù)雜變形的計(jì)算需要1～2周。此外，Nangia和Palmer[33]采用Panel方法，研究變形飛機(jī)，并采用Euler和Navier-Stokes方法來(lái)對(duì)結(jié)果進(jìn)行確認(rèn)。Cho等[34]用Panel方法求解仿生雙翼問(wèn)題，并與CFD方法進(jìn)行了比較。高彥峰通過(guò)茹科夫斯基翼型氣動(dòng)力的解析解，理論推導(dǎo)了二維翼型變形過(guò)程中的非定常氣動(dòng)特性，研究表明，相較于改變翼型的弦長(zhǎng)和厚度，變彎度所帶來(lái)的非定常效應(yīng)更為顯著[35]。徐國(guó)武等通過(guò)數(shù)值模擬得到了和其理論推導(dǎo)定性一致的計(jì)算結(jié)果[36]。

綜上所述，不論是風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)、數(shù)值模擬還是理論分析，獲得變形過(guò)程中的非定常動(dòng)態(tài)氣動(dòng)特性均是嚴(yán)峻挑戰(zhàn)。通過(guò)飛行動(dòng)力學(xué)分析，準(zhǔn)確獲取變形過(guò)程中的運(yùn)動(dòng)響應(yīng)，并加以有效控制是困難的研究工作。

2.2.2 變形結(jié)構(gòu)、驅(qū)動(dòng)與變形控制

目前來(lái)看，基于傳統(tǒng)材料與結(jié)構(gòu)的可變形結(jié)構(gòu)，存在這樣幾個(gè)方面的弱點(diǎn)：1)結(jié)構(gòu)笨重，變形效益降低；2)結(jié)構(gòu)復(fù)雜，可靠性較低；3)致動(dòng)、傳動(dòng)系統(tǒng)復(fù)雜，功重比低；4)難于實(shí)現(xiàn)連續(xù)光滑變形[38]。因此需要引入新的設(shè)計(jì)理念，組成適應(yīng)智能可變形飛行器發(fā)展需求的“智能變形機(jī)構(gòu)”。

先看“智能材料”。當(dāng)前所研究的能夠?qū)崿F(xiàn)諸如形狀記憶、磁致伸縮、電致伸縮、壓電效應(yīng)等功能的智能材料，應(yīng)該稱之為“功能材料”。在早期開展智能可變形飛行器交流討論的時(shí)候，把它們叫做智能材料，名稱就此延續(xù)下來(lái)。但實(shí)際上，這些材料并非具有智能而是各自具有突出的某項(xiàng)功能，有的變形能力很大，有的能量密度很大，有的變形速度很快。但正如其名稱，這些材料無(wú)法做到全能，它們?cè)谧冃瘟俊⒆冃嗡俣?、?qū)動(dòng)方式、驅(qū)動(dòng)力等方面各自存在優(yōu)缺點(diǎn)(見(jiàn)表1)。當(dāng)前變形蒙皮和高效驅(qū)動(dòng)裝置是智能材料研究的熱點(diǎn)和焦點(diǎn)。盡管存在廣闊的應(yīng)用前景，但目前國(guó)內(nèi)外在研的智能材料技術(shù)成熟度都還有待提高，存在眾多技術(shù)瓶頸需要解決，距離工程實(shí)用存在很大差距。例如：SMP(形狀記憶聚合物)用于變形蒙皮存在如下三個(gè)問(wèn)題：1)高效加熱問(wèn)題；2)柔性變形過(guò)程中的氣動(dòng)承載問(wèn)題；3)變形有限次數(shù)開裂和斷裂問(wèn)題。SMA材料盡管輸出力大,但是由于散熱困難，導(dǎo)致其變形頻率受限。壓電材料變形頻率很高，但是單次變形輸出功率很小,等等。當(dāng)前分析表明，僅依靠智能材料無(wú)法實(shí)現(xiàn)智能變形飛行。利用智能材料的優(yōu)勢(shì)，結(jié)合輕質(zhì)高效變形結(jié)構(gòu)、驅(qū)動(dòng)裝置和智能控制,可能才是智能變形的出路。

“智能變形機(jī)構(gòu)”是將功能材料、新型結(jié)構(gòu)、高效驅(qū)動(dòng)器、先進(jìn)傳感器與飛行器基體結(jié)構(gòu)無(wú)縫集成的一種新的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)理念；變形結(jié)構(gòu)內(nèi)部的感知系統(tǒng)、分析決策系統(tǒng)與執(zhí)行機(jī)構(gòu)，可以根據(jù)飛行任務(wù)需求和飛行環(huán)境自主改變結(jié)構(gòu)形態(tài)，并對(duì)變化的外界環(huán)境做出即時(shí)響應(yīng)[38]?？墒癸w行器氣動(dòng)特性和操縱能力、環(huán)境適應(yīng)能力、任務(wù)執(zhí)行能力和減振降噪能力等得到優(yōu)化。目前研究較多的飛行器智能變形機(jī)構(gòu)主要有復(fù)合材料結(jié)構(gòu)、柔性結(jié)構(gòu)、機(jī)械結(jié)構(gòu)等幾種類型[32,38]。

表1 智能材料特點(diǎn)分析Table 1 Characteristic analysis of smart material

智能復(fù)合材料結(jié)構(gòu)主要有壓電雙片彎曲/扭曲結(jié)構(gòu)、SMA復(fù)合彎扭結(jié)構(gòu)等。

智能柔性結(jié)構(gòu)主要是基于柔性機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)的一些變形結(jié)構(gòu)，典型的有多穩(wěn)態(tài)結(jié)構(gòu)、柔性多孔結(jié)構(gòu)等等。柔性多孔結(jié)構(gòu)比剛度、比強(qiáng)度高，能產(chǎn)生較大的變形，是柔性蒙皮結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的一個(gè)重要發(fā)展方向。

智能機(jī)械結(jié)構(gòu)，是采用了機(jī)械中的鉸鏈、滑軌等運(yùn)動(dòng)副的變形結(jié)構(gòu)，典型的有洛克希德馬丁公司折疊翼和新一代航空公司的滑動(dòng)蒙皮翼，分別采用了串聯(lián)關(guān)節(jié)機(jī)構(gòu)和平行四邊形連桿機(jī)構(gòu)。上述各種機(jī)構(gòu)中，高效驅(qū)動(dòng)裝置都是關(guān)鍵之一。

采用傳統(tǒng)的電機(jī)、舵機(jī)或液壓系統(tǒng)往往存在功率密度低、傳動(dòng)結(jié)構(gòu)復(fù)雜、空間占用大的問(wèn)題。而充分利用功能材料的特點(diǎn)設(shè)計(jì)高效的驅(qū)動(dòng)裝置是解決這一問(wèn)題的有效思路。如采用壓電材料研制的壓電泵、SMA材料研制的變形累積驅(qū)動(dòng)裝置等。

國(guó)外在Smart Wing和MAS等系列研究計(jì)劃中針對(duì)智能材料、變形結(jié)構(gòu)、驅(qū)動(dòng)控制等方面開展了大量的研究工作。特別是對(duì)柔性蒙皮和變形結(jié)構(gòu)開展了大量研究工作[50]。國(guó)內(nèi)這方面的工作還存在較大差距，特別是在變形結(jié)構(gòu)方面。

飛行器變形結(jié)構(gòu)從飛行器誕生之日起就一直沒(méi)有停止過(guò)研究，其發(fā)展歷程大體可以分為三個(gè)階段：柔性變形階段、剛性變形階段和智能變形階段[37-38]。早期的飛機(jī)以密度小的木材、布及金屬絲作為原材料，多數(shù)利用柔性機(jī)翼的彎曲變形來(lái)產(chǎn)生氣動(dòng)操縱力。隨著飛機(jī)速度和承載能力的提高，飛機(jī)結(jié)構(gòu)的剛度要求使得柔性機(jī)翼被固定翼和操縱舵面所取代。但同時(shí)為了提高飛機(jī)的操縱效率，以及適應(yīng)不同的飛行條件和不同的飛行任務(wù)，各國(guó)研究并設(shè)計(jì)了許多基于機(jī)械系統(tǒng)的剛性變形結(jié)構(gòu)[38]。例如，1920年NASA工程師H.F.Parker設(shè)計(jì)出采用可滑動(dòng)后部大梁的變彎度機(jī)翼；1937年前蘇聯(lián)的G.I.Bakashaev 設(shè)計(jì)了一種可伸縮機(jī)翼，可使機(jī)翼面積改變44%，之后的改進(jìn)型面積變化高達(dá)135%；1949年Republic 航空公司的X-91第一次使用了改變機(jī)翼傾角的設(shè)計(jì)；1952年美國(guó)Bell航空公司研制的X-5第一次在飛行中改變后掠翼，后掠角可以在20 s內(nèi)從20°變化到60°；1953年Short Brothers 和Harland Ltd 設(shè)計(jì)的飛行器使用了全動(dòng)翼尖，可以得到比常規(guī)副翼更大的控制力；1970年，南非的Fritz Johl使用一種獨(dú)特的機(jī)構(gòu)使機(jī)翼弦長(zhǎng)改變達(dá)100%；1974年General Dynamics 的F-16使用了前緣襟副翼設(shè)計(jì)；1976年試飛的MIG 105-11采用了可變上反角的設(shè)計(jì)；1979年，Robert T.Jones發(fā)明了旋轉(zhuǎn)機(jī)翼，機(jī)翼可以繞它的中心軸旋轉(zhuǎn)[38]；1998年Gevers Aircraft 設(shè)計(jì)的伸縮機(jī)翼飛行器可使翼展變化達(dá)到100%[32]。

盡管各種各樣的機(jī)翼變形結(jié)構(gòu)被陸續(xù)發(fā)明設(shè)計(jì)出來(lái)，但是在航空工業(yè)中的應(yīng)用卻非常有限。從變形結(jié)構(gòu)本身來(lái)講，主要有兩方面的原因：一是剛性的非連續(xù)變形增加了機(jī)翼阻力；二是機(jī)翼上復(fù)雜的機(jī)械系統(tǒng)和附加重量給剛性變形機(jī)翼的實(shí)際應(yīng)用帶來(lái)了很大的限制。隨著傳感器、驅(qū)動(dòng)器和現(xiàn)代控制技術(shù)的發(fā)展，特別是智能材料結(jié)構(gòu)的出現(xiàn)和迅猛進(jìn)步，困擾傳統(tǒng)可變形結(jié)構(gòu)的兩大難題的解決迎來(lái)了新的契機(jī)。

1985年，美國(guó)空軍Wright實(shí)驗(yàn)室率先提出“任務(wù)自適應(yīng)機(jī)翼”研究計(jì)劃，采用液壓裝置操縱的可連續(xù)變形的自適應(yīng)機(jī)翼飛行試驗(yàn)結(jié)果表明，這種自適應(yīng)機(jī)翼能增大升阻比、改善飛行機(jī)動(dòng)性和延遲氣流分離。美國(guó)FlexSys 公司則采用柔性機(jī)構(gòu)研制了可光滑連續(xù)變形的前、后緣襟翼。當(dāng)前緣從0°變化到6°，可以使升力系數(shù)增加25%，升阻比提高51%，進(jìn)一步展示了連續(xù)變形的卓越優(yōu)點(diǎn)[32]。1995年，由Northrop Grumman公司和空軍Wright實(shí)驗(yàn)室共同實(shí)施的“智能機(jī)翼”研究計(jì)劃中，按照F/A-18機(jī)翼參數(shù)，制造了縮比1∶10的概念驗(yàn)證智能機(jī)翼模型。該模型具有下列特色：1)采用SMA和壓電驅(qū)動(dòng)器的自適應(yīng)可變彎度機(jī)翼，以達(dá)到最小阻力和最大升阻比；2)光纖壓力傳感器陣列用于實(shí)時(shí)飛行動(dòng)壓力測(cè)量；3)采用SMA扭力管的機(jī)翼扭轉(zhuǎn)驅(qū)動(dòng)；4)采用混雜控制表面的顫振抑制。該研究計(jì)劃還在風(fēng)洞中對(duì)機(jī)翼模型在亞聲速和跨聲速下模型的飛行狀態(tài)進(jìn)行評(píng)估，同時(shí)對(duì)動(dòng)態(tài)載荷條件下結(jié)構(gòu)的性能進(jìn)行研究，為以后制造原型機(jī)奠定基礎(chǔ)[39-40]。2006年8月1日，受MAS計(jì)劃資助的NextGen Aeronautics公司首次成功地進(jìn)行了可變體飛行器的演示驗(yàn)證試飛，所使用的平臺(tái)是45 kg重的MFX-1噴氣式推進(jìn)無(wú)線電遙控縮比驗(yàn)證機(jī)。該機(jī)采用柔性蒙皮變形機(jī)翼，在185～220 km/h的速度下成功地將翼展改變了30%，翼面積改變了40%，后掠角從15°改變到35°[38]。

可變形飛行器機(jī)翼設(shè)計(jì)中非常重要的是蒙皮材料的選擇。蒙皮材料必須能夠承受足夠大的變形，且在變形過(guò)程中要有足夠的剛度來(lái)維持機(jī)翼的氣動(dòng)外形，同時(shí)在變形過(guò)程中材料的剪切模量要盡可能的小，以減少驅(qū)動(dòng)器對(duì)能量的要求[41]。形狀記憶聚合物的形變量最大可為200%，且可在剛性和彈性態(tài)間轉(zhuǎn)換。洛克希德·馬丁公司在其“折疊機(jī)翼”變形方案中，將形狀記憶聚合物應(yīng)用于折疊機(jī)翼的連接部分，并成功地進(jìn)行了風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)[42]。

形狀記憶聚合物的性能很大程度上依賴于溫度和時(shí)間。Michelle等設(shè)計(jì)了拉伸和剪切變形試驗(yàn)裝置，研究了形狀記憶聚合物在不同變形方式和不同溫度下的力學(xué)性能，采用單調(diào)加載試驗(yàn)[43],同時(shí)也研究了預(yù)應(yīng)力對(duì)SMP承受剪切變形的影響。Michael等對(duì)硅橡膠、SMP、波紋材料等幾種可變形材料進(jìn)行了單向拉伸、雙向拉伸、剪切變形幾個(gè)狀態(tài)下力學(xué)性能的對(duì)比研究，采用壓力變形實(shí)驗(yàn)來(lái)模擬變形材料蒙皮在氣動(dòng)載荷作用下的變形情況[44-45]。研究表明SMP是飛行器機(jī)翼實(shí)現(xiàn)大面積變形的可能的蒙皮材料之一。

可變形飛行器結(jié)構(gòu)與材料方面，國(guó)內(nèi)學(xué)者的也開展了大量的研究工作[46-47]。許多研究機(jī)構(gòu)進(jìn)行了一些初步的探討和研究。管德、李敏等開展利用壓電材料進(jìn)行顫振抑制、振動(dòng)抑制，以及滾轉(zhuǎn)性能控制方面的研究[48-49]。航天科工集團(tuán)三院開展類似于Raytheon公司變形方案的智能可變形巡航彈概念的研究工作。智能材料和結(jié)構(gòu)方面，哈爾濱工業(yè)大學(xué)的冷勁松、尹維龍、孫健等著重針對(duì)形狀記憶聚合物(SMP)應(yīng)用于可變形飛行器蒙皮方面開展了較為系統(tǒng)的應(yīng)用基礎(chǔ)和關(guān)鍵技術(shù)方面的研究工作[45,51]。中國(guó)科技大學(xué)董二寶、楊杰等針對(duì)形狀記憶合金(SMA)基礎(chǔ)力學(xué)問(wèn)題、基于SMA的驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)以及可變形結(jié)構(gòu)等方面開展了較為系統(tǒng)的研究工作[38]。南京航空航天大學(xué)在連續(xù)可變形后緣彎度技術(shù)、波紋板蒙皮結(jié)構(gòu)等方面開展了大量研究工作[40,52]。

總的來(lái)講我國(guó)在智能可變形飛行器方面的研究雖然已經(jīng)開展了一段時(shí)間，但仍舊處于起步階段。工作比較零散，針對(duì)智能可變形飛行器的關(guān)鍵基礎(chǔ)性力學(xué)問(wèn)題的研究不夠系統(tǒng)深入。還有更為重要的一點(diǎn)是，我國(guó)可變形飛行器研究的工程需求牽引不明確，背景不夠明確。這與歐美等發(fā)達(dá)國(guó)家更為系統(tǒng)、持續(xù)性的研究工作存在較大差距，且這種差距有進(jìn)一步擴(kuò)大的趨勢(shì)。

3 關(guān)于智能可變形飛行器技術(shù)的幾點(diǎn)探討

通過(guò)上面的介紹和分析引發(fā)幾點(diǎn)關(guān)于智能可變形飛行器的思考與展望。

3.1 關(guān)于智能可變形的內(nèi)涵

前文已經(jīng)介紹過(guò)關(guān)于智能可變形飛行器的定義。廣泛的文獻(xiàn)檢索調(diào)研發(fā)現(xiàn)相關(guān)的研究工作很多，涉及的領(lǐng)域也非常寬泛。涵蓋翼型局部變形流動(dòng)控制、后緣變形飛行控制、翼型整體變形的升阻性能優(yōu)化、機(jī)翼三維形狀發(fā)生變化的各種概念探索，以及相關(guān)的總體、氣動(dòng)、結(jié)構(gòu)、材料、控制研究。

從國(guó)內(nèi)外文獻(xiàn)資料看智能可變形是指連續(xù)變形，那么非連續(xù)變形是否應(yīng)該包含在內(nèi)？實(shí)際上目前這種討論很大程度上還存在于人們的想象之中，存在理想化。是否一定需要連續(xù)變形或者強(qiáng)求其在各種狀態(tài)下都能飛行，本身是個(gè)需要商榷的問(wèn)題。

“智能可變形”概念中，爭(zhēng)議最大的其實(shí)是“智能”兩字。盡管前文已經(jīng)提到了智能的含義，這里還是有必要討論一下這個(gè)概念?！爸悄堋币辉~包含兩方面的含義：1)智能材料。所謂智能材料其實(shí)是一種誤解，稱之為“功能材料”更為恰當(dāng)。如果真正研發(fā)出集變形、驅(qū)動(dòng)、感知、修復(fù)于一體的輕質(zhì)材料，稱其為智能才是合適的。由此“智能材料”是否是可變形飛行器的必要條件？按照其現(xiàn)階段發(fā)展的水平和趨勢(shì)，相信未來(lái)相當(dāng)長(zhǎng)的一段時(shí)期內(nèi)，所謂智能可變形飛行器仍將以輕質(zhì)一體化設(shè)計(jì)的機(jī)械式結(jié)構(gòu)和液壓系統(tǒng)為基礎(chǔ)?！爸悄懿牧稀庇糜诳勺冃物w行器的核心歸結(jié)為兩點(diǎn)——所起到的功能和所付出的代價(jià)。2)人工智能。盡管人類已經(jīng)通過(guò)人工智能實(shí)現(xiàn)了計(jì)算機(jī)-AlphaGo戰(zhàn)勝圍棋世界冠軍李世石的壯舉，實(shí)現(xiàn)了人工智能技術(shù)在語(yǔ)音識(shí)別和圖像識(shí)別領(lǐng)域的廣泛應(yīng)用，甚至有報(bào)道指出已經(jīng)實(shí)現(xiàn)了由美國(guó)辛辛那提大學(xué)基于人工智能技術(shù)開發(fā)的人工智能戰(zhàn)斗機(jī)駕駛系統(tǒng)阿爾法AI，在飛行模擬器上模擬的空戰(zhàn)當(dāng)中戰(zhàn)勝了經(jīng)驗(yàn)豐富的退役飛行員[58]。但對(duì)于飛行當(dāng)中的可變形飛行器真正要求其能夠隨時(shí)感知瞬息萬(wàn)變的飛行環(huán)境和飛行任務(wù)，現(xiàn)階段乃至未來(lái)相當(dāng)長(zhǎng)的時(shí)間里是不可能的，還只能存在于科幻電影中。現(xiàn)階段我們不可能要求真正意義上的“智能”飛行器。所謂的“智能”很大程度上只是一些高度的自動(dòng)化技術(shù)。

因此研究人員需要分清“智能可變形”概念中，哪些代表了人類的終極理想，哪些代表了工程可行性，哪些具有現(xiàn)實(shí)的工程價(jià)值。這本身就需要在研究過(guò)程中隨技術(shù)的進(jìn)步，不斷地明確。

3.2 關(guān)于可變形的技術(shù)指標(biāo)

目前有的文獻(xiàn)中明確地給出了所謂智能可變形飛行器的技術(shù)指標(biāo)[3]。但需要考慮的是，這些指標(biāo)僅僅具有一定的象征意義和對(duì)關(guān)鍵技術(shù)發(fā)展的牽引意義?？勺冃物w行器技術(shù)的發(fā)展也來(lái)自于總體需求牽引和關(guān)鍵技術(shù)推動(dòng)兩個(gè)方面。從總體需求牽引的角度看，不同布局、不同變形方式的飛行器對(duì)應(yīng)的是不同任務(wù)或環(huán)境需求。不能指望用統(tǒng)一的變形指標(biāo)要求各種備選方案，必須充分考慮不同方案的差異性。如滑動(dòng)蒙皮方案和折疊翼方案就很難用相同的變形指標(biāo)加以衡量。因此從總體的角度看，可變形飛行器的技術(shù)指標(biāo)不應(yīng)該局限于具體的變形方式和變形量，而應(yīng)該對(duì)其任務(wù)能力和飛行能力作出約定。但從技術(shù)發(fā)展的角度來(lái)看，對(duì)于關(guān)鍵技術(shù)提出一些變形指標(biāo)加以牽引是有其積極意義的。

以往的研究工作中，我國(guó)往往參考和借鑒美國(guó)等先進(jìn)國(guó)家的技術(shù)指標(biāo)。實(shí)際上這些指標(biāo)是在其長(zhǎng)期研究工作中不斷積累并總結(jié)其自身需求的基礎(chǔ)上提出的。片面的照搬往往會(huì)存在較大問(wèn)題。需要基于本國(guó)自身的技術(shù)水平和工程背景提出分階段、合理的技術(shù)指標(biāo)和驗(yàn)證方案，以牽引技術(shù)發(fā)展。

3.3 關(guān)于變形材料與結(jié)構(gòu)

從仿生學(xué)角度來(lái)看，實(shí)現(xiàn)變形絕不是僅通過(guò)一種材料就能實(shí)現(xiàn)的。比如關(guān)節(jié)的構(gòu)成，只有肌肉不行，只有骨骼也不行，必須肌肉、骨骼、神經(jīng)等各部件有機(jī)組合，形成有機(jī)的組織或機(jī)構(gòu)。各種功能材料其實(shí)只能通過(guò)一定的控制手段實(shí)現(xiàn)某種單一功能。要實(shí)現(xiàn)人們所預(yù)想的智能變形，只能通過(guò)智能機(jī)構(gòu)，綜合利用各種變形結(jié)構(gòu)、功能材料的優(yōu)勢(shì)，把它們巧妙合理的結(jié)合在一塊，才有可能實(shí)現(xiàn)智能變形。如大變形靠機(jī)械機(jī)構(gòu)，微小的、精密的變形靠功能材料和智能結(jié)構(gòu)。這可能才是智能可變形目前和未來(lái)唯一可行的出路。

3.4 關(guān)于效費(fèi)分析

連接可變形理論研究和工程實(shí)用的一條紐帶歸根結(jié)底是變形技術(shù)的效費(fèi)比。如何將變形技術(shù)付出的代價(jià)、技術(shù)成熟度和它所帶來(lái)的優(yōu)勢(shì)進(jìn)行定性定量的描述是個(gè)關(guān)鍵。管理學(xué)中描述事物重要性和緊迫性關(guān)系圖可供借鑒，對(duì)各種可變形關(guān)鍵技術(shù)開展效費(fèi)研究。目前最為核心的是獲取變形所帶來(lái)的氣動(dòng)增益與實(shí)現(xiàn)變形結(jié)構(gòu)所付出的代價(jià)關(guān)系圖。把可實(shí)現(xiàn)的各類變形方式，按照實(shí)現(xiàn)它所花費(fèi)的代價(jià)(如重量、空間、經(jīng)費(fèi)、復(fù)雜度等)，所帶來(lái)的好處(氣動(dòng)、飛控特性等)畫在圖上。對(duì)于設(shè)計(jì)部門、決策機(jī)構(gòu)，以及從事可變形研究的科學(xué)家和工程師的工作將很有指導(dǎo)意義。優(yōu)先研究、開發(fā)和應(yīng)用效果好、易實(shí)現(xiàn)的變形方式。效果很好但難度很大的可以進(jìn)行長(zhǎng)期研究。但這張圖設(shè)計(jì)多學(xué)科交叉，需要總體、氣動(dòng)和結(jié)構(gòu)等方面的技術(shù)人員共同開展工作加以回答。

4 小結(jié)與展望

勿庸置疑，智能可變形飛行器是一個(gè)新興的熱點(diǎn)研究領(lǐng)域，具有廣闊的應(yīng)用前景和科學(xué)研究?jī)r(jià)值，吸引了大量不同學(xué)科和領(lǐng)域的科研人員和工程師的關(guān)注。但由于自身的技術(shù)難度和尚不明確的需求牽引，對(duì)其發(fā)展帶來(lái)很大困難。歷史上看任何新興技術(shù)都是螺旋式上升和發(fā)展的，典型的如人工智能技術(shù)自誕生之日起經(jīng)歷過(guò)三起兩落[56-57]。智能可變形飛行器技術(shù)也必然如此，由最早的柔性翼無(wú)舵面飛機(jī)發(fā)展到剛性翼帶舵面飛機(jī)，至20世紀(jì)60～70年代，以變后掠翼為代表的可變形技術(shù)迅猛發(fā)展，可以認(rèn)為可變形飛行器在20世紀(jì)60年代至80年代之間達(dá)到一個(gè)高潮。隨后由于存在一系列的重量、復(fù)雜性、維護(hù)性等方面的問(wèn)題，變后掠翼飛機(jī)被固定翼隨控布局技術(shù)替代，可變形飛行器的發(fā)展進(jìn)入低潮。但也恰恰是從20世紀(jì)80年代開始，基于智能材料與結(jié)構(gòu)的變形飛行器技術(shù)開始了探索性研究，并在21世紀(jì)獲得長(zhǎng)足進(jìn)步。以連續(xù)變后緣彎度、折疊翼、滑動(dòng)蒙皮變形為代表的新一代變形技術(shù)紛紛開始了飛行演示驗(yàn)證。也許我們目前正在迎來(lái)新一輪可變形技術(shù)發(fā)展的高潮，抑或仍在低潮期摸索。但是人們追求由仿生靈感所觸發(fā)，希望研制能夠面對(duì)不同飛行環(huán)境、執(zhí)行不同飛行任務(wù)、適時(shí)改變外形達(dá)到更優(yōu)性能的飛行器的理想是不會(huì)止步的。

智能可變形技術(shù)的研究和發(fā)展是長(zhǎng)期和艱巨的，急功近利必然難以為繼，且得不償失。一方面需要開展廣泛、系統(tǒng)的基礎(chǔ)理論和關(guān)鍵技術(shù)探索研究，從基礎(chǔ)做起，如：飛行器的流動(dòng)機(jī)理、變形驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)的機(jī)械原理、控制特性和材料等基礎(chǔ)領(lǐng)域。只有各種相關(guān)工作做踏實(shí)了，才有可能將各類成果和新技術(shù)逐次投入應(yīng)用。另一方面尤其需要從工程化的角度梳理可變形飛行器一類或幾類較為明確的背景需求，在其牽引下才能夠真正實(shí)現(xiàn)各學(xué)科基礎(chǔ)理論和關(guān)鍵技術(shù)的落地，以及多學(xué)科耦合分析和設(shè)計(jì)的真正實(shí)質(zhì)性進(jìn)展。在上述兩方面工作的基礎(chǔ)上，實(shí)用化的智能可變形飛行器才可能水到渠成。