變彎度機翼技術(shù)發(fā)展研究

李小飛，張夢杰，王文娟，鐘敏，王志剛，周進，薛景鋒

1.中國航空研究院，北京100012

2.中國飛機強度研究所，陜西西安710065

3.北京航空航天大學，北京100191

變形飛機是指飛機在飛行過程中可以根據(jù)飛行環(huán)境和任務需要靈活地改變其外形，獲得滿足環(huán)境和任務要求的總體性能的飛行器，變體技術(shù)可以提高飛機的飛行性能和機動能力。按變形方式可分為大尺度變形、中等變形以及局部小變形[1]，變彎度機翼通過改變機翼彎度實現(xiàn)變形，屬于中等變形情況[2]。

本文討論的變彎度機翼是指有柔性的前緣和后緣，翼面為連續(xù)、光滑、沒有開縫或滑動接頭的機翼。機翼翼型由內(nèi)部聯(lián)動裝置來控制，使其能夠隨環(huán)境變化和所需要升力變化而變化，可實現(xiàn)變彎度控制、陣風載荷減緩控制等。

對于大型民用飛機而言，變彎度技術(shù)可以減少飛機巡航阻力，提升燃油經(jīng)濟性，降低噪聲。大型民用飛機一般在設計點具有較優(yōu)的氣動效率，該設計點對應特定的飛行高度、馬赫數(shù)和飛機重量（質(zhì)量）[3]。在整個飛行任務剖面中，受航班密度、航線高度等因素限制，飛機經(jīng)常偏離設計點，非設計點機翼的氣動性能仍有很大的提升空間。巡航時采用變彎度技術(shù)通過改變機翼前后緣的形狀來調(diào)整機翼的升力，使之與最佳氣動效率狀態(tài)相匹配，提高燃油經(jīng)濟性。同時由于機翼前后緣變形沒有縫道和剪刀口，曲率變化連續(xù)，翼面壓力變化平緩無明顯流動分離，可以有效降低起飛和進場噪聲。采用光滑連續(xù)變彎度技術(shù)可獲得更大的性能提升空間，更加符合未來民用飛機的發(fā)展需求。機翼變彎度飛行是未來綠色航空的發(fā)展趨勢之一。

對于軍用飛機而言，采用變彎度技術(shù)可以解決不同設計點氣動布局的矛盾，改善多功能性，可在短跑道上起飛，大大增加航程，提高其經(jīng)濟性和作戰(zhàn)效能[4]。

隨著計算能力和結(jié)構(gòu)優(yōu)化設計能力、新型材料、先進制造、新型驅(qū)動器和分布式控制等技術(shù)的進步，使得能夠?qū)崿F(xiàn)正向收益的光滑連續(xù)變彎度機翼技術(shù)成為可能。

1 國內(nèi)外發(fā)展現(xiàn)狀

20世紀80年代，人們開始關注機翼變彎度在大型民用運輸機上應用可能帶來的收益。美國任務自適應機翼（MAW）項目，通過光滑地改變機翼前后緣的彎度，提升了飛機的巡航和機動性能，如圖1 所示[5]；主動柔性機翼（AFW）項目中，采用副翼和前緣襟翼的偏轉(zhuǎn)來改變?nèi)嵝詸C翼上的氣動力，進而控制柔性機翼的扭轉(zhuǎn)變形，在不增加飛機重量的情況下顯著提高了滾轉(zhuǎn)控制性能[6]，如圖2 所示；智能飛機結(jié)構(gòu)（SARISTU）項目采用自適應前緣下垂、變形后緣襟翼、主動翼梢后緣，實現(xiàn)機翼減阻、降噪、結(jié)構(gòu)健康監(jiān)控、減重和其他方面的集成設計[7]，如圖3 所示。其中ACTE II 項目中的柔性機翼后緣已經(jīng)在“灣流”Ⅲ上進行了Ma0.85的高速試飛，技術(shù)已經(jīng)非常接近工程實際應用[8]，如圖4和圖5所示。波音787飛機機翼后緣采用變彎度設計，巡航阻力顯著降低，等效節(jié)省約340～450kg 重量[9]。此外，波音公司聯(lián)合NASA為未來民用運輸機發(fā)展后緣襟翼連續(xù)變彎度技術(shù)，具有較大的發(fā)展?jié)摿10-13]。

圖1 F-11 任務自適應機翼飛行演示驗證（MAW）Fig.1 F-11 mission adaptive wing flight demonstration verification(MAW)

圖2 F/A-18改裝的主動柔性機翼（AFW）Fig.2 F/A-18 modified active flexible wing

圖3 SARISTU 項目智能機翼結(jié)構(gòu)樣件Fig.3 SARISTU smart wing structure sample

從1995年到2018年，歐洲開展的部分智能變形機翼控制技術(shù)研究項目包括：智能機翼結(jié)構(gòu)（ADIF）、自適應機翼技術(shù)（AWiTech）、自適應縫隙控制（Pro-HMS）、智能翼梢小翼（IHK）、智能前緣裝置（SmartLED）、下一代機翼的智能高升力裝置（SADE）、智能飛機結(jié)構(gòu)（SARISTU）、智能固定翼飛機（JTI-SFWA）和新概念飛行器布局（NOVEMOR）。從1985年到2018年，美國開展的部分智能變形機翼控制技術(shù)研究項目包括：主動柔性機翼（AFW）、任務自適應機翼（MAW）、智能機翼計劃（SWP）、自適應柔性后緣（ACTEI ＆ Ⅱ）和可連續(xù)變彎度后緣襟翼（VCCTEF）。

圖4 安裝于“灣流”Ⅲ試驗機上的ACTE變形襟翼Fig.4 ACTE deformation flap installed on Gulfstream Ⅲtest aircraft

圖5 ACTE變形襟翼結(jié)構(gòu)示意圖Fig.5 ACTE structural diagram of deformed flap

通過歐美長達數(shù)十年的項目支持，一些較為成熟的機翼變彎度方案已經(jīng)過風洞測試和試飛，接近實際工程應用水平。針對變彎度機翼實現(xiàn)方案進行了梳理，見表1。

我國從事變彎度機翼研究也已經(jīng)有30多年的歷史，在機翼變彎度相關技術(shù)方面，如氣動設計、變形方案設計、大變形蒙皮等方面一直在開展研究，但目前仍處于探索階段[14]。

中國航空研究院以遠程民機為背景，設計了機翼前后緣變彎度結(jié)構(gòu)，針對機械結(jié)構(gòu)/柔性結(jié)構(gòu)兩種路線，研究了前緣連桿方案、柔性拓撲方案，后緣偏心梁方案、手指型方案、柔性拓撲方案，開展了基于光纖光柵變形傳感器反饋的閉環(huán)控制，目前項目正在實施中。

西北工業(yè)大學[15]在國內(nèi)首次提出了基于分布式柔性結(jié)構(gòu)、閉鏈式骨骼機構(gòu)和剛?cè)狁詈蠙C構(gòu)的變彎度機翼前后緣設計方案，采用優(yōu)化準則法進行了變彎度機翼前后緣拓撲求解計算，如圖6所示，獲得針對無人機變彎度機翼

表1 歐美變彎度機翼項目梳理Table 1 Project arrangement of variable curvature wing in Europe and America

圖6 基于分布式柔性結(jié)構(gòu)的變彎度機翼前后緣Fig.6 Front and rear edge of variable curvature wing based on distributed fexible structure

前后緣的最優(yōu)拓撲構(gòu)型，并進行了二維縮比樣件功能測試。

南京航空航天大學[16]將形狀記憶合金和機械結(jié)構(gòu)相結(jié)合，設計多關節(jié)自適應機翼后緣并選擇差動方式進行驅(qū)動，并搭建了變形控制系統(tǒng)實現(xiàn)對后緣偏轉(zhuǎn)角度的控制，圖7為基于形狀記憶合金的變彎度機翼后緣。

圖7 基于形狀記憶合金的變彎度機翼后緣Fig.7 The trailing edge of variable curvature wing based on shape memory alloy

哈爾濱工業(yè)大學[17]開展了新型零泊松比蜂窩結(jié)構(gòu)在變彎度機翼中的應用研究，突破了蒙皮、支撐結(jié)構(gòu)和驅(qū)動器協(xié)調(diào)變形的難點，采用主動蜂窩結(jié)構(gòu)和零泊松比柔性蒙皮，機翼試驗件如圖8所示，進行了變形特性試驗研究及風洞試驗測試。

圖8 基于零泊松比蜂窩結(jié)構(gòu)的變彎度機翼試驗件Fig.8 Variable curvature wing test piece based on honeycomb structure with zero poisson's ratio

目前國內(nèi)的研究多是采用先進智能材料，實現(xiàn)二維翼型的光滑連續(xù)變彎度，技術(shù)成熟度較低，要在工程實踐中推廣應用難度很大，見表2。近年來，隨著飛機結(jié)構(gòu)優(yōu)化設計方法和計算能力方面持續(xù)發(fā)展，新型材料、新型驅(qū)動器、先進制造技術(shù)等領域不斷進步，為我國機翼變彎度技術(shù)的發(fā)展和工程化應用提供了有力支撐。

表2 國內(nèi)變彎度機翼項目梳理Table 2 Project arrangement of variable curvature wing in China

2 關鍵技術(shù)及研究進展

變彎度機翼技術(shù)正成為民用飛機提升性能、降低油耗的重要手段，國外在變彎度機翼技術(shù)方面已經(jīng)開展了持續(xù)系統(tǒng)的研究，并且已經(jīng)接近工程使用的狀態(tài)，我國目前還處于探索研究階段。變彎度機翼涉及的關鍵技術(shù)包括氣動需求分析、輕質(zhì)變形結(jié)構(gòu)設計、可承載大變形蒙皮技術(shù)、智能驅(qū)動器技術(shù)和分布式變形協(xié)同控制等。變彎度機翼關鍵技術(shù)研究，是支撐未來民用飛機跨越式發(fā)展、實現(xiàn)綠色航空的關鍵之一。

2.1 氣動需求分析

由于飛機在不同飛行階段的速度、高度和重量不同，所需的升力需求也隨之變化，改變機翼彎度是滿足這一需求最直接的方式。在飛機起降階段通常采用偏轉(zhuǎn)及放出前、后緣襟翼的方式來增加機翼的彎度和面積；飛機巡航階段，隨著燃油的消耗，飛機重量逐漸減輕，為保證飛機在不同飛行重量對應的氣動效率最優(yōu)，可適時調(diào)節(jié)機翼后緣彎度。歐盟潔凈天空（CleanSky）計劃中，德國Fraunhofer研究院組織開展了支線飛機機翼連續(xù)變彎技術(shù)研究[18]，并完成了地面演示驗證，如圖9所示。其核心展示件是一個3m展長的小后掠支線飛機1∶1翼段并用于風洞試驗。該演示件集成了可用于未來綠色航空的幾項先進技術(shù)，從氣動角度來說，該演示件展示了連續(xù)變彎機翼前緣有利于實現(xiàn)層流和降低噪聲。

近年來，許多國內(nèi)外研究者陸續(xù)開展了變彎度機翼所涉及氣動領域的關鍵技術(shù)研究。國外方面，Marco等[19]從理論的角度分析了前緣和后緣變彎對氣動性能的影響規(guī)律；Nguyen等[20]采用面元法加黏性修正的氣動力模型和結(jié)構(gòu)有限元模型研究考慮靜氣彈變形的變彎度機翼減阻優(yōu)化設計；Kaul 等[21]研究了不同后緣變彎形式對翼型氣動特性的影響；Lyu等[22]以CRM構(gòu)型的機翼為研究對象，研究后緣變彎度對氣動特性的影響規(guī)律。國內(nèi)方面，陸維爽等[23]基于GAW-1 翼型，分析了前后緣變彎對氣動性能的影響；盧天宇等[24]采用轉(zhuǎn)捩剪切應力運輸黏性模型結(jié)合分區(qū)混合動態(tài)網(wǎng)格技術(shù)，研究前緣變形對機翼俯仰運動所引起的非定常流動的影響；劉龍等[25]以NACA0015翼型為例，提出了一種基于厚度不變的翼型連續(xù)偏轉(zhuǎn)變形規(guī)律，實現(xiàn)了翼型變彎度的參數(shù)化；郭同彪等[14]針對民用客機機翼-機身-平尾構(gòu)型開展了后緣連續(xù)變彎度機翼氣動設計；楊小權(quán)等[26]開展了前緣下垂增升裝置與前緣縫翼增升裝置起飛/著陸構(gòu)型的氣動噪聲預測。

圖9 前緣下垂翼段的演示件Fig.9 Demonstration of leading edge sagging segment

中國航空研究院以遠程民機機翼為研究對象，開展了連續(xù)變彎度機翼氣動外形設計技術(shù)研究。根據(jù)連續(xù)變彎結(jié)構(gòu)研究的需求，氣動設計和優(yōu)化的重點之一是如何在更多的幾何約束下實現(xiàn)良好的氣動性能。對于前緣變彎襟翼，額外的幾何約束包括前緣變彎下垂段的表面弧長不變，以便在結(jié)構(gòu)上可以使用非拉伸的柔性蒙皮。采用計算流體力學（CFD）分析方法、工程設計方法和基于代理模型的優(yōu)化設計方法，進行了機翼前后緣連續(xù)變彎度構(gòu)型的設計和分析，同時對前緣半徑、前緣下垂角等關鍵參數(shù)開展了系統(tǒng)研究，如圖10所示。最終，得到前后緣連續(xù)變彎的設計方案，如圖11所示，可以看出流動更加均勻，壓力變化連續(xù)，沒有開縫帶來的高速氣流和分離，可以有效地降低噪聲。

圖10 前緣外形Fig.10 Leading edge contour

圖11 某機翼剖面連續(xù)變彎設計結(jié)果的壓力云圖Fig.11 Pressure nephogram of a wing section with continuous variable bending design results

變彎度機翼技術(shù)涉及氣動、結(jié)構(gòu)、控制、測量等各專業(yè)，如何在滿足各項約束的基礎上獲得較好的氣動性能指標顯得十分重要，可以從以下幾方面加強研究：（1）建立高精度的變彎度機翼數(shù)值模擬方法，提高由變形引起的非定常流動的捕捉能力；（2）開展前緣半徑、前緣下垂角、后緣外形、后緣下偏角等關鍵參數(shù)的氣動性能影響規(guī)律研究；（3）建立滿足結(jié)構(gòu)及控制約束的幾何參數(shù)化方法，對設計變量所對應的物理含義有充分了解；（4）噪聲是重要的性能考核指標，開展高精度的噪聲分析方法研究。常用的噪聲分析方法包括非定常CFD分析與噪聲分析CAA耦合的方法，基于物理機制的噪聲預測方法等多種理論和工程方法，其脈動壓力等聲源信息除了通過CFD計算，也可以通過風洞或飛行試驗進行聲場采集。

2.2 輕質(zhì)變形結(jié)構(gòu)

輕質(zhì)可變形結(jié)構(gòu)設計是實現(xiàn)變彎度的關鍵。第一，變彎度機翼的工程應用要求其結(jié)構(gòu)須滿足飛機起降狀態(tài)下大的升力需求和未來層流翼型的使用需求，須能夠?qū)崿F(xiàn)大的精確的宏觀變形，以實現(xiàn)翼型的變彎度；第二，為了滿足高速巡航狀態(tài)下承受氣動載荷的要求，變彎度機翼結(jié)構(gòu)須滿足強度的要求，且與傳統(tǒng)結(jié)構(gòu)相比不能有明顯的結(jié)構(gòu)重量增加。第三，與傳統(tǒng)剛性結(jié)構(gòu)相比，變彎度機翼結(jié)構(gòu)剛度較低，在氣動彈性方面要求更高，飛行過程中必須避免顫振等現(xiàn)象。

針對上述問題，目前國內(nèi)外主要采用基于剛性機構(gòu)和柔性結(jié)構(gòu)的結(jié)構(gòu)形式以實現(xiàn)機翼的變彎度[27-29]，或在小型無人機上通過基于形狀記憶合金和壓電纖維復合材料的智能結(jié)構(gòu)進行實現(xiàn)[30]。其中，德國宇航院的先進自適應前緣下垂采用了柔性復合材料和剛性機構(gòu)的結(jié)構(gòu)形式，技術(shù)成熟度較高[31]。

采用剛性機構(gòu)的變彎度機翼其設計難點為結(jié)構(gòu)變形能力和結(jié)構(gòu)重量之間的協(xié)調(diào)，因為大的精確變形要求復雜的機構(gòu)系統(tǒng)，易導致結(jié)構(gòu)笨重且降低可靠性[29]。基于柔性結(jié)構(gòu)的變彎度機翼雖然在變形能力上具有明顯優(yōu)勢，但精確的表面變形控制、結(jié)構(gòu)疲勞和氣動彈性問題等使其仍難以滿足工程應用的要求，相關問題有望通過先進的材料和結(jié)構(gòu)優(yōu)化設計方法解決[31]。因此，基于剛?cè)狁詈系慕Y(jié)構(gòu)形式和通過協(xié)同優(yōu)化設計的全柔性結(jié)構(gòu)是實現(xiàn)變彎度機翼工程應用的有效途徑。基于復合材料柔性蒙皮和內(nèi)部剛性機構(gòu)的剛?cè)狁詈辖Y(jié)構(gòu)可以較好地協(xié)調(diào)變形功能和結(jié)構(gòu)重量之間的矛盾，現(xiàn)已成為大型飛機變彎度設計的趨勢。但此類方案的變形精度仍有待提高，且目前缺少針對帶根梢比的三維變彎度機翼的研究。未來須針對大型民機三維變彎度機翼結(jié)構(gòu)，采用變剛度復合材料柔性蒙皮和內(nèi)部剛性機構(gòu)的剛?cè)狁詈辖Y(jié)構(gòu)，通過系統(tǒng)的優(yōu)化設計方法進行蒙皮與機構(gòu)的協(xié)同優(yōu)化，提高其工程可實現(xiàn)性。基于全柔性結(jié)構(gòu)的變彎度機翼前后緣設計采用一體化柔性結(jié)構(gòu)拓撲優(yōu)化方法，可以有效協(xié)調(diào)柔性翼肋精確變形控制和高承載的矛盾，甚至可以考慮智能驅(qū)動器布局的協(xié)同優(yōu)化設計。但柔性結(jié)構(gòu)的使用容易導致變彎度過程中的氣動彈性問題，這是設計過程中須考慮的問題。隨著結(jié)構(gòu)一體化和智能化程度等要求的提高，采用集成智能材料的一體化柔性結(jié)構(gòu)將成為未來輕質(zhì)變彎度機翼結(jié)構(gòu)設計的必然趨勢，如圖12所示，中國飛機強度研究所在這兩個方面都進行了系統(tǒng)的探索，建立了系統(tǒng)的變彎度機翼方案體系，目前正在開展面向工程應用的變彎度機翼設計與驗證技術(shù)研究。

圖12 變彎度機翼輕質(zhì)結(jié)構(gòu)Fig.12 Variable camber wing light structure

關于變彎度機翼輕質(zhì)柔性結(jié)構(gòu)的設計方法，目前主要是通過考慮精確變形功能和多約束的協(xié)同優(yōu)化設計算法進行實現(xiàn)。針對剛?cè)狁詈蠙C構(gòu)需要解決柔性蒙皮優(yōu)化設計和連桿機構(gòu)的優(yōu)化設計兩方面的問題，算法相對成熟。針對全柔性結(jié)構(gòu)或者是集成智能材料的柔性結(jié)構(gòu)主要是通過先進拓撲優(yōu)化設計算法實現(xiàn)。目前，國內(nèi)外采用的變彎度機翼柔性結(jié)構(gòu)拓撲優(yōu)化算法主要有密度法（SIMP）和基結(jié)構(gòu)方法。德國宇航院[30]采用SIMP 方法針對變彎度翼梢小翼前緣進行了內(nèi)部輕質(zhì)柔性結(jié)構(gòu)的拓撲優(yōu)化設計，如圖13所示。該方法特點在于優(yōu)化變量大，難以考慮應力和應變等強度約束，且容易出現(xiàn)不收斂等情況。相較而言，基于基結(jié)構(gòu)的拓撲優(yōu)化設計方法能夠采用傳統(tǒng)的基于梯度的求解算法進行求解，效率較高。意大利米蘭大學采用基結(jié)構(gòu)方法對變彎度前緣進行了拓撲優(yōu)化設計，并采用3D打印增材制造技術(shù)進行了加工和驗證，實現(xiàn)了較精確的變形，如圖14所示。但該方法對設計者的經(jīng)驗要求較高，基結(jié)構(gòu)的布置和概念設計后的調(diào)整對最終的變形都有較大的影響。

2.3 可承載大變形蒙皮

飛機在飛行過程中，變彎度機翼在變形時需要承受較大的氣動載荷，可承載大變形蒙皮的研制是變彎度機翼設計的關鍵技術(shù)之一。機翼蒙皮在氣動載荷下要保證光滑、連續(xù)的變形，同時能夠?qū)鈩虞d荷傳遞給機翼主要承力構(gòu)件，要求柔性蒙皮在變形方向具有良好的彈性，在非變形方向具有足夠剛度，同時驅(qū)動蒙皮變形的力較小。

圖13 基于SIMP的柔性機翼前緣拓撲優(yōu)化方法Fig.13 Topology optimization method of flexible wing leading edge based on SIMP

圖14 基于基結(jié)構(gòu)的柔性機翼前緣拓撲優(yōu)化方法Fig.14 Topology optimization method of flexible wing leading edge based on base structure

國外在大變形柔性蒙皮方面開展了大量深入的研究，蒙皮材料類型主要有合成橡膠、纖維增強橡膠、形狀記憶合金及聚合物等。典型的合成橡膠應用案例為DARPA[32]在Smart Wing 項目中采用了硅膠作為柔性蒙皮材料，可實現(xiàn)機翼變形并滿足氣密性要求，但是其承載能力不足，不易實現(xiàn)變形控制；美國CRG公司開發(fā)的VERITEXTM[33]，是一種輕量化的形狀記憶聚合物材料，是由苯乙烯聚合物基體和增強性纖維構(gòu)成的熱固性材料，在特定溫度范圍，受溫度作用其彈性模量發(fā)生變化，從而實現(xiàn)大尺度變形，并在溫度作用后恢復變形，但這種材料存在剛度低的問題，且其韌性、耐久性較差，高頻次變形的可靠性問題目前也未驗證。K.S.Benjamin 等[34]提出了一種魚骨狀主動變彎度機翼結(jié)構(gòu)，如圖15所示，由彈性基復合材料蒙皮組成，同時也研究了不同的復合材料基體等，以提高蒙皮的面外剛度，其使用重復性及環(huán)境適應性仍待研究。歐盟SARISTU 中后緣采用的彈性蒙皮如圖16所示，由彈性覆蓋層（自研）、彈性泡沫、鋁材料等組成，其中彈性覆蓋層和彈性泡沫之間通過化學交互實現(xiàn)連接，金屬表面涂覆有化學促進劑，采用模具一體成形的方式。

圖15 魚骨主動變彎度機翼結(jié)構(gòu)Fig.15 Active variable curvature wing structure with fishbone

圖16 SARISTU里的彈性蒙皮Fig.16 Elastic skin in SARISTU

國內(nèi)的高校和研究院所也開展了很多相關研究，南京航空航天大學[35]在蜂窩蒙皮驅(qū)動夾層內(nèi)部嵌入SMA絲，通過對SMA絲的訓練實現(xiàn)蒙皮后掠與上反，同時也設計了一種梯形波紋狀結(jié)構(gòu)，波紋結(jié)構(gòu)間填充彈性材料(如泡沫橡膠等)使蒙皮表面連續(xù)光滑，這種結(jié)構(gòu)可實現(xiàn)大尺寸伸縮彎曲，其采用正交各向異性的纖維增強復合材料，在變形方向上，剛度較小，可實現(xiàn)大變形，同時非變形方向剛度較大，可承受外載；哈爾濱工業(yè)大學[36]采用形狀記憶聚合物材料制作蒙皮，該蒙皮與形狀記憶聚合物泡沫相結(jié)合能成功實現(xiàn)整個機翼及其蒙皮變形要求；沈陽飛機設計研究所[37]設計了一種由柔性蜂窩和彈性膠膜組成的柔性蒙皮結(jié)構(gòu)，在面內(nèi)具有較好的變形能力，在面外具有一定的承載能力，能夠滿足后緣變彎度機翼的變形和承載要求，柔性蒙皮的結(jié)構(gòu)質(zhì)量和變形所需驅(qū)動力需要進一步優(yōu)化。中航復合材料有限責任公司設計了基于基板結(jié)構(gòu)的柔性機翼后緣結(jié)構(gòu)，蒙皮采用無翹曲蜂窩配合纖維增強硅橡膠，如圖17所示。北京航空材料研究院正在開展的智能蒙皮是在自研的高分子材料骨架中穿插金屬絲，如圖18所示，并填充高抗撕橡膠，已有實驗室初樣，成品的具體實現(xiàn)工藝還待設計，下一步需要結(jié)合蒙皮內(nèi)部結(jié)構(gòu)，開展結(jié)構(gòu)匹配性設計、高分子骨架疏密程度設計，考慮高彈性、韌性、彎曲剛度、應變緩沖等參數(shù)，預計拉伸變形可實現(xiàn)20%，壓縮變形可實現(xiàn)-20%。

圖17 無翹曲蜂窩配合纖維增強硅橡膠蒙皮Fig.17 No warping honeycomb with fiber reinforced silicone rubber skin

圖18 高分子材料骨架加入金屬絲蒙皮設計Fig.18 Design of polymer skeleton with metal wire skin

國內(nèi)目前處于初步探索階段，遠未達到工程應用的需求。面向?qū)嶋H飛行的應用要求，大變形柔性蒙皮下一步的研究方向：（1）大變形高承載的柔性蒙皮材料研發(fā)技術(shù)，要具有面內(nèi)變形能力和面外承載能力，涉及零泊松比或負泊松比蜂窩、加強管增強蜂窩、復合材料點陣結(jié)構(gòu)、高分子材料骨架、抗高撕橡膠、新型化學膠黏劑等的進一步研發(fā)；（2）蒙皮結(jié)構(gòu)設計及一體化成形工藝技術(shù)，涉及滿足氣動、環(huán)境、多任務條件下的多種分結(jié)構(gòu)設計及有效快速成形技術(shù)，研究一體化成形工藝，固化工藝流程，減小制作誤差，提高性能一致性；（2）蒙皮材料的耐久性及環(huán)境適用性技術(shù)等，結(jié)合飛機實際應用條件，研發(fā)蒙皮材料可實現(xiàn)大變形高承載的同時，兼顧考慮各部分材料的耐久性、可靠性，以及在高溫、低溫、振動等環(huán)境下的適用性技術(shù)[38]。

2.4 新型驅(qū)動器

變彎度機翼中，變形的實現(xiàn)依靠驅(qū)動器的作用，其性能優(yōu)劣很大程度上影響到變形機構(gòu)的運動狀態(tài)，從而影響到氣動外形與性能。在飛行過程中，變彎度機翼需要根據(jù)外界氣流實時變形，要求驅(qū)動器具有快速響應特性；同時，變形機構(gòu)需要克服氣動載荷與結(jié)構(gòu)阻力，要求驅(qū)動器須具有高輸出能力；此外，驅(qū)動器在反復作動下，性能須保持穩(wěn)定；具有能量轉(zhuǎn)化效率高、可控性好的特點。

傳統(tǒng)液壓驅(qū)動具有體積和重量較大、能量密度小的缺點，電機驅(qū)動的輸出力和功率與重量比較小，使機翼變彎度的氣動收益難以抵消重量增加帶來的影響。利用形狀記憶合金、磁致伸縮材料、壓電材料等智能材料和結(jié)構(gòu)的驅(qū)動特性將為解決這一問題提供基礎和保障。

在采用形狀記憶合金作為驅(qū)動器的研究方面，美國智能機翼項目（SWP）利用形狀記憶合金（SMA）驅(qū)動無鉸鏈和輪廓光滑的機翼后緣，以實現(xiàn)連續(xù)和高性能的變形控制[7]。國內(nèi)南京航空航天大學研究了形狀記憶合金變形機翼，將SMA絲用于驅(qū)動后緣變形，并完成了風洞驗證[16]。

在壓電材料運用方面，美國肯塔基大學利用壓電材料作為驅(qū)動器來帶動機翼蒙皮實現(xiàn)局部變形[39]，如圖19所示。由5片壓電材料通過自身的彎曲來改變機翼上表面的彎度和厚度。國內(nèi)哈爾濱工業(yè)大學設計并研制基于壓電疊堆陶瓷的液壓泵作為驅(qū)動器[40]，如圖20所示。

圖19 變厚度和彎度的壓電作動自適應機翼Fig.19 Piezoelectric adaptive wing with variable thickness and curvature

圖20 疊堆壓電泵實物圖Fig.20 Physical drawing of stacked piezoelectric pump

形狀記憶合金會隨著溫度的變化而發(fā)生變形，具有驅(qū)動力大的特點，但不足之處是驅(qū)動循環(huán)響應慢、變形小、變形控制和加熱是應用時的難點，因此仍需要進一步對材料改性，解決其工程化應用的難題[41]；磁致伸縮材料是在通電線圈所產(chǎn)生的磁場作用下產(chǎn)生伸縮效應，來控制通過線圈的電流大小從而實現(xiàn)對作動器輸出位移和力的控制，適用于高頻小變形，缺點是易產(chǎn)生電磁干擾，滯后較大[42]；壓電材料通過逆壓電效應產(chǎn)生變形，具有較好的控制特性和較高的功率密度，可以實現(xiàn)較大的驅(qū)動力，但材料自身的變形量較小，很難實現(xiàn)機翼的宏觀變形。表3為智能材料驅(qū)動器的性能對比表格。

表3 智能材料驅(qū)動器性能對比Table 3 Performance of smart material driver

智能材料作為變形驅(qū)動器，是未來實現(xiàn)柔性結(jié)構(gòu)分布式驅(qū)動的重要發(fā)展方向。實現(xiàn)精確變形量控制，且滿足高頻次變形要求，環(huán)境適應性強、可靠性高的智能材料驅(qū)動器，是其實現(xiàn)工程應用需要解決的主要問題。現(xiàn)階段的研究重點在于對智能材料自身性能的提升，如壓電材料的驅(qū)動變形能力、形狀記憶材料的變形精度和響應時間等。同時，智能材料與柔性結(jié)構(gòu)融合技術(shù)的發(fā)展，對變彎度機翼的進一步發(fā)展起著至關重要的作用。采用柔性變形機構(gòu)的變彎度機翼，存在單個作動器變形較小的問題，將智能材料驅(qū)動器與柔性機構(gòu)結(jié)合，可以將柔性機構(gòu)較小的變形，通過組合起來的彈性變形進行傳遞，從而變成較大的整體變形。可實現(xiàn)機翼結(jié)構(gòu)輕量化，且制造簡單，無摩擦阻力，傳動效率較高。

2.5 分布式協(xié)同控制

在飛行過程中，變彎度機翼根據(jù)當前的氣動載荷等飛行條件以及目標任務，通過實時改變機翼的形狀，以達到最優(yōu)的氣動性能。為了實現(xiàn)機翼彎度沿展向在不同的橫截面具有協(xié)同變形，機翼上分布了多組作動器，控制機翼產(chǎn)生滿足不同的氣動特性的氣動外形。通過控制變彎度機翼中的驅(qū)動器和傳感器，使驅(qū)動器能夠協(xié)調(diào)其運動。多驅(qū)動器之間相互耦合，其位移和速度以及速度的變化率之間都有耦合關系，且存在非線性關系，如何控制多驅(qū)動器在變化外載環(huán)境下協(xié)調(diào)同步，是變彎度機翼控制系統(tǒng)設計的難點。

國外對于變彎度機翼的公開資料多集中在對變形驅(qū)動器的研究上，對于變彎度控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)的細節(jié)披露較少。SARISTU方案里采用光纖光柵制備了光纖形狀傳感器，如圖21所示，測量后緣蒙皮變形，作為變形控制的反饋信號，進行后緣分布式閉環(huán)控制[43]。國內(nèi)對于翼型或者機翼的變形控制有所研究，對于多智能體的協(xié)同控制最近幾年有所涉及，但對于包含飛行參數(shù)在內(nèi)的整個系統(tǒng)的閉環(huán)控制研究較少。2011 年，南京航空航天大學吳俊針對變形翼分布式協(xié)同控制技術(shù)進行了研究[44]，2015年，空軍工程大學的張贊研究了多智能體的飛機機電作動系統(tǒng)協(xié)同控制技術(shù)[45]。

圖21 形狀傳感器安裝示意圖Fig.21 Installation diagram of shape sensor

變彎度機翼系統(tǒng)具有強非線性和相互耦合性，需要研究變彎度機翼在多組作動系統(tǒng)作用下的非線性動態(tài)特性、非線性耦合特性、在外界干擾下系統(tǒng)控制性能的偏移和魯棒特性。分析變彎度機翼系統(tǒng)在氣動載荷下的動力學特性，進行流固耦合分析，有助于改善翼面的顫振，以及翼面與作動系統(tǒng)的耦合顫振，如圖22所示。分析變形機構(gòu)的結(jié)構(gòu)非線性、摩擦死區(qū)等不確定項，建立變形結(jié)構(gòu)的非線性系統(tǒng)的狀態(tài)方程，綜合變彎度機翼結(jié)構(gòu)特性和作動系統(tǒng)的控制特性，在滿足飛控系統(tǒng)飛行特性的條件下，尋找最優(yōu)的控制方法，控制多組作動系統(tǒng)，同時發(fā)揮光纖光柵傳感器的優(yōu)勢，實時監(jiān)控變彎度機翼的實時形狀，以達到多驅(qū)動器在隨機外載荷下的協(xié)同控制。

圖22 變彎度機翼流固耦合特性分析Fig.22 Analysis of fluid structure coupling characteristics of wing with variable curvature

傳感器作為控制系統(tǒng)的重要環(huán)節(jié)，實現(xiàn)變彎度機翼變形的測量與反饋。常用的傳感器有電位計、LVDT傳感器、應變計、光纖光柵傳感器、攝影測量系統(tǒng)等，電位計和LVDT傳感器只能測量變形位移，無法實現(xiàn)外形的測量；應變計和光纖光柵傳感器可通過應變量重構(gòu)機翼外形，在氣動載荷下可實現(xiàn)形狀的精確反饋；攝影測量系統(tǒng)也可測量曲面變形情況，不需要接觸被測物體，但是設備體積較大，只適用于試驗階段。隨著先進傳感技術(shù)的發(fā)展，光纖光柵傳感器突破原有機翼形變測量方式不具備實時性的技術(shù)瓶頸，可實現(xiàn)飛行狀態(tài)下，在氣動載荷作用時機翼形狀的精確重構(gòu)，為形狀控制提供重要的數(shù)據(jù)反饋。

變形控制算法作為控制系統(tǒng)的核心環(huán)節(jié)，在變彎度機翼變形控制方面起著關鍵作用。變形控制算法要具有較高的魯棒性能，要求機翼在不同的氣動外形下，都要具有很好的變形控制能力。當機翼外形變化時，控制系統(tǒng)隨時間發(fā)生改變，即時變系統(tǒng)，如何設計時變系統(tǒng)的控制算法，使機翼在變化的氣動載荷下快速響應發(fā)生變形，并能夠保證在此過程中飛機能夠平穩(wěn)飛行，是需要解決的主要問題。隨著智能算法的發(fā)展，模糊控制、人工神經(jīng)網(wǎng)絡控制、自適應控制算法、LQG魯棒控制算法等或多種智能算法相結(jié)合，為變彎度機翼精確變形控制提供思路。

3 展望

變彎度技術(shù)是未來飛行器的發(fā)展方向之一，但是額外的變彎度機構(gòu)和驅(qū)動系統(tǒng)會帶來飛機重量的增加，由機翼變彎度技術(shù)獲得的氣動收益能否抵消飛機重量增加帶來的損失是需要考慮的問題。因此，在變彎度機構(gòu)和驅(qū)動系統(tǒng)設計時，研究既能承受外界氣動載荷，又能實現(xiàn)變形且輕質(zhì)高效的先進智能材料以及變彎度結(jié)構(gòu)驅(qū)動技術(shù)，是未來重點的研究方向。

機翼變彎度技術(shù)可根據(jù)不同飛行狀態(tài)與外部環(huán)境而改變機翼形狀，涉及多個學科領域，如氣動、結(jié)構(gòu)、傳感、控制等，多學科間交叉耦合，涵蓋變形規(guī)律與建模仿真、結(jié)構(gòu)優(yōu)化與變形控制等多方面問題，多學科優(yōu)化也是變彎度技術(shù)未來的重要研究方向。需要從基礎理論入手開展前沿創(chuàng)新性研究工作，將新型結(jié)構(gòu)、智能材料、先進傳感與測試技術(shù)、高效小型化驅(qū)動器等技術(shù)與飛機基體集成[46]。

通過聯(lián)合飛機總體設計、氣動設計、智能材料與結(jié)構(gòu)、傳感與驅(qū)動技術(shù)、仿真與控制等，以突破關鍵技術(shù)為牽引，推動航空技術(shù)新發(fā)展。另一方面以工程應用為導向，梳理飛機變彎度技術(shù)的背景需求，在工程牽引下才能夠真正實現(xiàn)相關關鍵技術(shù)的落地。

4 結(jié)束語

變彎度技術(shù)是未來飛機變形技術(shù)的重要方向，機翼連續(xù)光滑變彎度技術(shù)將確保飛機在全巡航段內(nèi)保持氣動效率最優(yōu)，提高燃油經(jīng)濟性，是未來綠色航空的發(fā)展趨勢。變彎度機翼技術(shù)涵蓋氣動分析、結(jié)構(gòu)設計、新型材料、驅(qū)動控制等技術(shù)，是一項跨學科間的新型技術(shù)，是飛機結(jié)構(gòu)設計變革的大趨勢。變彎度機翼技術(shù)在民用飛機上的應用有助于提升未來民用飛機的全球市場競爭力。