智能可變形飛行器關鍵技術發展現狀及展望

白 鵬,陳 錢,徐國武,劉榮健,*,董二寶

(1.中國航天空氣動力技術研究院,北京 100074;2.中山大學 航空航天學院,廣州 510275;3.中國科學技術大學 工程科學學院,合肥 230026)

0 引 言

眾所周知，傳統固定外形飛行器的設計首先是針對主要的飛行環境和任務(如巡航、偵察、作戰)進行的，同時兼顧起降等重要飛行過程加以折中優化。所以執行不同任務、在不同速度范圍飛行的飛行器，其外形會存在很大差異，如：以全球鷹為代表的亞聲速長航時無人機，與以F16為代表的超聲速戰斗機、HTV2和X51A為代表的高超聲速飛行器，氣動布局間的差異顯而易見。由此針對可變形的需求主要來源于如下幾個氣動方面：1)未來飛行器面臨的空域、速域不斷擴大，固定外形可能無法滿足不同飛行工況對飛行器氣動和飛行性能的需求；2)為了實現單架飛行器實現多個飛行使命和任務，滿足一機多能，要求飛行器在執行不同飛行任務時具有不同的氣動外形；3)提升現有飛行器的氣動總體性能，要求其在各個飛行階段，通過調整氣動外形，使其始終保持優良的氣動和飛行性能(圖1)。

圖1 飛行器通過變形適應不同飛行任務示意圖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，是各航空航天強國大國極為關注的領域[1](圖2)。一般來說,臨近空間飛行器是指在臨近空間范圍或在入軌、再入過程中，能夠實現臨近空間長時間或長距離巡航的飛行器。當前各國重點發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能無人機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、超長航時的特點，未來可用于偵察、預警、通訊中繼等用途；后者具有高超聲速遠距離快速到達的能力，未來可用于全球快速打擊、快速到達和投放等用途。由于臨近空間飛行器具備多項獨特的優勢，是國家總體實力和科學技術水平的象征，關系到國家安全和未來在全球的重大利益，具有極其重要的戰略地位，存在巨大的軍事和民用應用前景，是當前國際航空航天領域的研究熱點。

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，飛行環境極為復雜。大氣密度大致隨高度每增加16 km，降低一個量級。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 ℃。

當前多國爭相發展的水平起降臨近空間高超聲速飛行器以及更為遠景的兩級/單級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/突防機動等多種飛行任務。傳統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，大氣密度降低幾個量級,同時飛行速域和馬赫數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。

2)從作戰任務的需求看，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動格斗，固定外形將無法同時滿足這些需求。

3)從操縱效能來看，臨近空間飛行器在面對大空域、寬速域執行不同飛行任務時，其壓心、焦點和操縱面舵效變化巨大，傳統氣動舵面結合推力矢量、噴流直接力控制可能也無法滿足飛行過程中的有效控制。

由此科學家和工程師們提出希望發展一種新概念飛行器——智能可變形飛行器，使其針對不同飛行工況、執行不同任務時，能通過改變布局形狀，達到全階段性能優化。飛行生物給出非常好的啟示，它們在進行巡航、盤旋、俯沖、攻擊時會采取合適的外形以獲得最佳氣動和飛行性能。與此同時，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展，以及新型高效智能變形結構的提出，也為人類描畫了智能可變形飛行器的可能性、誘人前景和宏偉藍圖[2]。

當前智能可變形飛行器已經成為國內外研究的熱點領域，但目前尚無公認的定義。大體歸納起來，智能可變形飛行器是指外形能夠根據飛行任務、飛行速度、飛行環境等，適時、自主地發生改變，以不同的氣動布局形式滿足不同的飛行任務，從而達到飛行器在整個飛行階段的氣動和飛行性能優化，提升其總體性能的飛行器。該類技術是有可能帶來未來飛行器革命性變化的顛覆性技術之一。

“智能可變形”包含兩個層次的含義,即：“變形”和“智能”。

首先，何謂變形？傳統飛行器通過機翼舵面偏轉變形實現縱向、橫向、航向操縱，通過增升裝置提高飛行器起降性能，通過變后掠角機構提高面對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)和時間尺度的連續變形，涵蓋的范圍很寬。以機翼為例，其變形可以包括改變彎度、厚度、扭轉、展長、弦長、翼面積、翼面形狀(包含平面、空間)等。

按照尺度和實現的功能來劃分，變形可以分為三類[3]：局部變形(小變形)，以實現流動控制為主要目的，達到四兩撥千斤的效果，改善飛行器流場品質和性能；分布式變形(中等尺度變形)，通過弦或展向弧度、厚度、扭轉變形，提高飛行器的操縱和控制性能，以實現飛行控制性能優化；整體式變形(大尺度變形)，通過翼面積、展長、后掠角、上下反角等平面和空間翼面形狀的改變，以實現面對不同飛行工況和任務時的全階段飛行性能優化。文獻[3]給出整體式大變形的技術指標是展弦比變化達到200%，翼面積50%，后掠角20°以上。

按照變形的實現方式來看，可分為兩個層次和階段：1)采用機械結構，通過變形控制實現變形，可能應用于分布式變形和整體大變形；2)采用智能(功能)材料、智能結構和智能控制實現變形，目前看有望應用于局部變形和分布式變形。按照這兩個層次，智能可變形飛行器研究的工作面會更大，其中第一個層次的變形已經應用于工程實踐，并獲得良好效果。但第二個層次的變形尚存在很大難度，距離應用還有很長的路要走。

第二，何謂智能？其含義在于飛行器能夠實時感知外部環境，并能夠根據飛行任務指令和飛行環境對氣動布局進行實時調整，實現智能控制。涉及自感知、自適應飛行控制、人工智能等眾多交叉學科。盡管近年來人工智能技術基于機器學習算法、高性能計算和海量數據積累等方面的發展，獲得突飛猛進式的進步，并在圖像識別和機器識別等領域獲得廣泛應用而大放異彩[56-57]，但這種發展其本質還是智能增強，距離具有自感知和主動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，但目前由于現代意義上的可變形飛行器距離工程實用尚存在距離，這方面實質性的針對可變形飛行器的智能化的工作還非常少見。所謂的智能基本都限制在智能材料或結構、智能控制等較為單一的領域。由此本論文的論述重點放在可變形飛行器及其相關的關鍵技術發展現狀和趨勢的論述上。

當前智能可變形飛行器的研究工作基本上圍繞如下幾個方面的問題開展，即：飛行器需要產生何種形式的變形？如何產生變形？非定常動態變形過程中是否安全？如何控制？變形效費如何？等等。涉及氣動、飛控、材料、結構、驅動、變形控制等基礎理論和關鍵技術。

1 可變形飛行器發展現狀

從人類實現第一次動力飛行以來一百多年的時間里，飛行器大致經歷了如下的發展歷程：萊特兄弟建造了第一架帶動力柔性翼飛機，依靠翼面變形實現操縱；隨后隨著飛行速度的迅速增加，發展出了依靠舵面偏轉實現操縱的固定翼飛機；20世紀60年代隨著飛行速度進一步提升到超聲速，為了兼顧低速起降和高速巡航之間的矛盾，人們發展出獲得廣泛工程應用的變后掠翼飛機；但與此同時變后掠翼會帶來額外的重量和復雜性，隨著電傳操縱技術的成熟，變后掠翼飛機逐漸被隨控布局固定翼飛機所取代而退出舞臺；目前隨著智能材料技術和新一代變形結構技術的發展，新型智能可變形飛行器又重新走入人們的視野，并成為科學家和工程研究關注的熱點。

事實上，發展能夠隨飛行環境和任務改變外形、優化飛行性能的可變形飛行器，是人類一直在追尋的夢想。圖3大致給出了截至2011年所發展的各種可變形飛行器[3]。如前所述，從變形實現方式的角度看，可變形飛行器的發展大致可以劃分為以下兩個階段。

第一階段：機械方式實現變形階段。包括萊特兄弟的柔性翼飛機和隨后的固定翼飛機都是通過變形來實現飛機的操縱的。1903年萊特兄弟制造出的第一架有動力飛行器，是柔性翼可變形飛行器。它是靜不穩定的，駕駛員正是通過操縱鋼纜，控制機翼扭轉實現飛機穩定飛行。1916年，美國提出“變形機翼”的專利申請，至今已有大約90多年歷史[2]，而貝爾發明的氣動舵面正式實現了對飛機的有效操縱。航空技術發展的100多年中，襟翼、副翼、縫翼等操縱和流動控制機構，都可看作是“可變形飛行器”發展的第一階段。在機械方式變形階段，最能體現變形飛行器巨大優勢和發展潛力的是獲得工程實用的“可變后掠翼飛機”。

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

從氣動的角度來看，飛機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，變后掠會使飛機焦點產生很大的變化，對其操穩性能和飛行控制造成很大影響。由此變掠翼飛機一方面通過精心選擇轉軸位置和機翼形狀盡量減小焦點變動，同時會采取相應的氣動補償措施抑制焦點位置的過度變化。如X5(圖4b)試飛器在機翼后掠角增加的同時，翼根部會前移；F-14曾經在后掠角增加的同時，于翼套前緣伸出一對小翼，使其在亞聲速和超聲速飛行時，縱向靜穩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

從總體角度來看，實現變后掠翼，需要增加相應的變形結構、驅動裝置、補償裝置、控制系統，在付出重量代價的同時，結構變得更加復雜，可靠性變差。變后掠所帶來的氣動優勢相當大程度上被所付出的重量、維護、復雜性等方面的代價所抵消。由此即便如F-14、Tu-160這樣優秀的變后掠翼飛機也逐漸退出歷史舞臺，相當大程度上被70～80年代發展起來的隨控布局固定翼飛機所替代。

早期的變后掠翼飛機基本都是由飛行員進行變形控制，大大的增加飛行器的控制難度，后期先進的變后掠飛機已經采取了一定程度的自適應智能控制技術，使得飛機能夠根據飛行環境和任務自動地對后掠角做出連續的自適應調整，大大地提高了飛機的性能。某種意義上看，這種變形方式已經開始體現智能可變形飛行器的特征。

第二階段，智能材料或結構實現變形的發展階段。如前所述，先進的變后掠翼飛機已經引入自適應智能控制手段以提升飛機性能。更為重要的發展標志是，自20世紀80年代以來，隨著智能(功能)材料、智能結構、氣動和智能控制技術的發展，以美國為代表的航空航天強國，提出了系列化的“智能可變形飛行器”研究計劃和創新思維[3，5]，它們是：變形飛機計劃(Aircraft Morphing)“自適應機翼”(Adaptive Wing)“主動柔性機翼” (Active Flexible Wing)“主動氣動彈性性機翼” (Active Aeroelastic Wing)“智能機翼”(Smart Wing)變形飛機結構計劃(Morphing Aircraft Structures)“智能可變體飛行器”(Smart Morphing Aircraft)。

1979年，美國NASA與波音公司簽定合同，發展柔性復合材料“自適應機翼”，可連續變化外形，以獲得最大氣動效益。1985～1992年，NASA與Rockwell合作，開展“主動柔性機翼”AFW計劃[2]，1996年以后擴展為“主動氣動彈性性機翼”AAW[5]計劃。在此工作基礎上，1995年美國國防高級研究計劃局(DARPA)、空軍研究實驗室(AFRL)和國家航空航天局(NASA)聯合開展了智能機翼研究項目[6]，由Northrop Grumman公司執行。

2000年前的研究計劃主要開展智能可變形概念論證和部分關鍵技術研究，真正開展智能可變形飛行器樣機研制和飛行演示驗證的是“變形飛行器結構”(Morphing Aircraft Structures)計劃。這個計劃是由DARPA與AFRL于2001年提出的[7]，其目的在于飛行器飛行過程中通過改變氣動外形使其在飛行包線內執行不同任務時，均能夠保持優良的飛行性能，以實現單機執行多種形式的作戰任務。現階段研究重點是：低速和跨聲速變形機翼技術。該計劃的三種方案分別是：新一代航空技術(NextGen Aeronautics)公司的“滑動蒙皮”方案、洛克希德·馬丁(Lockheed Martin)公司的“折疊機翼”方案、雷神(Raytheon)公司“壓縮機翼”方案。做出演示驗證機的是前兩家，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都以失敗告終。

在NASA資助下，還開展了火星探測變形飛行器Daedalon概念研究[8]，目的是設計無人駕駛的采用變形機翼技術的衛星探測器。該項設計包含了飛行器在不同階段(再入、巡航、著陸)，可變的布局形式。通過熱防護罩實現直接再入，在H=8 km、Ma=2時，飛行器與防護罩分離，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，最后著陸衛星表面。計劃還研究了重量和動力細節，并與其它火星登陸和飛行器設計進行了比較。該計劃發射重量896 kg，可以帶12 kg的載荷，并認為這種方案是一種經濟的衛星探測方法。

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

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

2005年8月8日，美國國防部正式發布了最新版無人機路線圖——《無人飛行器系統路線圖2005～2030》[9]，集中反映和描述了美國對無人機的最新認識、美國無人機系統開發的最新進展、美國對無人機系統的有關需求以及美國無人機系統的未來發展規劃。在材料選擇方面，由于飛機工作環境的惡劣以及對飛機性能的嚴格要求，所以他們將智能材料作為實現目的的首選材料，希望這種新型的材料能夠在無人機戰斗中，根據不同的戰斗需求，實施可變形飛行并完成各種任務。

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

在現役飛行器型號上采用智能可變形技術，以提升其性能的成功案例有：F/A-18A飛機上采用AAW技術[10]，使其滾轉性能顯著提高，已經試飛了50次以上(圖6a)；MD-900直升機在其旋翼中嵌入壓電驅動器，隨飛行狀態光順地改變葉片外形，明顯降低了直升機噪聲和振動，并使其性能得到提高(圖6b)。2014年至2015年美國國家航空航天局(NASA)、美國空軍研究實驗室(AFRL)和FlexSys公司合作，在灣流III(Gulfstream III)公務機上安裝該公司設計制造的自適應彎曲后緣(Adaptive Compliant Trailing Edge，ACTE)。在截至2015年4月29日為止的六個月時間里，由NASA阿姆斯特朗飛行研究中心的測試團隊在美國愛德華茲空軍基地成功完成了22架次的飛行試驗(圖7)。ACTE的上述研發工作已經經歷了17年，其實現的無縫可彎曲和扭轉變形的后緣，可連續地彎曲變形，在-2°到30°范圍內進行自如偏轉。將其安裝在飛機的機翼上作為后緣，可起到傳統襟翼的作用。這些飛行試驗是NASA的環保飛機計劃(Environmentally Responsible Aviation)中8項大尺度集成技術演示驗證中的第一項。該項目的成功可以有效減輕結構重量，提高效率，降低飛機起降過程中的噪聲，預計每年可節省數百萬美元的燃料費用。從報道的情況看，飛行試驗取得了圓滿的成功，沒有遇到任何重大的技術問題。

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

(b)Active control blade in MD-900圖6 現役型號采用變形技術案例Fig.6 Active model using deformation technology

圖7 灣流III無縫連續變后彎度機翼飛行試驗Fig.7 Seamless continuous variable camber wing flight test at Gulfstream III

大學和其他一些研究機構也開展了有益的探索。美國Florida大學的類似于海鷗的可變形微小型飛行器(圖8)，可以通過改變機翼上反角改變飛機的穩定性和機動性，通過連續偏轉后緣實現飛機操縱能力的提高。瑞典Linkoping大學發動學生開展變形飛行器的研究工作，提出12個方案，通過評審確定三個方案進行設計制造和演示飛行，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，變后掠翼試飛沒有成功。Georgia Institute of Technology研究所提出柔性多體可變形無人戰斗機概念方案(圖9)，可以根據飛行任務適時調整外形。Gulfstream Aerospace公司提出變形靜音超聲速噴氣機的方案(圖10)，通過頭部伸縮和后掠角改變改善飛機的低速起降和超聲速飛行性能，以及聲爆性能。美國NASA設想2030年發展可以在飛行過程中采用各種變形方式實現流動控制、飛行控制和性能控制的可變形飛行器。美國科幻電影《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大學可變形MAVFig.8 Deformation MAV in university of Florida

圖9 可變形無人戰斗機概念方案Fig.9 Concept scheme of deformable unmanned fighter

除前面介紹的氣動外形發生改變的可變形飛行器外，當飛行器進行空域和速域變化很大的飛行時，即便其氣動外形不發生變化，由于要適應非常寬廣的速域范圍，馬赫數從亞聲速、跨聲速、超聲速甚至高超聲速，進排氣系統在不同速域范圍要分別滿足發動機的流量和總壓恢復要求，還要保證不同工作模態之間的順利轉換，其進排氣系統型面往往不得不設計成可變形的。

圖10 變形靜音超聲速噴氣機的方案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H=30 km，飛行速度Ma=3.2，所采用的發動機J58是一種渦輪基組合動力發動機TBCC[12-13]。其進氣系統采用軸對稱可調進氣道，包括進氣道外罩、可移動中心錐、可調前后旁路活門、多孔式中心體邊界層吸除系統和一套為控制內部激波位置及邊界層流動而設計的喉道壁面吸氣系統(圖12)[14]。從地面起飛狀態到飛行馬赫數達到3.2，整個調節過程中，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1.6時喉道面積的54%。同時其尾噴口形狀也作出相應的調整[14]。

Lois J Weir與 Bobby W Sanders對組合發動機用進氣道,提出了一種與傳統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]。通過中心錐的移動，進氣道在Ma=2.0、2.35、2.5及5.0時保持激波封口，該進氣道方案用 F-15B吊裝進行了飛行試驗(圖13)。

研究人員還開展了大量二元可變形進氣道的研究工作。如美國開展的TBCC發動機二元可調進氣道方案研究(圖14)[16]。為滿足TBCC發動機工作過程，可調進氣道設計需解決以下幾方面問題：1)渦噴流道：由前體產生的邊界層問題；大偏距、方轉圓、短亞聲速擴壓器設計；不啟動問題；邊界層控制問題；進氣道性能指標(發動機進口截面總壓畸變、總壓恢復系數)等。2)沖壓流道：由前體產生的邊界層問題；不啟動問題；燃燒室的工作問題等。3)推進系統的模態轉換問題等。

圖13 可變凹槽進氣道Fig.13 Grooves deformable inlet

波音公司在B787飛機上采用可變形技術，以改善發動機進排氣特性以提高性能。在其發動機短艙尾部加裝采用形狀記憶合金和復合材料的鋸齒型罩圈，起飛時能夠自動收縮，降低噪聲，巡航時能夠張開，提高發動機效率(圖15a)。在F-15戰斗機的進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動機進氣道進氣面積、前緣半徑和內部管道形狀，以提升其動力系統性能，增加作戰半徑(圖15b)。

圖14 TBCC發動機二元可調進氣道及試驗模型Fig.14 TBCC engine 2D variable intake and test model

(a)Deformable rear engine nacelle of B787

(b)F-15 deformable inlet圖15 波音公司在發動機進排氣系統上采用的基于SMA材料的可變形技術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鍵問題及研究進展

智能可變形飛行器領域是多學科交叉耦合的系統工程。面臨著總體、氣動、結構、控制等諸多關鍵技術和相關基礎科學問題。其中總體與分系統之間相互牽引和支撐。

2.1 智能可變形飛行器設計中的關鍵技術問題

首先從總體的角度分析，可變形飛行器面臨兩個層次的關鍵問題：

2.1.1 智能可變形飛行器需求分析和概念研究

和常規飛行器一樣，需求分析是可變形飛行器的根本出發點。只有出現常規固定外形飛行器在采用了氣動、材料、結構、動力、控制等各種先進技術也難以克服困難滿足任務需求，或者付出代價巨大的時候，可變形飛行器才能夠獲得真正用武之地。如：要求同時實現地面短距起降和臨近空間高超聲速巡航的飛行器。其外形和進氣道內型面必須隨速域和空域作出改變；同時要求快速到達戰區，長時間對地壓制和快速對地面目標實施攻擊的反輻射飛行器等。此時需要開展可變形飛行器需求分析和概念研究，包括：任務使命定義，變形策略設計，性能評估方法數學建模和實現，初步效費分析和總體概念優化等。需要基于現有和未來可能發展的技術對可變形飛行器的實現性、研制過程中的風險、可能帶來的收益和付出代價，作出初步定量的評估。

以多用途作戰飛機為例，它一直被軍事分析家認為是未來發展主流，如F-35多用途攻擊機，F-14艦載戰斗機等。某種意義上，研發多用途作戰飛機一方面是想提高單機作戰能力，增加打擊效能；另一方面是源于經費的限制，這包括研制成本、采購成本及后期的維護成本等，有限的經費無法開發各類不同的單任務飛機。變后掠飛機，在滿足不同飛行任務需求的同時，也付出了不小的重量和可靠性代價，其使用、維護成本也高于單任務飛機，總成本反而未得到有效的控制，由此逐漸退出歷史舞臺。隨著新工藝、新技術、新材料的發展，會出現新的可變形技術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的效費比，即所獲得的性能優勢相對所付出的重量、復雜度、可靠性代價，是占優的。

從文獻看，盡管可供借鑒的成熟可變形飛行器只有獲得大量工程應用的變掠翼飛機，但國外在可變形飛行器需求分析，氣動、結構、性能等概念評估等方面，開展了大量較為系統的探索性研究工作。對于現代意義上的智能可變形飛行器，由于其自身處于探索階段，相關各項關鍵技術和分系統也不成熟，對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點。國內這方面系統性的研究工作還非常有限，某種意義上這也是我國可變形飛行器總體方面的研究工作缺乏原創性的根本原因。

2.1.2 智能可變形飛行器總體設計技術

同其他飛行器總體設計一樣，可變形飛行器總體設計同樣需要自頂向下對多個專業和系統綜合協調，逐級分解。如果總體設計出現偏差，期望依靠先進的各專業學科和分系統技術研制出先進的可變形飛行器[38]是不可行的。從總體設計角度看，不同需求的可變形飛行器，對應不同的變形策略，面對的技術難點有所不同，相應需要選擇不同的技術方案。下面簡述可變形飛行器設計所面臨的不同于固定翼飛行器的三個主要關鍵技術問題。

(1)氣動布局設計和變形策略問題。變形飛機面臨的速域/空域/使命、氣動布局方案和變形結構的設計難度、設計人員的經驗等多個因素共同決定了可變形飛行器的氣動布局和變形策略。以美國的MAS計劃為例，NextGen公司的滑動蒙皮變后掠方案兩次演示驗證(MFX-1和MFX-2)之所以能成功試飛，與20世紀60年代美國就發展了變后掠翼飛機的氣動力、飛行控制技術和相對成熟的設計經驗密不可分。而洛·馬公司的折疊機翼方案連續遇到了挫折，其主要原因可能在于其所選擇的氣動布局形式及變形策略，在相關的非定常動態氣動干擾和變形過程中的飛行控制等方面的技術仍不成熟[38]。研究表明：1)折疊前后全機的焦點移動量很大，從而極大地增加了飛控系統設計的難度。仔細分析成功試飛的國內外研究機構和高校的變形飛機布局方案，大都通過布局設計限制了焦點的過分移動，使變形前后焦點位置盡量靠近，但這樣一來就限制了變形機翼任務適應性強的特點；或者通過放寬靜穩定裕度等飛控技術來適應這種變化，但這無疑大大增加了氣動布局和飛控設計的難度。2)折疊過程中，內翼與機身的氣動干擾問題很嚴重，相應的變形過程中，氣動特性和非定常效應對飛行控制和飛行安全造成極大影響。因此在進行可變形飛行器總體布局和變形策略設計階段，除了考慮升阻特性和結構實現的難易程度外，需要考慮變形前后和變形過程中焦點和操穩特性的變化。

可變體飛行器翼型優化方面，一般的優化方法分兩步進行，即先分別對多種飛行條件下的氣動外形進行優化，再設計獲得這些外形的變形機制。Secanell等在文獻[17]中采用了這一優化方法，該文的優化程序基于帶S-A湍流模型的CFD求解器和序列二次規劃算法，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，而通過控制彎度和前緣厚度作為各種飛行條件下的變形機制。

可變體飛行器氣動布局優化方面，最直接的方法是，對飛機設計的相關變量從外形尺寸、控制面到發動機性能，進行參數建模，研究各種參數對氣動特性的影響，在此基礎上開展變形飛機的外形優化問題研究。但飛機設計中的變量成千上萬，顯然對所有變量開展研究不現實。Brian等[18]在2002年和 Joshua和Crossley[19]在2005年在變形飛機概念設計階段提煉出最為關鍵的6個變量作為研究對象，這6個變量是：推重比(T/W)、翼載(W/S)、翼厚度與弦長比(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飛機氣動性能造成的影響。這種將變形模型化為基本變量的方法中沒有考慮實現變形的機制或方法。這樣做的意圖是根據飛行器優化設計所需變形形式和變形量對所需的變形裝置(作動器、傳感器等)提出需求，換句話說，變形設施會基于優化設計需要的變形類型和變形量來進行選擇和/或開發。

更進一步，變形飛行器氣動布局與變形結構耦合的工作被考慮進來。如Maute和Reich在2004年[20]和2006年[21]提出了一種新的優化方法，即在流固耦合的框架內對設計問題進行建模，以便直接評估氣動特性同時優化整個變形機構系統。將所建立的優化方法針對一個變形翼三維段設計優化問題進行研究，結果表明考慮流動、結構變形、機構和作動器之間的耦合是必需的。說明變形機構的特性在可變形飛行器設計中至關重要。

(2)變形機構所帶來的額外重量和占用空間問題。就當前的技術水平和未來可以預見的相當長一段時間的技術發展趨勢而言，可變形飛行器為了實現變形往往需要引入復雜的變形機構、驅動裝置和控制系統，特別是對于中大變形。相對于固定翼飛行器，一方面帶來了額外的重量，另一方面占據了燃油或機載設備的空間，導致飛機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比是否合適。因此，智能可變形飛行器和常規飛行器相比，如果不能在不付出或付出可接受的重量和空間代價的基礎上實現所需變形，就只能停留在關鍵技術研究和攻關階段，難以實現有價值的工程實用。從總體的角度看，變形是為了獲得更高的效費比，在獲得變形帶來的氣動和飛控的收益同時，必然要關注所付出的重量、空間代價，關注可靠性和維護性的成本[38]。這很可能是美國在F-111/AFTI自適應機翼技術驗證機、F/A-18A/AAW主動氣動彈性機翼技術驗證機以及ACTE技術在灣流III飛機上實現成功演示驗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退出歷史舞臺的核心原因。因此美國在后續的可變形研究工作中，非常強調重量控制或將重量作為優化目標。從國外可變形飛行器總體優化的文獻看，其目標函數往往定為起飛重量最小，工作難點集中于建立變形機構重量與變形尺度的函數關系，也說明這一問題的重要性和難度。

(3)變形過程中的安全問題。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、變展長提高飛機性能等；操縱飛機，如起類似副翼、平尾等舵面作用的變形，尤其對于靜穩定性較低或放寬靜穩定性的飛機，要求變形速度快些。這里重點關注第一類變形。白鵬、陳錢等在文獻[22-23]中針對滑動蒙皮方式變后掠過程中的非定常效應開展了風洞實驗研究，初步研究表明快速變形相對于慢變會產生更為明顯的非定常氣動滯回效應和相位漂移(圖16)，其轉動慣量變化率所造成的影響也更為明顯。過快的變形速率對于飛行器變形過程中的非定常氣動特性、操穩特性和飛行控制會帶來很大的影響。快速變形，對于變形材料、結構、作動系統和變形控制也提出更高要求。反之，過慢的變形速率，同樣會對于變形材料、結構、作動系統和飛行控制帶來額外的開銷和不利因素，且無法滿足飛行任務和環境要求整體飛行性能作出快速響應時的要求。因此需要綜合考慮氣動、飛控、材料、結構、作動等因素，開展全面的計算和試驗分析，才有可能獲得現實、可行的變形速率。如Nextgen公司的MFX-1公開過的機翼變形所需的時間是15 s，F-111變掠角速度可達3.8°/s，F-14變掠角速度可達7.5°/s。現在還不清楚設計者選擇這樣的變形速率除了考慮結構實現的因素和飛行任務要求以外，是否為了避免引發非定常氣動和相關飛控問題。但初步分析鳥類和變掠翼飛機的變形，安全的變形速率應該與來流速度和飛行器特征尺度存在一定的關系。

圖16 風洞測量滑動蒙皮變后掠過程中非定常滯回效應Fig.16 The unsteady hysteresis effect at the process of sliding skin sweep in wind tunnel measurement

上述的三個關鍵問題，每個都是關系到氣動、材料、結構、控制的多學科交叉耦合問題。如果不從總體、頂層和系統的角度研究分析，必然會顧此失彼，導致各種難點錯綜復雜甚至最終無從下手。要解決這些問題，需要對智能可變形飛行器進行廣泛的資料分析和基礎研究，特別需要從總體的角度更全面地協調相關專業，并進一步發展完善可變形飛機總體設計技術。

2.2 可變形飛行器兩大基礎學科和技術瓶頸問題

從專業學科和分系統的角度看，可變形飛行器面臨諸如氣動、材料、結構、動力、飛控等一系列難題。但當前可變形飛行器面臨的最為迫切的瓶頸技術可以分為兩大類：

2.2.1 可變形飛行器氣動、飛行力學和飛行控制

可變形飛行器氣動特性研究的技術瓶頸集中體現在變形過程中氣動特性評估、機理研究，以及適用的非定常動態氣動力建模。飛行器在飛行過程中外形發生變化，作用于飛行器的氣動力、力矩將隨時間改變。尤其對于大尺度快速變形，由于“附加速度效應”和“流場滯回效應”的共同作用，非定常氣動力將對飛行器操穩特性、控制律設計以及飛行安全產生重要的影響。為此，需要以各種飛行器典型的變形方式為對象，針對變形過程中的非定常氣動特性、動態特性和產生機理開展研究，并建立非定常動態氣動力模型。

變形過程中的飛行動力學建模是可變形飛行器研究的瓶頸之一。由于飛行模態或結構形狀的快速改變造成動態飛行過程中，傳統用于飛行動力學特性研究的小擾動假設和縱橫向解耦等方法可能已經不再適用，需要開展相關的變結構條件下飛行動力學模型研究，建立相應的飛行動力學模型和操穩特性分析與評估方法，研究飛行器變形或改變飛行模式過程中飛行動力學特性及其產生機理。現階段針對可變形飛行器的飛行動力學模型主要有三種：采用線化小擾動假設飛行動力學模型結合準定常氣動力模型的局部凍結法；適用于小尺度快速變形，采用線化小擾動飛行力學模型結合非定常氣動力修正；適用于大尺度較慢速變形的考慮慣量時間變化率結合準定常氣動力的飛行力學模型。對于變形尺度大、速度快的情況還很少見到相關研究文獻，需要采用考慮慣量時間變化率結合非定常氣動力的飛行力學模型，其最大難點在于變形過程中非定常氣動力建模。

變形過程中氣動和飛行力學特性研究的最終目的是實現變形過程中合理有效的飛行控制，保證飛行過程的安全。針對變形飛行器在不同飛行模態下的氣動和操穩特性，以及飛行模態轉換過程中的非定常動態氣動特性，開展相關的飛行控制律設計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有效控制的基礎上，尤其要保證動態轉換過程中的安全有效控制。目前針對現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，尤其是針對變形過程中的飛行控制[38]。

若要實現變形過程中的有效控制，首要條件是準確預測并深刻認識飛行器變形過程中的非定常動態氣動特性，獲得準確有效的氣動力模型。這對于復雜變形過程中表現為強非定常非線性干擾氣動特性的變形飛行器而言尤為重要。這對于當前的氣動預測技術而言是極大的挑戰。雖然眾多研究機構和大學對可變體飛行器氣動特性開展了風洞實驗、數值模擬和理論分析工作，但距離成熟的技術狀態還有很長的路要走。

首先，在動態變形過程中，風洞實驗存在很大的困難，包括：模擬的相似律理論、風洞實驗模型設計、試驗技術和方法等。目前看，測試不同變形狀態下定常或準定常的試驗工作較多，但測試連續變形過程中動態非定常氣動特性的試驗工作很少。

可變體飛行器風洞實驗方面，Neal III等在2004年[24]和2006年[25]設計了變形飛機的風洞實驗模型以達到五個目的：對大變形飛機建立準定常模型、對“高效飛行的布局”進行優化研究、對快變形飛機建立瞬變模型、對“變形作為機動控制裝置”進行評估研究、對變形飛機的飛行控制模擬。實驗模型的設計過程分為兩期。為了增加第一期實驗模型滿足長期實驗需求的能力、增加結構強度、增加氣動載荷作用下的翼扭轉功能、增加變形速率控制功能，第二期實驗模型進行了大量改進。最終的實驗模型能發生的變形有兩類：第一類是為了使飛機適應于不同任務的大變形，包括展長、后掠角、尾翼布局的變化；第二類是為了使飛機能機動飛行的控制型變形，包括翼扭轉。兩類變形的組合能使實驗模型的變形能力顯著增強。Maryland大學采用風洞實驗手段，研究了變展弦比對UAVs穩定性所造成的影響[26]。計算穩定系數驗證了變展弦比機翼在展長對稱變化時可以保持穩定性。滾轉模式也隨著展長增加變得更加穩定。此外，進行風洞實驗驗證了非對稱展長可以產生控制滾轉機動的滾轉力矩。Colorado大學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大學的David等人試驗研究了低速可變形試驗模型可同時變后掠角、變展長以及翼梢扭轉對氣動性能造成的影響，特別是對壓力中心和阻力的影響。此外在該項研究中機身的后緣也可以伸長縮短[28]。白鵬、陳錢等在低速風洞中針對滑動蒙皮變后掠翼模型完成了不同變形速率下變形過程中非定常動態氣動特性的測試，并獲得了非定常動態氣動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程中氣動力和力矩特性測量精度的風洞實驗技術研究[29]。

其次變形過程中的非定常動態氣動特性缺乏公認的相關氣動基礎理論分析和支撐。從數值模擬方法的角度看，當前的數值模擬技術已經具備了模擬動邊界非定常動態氣動特性的能力，但由于缺乏有效的理論或風洞實驗結果的驗證與確認，導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特性計算和評估方面，Wickenheiser和Garcia[30]在2007年指出，變形飛機由于同時經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、適應性強而且不需要重建飛機網格和流場的一種初步分析方法。該文通過將Prandtl的升力線理論擴展到具有任意彎度和弦長分布且具有非理想翼型的機翼，可得到一個積分方程，進而通過Gauss積分和正弦級數表示，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年同樣通過空氣動力學理論分析發現，在低速飛行時，翼型彎度增加導致升力系數-阻力系數極曲線圖上最小阻力點向右下方移動；在高速飛行時，翼型彎度增加導致升力系數-阻力系數極曲線圖上最小阻力點向右上方移動。因而，在低速飛行時應增大翼型彎度，以同時獲得最小阻力和較大升力系數；在高速飛行時應減小翼型彎度，以同時獲得最小阻力和較小升力系數。該文進一步發現，最小阻力時的升力系數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，采用計算機通過多學科分析工具來評估變形飛機氣動性能，則能得到更確切的結果，Samareh等[32]在2007年即開發了這樣的分析工具。該文采用一種高效的參數化模型公式，能對發生大變形的系統自動生成關于氣動參數、幾何參數、形狀變化參數的模型。該分析工具用于簡單變形的計算需要2～4天，用于復雜變形的計算需要1～2周。此外，Nangia和Palmer[33]采用Panel方法，研究變形飛機，并采用Euler和Navier-Stokes方法來對結果進行確認。Cho等[34]用Panel方法求解仿生雙翼問題，并與CFD方法進行了比較。高彥峰通過茹科夫斯基翼型氣動力的解析解，理論推導了二維翼型變形過程中的非定常氣動特性，研究表明，相較于改變翼型的弦長和厚度，變彎度所帶來的非定常效應更為顯著[35]。徐國武等通過數值模擬得到了和其理論推導定性一致的計算結果[36]。

綜上所述，不論是風洞實驗、數值模擬還是理論分析，獲得變形過程中的非定常動態氣動特性均是嚴峻挑戰。通過飛行動力學分析，準確獲取變形過程中的運動響應，并加以有效控制是困難的研究工作。

2.2.2 變形結構、驅動與變形控制

目前來看，基于傳統材料與結構的可變形結構，存在這樣幾個方面的弱點：1)結構笨重，變形效益降低；2)結構復雜，可靠性較低；3)致動、傳動系統復雜，功重比低；4)難于實現連續光滑變形[38]。因此需要引入新的設計理念，組成適應智能可變形飛行器發展需求的“智能變形機構”。

先看“智能材料”。當前所研究的能夠實現諸如形狀記憶、磁致伸縮、電致伸縮、壓電效應等功能的智能材料，應該稱之為“功能材料”。在早期開展智能可變形飛行器交流討論的時候，把它們叫做智能材料，名稱就此延續下來。但實際上，這些材料并非具有智能而是各自具有突出的某項功能，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，這些材料無法做到全能，它們在變形量、變形速度、驅動方式、驅動力等方面各自存在優缺點(見表1)。當前變形蒙皮和高效驅動裝置是智能材料研究的熱點和焦點。盡管存在廣闊的應用前景，但目前國內外在研的智能材料技術成熟度都還有待提高，存在眾多技術瓶頸需要解決，距離工程實用存在很大差距。例如：SMP(形狀記憶聚合物)用于變形蒙皮存在如下三個問題：1)高效加熱問題；2)柔性變形過程中的氣動承載問題；3)變形有限次數開裂和斷裂問題。SMA材料盡管輸出力大,但是由于散熱困難，導致其變形頻率受限。壓電材料變形頻率很高，但是單次變形輸出功率很小,等等。當前分析表明，僅依靠智能材料無法實現智能變形飛行。利用智能材料的優勢，結合輕質高效變形結構、驅動裝置和智能控制,可能才是智能變形的出路。

“智能變形機構”是將功能材料、新型結構、高效驅動器、先進傳感器與飛行器基體結構無縫集成的一種新的結構設計理念；變形結構內部的感知系統、分析決策系統與執行機構，可以根據飛行任務需求和飛行環境自主改變結構形態，并對變化的外界環境做出即時響應[38]。可使飛行器氣動特性和操縱能力、環境適應能力、任務執行能力和減振降噪能力等得到優化。目前研究較多的飛行器智能變形機構主要有復合材料結構、柔性結構、機械結構等幾種類型[32,38]。

表1 智能材料特點分析Table 1 Characteristic analysis of smart material

智能復合材料結構主要有壓電雙片彎曲/扭曲結構、SMA復合彎扭結構等。

智能柔性結構主要是基于柔性機構設計的一些變形結構，典型的有多穩態結構、柔性多孔結構等等。柔性多孔結構比剛度、比強度高，能產生較大的變形，是柔性蒙皮結構設計的一個重要發展方向。

智能機械結構，是采用了機械中的鉸鏈、滑軌等運動副的變形結構，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蒙皮翼，分別采用了串聯關節機構和平行四邊形連桿機構。上述各種機構中，高效驅動裝置都是關鍵之一。

采用傳統的電機、舵機或液壓系統往往存在功率密度低、傳動結構復雜、空間占用大的問題。而充分利用功能材料的特點設計高效的驅動裝置是解決這一問題的有效思路。如采用壓電材料研制的壓電泵、SMA材料研制的變形累積驅動裝置等。

國外在Smart Wing和MAS等系列研究計劃中針對智能材料、變形結構、驅動控制等方面開展了大量的研究工作。特別是對柔性蒙皮和變形結構開展了大量研究工作[50]。國內這方面的工作還存在較大差距，特別是在變形結構方面。

飛行器變形結構從飛行器誕生之日起就一直沒有停止過研究，其發展歷程大體可以分為三個階段：柔性變形階段、剛性變形階段和智能變形階段[37-38]。早期的飛機以密度小的木材、布及金屬絲作為原材料，多數利用柔性機翼的彎曲變形來產生氣動操縱力。隨著飛機速度和承載能力的提高，飛機結構的剛度要求使得柔性機翼被固定翼和操縱舵面所取代。但同時為了提高飛機的操縱效率，以及適應不同的飛行條件和不同的飛行任務，各國研究并設計了許多基于機械系統的剛性變形結構[38]。例如，1920年NASA工程師H.F.Parker設計出采用可滑動后部大梁的變彎度機翼；1937年前蘇聯的G.I.Bakashaev 設計了一種可伸縮機翼，可使機翼面積改變44%，之后的改進型面積變化高達135%；1949年Republic 航空公司的X-91第一次使用了改變機翼傾角的設計；1952年美國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內從20°變化到60°；1953年Short Brothers 和Harland Ltd 設計的飛行器使用了全動翼尖，可以得到比常規副翼更大的控制力；1970年，南非的Fritz Johl使用一種獨特的機構使機翼弦長改變達100%；1974年General Dynamics 的F-16使用了前緣襟副翼設計；1976年試飛的MIG 105-11采用了可變上反角的設計；1979年，Robert T.Jones發明了旋轉機翼，機翼可以繞它的中心軸旋轉[38]；1998年Gevers Aircraft 設計的伸縮機翼飛行器可使翼展變化達到100%[32]。

盡管各種各樣的機翼變形結構被陸續發明設計出來，但是在航空工業中的應用卻非常有限。從變形結構本身來講，主要有兩方面的原因：一是剛性的非連續變形增加了機翼阻力；二是機翼上復雜的機械系統和附加重量給剛性變形機翼的實際應用帶來了很大的限制。隨著傳感器、驅動器和現代控制技術的發展，特別是智能材料結構的出現和迅猛進步，困擾傳統可變形結構的兩大難題的解決迎來了新的契機。

1985年，美國空軍Wright實驗室率先提出“任務自適應機翼”研究計劃，采用液壓裝置操縱的可連續變形的自適應機翼飛行試驗結果表明，這種自適應機翼能增大升阻比、改善飛行機動性和延遲氣流分離。美國FlexSys 公司則采用柔性機構研制了可光滑連續變形的前、后緣襟翼。當前緣從0°變化到6°，可以使升力系數增加25%，升阻比提高51%，進一步展示了連續變形的卓越優點[32]。1995年，由Northrop Grumman公司和空軍Wright實驗室共同實施的“智能機翼”研究計劃中，按照F/A-18機翼參數，制造了縮比1∶10的概念驗證智能機翼模型。該模型具有下列特色：1)采用SMA和壓電驅動器的自適應可變彎度機翼，以達到最小阻力和最大升阻比；2)光纖壓力傳感器陣列用于實時飛行動壓力測量；3)采用SMA扭力管的機翼扭轉驅動；4)采用混雜控制表面的顫振抑制。該研究計劃還在風洞中對機翼模型在亞聲速和跨聲速下模型的飛行狀態進行評估，同時對動態載荷條件下結構的性能進行研究，為以后制造原型機奠定基礎[39-40]。2006年8月1日，受MAS計劃資助的NextGen Aeronautics公司首次成功地進行了可變體飛行器的演示驗證試飛，所使用的平臺是45 kg重的MFX-1噴氣式推進無線電遙控縮比驗證機。該機采用柔性蒙皮變形機翼，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]。

可變形飛行器機翼設計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，且在變形過程中要有足夠的剛度來維持機翼的氣動外形，同時在變形過程中材料的剪切模量要盡可能的小，以減少驅動器對能量的要求[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間轉換。洛克希德·馬丁公司在其“折疊機翼”變形方案中，將形狀記憶聚合物應用于折疊機翼的連接部分，并成功地進行了風洞實驗[42]。

形狀記憶聚合物的性能很大程度上依賴于溫度和時間。Michelle等設計了拉伸和剪切變形試驗裝置，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性能，采用單調加載試驗[43],同時也研究了預應力對SMP承受剪切變形的影響。Michael等對硅橡膠、SMP、波紋材料等幾種可變形材料進行了單向拉伸、雙向拉伸、剪切變形幾個狀態下力學性能的對比研究，采用壓力變形實驗來模擬變形材料蒙皮在氣動載荷作用下的變形情況[44-45]。研究表明SMP是飛行器機翼實現大面積變形的可能的蒙皮材料之一。

可變形飛行器結構與材料方面，國內學者的也開展了大量的研究工作[46-47]。許多研究機構進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行顫振抑制、振動抑制，以及滾轉性能控制方面的研究[48-49]。航天科工集團三院開展類似于Raytheon公司變形方案的智能可變形巡航彈概念的研究工作。智能材料和結構方面，哈爾濱工業大學的冷勁松、尹維龍、孫健等著重針對形狀記憶聚合物(SMP)應用于可變形飛行器蒙皮方面開展了較為系統的應用基礎和關鍵技術方面的研究工作[45,51]。中國科技大學董二寶、楊杰等針對形狀記憶合金(SMA)基礎力學問題、基于SMA的驅動機構以及可變形結構等方面開展了較為系統的研究工作[38]。南京航空航天大學在連續可變形后緣彎度技術、波紋板蒙皮結構等方面開展了大量研究工作[40,52]。

總的來講我國在智能可變形飛行器方面的研究雖然已經開展了一段時間，但仍舊處于起步階段。工作比較零散，針對智能可變形飛行器的關鍵基礎性力學問題的研究不夠系統深入。還有更為重要的一點是，我國可變形飛行器研究的工程需求牽引不明確，背景不夠明確。這與歐美等發達國家更為系統、持續性的研究工作存在較大差距，且這種差距有進一步擴大的趨勢。

3 關于智能可變形飛行器技術的幾點探討

通過上面的介紹和分析引發幾點關于智能可變形飛行器的思考與展望。

3.1 關于智能可變形的內涵

前文已經介紹過關于智能可變形飛行器的定義。廣泛的文獻檢索調研發現相關的研究工作很多，涉及的領域也非常寬泛。涵蓋翼型局部變形流動控制、后緣變形飛行控制、翼型整體變形的升阻性能優化、機翼三維形狀發生變化的各種概念探索，以及相關的總體、氣動、結構、材料、控制研究。

從國內外文獻資料看智能可變形是指連續變形，那么非連續變形是否應該包含在內？實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。是否一定需要連續變形或者強求其在各種狀態下都能飛行，本身是個需要商榷的問題。

“智能可變形”概念中，爭議最大的其實是“智能”兩字。盡管前文已經提到了智能的含義，這里還是有必要討論一下這個概念。“智能”一詞包含兩方面的含義：1)智能材料。所謂智能材料其實是一種誤解，稱之為“功能材料”更為恰當。如果真正研發出集變形、驅動、感知、修復于一體的輕質材料，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？按照其現階段發展的水平和趨勢，相信未來相當長的一段時期內，所謂智能可變形飛行器仍將以輕質一體化設計的機械式結構和液壓系統為基礎。“智能材料”用于可變形飛行器的核心歸結為兩點——所起到的功能和所付出的代價。2)人工智能。盡管人類已經通過人工智能實現了計算機-AlphaGo戰勝圍棋世界冠軍李世石的壯舉，實現了人工智能技術在語音識別和圖像識別領域的廣泛應用，甚至有報道指出已經實現了由美國辛辛那提大學基于人工智能技術開發的人工智能戰斗機駕駛系統阿爾法AI，在飛行模擬器上模擬的空戰當中戰勝了經驗豐富的退役飛行員[58]。但對于飛行當中的可變形飛行器真正要求其能夠隨時感知瞬息萬變的飛行環境和飛行任務，現階段乃至未來相當長的時間里是不可能的，還只能存在于科幻電影中。現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化技術。

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，哪些具有現實的工程價值。這本身就需要在研究過程中隨技術的進步，不斷地明確。

3.2 關于可變形的技術指標

目前有的文獻中明確地給出了所謂智能可變形飛行器的技術指標[3]。但需要考慮的是，這些指標僅僅具有一定的象征意義和對關鍵技術發展的牽引意義。可變形飛行器技術的發展也來自于總體需求牽引和關鍵技術推動兩個方面。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應的是不同任務或環境需求。不能指望用統一的變形指標要求各種備選方案，必須充分考慮不同方案的差異性。如滑動蒙皮方案和折疊翼方案就很難用相同的變形指標加以衡量。因此從總體的角度看，可變形飛行器的技術指標不應該局限于具體的變形方式和變形量，而應該對其任務能力和飛行能力作出約定。但從技術發展的角度來看，對于關鍵技術提出一些變形指標加以牽引是有其積極意義的。

以往的研究工作中，我國往往參考和借鑒美國等先進國家的技術指標。實際上這些指標是在其長期研究工作中不斷積累并總結其自身需求的基礎上提出的。片面的照搬往往會存在較大問題。需要基于本國自身的技術水平和工程背景提出分階段、合理的技術指標和驗證方案，以牽引技術發展。

3.3 關于變形材料與結構

從仿生學角度來看，實現變形絕不是僅通過一種材料就能實現的。比如關節的構成，只有肌肉不行，只有骨骼也不行，必須肌肉、骨骼、神經等各部件有機組合，形成有機的組織或機構。各種功能材料其實只能通過一定的控制手段實現某種單一功能。要實現人們所預想的智能變形，只能通過智能機構，綜合利用各種變形結構、功能材料的優勢，把它們巧妙合理的結合在一塊，才有可能實現智能變形。如大變形靠機械機構，微小的、精密的變形靠功能材料和智能結構。這可能才是智能可變形目前和未來唯一可行的出路。

3.4 關于效費分析

連接可變形理論研究和工程實用的一條紐帶歸根結底是變形技術的效費比。如何將變形技術付出的代價、技術成熟度和它所帶來的優勢進行定性定量的描述是個關鍵。管理學中描述事物重要性和緊迫性關系圖可供借鑒，對各種可變形關鍵技術開展效費研究。目前最為核心的是獲取變形所帶來的氣動增益與實現變形結構所付出的代價關系圖。把可實現的各類變形方式，按照實現它所花費的代價(如重量、空間、經費、復雜度等)，所帶來的好處(氣動、飛控特性等)畫在圖上。對于設計部門、決策機構，以及從事可變形研究的科學家和工程師的工作將很有指導意義。優先研究、開發和應用效果好、易實現的變形方式。效果很好但難度很大的可以進行長期研究。但這張圖設計多學科交叉，需要總體、氣動和結構等方面的技術人員共同開展工作加以回答。

4 小結與展望

勿庸置疑，智能可變形飛行器是一個新興的熱點研究領域，具有廣闊的應用前景和科學研究價值，吸引了大量不同學科和領域的科研人員和工程師的關注。但由于自身的技術難度和尚不明確的需求牽引，對其發展帶來很大困難。歷史上看任何新興技術都是螺旋式上升和發展的，典型的如人工智能技術自誕生之日起經歷過三起兩落[56-57]。智能可變形飛行器技術也必然如此，由最早的柔性翼無舵面飛機發展到剛性翼帶舵面飛機，至20世紀60～70年代，以變后掠翼為代表的可變形技術迅猛發展，可以認為可變形飛行器在20世紀60年代至80年代之間達到一個高潮。隨后由于存在一系列的重量、復雜性、維護性等方面的問題，變后掠翼飛機被固定翼隨控布局技術替代，可變形飛行器的發展進入低潮。但也恰恰是從20世紀80年代開始，基于智能材料與結構的變形飛行器技術開始了探索性研究，并在21世紀獲得長足進步。以連續變后緣彎度、折疊翼、滑動蒙皮變形為代表的新一代變形技術紛紛開始了飛行演示驗證。也許我們目前正在迎來新一輪可變形技術發展的高潮，抑或仍在低潮期摸索。但是人們追求由仿生靈感所觸發，希望研制能夠面對不同飛行環境、執行不同飛行任務、適時改變外形達到更優性能的飛行器的理想是不會止步的。

智能可變形技術的研究和發展是長期和艱巨的，急功近利必然難以為繼，且得不償失。一方面需要開展廣泛、系統的基礎理論和關鍵技術探索研究，從基礎做起，如：飛行器的流動機理、變形驅動機構的機械原理、控制特性和材料等基礎領域。只有各種相關工作做踏實了，才有可能將各類成果和新技術逐次投入應用。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現各學科基礎理論和關鍵技術的落地，以及多學科耦合分析和設計的真正實質性進展。在上述兩方面工作的基礎上，實用化的智能可變形飛行器才可能水到渠成。