變體飛行器智能變形與飛行控制技術(shù)研究進展

甄子洋，劉 攀，陸宇平

（南京航空航天大學(xué)自動化學(xué)院，南京 211106）

變體飛行器是一種無需使用常規(guī)控制機構(gòu)，而通過改變飛行器外形以實現(xiàn)任務(wù)改變或提供機動控制的飛行器。狹義范疇的變體飛行器主要是指通過改變機翼后掠角、展弦比、翼型厚度和后緣彎度等來實現(xiàn)不同氣動構(gòu)型［1］。采用變形技術(shù)的飛行器具有顯著優(yōu)勢，能夠執(zhí)行多種類型任務(wù)或者傳統(tǒng)操縱面無法實現(xiàn)的機動。隨著空氣動力學(xué)和飛行控制技術(shù)的不斷進步，具有顯著靈活性和機動優(yōu)勢的變體飛行器受到越來越多的關(guān)注，并在智能材料和結(jié)構(gòu)等關(guān)鍵技術(shù)的支撐下，成為了航空、航天、兵器等領(lǐng)域的研究熱點，顯露出了巨大的應(yīng)用前景。

從20 世紀(jì)50 年代開始，美歐各國相繼開展了不同層面的研究，取得了許多有價值的研究成果。在20 世紀(jì)60 年代，為了使飛機兼顧低速起降和高速巡航間的飛行任務(wù)需求，研制出了具有工程實用性的變后掠翼飛機［2］。目前大部分飛行器是針對其飛行任務(wù)和需求進行差異化設(shè)計，對于不同任務(wù)需求的飛機，其氣動布局會存在顯著差異，外形上也是各不相同。總體來看，變體飛行器的發(fā)展主要經(jīng)歷了以下兩個時期：（1）通過機械的方式變形，主要是變展長、變弦長、斜變形和變后掠等變形方式，其發(fā)展歷程總結(jié)如圖1 所示［3］；（2）通過采用智能材料或結(jié)構(gòu)的方式變形，以美國的相關(guān)研究計劃為代表，如表1 所示。

圖1 第一階段變體飛行器的發(fā)展歷程Fig.1 Development history of morphing aircraft during the first phase

表1 第二階段美國變體飛行器相關(guān)研究計劃及實驗Table 1 Research plans and experiments of U.S. morphing aircraft in the second phase

中國在進入21 世紀(jì)之后也加大了對變體飛行器技術(shù)的研究力度。航天一院、國防科技大學(xué)以及西北工業(yè)大學(xué)等科研機構(gòu)和高校在變體飛行器的結(jié)構(gòu)設(shè)計、材料改進、控制分析等方面取得了較多成果。南京航空航天大學(xué)的陸宇平、江駒、甄子洋等長期從事變體飛行器技術(shù)研究［4］：（1）針對低速航空飛行器，建立了變翼展/變彎度/變后掠角/折疊翼飛行器的動力學(xué)模型，并提出了相應(yīng)的魯棒和非線性控制方法［5?11］；（2）針對高速空天飛行器，建立了伸縮小翼高超聲速飛行器的氣動和動力學(xué)模型，并提出了自適應(yīng)和智能控制方法［12?17］。本文介紹了國外技術(shù)的發(fā)展現(xiàn)狀，總結(jié)了本團隊近年的研究工作，旨在拋磚引玉，促使變體飛行器技術(shù)得到更大重視和廣泛研究。

1 變體飛行器分類及特性分析

變體飛行器是一類可以實現(xiàn)在空間和時間上連續(xù)變形的飛行器，能夠針對實際的飛行任務(wù)和環(huán)境改變外形結(jié)構(gòu)，使其在不同的飛行過程始終保持優(yōu)異的飛行性能。

1.1 總體分類

變體飛行器可按如下幾種方式進行分類［5］。

（1）按照變形的尺度可分為3 類：①小尺度變形，即對機翼局部的改變；②中尺度變形，即對機翼翼型的改變；③大尺度變形，即對機翼整體的改變。如圖2 所示，3 類不同尺度的變體方式對飛行器外形結(jié)構(gòu)的改變程度逐漸加大，對氣動特性影響也逐漸增強。

圖2 變體飛行器基于機翼變形尺寸的分類Fig.2 Classification of morphing aircraft based on wing de?formation size

（2）按變形方式可分為兩類：①剛性變形，指通過后掠翼、折疊翼和伸縮翼連續(xù)動作改變飛行器外形；②柔性變形，指應(yīng)用滑動蒙皮、形狀記憶合金等智能材料來實現(xiàn)變形。

（3）按機翼變形部位可以分為兩類：①平面變形，包括變弦長、變后掠角和變展長（圖3），以及改變機翼展長方向的彎度；②翼型變形，包括變厚度和變彎度。

圖3 機翼平面變形示意圖Fig.3 Schematic diagram of plane deformation of wings

（4）按照變形的實現(xiàn)過程可分為2 類：①通過控制機械結(jié)構(gòu)變形，有望應(yīng)用于整體變形；②使用智能材料、結(jié)構(gòu)和控制實現(xiàn)變形，可用于局部變形。其中第1 類變形已在工程中獲得了良好實踐。

1.2 特性分析

總體來看，變體飛行器的優(yōu)勢特性如圖4 所示。其中改善氣動特性是變體帶來的直接效益。機翼是影響變體飛行器特性及其氣動升力的關(guān)鍵部件，因此改變機翼的相關(guān)參數(shù)可以實現(xiàn)不同的氣動性能，如提高或降低其升力系數(shù)，增大升阻比、巡航時間和距離等。在表2 中詳細概述了變體飛行器氣動性能與機翼主要參數(shù)之間的關(guān)系［6］。除上述氣動特性之外，翼型效率、氣流分離等特性和機翼彎度參數(shù)有關(guān)；誘導(dǎo)阻力和根梢比參數(shù)有關(guān)。

圖4 變體飛行器特性描述Fig.4 Characteristic description of morphing aircraft

表2 氣動特性與機翼主要參數(shù)的關(guān)系Table 2 Relationship between aerodynamic characteristics and main parameters of the wing

2 智能變形結(jié)構(gòu)

變體技術(shù)啟發(fā)于鳥類在不同環(huán)境和不同飛行要求下的表現(xiàn)。變體飛行器的目標(biāo)就是在不同飛行條件下獲得最高的飛行效率和最大的性能。實現(xiàn)飛行器構(gòu)型變化的前提，是其材料及結(jié)構(gòu)必須具有易于控制、可變剛度和承受大量應(yīng)變能力等特點，基于傳統(tǒng)的機械和液壓系統(tǒng)設(shè)計的變形部件帶來的重量增加是不可接受的，而智能化的變形結(jié)構(gòu)與材料為設(shè)計變體飛行器提供了新的可能性。

變形機構(gòu)是實現(xiàn)“變體”的部件，其變形機構(gòu)常采用的驅(qū)動器主要有［6］：壓電驅(qū)動器，形狀記憶合金，液壓驅(qū)動器，線性機電驅(qū)動器，繩索傳動的柔順機構(gòu)，基于智能材料的驅(qū)動器。

當(dāng)前研究較為廣泛的自適應(yīng)機翼結(jié)構(gòu)主要包括以下4 種。

（1）扭矩自適應(yīng)機翼系統(tǒng)

20 世紀(jì)90 年代，由諾斯羅普·格魯門公司提出了扭轉(zhuǎn)自適應(yīng)機翼系統(tǒng)（Twist adaptive wing sys?tem，TAWS），并與美國空軍研究實驗室合作研究，圖5 為TAWS 的概念圖，展示了所擁有的具有新型外翼面的無人機［18］。

圖5 TAWS 簡單概念形式Fig.5 Simple conceptual form of TAWS

（2）扣翼結(jié)構(gòu)

美國圣母諾特丹大學(xué)正在研究中的變型無人機概念被稱為扣翼無人機。該無人機可以將機翼構(gòu)型從單個機翼更改為在兩端連接的兩個機翼，如圖6 所示。該項目的研究重點包括設(shè)計帶扣翼無人機的機翼橫截面。扣翼式機翼幾何形狀的設(shè)計可視為多層次、多目標(biāo)的優(yōu)化問題。該設(shè)計問題包括機動性和航程2 個相互矛盾的目標(biāo)［19］。

圖6 扣翼無人機概念Fig.6 Concept of the clasp?wing drone

（3）翼型肋骨滑動結(jié)構(gòu)

美國Cornerstone Research Group 公司的研發(fā)小組為變形機翼的下層結(jié)構(gòu)開發(fā)了一種滑動翼型肋骨概念，該翼型肋骨與致動器和無縫蒙皮集成在一起，如圖7 所示［20］。

圖7 CRG 翼型肋概念Fig.7 Concept of the CRG airfoil rib

（4）可變幾何形狀的蝙蝠翼帆結(jié)構(gòu)

通過模擬蝙蝠機翼的骨骼/肌肉結(jié)構(gòu)，也可以開發(fā)出可變幾何形狀的機翼，為變形機翼基礎(chǔ)結(jié)構(gòu)提供了一個新來源［21］，如圖8 所示。這種帆架有著極強的適應(yīng)性，可以隨著環(huán)境條件的變化而改變。除了依賴于空氣動力載荷作用下的變形，它還可能隨著速度增加而改變形狀。該帆架結(jié)構(gòu)可以很好地承受高扭曲力，并且結(jié)構(gòu)輕巧。

圖8 可變幾何形狀的機翼Fig.8 Variable geometry wings

關(guān)于智能材料和結(jié)構(gòu)的技術(shù)仍然不夠成熟，要真正應(yīng)用到變體飛行器仍有待進一步深入研究。為了充分發(fā)揮智能材料和結(jié)構(gòu)的潛力，需考慮多尺度設(shè)計并開展多學(xué)科的研究合作，并主要解決以下幾個方面問題：①改進材料性質(zhì)，在當(dāng)前智能材料的基礎(chǔ)上，通過分子重組技術(shù)等進一步提高其性能，使其更加具備實際應(yīng)用條件；②加入功能添加劑，可將添加劑（如碳納米管、炭黑、石墨、鐵粉和鎳粉）加入到智能復(fù)合材料中，使其具有多功能性；③優(yōu)化材料結(jié)構(gòu)，可以使用拓?fù)鋬?yōu)化方法設(shè)計優(yōu)化的結(jié)構(gòu)，也可以通過應(yīng)用新概念來發(fā)現(xiàn)新結(jié)構(gòu)；④考慮材料的混合應(yīng)用，可以使用各種智能材料構(gòu)建新穎的結(jié)構(gòu)。

3 動力學(xué)與智能控制

變體飛行器的建模及控制與其自身的特性密切相關(guān)。首先是變體飛行器的動力學(xué)模型就與傳統(tǒng)固定翼飛機有所不同。由于在飛機的變形過程中，其質(zhì)心位置和轉(zhuǎn)動慣量并非是常值，而是一個時變函數(shù)，因而變體飛行器不能被近似為一個完整的剛體，因此，需要綜合考慮可變質(zhì)心、可變轉(zhuǎn)動慣量以及非完整剛體等因素，并選擇合適的建模方法。

3.1 動力學(xué)建模

變體飛行器因其變形結(jié)構(gòu)的復(fù)雜性導(dǎo)致建模較為復(fù)雜，主要有以下3 種方法。

（1）變形關(guān)聯(lián)氣動建模方法

氣動參數(shù)的變化主要與變體飛行器的外形改變相關(guān)，因此可以通過氣動分析建立氣動力和飛行器變形參數(shù)的聯(lián)系，進而得到帶有變形參數(shù)的動力學(xué)模型。但此種建模策略的準(zhǔn)確性較差，只用于飛行器預(yù)研階段的初步研究。

（2）放松剛體剛性條件建模方法

將飛行器轉(zhuǎn)動慣量矩陣中的每個方向的轉(zhuǎn)動慣量考慮成時變函數(shù)。同時，飛行器質(zhì)心的偏移會使得運動方程組中多出一些由質(zhì)心偏移引起的額外項。但這種方法會忽略執(zhí)行器動力學(xué)。

（3）多體系統(tǒng)動力學(xué)建模方法

飛行器的每個部分當(dāng)成是獨立的剛體，但其可運動部分的劃分情況可能不一樣，故而可能會獲得弱耦合的微分方程組或者是強耦合的、具有高度非線性特征的微分方程組，計算量較之剛體動力學(xué)更大。

目前，研究中常用Datcom、CFD 等仿真軟件獲取變體飛行器的氣動數(shù)據(jù)。如弗吉尼亞理工大學(xué)以Teledyne Ryan BQM?34 火蜂無人機為研究變體飛行器的平臺，基于主流的空氣動力學(xué)建模的方法，采用Datcom 計算飛機的氣動數(shù)據(jù)，專門針對變形控制，開發(fā)了一種用于變體飛行器的空氣動力學(xué)表示方法［22］。而位于弗吉尼亞州的Bar?ron Associates 公司將其研究聚焦于新一代航空技術(shù)公司（NextGen Aeronautics）設(shè)計的N?MAS 機翼，這種兩自由度的機翼可以同時改變后掠角、展長、機翼面積和弦長，以有利于各種飛行條件，同樣采用了Datcom 軟件計算變形飛機的靜態(tài)和動態(tài)穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)［23］。西弗吉尼亞大學(xué)基于Horten型后掠翼無尾飛機，開發(fā)了多個CFD 模型，重建了變形設(shè)計的實驗氣動數(shù)據(jù)，以更好地理解流動物理，這些CFD 模型已被用于研究各種翼型結(jié)構(gòu)周圍的壓力和流場［24］。英國克蘭菲爾德大學(xué)針對一種具有高空和長航時特性的飛行翼配置飛機FW?11，建立了氣動模型和載荷模型，并估算了機翼的氣動特性［25］。

3.2 智能控制技術(shù)

從原理上看，變體飛行器和傳統(tǒng)飛行器在控制上有較多共同點，但由于變形帶來的動力學(xué)特性的改變和其他不確定性等因素使其控制存在較多難點。一方面，假設(shè)變形為外部給定指令，則所設(shè)計的控制器只需在變形中保持穩(wěn)定的飛行狀態(tài)，不需考慮如何實現(xiàn)變形，這類問題基于傳統(tǒng)的控制方法也能很好的解決；另一方面，受鳥類生物學(xué)啟發(fā)，假設(shè)將變形量作為系統(tǒng)的新輸入，則需考慮變形和飛行狀態(tài)耦合的協(xié)同控制問題，為了使其具有自主變形的決策能力，還可引入深度學(xué)習(xí)、強化學(xué)習(xí)等先進智能方法。

（1）經(jīng)典控制方法

經(jīng)典控制方法目前已在航空航天等實際工程中廣泛應(yīng)用，在變體飛行器的控制器設(shè)計方面，克蘭菲爾德大學(xué)針對柔性變形飛機AX?1 設(shè)計控制增穩(wěn)系統(tǒng)（Control and stability augmenta?tion systems，CSAS）和減載功能（Load alleviation function，LAF）作為飛控系統(tǒng)的一部分，為柔性飛機AX?1 模型開發(fā)了C*縱向CSAS 控制律和RCAH 型 橫 向CSAS 控 制 律［26］。加 拿 大 多 倫 多大學(xué)解決了變體飛行器執(zhí)行器飽和及卡住故障下的容錯控制問題，控制器根據(jù)空速獲得調(diào)度，以消除卡住故障對系統(tǒng)輸出的影響，并避免閉環(huán)性能下降［27］。

（2）現(xiàn)代控制方法

由于變體飛行器的動力學(xué)模型具有不確定性，為了滿足不同任務(wù)需求下的變形控制，常采用現(xiàn)代控制方法進行控制器的設(shè)計。其中，NASA 艾姆斯研究中心針對柔性翼飛行器開發(fā)了一種自適應(yīng)輸出反饋控制策略，以適應(yīng)參數(shù)不確定性或空氣動力學(xué)和結(jié)構(gòu)參數(shù)的緩慢變化，并引入多目標(biāo)優(yōu)化技術(shù)以控制具有靈活機翼的飛機模型，證明了具有最優(yōu)控制器的特定權(quán)重結(jié)構(gòu)的 穩(wěn) 定 性［28?29］。麻 省 理 工 學(xué) 院 針 對 具 有707 個狀態(tài)、12 個輸出和2 個控制輸入的變體飛行器設(shè)計了一種模型參考自適應(yīng)控制器，確保在不同的機翼形狀和執(zhí)行器異常下的穩(wěn)定性［30］。佛羅里達大學(xué)將變形假定為準(zhǔn)定常過程，每種配置設(shè)計最優(yōu)LQR 或魯棒H∞控制器，并進行切換或調(diào)度，采用模型參考自適應(yīng)方法補償建模誤差，增強系統(tǒng)魯棒性［31］。威奇托州立大學(xué)為具有可移動后緣的變體飛行器開發(fā)了分布式參數(shù)模型，并設(shè)計了一個自適應(yīng)優(yōu)化控制器，以最大化與升力相關(guān)的性能指標(biāo)［32］。中國高校的研究人員主要針 對 變 體 飛 行 器 的 LPV （Linear parameter?varying）模型，基于LQ（Linear quadrat?ic）最優(yōu)控制［33］、魯棒增益調(diào)度［34］、滑模自適應(yīng)［35］等理論方法，設(shè)計了變形過程速度、高度保持控制器。

（3）非線性控制方法

文獻［23］提出了間接自適應(yīng)控制方法，并對MFX?1 變體飛機模型進行了兩個飛行控制案例仿真，驗證了飛機在機翼變形過程中的穩(wěn)定性。密歇根大學(xué)考慮了兩種模型預(yù)測控制（Model predic?tive control，MPC）架構(gòu)，通過對柔性翼飛行器的非線性模型進行數(shù)值模擬來評估和比較，討論了與MPC 設(shè)計中使用的預(yù)測模型的準(zhǔn)確性相關(guān)的問題［36］。南京航空航天大學(xué)甄子洋團隊在變體飛行器非線性控制領(lǐng)域進行了深入研究：提出了基于回饋遞推的智能非線性控制方法，綜合考慮可變翼和外界未知干擾等因素，解決了可變翼高超聲速飛行器的跟蹤控制問題和近空間可變翼飛行器在模態(tài)切換時存在參數(shù)不確定性等一系列問題［12?13］；為避免小翼伸縮引起參數(shù)攝動，導(dǎo)致其控制量和狀態(tài)量發(fā)生跳變，提出了一種結(jié)合了神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的自適應(yīng)滑模控制方法［14］；基于變換模型的變體高超聲速飛行器的跟蹤控制問題，還提出了一種自適應(yīng)反步控制方法，并設(shè)計了一種投影算子來避免奇異問題［15］。

（4）智能控制方法

伴隨著人工智能技術(shù)的成熟，以及變體飛行器逐漸朝智能化方向發(fā)展，人工智能方法在變形控制中有了越來越多的應(yīng)用。美國得克薩斯A&M 大學(xué)提出了一種改進的自適應(yīng)強化學(xué)習(xí)控制方法以解決無人機的變形問題，結(jié)合了強化學(xué)習(xí)的變形控制功能與自適應(yīng)的控制軌跡跟蹤功能，該方法能夠?qū)W習(xí)所需的形狀并變形，對存在參數(shù)不確定性、干擾等情況也能準(zhǔn)確跟蹤參考軌跡［37］。近年來，國內(nèi)研究機構(gòu)將人工智能廣泛引入到變體飛行器中，如文獻［38］基于深度強化學(xué)習(xí)對變體飛行器進行了訓(xùn)練，通過變形使其保持外形最優(yōu)；文獻［39］提出了基于增強學(xué)習(xí)理論的新型翼型自適應(yīng)控制方法，該方法可在變形過程中根據(jù)飛行條件智能化的選擇最優(yōu)構(gòu)型，并保持穩(wěn)定飛行；文獻［40］將深度強化學(xué)習(xí)算法應(yīng)用到了一種可同時改變展長和后掠角的變體飛行器中，以飛機狀態(tài)量和當(dāng)前變形量為環(huán)境狀態(tài)，設(shè)計了含稀疏獎勵的獎勵函數(shù)，進行了智能體訓(xùn)練以及變形控制的性能測試；文獻［41］將人工智能算法引入了變體飛行器的變形決策設(shè)計，提出了強耦合和不確定性下的智能自主控制方法。

4 變體技術(shù)應(yīng)用現(xiàn)狀

由于變體飛行器具有傳統(tǒng)固定結(jié)構(gòu)飛行器所無法比擬的優(yōu)勢，加之新材料、新技術(shù)和新方法的進一步革新應(yīng)用，近年來變體飛行器有了更為廣泛的發(fā)展，這一技術(shù)應(yīng)用在了微小型飛行器、無人機、戰(zhàn)斗機、高超聲速飛行器和導(dǎo)彈等多個領(lǐng)域。由于各類飛行器適用范圍有本質(zhì)上的區(qū)別，變體技術(shù)在不同飛行器的應(yīng)用也各有側(cè)重，主要可分為低速和高速兩大發(fā)展方向。

4.1 低速飛行器

面向低速領(lǐng)域，變體技術(shù)主要應(yīng)用到了微小型飛行器及無人機上。這些飛行器的體積小，飛行速度低，對環(huán)境的影響較小。由于其被期望是無人的，因此可以不考慮生命支持系統(tǒng)，設(shè)計及制造的成本也較低，并且相關(guān)飛行性能指標(biāo)也會有更高的靈活性，有著廣泛應(yīng)用前景。低速無人飛行器近年來受到國內(nèi)外的廣泛研究，技術(shù)成熟度高。

（1）變后掠翼變體飛行器

對變后掠翼的研究始于20 世紀(jì)40 年代，而實用的變后掠翼飛機出現(xiàn)于20 世紀(jì)60 年代［7］。常見的變后掠翼變體方式如圖9 所示。大后掠角的翼型適用于高速飛機，該翼型可減小飛行器的激波阻力，但無法在低速飛行提供較高升力，且誘導(dǎo)阻力較大，此時便可以選擇小后掠角的翼型，提高氣動效率。

圖9 變后掠翼變體方式Fig.9 Variations of the swept?back wing

研究表明，變后掠可有效提高微型飛行器在大速域下的飛行性能。例如美國科羅拉多大學(xué)所研究的一種微小型變后掠翼飛行器，后掠角從15°變化至65°時，其阻力系數(shù)減小了將近60%［42］。2006年，佛羅里達大學(xué)的Grant 等研究了具有變后掠能力的微型飛行器，研究證明了對稱變形可減小轉(zhuǎn)彎半徑，而不對稱變形則可在側(cè)風(fēng)中保持指向［43］。2011 年，Grant 還研究了一種利用機翼變形或形狀變化概念的微小型仿生飛行器（具有鳥類飛行的一個共同特征），如圖10 所示，可以在水平和垂直兩個方向?qū)崿F(xiàn)變形［44］，這種具備結(jié)構(gòu)、形態(tài)和功能等多方面的仿生能力的變體飛行器，近年來受到越來越多的研究與關(guān)注。

圖10 可變形微小型飛行器Fig.10 Deformable miniature aircraft

2003 年，美國馬里蘭大學(xué)的Marmier 設(shè)計了可在不同任務(wù)下變形的變后掠翼機構(gòu)［45］。2006 年，弗吉尼亞理工大學(xué)的Neal 等研究了可用于變體無人機的三連桿變后掠機構(gòu)，其變化范圍可達40°，如圖11 所示［46］。

圖11 Neal 等設(shè)計的變后掠飛行器Fig.11 Variable sweep aircraft designed by Neal et al.

（2）伸縮翼變體飛行器

美國飛機設(shè)計師Burnelli 在1929 年設(shè)計并首飛了GX?3 飛機，開創(chuàng)了伸縮機翼的新領(lǐng)域，如圖12 所示［47］。由表2 中變體飛行器相關(guān)特性可知，大翼展適合低速飛行，增加巡航時間，小翼展適合快速機動飛行，通過改變翼展可進一步拓寬飛行器的飛行包線。由于伸縮翼具有很強的承彎能力，其集中動態(tài)載荷相對分散且只存在于內(nèi)外翼連接處，因此有相當(dāng)大的潛力應(yīng)用于各種中、大甚至超大展弦比的飛機上。

圖12 GX?3 伸縮翼飛機Fig.12 GX?3 aircraft with stretching?wing

對于小展長的變展長無人機，雖然氣動效率差，但是有快速的大機動能力。近年來受到了大量關(guān)注，軍用無人機設(shè)計成這種變形形式將會有很大優(yōu)勢。2004 年Neal 等還設(shè)計了一個變展長變體無人機，該無人機可通過致動器使展長最多增加38%，如圖13 所示［48］。

圖13 Neal 等設(shè)計的變展長飛行器Fig.13 Variable?stretch aircraft designed by Neal et al.

美國馬里蘭大學(xué)的研究人員采用了NA?CA0013 機翼設(shè)計變展長小型無人機，并設(shè)計了一種可伸縮的網(wǎng)狀機翼骨架，并且覆蓋了彈性增強纖維蒙皮［49?50］。同年，貝拉大學(xué)分別研究了變展長無人機在不同速度下的飛行特性，研究表明40 m/s時可減小20%的飛行阻力［51］。英國斯旺西大學(xué)研究了鋸齒形狀的可變翼展的飛行器［52?54］。

（3）折疊翼變體飛行器

相關(guān)概念最早出現(xiàn)在1932 年，但未發(fā)展出具體的理論。當(dāng)前由洛克希德·馬丁公司提出了主流的具有很好可行性和實用性的折疊機翼變體飛機，如圖14 所示［55］。與變后掠和變展長等常規(guī)變體飛行器相比，這種飛機在變形過程中既有機翼展長的變化，同時也有機翼后掠角等參數(shù)的變化，因而折疊翼形式的變體飛行器更能夠通過改變機翼外形來完成多種飛行器任務(wù)，實現(xiàn)飛行效率的最大化，該方案相較于常規(guī)變體飛行器和傳統(tǒng)固定翼飛機都具有相當(dāng)明顯的設(shè)計優(yōu)勢。

圖14 洛克希德·馬丁公司的MAV 系列折疊機翼飛機Fig.14 Lockheed Martin’s MAV series folding wing aircraft

4.2 高速飛行器

面向高速領(lǐng)域的變體飛行器主要發(fā)展于20世紀(jì)60 年代左右，美蘇等國研制了一大批具有工程實用性的變后掠翼高速飛行器。例如，由前蘇聯(lián) 研 制 的 圖?160、米 格?23 和 米 格?27 飛 機；由 美 國研制的F?14、F?111 和B?1 飛機。而為了進一步實現(xiàn)飛行器跨空域和跨速域的最優(yōu)飛行，可以在傳統(tǒng)高超聲速飛行器中應(yīng)用變形技術(shù)，實現(xiàn)跨域化的發(fā)展目標(biāo)。在變體高超聲速飛行器方面，目前主要仍停留在概念設(shè)計和數(shù)字仿真階段。國防科技大學(xué)的黃明晗對高超聲速變形飛行器的外形總體尺寸進行了概念設(shè)計，并設(shè)計了兩種彈翼變形方案［56］。灣流宇航公司（Gulfstream Aerospace）為改善起降及超聲速飛行時的飛機性能，提出了基于頭部伸縮和后掠角變形的超聲速噴氣機方案（圖15）。

圖15 變形靜音超聲速噴氣機方案Fig.15 Scheme of deformed silent supersonic jet

南京航空航天大學(xué)的江駒、甄子洋團隊針對帶伸縮小翼的臨近空間高超聲速飛行器的軌跡制導(dǎo)與飛行控制進行了深入研究。在X?24B 飛行器翼梢安裝可伸縮小翼（圖16），通過機翼浸潤面積實現(xiàn)控制性能的改善［13］。為了解決近空間可變翼飛行器的在小翼伸縮狀態(tài)下的燃油軌跡優(yōu)化問題，提出了一種改進的多段整合優(yōu)化的高斯偽譜法的求解方法，減小了計算量并提高了優(yōu)化精度［16］；小翼既可以作為氣動升力面，水平起降階段伸出小翼可以提高升阻比，巡航階段收回小翼可以減小氣動阻力，同時它又可以作為操縱機構(gòu)，改善不同飛行模態(tài)下的氣動效應(yīng)及機動能力［17］。

圖16 帶伸縮小翼高超聲速飛行器方案Fig.16 Hypersonic vehicle solution with telescopic winglets

而無論是有人機還是無人機，在設(shè)計變體飛機時都需要考慮飛行器的回收問題，這也對變形機構(gòu)的設(shè)計提出了較高的要求。為滿足飛機設(shè)計的基本需求，不得不對其變形功能加以限制或妥協(xié)。而變形翼導(dǎo)彈不需要考慮這個問題。因此，在導(dǎo)彈中應(yīng)用變形技術(shù)可以更好地發(fā)揮變形帶來的巨大優(yōu)勢。在變形翼導(dǎo)彈領(lǐng)域，主要以美國雷神公司基于“戰(zhàn)斧”式導(dǎo)彈改進的可變展長導(dǎo)彈為代表，并經(jīng)過了可靠性驗證，如圖17 所示。美國也研究了傾斜彈翼（Oblique wing）式的巡航導(dǎo)彈，低速時，彈翼與彈身垂直，而在高速時彈翼通過變形與彈身平行，可在一定程度上減小阻力［57］。

圖17 美國雷神公司的伸縮翼方案Fig.17 American Raytheon’s telescopic wing solution

在2004 年，弗吉尼亞理工大學(xué)的Bae 等深入研究了一種可變翼展巡航導(dǎo)彈的氣動及氣彈特性，該彈外形和“戰(zhàn)斧”類似，其展長可變范圍為50%［58］。2005 年Bae 等建立了機翼氣動和結(jié)構(gòu)的理論模型，并以“戰(zhàn)斧”導(dǎo)彈為基礎(chǔ)設(shè)計了新型變展長導(dǎo)彈，減小了誘導(dǎo)阻力并增加了射程［59］。中國也有科研高校進行了這方面的研究，其中西北工業(yè)大學(xué)從延提出了組合變形翼導(dǎo)彈的概念（圖18），在設(shè)計中綜合考慮氣動、隱身、容積最優(yōu)等約束，并得到最優(yōu)性能的外形［60］。西北工業(yè)大學(xué)的王江華等對固定翼和伸縮翼的外形參數(shù)進行了優(yōu)化，表明伸縮翼可有效改善導(dǎo)彈的氣動性能［61］。北京航空航天大學(xué)的魏東輝等針對變形飛行器協(xié)同控制需求，明確了變形協(xié)同控制總體流程和方案［62］。

圖18 組合變形翼巡航導(dǎo)彈概念Fig.18 Concept of the combined deformed wing cruise mis?sile

5 結(jié)論與展望

經(jīng)過幾十年的發(fā)展，變體飛行器技術(shù)取得了長足進步。然而，變體飛行器的外形不斷變化，使得在設(shè)計上比傳統(tǒng)固定翼飛行器具有更高的要求，因此變體飛行器相關(guān)的結(jié)構(gòu)、材料、飛行控制等關(guān)鍵技術(shù)仍然有廣闊的研究空間。

（1）全局高度仿生化和高速跨域化是滿足未來不同需求的主要設(shè)計方向。高度仿生化是指飛行器具備在結(jié)構(gòu)、形態(tài)、功能等多方面的仿生能力。高速跨域化是指通過變形技術(shù)解決傳統(tǒng)高超聲速飛行器無法實現(xiàn)高低空、高低速下的最優(yōu)飛行匹配能力。未來的變體飛行器可根據(jù)空域與速度主動地改變其氣動布局，以適應(yīng)跨域飛行任務(wù)。要真正實現(xiàn)仿生化或跨域化的發(fā)展目標(biāo)，不能簡單將飛行器設(shè)計中的各關(guān)鍵技術(shù)割裂開來，而是從系統(tǒng)層面，綜合考慮變形結(jié)構(gòu)、材料和控制方法。隨著變形結(jié)構(gòu)及驅(qū)動技術(shù)不斷發(fā)展，涌現(xiàn)出一批以壓電作動器和形狀記憶合金作動器等為代表的新型智能驅(qū)動器，與目前重點發(fā)展的纖維增強柔性材料為代表的新型智能材料一起，為變體飛行器系統(tǒng)級設(shè)計提供了有力支撐。

（2）結(jié)構(gòu)與控制耦合影響機制研究對于發(fā)揮控制器作用至關(guān)重要，是未來解決變體飛行控制問題的關(guān)鍵所在。無論是將外形和飛行控制分開，還是同時實現(xiàn)變形協(xié)同飛行控制，均需要一種可感知精確變形的分布式傳感器，而這也離不開智能材料的有力支持，并隨著柔性傳感技術(shù)的發(fā)展，未來可將變形結(jié)構(gòu)與分布式變形傳感器相結(jié)合，形成可實時感知載荷與變形參數(shù)的智能變體結(jié)構(gòu)，最終實現(xiàn)變體飛行器在高速高低溫、高低氣壓等特殊環(huán)境下的穩(wěn)定飛行。

（3）智能材料和變體結(jié)構(gòu)驅(qū)動一體化設(shè)計是一個亟待攻克的關(guān)鍵技術(shù)方向。未來變體飛行器的驅(qū)動器應(yīng)該具有輕質(zhì)高效、高精度、快速響應(yīng)、結(jié)構(gòu)緊湊等能力，驅(qū)動器的復(fù)合主動材料須權(quán)衡考慮剛性、撓性和輕量化要求，以便能夠承受飛行負(fù)載，滿足飛行器對構(gòu)形變化和質(zhì)量要求。

變體飛行器作為一種未來飛行器的主要發(fā)展方向之一，涵蓋了總體布局、變形結(jié)構(gòu)及驅(qū)動、智能材料、動力學(xué)建模、飛行控制等多個學(xué)科的前沿核心技術(shù)。本文主要從分類、結(jié)構(gòu)、材料和控制方面對微小型飛行器、無人機、高超聲速飛行器以及導(dǎo)彈等領(lǐng)域的應(yīng)用現(xiàn)狀進行了描述，并系統(tǒng)性總結(jié)了結(jié)構(gòu)、材料和控制在變體飛行器中的綜合設(shè)計思路，為變體飛行器未來的設(shè)計發(fā)展方向和多學(xué)科技術(shù)的綜合運用提供參考。