變體飛機智能結構技術進展

吳斌，杜旭朕，汪嘉興

航空工業(yè)沈陽飛機設計研究所，遼寧 沈陽 110035

通過改變外形特征，變體飛機能適應不同的飛行狀態(tài)和任務需求。人類模仿鳥類實現(xiàn)飛行時即實現(xiàn)了初步變體，100多年來，飛機結構由早期的木材、帆布等制造的柔性結構，發(fā)展到了現(xiàn)在的金屬、復合材料剛性結構，而變體技術也由早期的仿生變體發(fā)展到剛性變體，目前正在回歸仿生，向柔性變體方向邁進。

連續(xù)、光滑的柔性變體對目前以剛性結構為主的飛機結構來說是一個不小的挑戰(zhàn)，要求結構既要變形又要承載，這需要材料、結構、驅(qū)動、控制、傳感器、制造工藝等多方面的突破。本文從變體飛機的背景出發(fā)，論述了變體飛機的結構組成和能力需求，闡述了變體飛機結構的關鍵技術（如柔性結構技術、驅(qū)動/控制技術和狀態(tài)感知技術)的研究現(xiàn)狀與發(fā)展方向，智能材料、柔性結構、分布式驅(qū)動/控制、微小傳感器、4D 打印等技術正推動著柔性變體技術向前進展。而柔性變體在飛行器尤其是高速或大型飛行器上的工程應用仍有待突破。本文研究為變體飛機智能結構設計和關鍵技術研究提供了參考。

1 飛機結構變體技術演變

飛機特別是戰(zhàn)斗機，具有多種類型的飛行任務，包括起飛、爬升、巡航、機動、突防、著陸等不同的飛行階段，其氣動性能有不同的需求。如在起飛和著陸時，機場條件限制了起降速度，需要高升力飛行狀態(tài)；巡航或轉場時，要求飛機航時最大，需保持最大升阻比飛行；突防時，又要求飛機進行最大飛行速度和高機動飛行。不同的飛行任務對飛機的性能也有不同的需求，如在執(zhí)行截擊任務時，需要高空高速性能；而近距纏斗時，又強調(diào)中低空性能和機動性等。傳統(tǒng)固定翼飛機只能在設計點附近具有最優(yōu)的性能，而無法兼顧整個任務剖面，隨著飛行任務和飛行狀態(tài)的改變，飛機的氣動性能會明顯變差。傳統(tǒng)飛機往往針對某一性能指標進行優(yōu)化，專用于某一種作戰(zhàn)任務，如第二代戰(zhàn)機突出了高空高速性能，而第三代戰(zhàn)機則突出了中低空的纏斗能力。隨著戰(zhàn)爭形式的不斷升級，飛機更加復雜和昂貴，飛機的多用途能力成為重要的需求指標，如何應對不同任務需求給飛機氣動布局設計帶來的挑戰(zhàn)，成為飛機設計重點關注的問題。

變體飛機技術為解決這一系列矛盾帶來了曙光。變體飛機可以在飛行過程中對不斷改變的飛行條件做出響應，光滑連續(xù)地改變布局形式或者機體形狀，解決不同設計點的需求矛盾，根據(jù)不同飛行狀態(tài)實現(xiàn)增加升力、降低阻力、提高升阻比、增大航程、改善氣動效率、提高機動性的目標。例如，通過改變翼展和機翼面積，變體飛機能夠在寬速域下趨近理想的最小阻力和最小能耗[1]（見圖1）；通過改變后掠角和機翼面積，變體飛機可以在寬速域下保持最優(yōu)升阻比[1]（見圖2）；可變展弦比的變體機翼能夠在亞聲速和超聲速下都保持較大升阻比，提高飛行效率[2]（見圖3）。與常規(guī)固定翼飛機相比，變體飛機飛行包線更寬，作戰(zhàn)效能更高[3](見圖4)，并且能夠根據(jù)飛行環(huán)境、飛行剖面以及作戰(zhàn)任務等需要，自主改變氣動構型，優(yōu)化飛行性能。

圖1 改變翼展和機翼面積Fig.1 Change span and wing area

圖2 變后掠角和機翼面積Fig.2 Change sweep angle and wing area

圖3 變展弦比Fig.3 Change aspect ratio

圖4 變體飛機不同飛行狀態(tài)效能Fig.4 Efficacy of different flight states for a morphing aircraft

早期的變體概念來自對鳥類的仿生，航空先驅(qū)們在模仿鳥類設計飛行器時，也參考鳥類翅膀變體實現(xiàn)了飛行控制。1903年，萊特兄弟實現(xiàn)人類歷史上第一次有動力飛行時就應用了機翼扭轉變體來實現(xiàn)橫向控制。隨著剛性結構和金屬材料以及現(xiàn)代常規(guī)鉸鏈控制應用于飛機上，飛機變體演變成利用鉸鏈、樞軸和橫桿等來改變飛機幾何布局。以MAK-10的伸縮式機翼，Bell X-5、F-111、F-14、米格-23等的變后掠翼，XB-70 的下垂機頭和下反翼梢，V-22 的傾轉旋翼等為代表，如圖5（a）所示，這時的變體只是通過機械的剛體運動進行簡單的形狀調(diào)整。剛性鉸鏈和剛性變體對于金屬剛性結構的現(xiàn)代飛機來說，的確是一種簡單而行之有效的實現(xiàn)設計指標的技術手段。然而，隨著人類文明以及戰(zhàn)爭形態(tài)的發(fā)展，民用飛機越來越重視經(jīng)濟性和環(huán)保性，軍用飛機更加突出長航時、隱身性、高超聲速等性能，使得傳統(tǒng)剛性機構變體技術氣動力離散、重量（質(zhì)量）代價大、隱身性能差、易磨損等問題越來越突出，如圖5（b）所示，剛性鉸鏈、傳統(tǒng)舵面和剛性變體難以滿足新一代飛機變體能力的研制需求。

圖5 剛性變體飛機Fig.5 Rigid morphing aircraft

通過應用新型智能材料、新型作動器、傳感器等實現(xiàn)光滑而持續(xù)地改變機翼等形狀，并不斷對飛行條件做出響應，柔性變體或者智能變體概念應運而生。柔性變體可以取消傳統(tǒng)操縱面，機翼光滑變形，降低阻力；可以提高隱身性能；可以改善壓力分布，減輕機翼根部載荷，降低結構重量；可以抑制結構振動，增加系統(tǒng)及附件的結構壽命，提高飛機的安全性。其中以美國國防預先研究計劃局（DARPA）的變體飛機結構（MAS）[4]項目最具代表性，如圖6所示。隨著對鳥類飛行機制和仿生的重新認識，鳥類再一次成為現(xiàn)代飛機的模仿對象。美國國家航空航天局（NASA）提出了變體無人駕駛飛機概念機[5]，如圖7所示，涉及生物技術、納米技術、生物材料、適應性結構、微尺度流動控制、生物模擬概念、優(yōu)化技術及控制技術等多領域的新型技術。

圖6 MAS項目Fig.6 The MAS project

圖7 變體飛機概念機Fig.7 Morphing aircraft concept

2 變體結構能力需求

以機翼（見圖8）和進氣道（見圖9）結構[6-7]為例，變體結構根據(jù)變形尺度可大致歸結為三類：（1）局部微小變形結構（小變形）主要用于局部流場的主動控制和局部剛度特性變化，如進氣道變唇口、喉道變形調(diào)節(jié)、變唇緣形狀等，翼面表面蒙皮鼓包，改變振動特性[8]等；（2）中等尺度分布式變形結構（中變形）主要用以取代傳統(tǒng)氣動控制組件，實現(xiàn)無縫、光滑、連續(xù)的氣動控制（見圖10），提高氣動控制效率，增升減阻，增強機動性，如機翼前后緣變彎度、翼尖上下彎折等；（3）部件級整體變體結構（大變形）主要用以取代傳統(tǒng)的變翼面積、變翼型、變后掠角等大部件的剛性機械變形，柔順改變?nèi)珯C氣動布局，增強飛行器在不同飛行條件和飛行任務下的適應能力，實現(xiàn)全航程的性能最優(yōu)化。

圖8 機翼的變體結構構型變形演化方式Fig.8 Evolution of different morphing wing configuration

圖9 進氣道的變體結構構型變形演化方式Fig.9 Evolution of different morphing air inlet configuration

圖10 變彎度結構取代傳統(tǒng)縫翼Fig.10 Variable camber structure adopted to replace traditional slotted flaps

NASA[9]在1998 年啟動的變體飛機計劃中對各種結構大變形、小變形及流場變形開展了研究，最后確定了以大變形變體飛機為主要研究方向，并且強調(diào)所謂變體，必須以機翼基本形狀的改變?yōu)樽畹鸵?，否則“變體飛機”將退化為“變前后緣飛機”或“變機翼彎度飛機”，這不符合變體飛機發(fā)展的大方向。

變體飛機結構能力需求包括大變形能力、連續(xù)光滑的變體能力、變體過程中具備承載能力、結構變體響應時間滿足要求、飛行狀態(tài)感知與構型主動調(diào)控等，此外輕質(zhì)化、長壽命、高可靠性等傳統(tǒng)飛機結構的能力要求仍然適用。當前變體結構形式和功能實現(xiàn)的技術成熟度較低，距離應用還需大量基礎性探索和工程化應用研究，全面開展智能變體結構耐久性/損傷容限等方面研究還為時尚早。

變體飛機結構涉及的關鍵技術包括柔性結構技術、驅(qū)動/控制技術、狀態(tài)感知技術等。通過將智能材料、智能結構、新型作動器、先進傳感器、高效控制器等無縫地綜合應用于變體飛行器，通過設置在結構內(nèi)部的敏感元件、信號采集與分析決策系統(tǒng)、執(zhí)行機構的作動裝置,可以根據(jù)任務需求自主改變結構形態(tài),并對變化的外界環(huán)境做出即時響應,以始終保持預期的最優(yōu)狀態(tài)。

3 柔性結構技術

變體飛機在氣動載荷下連續(xù)光滑地改變機體形狀，柔性結構技術是其中的關鍵，柔性結構解決的是飛機能變形的問題。按機體結構組成可分為支撐內(nèi)部空間的可變形骨架、構成連續(xù)表面的柔性蒙皮，以及可變形骨架與柔性蒙皮的連接三類技術。正如合金材料和復合材料構成了傳統(tǒng)飛機的機體結構，具有變形能力的智能材料則成為變體飛機柔性結構的基礎。

3.1 智能材料

智能材料由于具有主動或被動變形的能力而被視為柔性結構的理想材料。目前智能材料主要有形狀記憶合金（SMA，見圖11）、形狀記憶聚合物（SMP，見圖12）及其復合材料[10]、變模量復合材料[10]（DMCs，見圖13）、變模量泡沫[11]（DMF，見圖14）、零泊松比材料等，表1 梳理了部分智能材料類型及其特性。對于變體戰(zhàn)斗機而言，理想智能材料的特性是輸出力大、變形大、響應快，目前還沒有非常符合要求的材料出現(xiàn)。如形狀記憶合金輸出力和變形能力相對滿足要求，但其響應速度較慢，且其變形能力受環(huán)境影響較大，是其應用在變體結構上的“瓶頸”；零泊松比材料如應用于蒙皮，其表面連續(xù)性和法向承載能力是需突破的關鍵；形狀記憶聚合物復合材料柔性蒙皮關鍵在于多穩(wěn)態(tài)形態(tài)間變體過程的剛度控制。在成熟度相對較低的現(xiàn)階段，采用智能材料與微機構混合方式，可以從原理上研究智能變體結構，100%智能材料的變體結構離工程應用還有不小的距離。

圖11 記憶合金Ni47Ti44Nb9鑄錠、棒材、管材Fig.11 Ingot,bar and pipe shape of Ni47Ti44Nb9

圖12 形狀記憶聚合物(SMP)Fig.12 Shape memory polymer(SMP)

圖13 變模量復合材料(DMCs)Fig.13 Dynamic modulus composites(DMCs)

圖14 變模量泡沫(DMF)Fig.14 Dynamic modulus foam(DMF)

表1 現(xiàn)有可變形骨架和柔性蒙皮的典型材料Table 1 Typical material to make deformable framework and flexible skin

目前的柔性結構探索大多基于低速飛行的微小型飛行器[12-15]（見圖15）和中高速飛行的中小型飛機[16]（見圖16），柔性材料本身的性能就能滿足其較低的強度、剛度需求，并且通過少量增加結構重量以及主動氣動彈性技術等手段還可以降低飛行器對機翼剛度的要求，實現(xiàn)起來相對容易。但是對于高速飛行的大型飛行器（戰(zhàn)斗機、運輸機、彈箭等）來說，結構要求具有很高的強度和剛度，只依靠可變形材料本身的剛度和強度難以滿足設計需求，必須設計可變形結構骨架與柔性材料、柔性蒙皮組合，共同承載，保證機翼承載能力，維持表面光滑連續(xù)。

圖15 國內(nèi)外研制的變體飛機航模Fig.15 Different morphing aero models

圖16 自適應后緣應用于灣流Ⅲ亞聲速飛機上Fig.16 ACTE tested on Gulfstream Ⅲ

3.2 柔性蒙皮

柔性蒙皮能夠滿足變體飛機表面結構件連續(xù)光滑大變形的要求，并且有承載能力。蒙皮需要足夠的變形量來保證在機翼幾何參數(shù)變化的過程中翼面始終光滑連續(xù)無縫，并且在變形過程中有足夠的剛度來維持機翼的氣動外形。柔性蒙皮往往需要具備三種變形能力，即長和寬方向的伸長與縮短、大角度的彎曲變形、剪切變形，柔性蒙皮變形行為一般是其中的某一種或幾種的組合，其中剪切變形容易出現(xiàn)褶皺現(xiàn)象。有團隊曾經(jīng)采用魚鱗片[17]、瓦片堆疊[18]方式模擬柔性蒙皮，該方案雖具有一定變形能力，但無法滿足光滑連續(xù)和承載的需求，并不是真正的柔性蒙皮結構，如圖17所示。

圖17 魚鱗、瓦片堆疊式蒙皮Fig.17 Fish scale or tile stacked shape skin

利用人造橡膠等彈性材料自身的大變形能力，將其作為柔性蒙皮是一個常見的方案，一般適用于微小型飛行器或中低速小型無人機。但彈性材料面內(nèi)承載能力較差，難以傳遞面內(nèi)載荷，必須依靠內(nèi)部支撐結構傳載[19-20]，例如，“滑動蒙皮”變體驗證機的硅橡膠柔性蒙皮采用了內(nèi)埋式支撐，如圖18所示，對于垂直表面的法向載荷，彈性材料更無法承受并傳遞，因此并不適合作為大型或中高速飛機的蒙皮材料。采用形狀記憶聚合物及其復合材料（見圖19～圖21）能夠滿足彈性大變形要求，且有一定承載能力，具有較好的發(fā)展?jié)摿Γ缏羼R公司[21]在折疊機翼關節(jié)處采用的Ω變形蒙皮就采用了形狀記憶聚合物，如圖20所示。基于形狀記憶聚合物，還可以開發(fā)出不連續(xù)纖維、編織、波紋鋪層等新型復合材料，是實現(xiàn)大變形的柔性蒙皮結構的方案之一，如圖21所示。通過零泊松比蜂窩搭配柔性材料填充或作為表皮組成的復合式蜂窩蒙皮[22-23]，在實現(xiàn)大變形的同時，可以進一步提高承載能力，在高速飛行的大型飛行器的柔性蒙皮解決方案上也具有一定的應用潛力，如圖22所示。

圖18 硅橡膠柔性蒙皮Fig.18 Silicon rubber used as flexible skin

圖19 形狀記憶聚合物碳纖維復合材料柔性蒙皮Fig.19 SMP based carbon fiber composite used as flexible skin

圖20 洛馬公司的變體機翼Fig.20 Lockheed Martin morphing aircraft

圖21 可實現(xiàn)拉伸增長的形狀記憶聚合物復合材料Fig.21 Stretchable SMP based composite

圖22 可變形蜂窩蒙皮和零泊松比蜂窩結構Fig.22 Flexible honeycomb skin and zero Poisson ratio honeycomb structure

3.3 可變形骨架

經(jīng)歷100 多年的發(fā)展，現(xiàn)代飛機形成了適應于現(xiàn)有成熟制造工藝的結構構型，即以蒙皮、框、梁、墻、翼肋、長桁等為主的板桿結構，具有高效承載、內(nèi)部空間大的特點。通過設計可變形骨架，將其與傳統(tǒng)剛性板桿結構融合，使內(nèi)部骨架結構既能變形又能承載，是現(xiàn)實的、可行性較高的方案?？勺冃喂羌芨鶕?jù)變形能力和部位需求，通常有多關節(jié)、多連桿、曲軸、柔性中板、可變桁架等方案實現(xiàn)。

多關節(jié)式結構應用在機翼前緣襟翼、后緣襟副翼等部位，可以實現(xiàn)變彎度和彎扭組合，如圖23所示；通過曲軸結構[24]可以將電機轉動轉變?yōu)槎婷娴膹澟ぃ鐖D24 所示；柔性中板+分布式隔板結構組合構建后緣骨架部分，通過驅(qū)動柔性中板[25]可實現(xiàn)翼面后緣的整體偏轉和上下開裂偏轉，如圖25 所示。對于上翹翼尖、上翹平尾、折疊關節(jié)等類似于剛性變體的部位，通過傳統(tǒng)的轉動關節(jié)方案結合柔性蒙皮可以實現(xiàn)，如圖26 所示；采用FMC 管[26-28]嵌入連續(xù)柔性結構材料中能夠?qū)崿F(xiàn)類似轉動關節(jié)的效果，如圖27所示。

圖23 多關節(jié)結構及其應用部位Fig.23 Multi joint structure and its application

圖24 超聲電機驅(qū)動曲軸機構Fig.24 Crankshaft mechanism driven by ultrasonic motor

圖25 柔性中板和分布式隔板組合的后緣偏轉結構Fig.25 Flexible middle plate and distributed plate combined structure

圖26 轉動關節(jié)與柔性蒙皮結合Fig.26 Combination of rotating joint and flexible skin

圖27 FMC管嵌入柔性結構材料Fig.27 Flexible structure embedded by FMC

通過多連桿機構的運動，驅(qū)動多處垂直于連桿機構的橫向構件，以此來實現(xiàn)變體和承載，應用在前后緣開縫襟翼的控制上，結合柔性蒙皮，可實現(xiàn)光滑連續(xù)變體，如圖28所示。但該方案在多處連桿機構之間的變形協(xié)調(diào)上存在難點，特別是前后端不等距的變形部位容易出現(xiàn)卡死情況。此外，多連桿機構變體結構不能出現(xiàn)其他平行于連桿機構的縱向構件，因此該方案的承載能力受到限制。

圖28 多連桿結構實現(xiàn)可變形骨架Fig.28 Deformable framework composed of multi-link mechanism

上述的多關節(jié)、多連桿、曲軸等可變形骨架方案適合于翼面前后緣、翼尖等部位的中等尺度變體，對于需要改變整個翼面厚度、面積、翼型、后掠角等大尺度的變體則無能為力。采用柔性空間桁架結構[29-30]能夠?qū)崿F(xiàn)機翼沿弦向和展向的大變形和整體變剛度，該方案是將宏觀尺度上的變形離散分解到若干小區(qū)域內(nèi)，再通過改變每個小區(qū)域結構單元的形狀分別實現(xiàn)，如圖29、圖30 所示。采用大量模塊化單元，像樂高積木一樣搭建結構，是飛機結構設計師追求的理想方案之一?；谠摾砟睿琈IT 團隊[31-32]設計了一種由“數(shù)字化材料”組成的變體機翼，如圖31所示；NASA和MIT的工程師團隊[33]聯(lián)合開發(fā)并測試了一種由數(shù)百個相同的微小聚合物點陣晶格組成的變體機翼，如圖32所示。對于載荷較低的飛機來說，這是易于實現(xiàn)的，但若想將此方案應用于大型飛機，如何設計模塊間的眾多連接，使其既輕量化又可靠，仍然面臨挑戰(zhàn)。

圖29 柔性空間桁架結構Fig.29 Flexible space truss structure

圖30 自適應桁架結構Fig.30 Adaptive truss structure

圖31 采用數(shù)字化材料組裝的變體機翼Fig.31 Morphing wing composed by digital materials

圖32 采用點陣晶格組成的變體機翼Fig.32 Morphing wing composed by lattice materials

此外，現(xiàn)實中成熟的可變形柔性結構來自自然界的演化，采用仿生結構設計可變形骨架的研究仍然得到了一些科研人員的關注，如脊椎和魚骨是常用的仿生對象。仿脊椎式結構[34]屬于多關節(jié)結構方案，仿魚骨結構[35]與柔性中板變體結構原理相同，如圖33、圖34所示。

圖33 仿脊椎式變彎度機翼Fig.33 Spine shape variable camber wing

圖34 仿魚骨變彎度機翼Fig.34 Fishbone shape variable camber wing

柔性蒙皮與骨架的連接是保證結構變體過程中二者形面協(xié)調(diào)光滑的關鍵。不合理的連接方式，容易發(fā)生剛度不匹配、結構外形不光滑、不連續(xù)等問題，還會出現(xiàn)局部凸起、褶皺[36]等現(xiàn)象，甚至會引起蒙皮與可變形骨架互相制約、卡死情況的發(fā)生，影響變體實現(xiàn)和氣動性能，如圖35 所示。蒙皮與骨架的連接大體可分為鉸接（見圖28）、固連[37]（見圖36）、滑動[38]（見圖37）等方式。

圖35 蒙皮與骨架的不合理連接導致褶皺Fig.35 Wrinkles due to unreasonable connection between skin and structure

圖36 蒙皮與骨架固連方式Fig.36 Skin and framework tied together

圖37 滑塊滑槽連接方式Fig.37 Slider connection between skin and ribs

4 驅(qū)動/控制技術

柔性結構滿足變體機翼的承載以及光滑連續(xù)變形的要求，實現(xiàn)飛機“能變形”的能力，而驅(qū)動/控制技術則為柔性結構提供驅(qū)動力和控制策略，在大變形承載條件下與結構融合，解決飛機“怎么變”的問題。

現(xiàn)有的驅(qū)動技術按材料可分為：傳統(tǒng)機械系統(tǒng)驅(qū)動、傳動，記憶合金驅(qū)動，壓電材料驅(qū)動，智能材料驅(qū)動、機械傳動，磁致伸縮材料驅(qū)動等；按驅(qū)動部位，又可分為骨架驅(qū)動、蒙皮驅(qū)動和骨架與蒙皮協(xié)同驅(qū)動等。傳統(tǒng)機械驅(qū)動一般與可變形骨架融合在一起，各種驅(qū)動方式如圖38～圖49所示。表2 對現(xiàn)有智能驅(qū)動材料的輸出力、輸出位移、響應速度、驅(qū)動剛度、能量密度等進行了初步梳理。

表2 現(xiàn)有智能驅(qū)動材料Table 2 Intelligent driving materials available

圖38 傳統(tǒng)機械系統(tǒng)驅(qū)動、傳動Fig.38 Traditional mechanical drive

SMA驅(qū)動主要有形狀記憶合金片陣列[39]（見圖39）、扭力管驅(qū)動[40]（見圖40）、記憶合金絲分布式驅(qū)動（見圖50）等。SMA 的優(yōu)勢在于驅(qū)動力大，能承受大應變、多次循環(huán)以及大范圍的應變率變化（8%），但SMA響應速度慢，只適用于準靜態(tài)變形情況，為使記憶合金發(fā)生相變所需的加熱及冷卻速度很難加快，采用記憶合金驅(qū)動結構變形只適合于低頻驅(qū)動，難以完成諸如不同高度、不同空氣升力條件機翼形狀的實時驅(qū)動，不適用于需要飛機快速響應變體的結構部位。

圖39 記憶合金片陣列，實現(xiàn)后緣偏轉Fig.39 Arranged SMA sheets to achieve trailing dge deflection

圖40 扭力管驅(qū)動實現(xiàn)機翼扭轉Fig.40 Torsion tube drives the wing to twist

壓電材料多用于結構小尺度變形的驅(qū)動控制[41]（見圖41）和振動抑制[8]（見圖42）領域。壓電材料同時具有力學和電學性質(zhì)，既能通過正、逆壓電效應實現(xiàn)電能和機械能的轉換，又具有彈性體的彈性特性。常用的壓電材料有石英晶體、壓電陶瓷、聚偏二氟乙烯和壓電復合材料。壓電陶瓷響應速度快，但驅(qū)動力較小，極限應變值低，約為1000με，難以用于應變值多為4000～6000με的結構，需要研究如何提高壓電陶瓷材料的壓電應變率。另外，受制備工藝的限制，現(xiàn)有壓電陶瓷驅(qū)動器[42-43]多為形狀簡單的矩形片或圓柱體，如圖43、圖44 所示，需研究對于異形構件如曲面、管件等所需的特殊形狀的壓電陶瓷材料的制備方法。此外，纖維壓電材料[44]（見圖45）重量輕，且便于埋設，但自身韌性差，易破壞，使其應用受到一定的限制。在MAS 項目中，DARPA 還資助發(fā)展一種稱為緊湊式混合作動器項目（CHAP）的新型壓電作動器[45]，這種作動器體積非常小，能布置在狹小的機翼折疊以及前緣空間內(nèi)，有效縮小連接機構的體積，控制結構重量，如圖46所示。

圖41 利用壓電材料提升機翼滾轉能力Fig.41 Piezoelectric material to help the air model roll

圖42 MFC用于消除F-18尾翼顫振Fig.42 MFC used on F-18 vertical tail to eliminate chatting

圖43 壓電疊堆泵驅(qū)動Fig.43 Piezoelectric stack pump

圖44 壓電超聲電機驅(qū)動器Fig.44 Piezoelectric ultrasonic motor

圖45 壓電纖維復合材料(AFC、MFC)Fig.45 Piezoelectric fiber composites

圖46 應用于折疊機翼和前緣襟翼的壓電作動器Fig.46 Piezoelectric driver used on folding wing and leading edge flap

將智能材料驅(qū)動與傳統(tǒng)機構相結合，放大輸出位移，可有效提高其驅(qū)動能力，擴大其適用范圍。圖47展示了機構增強的SMA絲驅(qū)動[46]。

圖47 機構增強的SMA絲驅(qū)動Fig.47 Mechanism-enhanced SMA driver

傳統(tǒng)機械系統(tǒng)驅(qū)動、傳動，扭力管驅(qū)動，壓電疊堆泵驅(qū)動，磁致伸縮材料驅(qū)動（見圖48）屬于集中式驅(qū)動，多用于類似剛性變體的部位，各種新型的集中式驅(qū)動相較于傳統(tǒng)機械系統(tǒng)驅(qū)動，尤其是目前在通航等領域應用越來越多的電動作動筒和電動舵機，優(yōu)勢并不明顯，反而因技術成熟度不足而存在諸多問題。分布式驅(qū)動[47-48]可以實現(xiàn)大尺度的柔性變體，能夠滿足飛機大部分變體需求（見圖49），采用形狀記憶合金、壓電材料等智能驅(qū)動器的分布式驅(qū)動具有較高的發(fā)展前景。如采用形狀記憶合金絲分布式驅(qū)動翼面形狀(見圖50)，驅(qū)動力均勻，可實現(xiàn)型面的復雜變體等，具有集中式驅(qū)動無法實現(xiàn)的優(yōu)勢。但目前分布式驅(qū)動有許多核心技術問題需要突破，如在復雜、變化的空氣環(huán)境中實現(xiàn)驅(qū)動系統(tǒng)的有效溫度控制和保持，以及如何實現(xiàn)驅(qū)動和驅(qū)動后型面的精準控制等。

圖48 磁致伸縮材料驅(qū)動器Fig.48 Magnetostrictive driver

圖49 分布式變形機械結構Fig.49 Distributed deformed structure

圖50 記憶合金絲分布式驅(qū)動Fig.50 Structure distributed driven by SMA

飛機變形控制系統(tǒng)根據(jù)機載傳感器和飛控系統(tǒng)發(fā)送的飛行狀態(tài)信息，給遍布于飛機的分布式驅(qū)動器施加激勵，使其伸縮、彎曲或扭轉，驅(qū)動柔性結構變形，使飛機達到預想的形體狀態(tài)，實現(xiàn)對不同飛行狀態(tài)的適應。圖51所示為一種變彎度機翼的變形控制方案。

圖51 一種變彎度機翼變形控制方案Fig.51 A deformation control approach for variable camber wing

值得注意的是，目前新型的驅(qū)動/控制技術方案大多處于開發(fā)與原理驗證階段，變形能力、重量、可靠性等還不能滿足飛機上變體應用的要求。

5 狀態(tài)感知技術

變體飛機的自適應變形能力依賴于狀態(tài)感知技術。狀態(tài)感知技術和飛行控制系統(tǒng)為變體機翼自適應變形提供輸入和反饋，為變體飛機解決“變到位”的問題。例如，美國F-14戰(zhàn)斗機機翼為變后掠翼，后掠角的變化為20°～68°，飛行過程中利用空速管感知飛機速度，再通過控制系統(tǒng)驅(qū)動機翼后掠角自動改變，最大變化速度可達7（°）/s，以此來保持操穩(wěn)性能。

變體飛機需要感知的“狀態(tài)”信息包括空速、海拔、迎角、過載、角速度、角加速度等飛機整體飛行和運動狀態(tài)信息，還包括機體的應力、應變、位移、曲率、振動、損傷、轉動角度等結構狀態(tài)信息。飛機飛行狀態(tài)和運動狀態(tài)信息來自飛機自身的空速管、高度計、GPS、羅盤等機載傳感器和飛控系統(tǒng)，對于飛機而言屬于成熟技術，需要解決的問題在于如何在飛控系統(tǒng)中將飛行狀態(tài)與變體驅(qū)動/控制方案耦合，實現(xiàn)飛行包線和飛行性能的全任務優(yōu)化。

理想的變體結構應為作動、控制和傳感一體化結構，如圖52所示，其中作動器用來改變結構的物理性質(zhì)和結構形狀，并最終實現(xiàn)結構的自適應的變體功能；傳感材料用來感知內(nèi)外部環(huán)境信息，受重量和空間尺寸限制，這些傳感器通常微小且遍布機翼內(nèi)部和智能蒙皮中。例如，溫度傳感器可以實時檢測SMA絲周圍的氣流溫度，霍爾角度傳感器能夠測量每個關節(jié)轉軸轉過的角度，壓力傳感器能夠測量蒙皮表面的壓力等。部分智能材料除具備變形能力，還具備感知功能和響應功能，由其組成的智能變體結構易于實現(xiàn)作動、控制、傳感一體化。

圖52 傳感、作動、控制一體結構Fig.52 Structure with sensors,actuators and controllers integrated

狀態(tài)感知技術與傳統(tǒng)結構的健康監(jiān)控技術關聯(lián)緊密，光纖光柵是結構健康監(jiān)測常用的傳感器。光纖光柵能夠檢測微小的形變，具有靈敏度高、結構適應性好、體積小、重量輕、瞬態(tài)響應、抗電磁干擾、長距離傳輸損耗低的獨特優(yōu)勢，能夠?qū)崿F(xiàn)對溫度、壓力、變形和沖擊等70 多種物理量的檢測，適用于大型復雜航空結構的智能檢測[49-50]。在變體飛機柔性蒙皮中植入光纖光柵可以對變體機翼的氣動外形進行實時監(jiān)測[51]，如圖53 所示。例如，歐盟智能飛機結構(Saritsu)項目[52]的機翼集成的傳感器技術包括監(jiān)測外形、探測損傷，以及影響敏感涂層的光纖和超聲技術，如圖54 所示。在局部長度、曲率變化較大的部位，光纖光柵如何避免失效是其后續(xù)需要攻關的方向之一。

圖53 光纖光柵可以對機翼外形進行實時監(jiān)測(單位:mm)Fig.53 FBG monitors the wing profile in real time

圖54 歐盟智能飛機結構(Saritsu)項目Fig.54 Smart intelligent aircraft structures(Saritsu)project by EU

6 4D打印技術

經(jīng)過了多年研究探索，目前具有較高成熟度的高速變體飛機結構技術仍然未得到廣泛應用。除了上文提到的用于柔性結構、驅(qū)動控制的各種智能材料技術成熟度較低，滿足不了使用要求等原因以外，柔性結構及其分布式驅(qū)動控制使得結構復雜程度高，各種性能耦合，導致傳統(tǒng)制造技術難以實現(xiàn)如此復雜變體結構的制造。傳統(tǒng)制造技術也是變體結構技術受限的原因之一。突破傳統(tǒng)制造觀念限制，協(xié)同運用材料、制造及構型設計等技術進行顛覆性創(chuàng)新成為迫切需求[53]。

增材制造技術（也稱3D 打印）作為一種新興制造技術正逐步應用于航空器的大型整體化結構和復雜精細結構的工程化制造[54-55]，圖55 給出了目前主要工業(yè)用的增材制造技術。4D 打印技術是指將智能材料或智能材料與傳統(tǒng)材料混合進行3D打印成形，打印出的構件可根據(jù)特定條件或環(huán)境的激勵變化做出響應，改變構件的構型、剛度、功能等。智能結構4D 打印技術，可實現(xiàn)智能材料元件的自組裝、多功能和自我修復等，也能夠制造具有可調(diào)節(jié)形狀、特性或功能的動態(tài)結構，這對于變體飛機結構的制造具有獨特的潛力。例如，美國空軍研究實驗室(AFRL)采用增材制造技術使用軟性和剛性材料設計制成的飛機機翼多材料共形控制面，與傳統(tǒng)襟翼相比，具有更高的空氣動力效能，結構完整性和操控性能也更為出色。再如，利用形狀記憶聚合物通過4D打印制造變體機翼的無縫柔性蒙皮，能夠滿足變體飛行器連續(xù)、光滑變形和輕質(zhì)的需求[56]。目前，形狀記憶合金、形狀記憶聚合物、壓電材料、硅橡膠、磁驅(qū)動材料等智能材料都能夠通過增材制造技術實現(xiàn)制備[57]，如圖56所示。

圖55 主要工業(yè)用增材制造技術Fig.55 Main additive manufacturing technology for industrial application

圖56 智能材料通過4D打印制備Fig.56 4D printed smart materials

4D 打印的變體結構特征包括“拓撲結構”“點陣結構”“多材料復合”等[53]。拓撲優(yōu)化能夠利用優(yōu)化的手段保證一定約束下獲取最優(yōu)的結構性能，對變體機翼結構展開考慮多物理場耦合、多目標的拓撲優(yōu)化設計，能夠使結構設計擺脫對初始構型和工程師經(jīng)驗的依賴，可能獲得完全意想不到的創(chuàng)新構型，可以實現(xiàn)零泊松比、負泊松比等結構構型。拓撲優(yōu)化與增材制造技術結合[58]，能夠進一步加強變體機翼結構的可制造性。點陣結構是一種性能優(yōu)良的新型多功能優(yōu)化設計載體，可以有效融合防/隔熱、隱身、變體、減振等功能，其單胞結構周期性或非周期性排列的結構構型，在力、熱、聲等領域具有獨特的優(yōu)異性能。通過智能材料點陣結構的4D 打印[59]能夠緩解變體機翼結構[33]既要承載又要變形的矛盾，將多種形態(tài)、多種功能的柔性可變形結構簡化為設計點陣單胞以及單胞變化規(guī)律的問題，有效降低多功能結構的復雜程度，如圖57、圖58所示。4D打印還能夠制造將異種材料復合在一起的梯度結構[60]，以實現(xiàn)性能、功能的梯度變化，如通過將不同激勵誘導伸縮的材料復合在一起，改變溫度或濕度等激勵，可實現(xiàn)構件不對稱的彎曲偏轉，如圖59所示。

圖57 4D打印多功能點陣結構Fig.57 4D printing multifunction lattice structure

圖58 基于點陣結構設計的變體機翼Fig.58 Morphing wing based on lattice structure

圖59 異質(zhì)材料梯度結構示意圖Fig.59 Illustration of multi-material structure

隨著變體研究回歸仿生，模仿鳥類或昆蟲的特殊飛行方式，4D 打印技術采用超輕材料和點陣結構、蜂窩結構等柔性結構制造的柔性機翼[61]，其空氣動力學和氣動聲學特性具有良好的可設計性，成為未來變體飛行器設計制造的通用解決方案，如圖60所示。

圖60 采用4D打印技術制造的仿生撲翼Fig.60 Bionic wings made by 4D printing technology

4D打印技術剛剛興起不久，面臨可打印智能材料種類少、智能材料打印后變形性能下降、缺少工程實用的智能結構設計方案、難以精確驅(qū)動和控制等挑戰(zhàn)，4D 打印的智能變體結構的力學行為、失效特征與可靠性研究也尚未啟動，但該技術對智能結構領域的拓展依然讓人非常期待，相信4D打印的智能結構是未來變體飛機的重要支撐。

7 結論

變體飛機能夠有效應對不同飛行狀態(tài)和不同任務需求對飛機布局設計的挑戰(zhàn)，是未來飛行器的重要發(fā)展方向，但同時也對智能材料、變體結構、狀態(tài)感知與控制等提出了新的要求。本文首先簡述了變體飛機的背景和發(fā)展歷程，然后提出了變體飛機結構的組成以及能力需求，最后就變體飛機結構所涉及的關鍵技術進行了分析和總結。得到以下結論：

（1）變體飛機結構，除輕質(zhì)化、長壽命、高可靠性等傳統(tǒng)飛機結構能力需求外，大變形能力、連續(xù)光滑變體能力、變體過程中具備承載能力，以及變體響應時間等是變體飛機結構研制的核心需求。

（2）變體飛機結構涉及柔性結構技術、驅(qū)動/控制技術、狀態(tài)感知技術等關鍵技術，智能材料柔性結構、分布式驅(qū)動/控制系統(tǒng)與微小傳感器一體化是未來變體結構的主方向。

（3）當前變體飛機結構技術成熟度較低，現(xiàn)有案例設計多針對載荷和剛度要求較低的低速微型無人機或中高速小型無人機展開，工程化應用還需大量基礎性研究和工程化研制。

（4）采用智能材料與增材制造相結合的4D 打印技術對于變體飛機結構研制具有獨特優(yōu)勢，未來在工程應用方面具有巨大的潛力。