變體飛行器變形方式及氣動布局設計關鍵技術研究進展

陳樹生，賈苜梁，劉衍旭，高正紅，向星皓

1.西北工業大學 航空學院，西安 710072

2.中國空氣動力研究與發展中心，綿陽 621000

自萊特兄弟“飛行者一號”問世以來，廣大設計人員致力于研究發展提高飛行器氣動效率和改善飛行性能的技術方法［1］。經過多年發展，針對不同任務和性能需求已經設計出了一系列高性能飛行器，如具有高機動性能的F-18 戰斗機、適合執行長航時偵察任務的全球鷹無人機、具備高超聲速飛行能力的HTV-2 等［2］。以單一任務目標開展布局方案設計和總體方案設計并針對外形參數等進行優化的傳統飛行器設計方法趨于成熟。

隨著軍用和民用飛行器飛行任務的復雜化，能夠跨空域、寬速域飛行，具備多任務適應能力和通用性，實現“一機多能”逐漸成為飛行器設計的新要求。固定外形布局的飛行器性能空間有限，由此能夠改變飛行器外形以適應不同的飛行環境并改善飛行器氣動性能、擴展飛行包線的變體飛行器應運而生，并且在軍用、民用領域展現出廣闊的應用前景。

飛行器變體指通過改變外形來改善飛行性能進而滿足多任務飛行需求的技術手段［3］。變體飛行器的定義可以從廣義、狹義2 個方面進行論述［4］。廣義上的變體如圖1 所示，包含了涉及飛行器外形改變的一切形式，通過外形局部或整體的改變來滿足相應性能需求，如起落架收放、襟翼偏轉、機頭下垂、機翼變后掠等。狹義上的變體是指基于智能材料、智能控制等技術根據不同的工作環境主動改變氣動外形，在不同飛行狀態下達到最優的氣動性能。

變體技術的發展對于軍用、民用飛行器性能的提高都有著重要意義。本文將從時間角度介紹變體飛行器發展的簡單機械變形、多維度柔性變形階段，總結飛行器不同部位變體形式和變體實現目的，系統歸納變體飛行器發展現狀及氣動布局設計關鍵技術研究進展，以期為變體技術未來發展提供參考。

1 變體技術發展歷程及進展

萊特兄弟通過控制機翼的扭曲來實現飛機的偏航和滾轉，可以認為這是變體技術在飛機上的首次應用。在此之后，眾多學者開展了一系列變體方式的研究。1951 年，可在空中機翼變后掠的Bell X-5 飛機試飛成功，標志著變體技術發展的開端。本文以變形維度為分類依據，參考材料和結構技術的發展情況，將變體技術的發展分為簡單機械變形、多維度柔性變形2 個階段。

1.1 簡單機械變形階段

變體技術發展的第1 個階段是通過簡單機械結構控制的飛機局部變形。如通過襟翼、縫翼等高升力裝置的機械變形提高飛機起飛升力，縮短起飛距離。機翼形狀的改變主要是變展長與變后掠。考慮到早期飛機基本上為常規布局或者三角翼布局，這一階段的變體技術基本上均為在常規布局上的應用。其中最具代表性的是已投入工程應用的可變后掠機翼飛行器，其通過外翼段與內翼段連接處的運動機構實現機翼后掠角的變化。機翼后掠變形帶來了較大的氣動收益，兼顧了低速和高速飛行時的性能要求，拓寬了飛行包線。可變后掠機翼飛機的工程應用證實了變體技術的可行性。

但傳統的機械變形也帶來了2 個關鍵問題：剛性變體機構占用較大空間并增大飛機整體重量，這削弱了變后掠帶來的氣動收益，不利于燃油效率的提高；蒙皮等非連續變形使局部結構承受較大載荷并導致局部氣動干擾。在20 世紀70 時代末，傳統機械變形手段的發展陷入停滯，人們轉向了隨控布局固定翼飛行器的研究。

1.2 多維度柔性變形階段

自20 世紀80 年代開始，隨著智能材料、智能結構、智能控制等技術的不斷進步，基于柔性材料的變體技術展現了巨大的應用價值，各國開始了對于智能柔性可變形機翼的探索，期間開展了一系列重大研究項目。這一階段的研究主要致力于實現機翼的柔性變形和自適應變體。此外，由于簡單的機翼變后掠形式已經無法滿足飛行器的多種性能需求，還發展了多種新型變體形式，如自適應偏轉彈頭、可變進氣道、傾轉機翼技術等。

20 世紀80 年代初，美國空軍和美國國家航空航天局（National Aeronautics and Space Administration，NASA）聯合開展了先進戰斗機技術集成（Advanced Fighter Technology Integration，AFTI）項目，其中一項是針對F-111 的任務自適應機翼（Mission Adaptive Wing，MAW）項目。MAW 項目采用液壓驅動機構實現機翼連續彎度變形來提高氣動效率，變體設計方案如圖2［5］所示，飛行試驗結果表明自適應機翼在設計巡航點阻力減少了約7%，非設計點的阻力減少了20%以上［5］。

圖2 F-111 變體設計方案［5］Fig.2 F-111 morphing design scheme［5］

1985 年，NASA 與洛克韋爾公司合作開展了主動柔性機翼（Active Flexible Wing，AFW）項目［6］，1996 年擴展為主動氣動彈性機翼（Active Aeroelastic Wing，AAW）計劃［7］。該項目采用智能材料與智能結構技術，通過機翼主動氣動彈性變形獲得結構重量和氣動效率上的收益。AAW 項目中的X-53 試驗機如圖3［8］所 示。多 次風洞試驗和飛行試驗結果表明，主動氣動彈性機翼技術具有提高飛行器低速和高速機動性、減輕飛機重量、減小阻力、抑制顫振、減緩陣風、機動載荷等優點［8］。

圖3 X-53 AAW 飛行試驗機［8］Fig.3 X-53 AAW flight research aircraft［8］

1994 年，美國國防預研計劃局（Defense Advanced Research Projects Agency，DARPA）開展了智能機翼（Smart Wing）項目［9］，其發展目標與歷程如圖4［9］所示。該項目利用基于形狀記憶合金（Shape Memory Alloys，SMA）的驅動機構取代無尾布局前緣和后緣的鉸接控制面，并在無尾布局上應用柔性前后緣控制面，試驗結果表明采用智能機翼技術的飛行器具有更佳的滾轉、俯仰控制性能，證明了柔性控制面在各種飛行條件下提高飛行器氣動特性和操縱性能的可行性。

圖4 智能機翼項目發展目標與歷程［9］Fig.4 Smart wing program objectives and process［9］

2002 年，歐盟啟動了主動氣動彈性飛行器結構（Active Aeroelastic Aircraft Structures，3AS）項目，利用氣動彈性實現機翼的主動變形，并在EURAM 試驗平臺（見圖5［10］）上開展了包括陣風響應在內的多項測試［10］。測試結果表明，主動氣動彈性機翼的應用有利于提高飛行性能和經濟性、減緩顫振、降低阻力。

圖5 EURAM 試驗平臺［10］Fig.5 EURAM experimental platform［10］

2003 年，DARPA 組織開展了變形飛機結構（Morphing Aircraft Structures，MAS）計劃［11-13］，該項目以研究實現大幅度變形的新型智能變體技術并進行飛行驗證為目的。參與該項目的3 家公司分別提出了伸縮機翼、折疊機翼、滑動蒙皮3種變體方案（見圖6［11-13］）。其中，最具代表性的成果是NextGen 公司試飛的MFX-1、MFX-2，其采用滑動蒙皮技術，可以實現機翼翼面積、展長、后掠角的大幅變化以滿足不同飛行環境下的性能需求，并且通過風洞實驗和飛行測試證明了滑動蒙皮的可行性。

圖6 MAS 項目中的變體方案［11-13］Fig.6 Morphing schemes in MAS［11-13］

2011—2015 年，歐盟開展了靈巧智能飛機結構（Smart Intelligent Aircraft Structures，SARISTU）項目，通過采用自適應后緣（Adaptive Trailing Edge，ATED）、翼梢小翼主動后緣（Winglet Active Trailing Edge，WATE）、增強型自適應前緣（Enhanced Adaptive Drop Nose，EADN）等（見圖7［14］）達到降噪減阻的目的。項目中設計的自適應后緣裝置（Adaptive Trailing Edge Device，ATED）可以實現后緣的智能變彎度，有效降低了飛行油耗［15］。項目過程中開展了多次風洞試驗，充分驗證了前緣、后緣、翼梢變形的可行性。

圖7 SARISTU 項目中的機翼示意［14］Fig.7 Wing demonstrator in SARISTU［14］

2014 年，NASA 組織開展了自適應柔性后緣（Adaptive Compliant Trailing Edge，ACTE）項目［16］。在灣流飛機上安裝ACTE 襟翼來實現后緣連續彎曲變形，并開展了飛行試驗（見圖8［16］），結果表明后緣偏轉可帶來更大的升力和俯仰力矩增量。

圖8 采用ACTE 襟翼的灣流飛機［16］Fig.8 Gulfstream plane with ACTE flaps［16］

2017 年，NASA 與波音公司開展了展向自適應機翼（Spanwise Adaptive Wing，SAW）項目，采用新型形狀記憶合金設計固態驅動器代替液壓驅動器，使得驅動機構重量減小80%［17］。驗證機（見圖9［18］）的多次飛行試驗證明了該項技術可以提高巡航效率，減小飛行阻力［19］。SAW 項目主要是驅動器上的更新，與布局發展關系不大。之后，SAW 項目還開展了展向自適應機翼技術在F-18 飛機上的應用研究。

圖9 SAW 項目中的驗證機［18］Fig.9 Testing planes in SAW［18］

2017—2020 年，歐盟在“地平線2020”計劃資助下開展了智能變形與傳感技術（Smart Morphing and Sensing，SMS）項目［20］，項目中采用壓電作動器、形狀記憶合金實現機翼后緣的連續變彎度，有利于大型民機的降噪減阻，有效降低了飛機油耗。相關技術已經在空客A320 飛行試驗平臺上開展了演示驗證（見圖10［20］）。

2016 年以來，NASA 聯合麻省理工學院等多所高校共同開展了任務自適應數字化復合材料航空結構技術（Mission Adaptive Digital Composite Aerostructure Technologies，MADCAT）項目［21］，設計的柔性組合變體飛行器如圖11［21］所示。項目過程中利用智能控制可以自動實現機翼扭轉和增加機翼彎度，進而提高氣動性能，該項目充分驗證了柔性組合機翼的可行性。

2021 年，空客公司啟動了超性能機翼（Extra High Performance Wing）項目［22］，設計方案如圖12［22］所示，并在2022 年開展了風洞試驗。該項目旨在利用變體技術、仿生設計技術改善飛機空氣動力學特性，提升飛行性能。該項目采用半氣動彈性鉸接翼尖和連續變彎度后緣實現機翼多維度柔性變形進而改善飛機飛行性能。

圖12 超性能機翼示意圖［22］Fig.12 Diagram of extra high performance wing［22］

柔性變形階段一方面基于智能材料［23］、智能結構［24］等實現機翼局部或者大面積的柔性變形，進而提高變體飛行器的氣動和操穩特性；另一方面通過智能控制技術［25］充分發揮變體飛行器的環境自適應特性。飛行器的柔性變形主要包括機翼連續變彎度和機翼扭轉。這一階段的變體技術在多種氣動布局形式上都有所應用，滿足了提高飛行性能的需求。

2 不同部位變體技術研究進展

飛行器不同部位的變形會帶來不同的性能增益。本節將按照變形部位分類綜述飛行器頭部變體、機翼變體、動力裝置變體、組合變體的研究進展。

2.1 飛行器頭部變體

飛行器頭部形狀同機翼一樣可以影響飛行器氣動性能，尤其是在超聲速飛行時，合適的頭部形狀對于降低激波阻力、減小頭部局部熱流、降低地面聲爆強度等具有良好效果。

早期頭部變體技術的應用是協和號超聲速客機上的可下垂機鼻。在起降階段，機鼻下垂以改善飛行員視野；在超聲速巡航時，機鼻復位，恢復良好的低阻流線外形。協和式客機的頭部變體主要為了便于駕駛員觀察，并非從氣動性能角度考慮，但為頭部變體技術發展提供了一種思路。

飛行器頭部的偏轉或者局部變形會導致流場變化，并在頭部某些區域產生壓差，進而產生相應氣動力和氣動力矩，可以起到敏捷控制飛行器姿態的作用。主要的頭部變體形式［26］如圖13所示。其中相對體軸線的彈頭偏轉變形對飛行器氣動特性影響最大，可以實現飛行器全方位的機動。本文主要對彈頭偏轉變形方案進行總結，其余頭部變體方式可參考文獻［27］。

圖13 頭部變體方式Fig.13 Head deformations

偏轉彈頭技術主要應用于導彈的快速機動，偏轉彈頭導彈的概念最早可以追溯到1946 年。之后，針對偏轉彈頭方案進行了大量的可行性探索及技術應用研究［28］。早期研究主要通過理論推導、風洞試驗開展給定偏轉角下導彈氣動特性等的影響因素研究。

偏轉彈頭、鴨翼舵面是控制導彈機動的2 種主要方案。偏轉彈頭導彈、鴨翼舵面導彈模型如圖14［29］所示，相較于鴨翼舵面控制，偏轉彈頭控制避免了舵面與彈體的氣動干擾。并且，由于彈頭距離質心較遠，較小的彈頭偏轉角度即可產生較大的操縱力矩。此外，與鴨翼舵面控制導彈相比，偏轉彈頭導彈具有更高的俯仰控制效率（見圖15［29］，δ為彈頭偏轉角度，ΔCm為俯仰力矩增量，ΔCx為軸向力系數增量）、更小的氣動阻力。研究表明，與鴨翼導彈相比，偏轉彈頭導彈在Ma=3，6 時阻力分別減小5%、13%［29］，適合超/高超聲速飛行。因此，通過偏轉彈頭高效控制導彈機動飛行的技術受到廣泛關注。

圖14 導彈模型［29］Fig.14 Missile model［29］

圖15 俯仰控制效率對比［29］Fig.15 Comparison of pitch control efficiency［29］

彈頭偏轉時，導彈攻角（α）、俯仰力矩（Cm）隨時間的變化曲線如圖16［30］所示，附加升力導致的俯仰力矩會抑制導彈迎角的變化，有利于實現動態穩定飛行。隨著彈頭偏轉角度的增加，導彈的法向過載明顯增大（見圖17［30］，β為彈頭偏轉角度，Ny3為彈體坐標系下導彈法向過載），機動性顯著增強［30］。

圖16 俯仰力矩系數［30］Fig.16 Pitching moment［30］

圖17 法向過載［30］Fig.17 Normal overload［30］

目前，偏轉彈頭方案研究的熱點主要集中在2 部分：一部分是建立飛行動力學模型［31-33］，另一部分是研究不同來流馬赫數、不同飛行攻角和不同彈頭偏轉角對偏轉彈頭局部壓力分布、導彈整體氣動特性的影響規律［34-37］。針對氣動特性的研究表明，偏轉彈頭導彈的氣動效率隨著偏轉角、馬赫數、攻角的增大而增大，且在超聲速飛行時的氣動效率相對于亞聲速飛行時顯著提高。

此外，孫健［38］根據蠶蛹的結構特征設計了頭部引信可偏轉結構，并探究了彈頭偏轉節數對氣動性能的影響（見圖18［38］），研究結果表明，不同偏轉節數下的阻力系數、升力系數、俯仰力矩系數基本相同，節數增多會導致偏航力矩系數減小。

圖18 偏轉彈頭不同偏轉節數壓力云圖［38］Fig.18 Pressure contours of deflection warhead with different numbers of deflection sections［38］

由于彈頭偏轉導致流場的不對稱分布，導彈在繞軸旋轉時會產生非定常效應。研究發現，在飛行過程中彈頭繞軸旋轉會產生馬格努斯效應并造成俯仰、偏航通道間的耦合，導彈氣動特性干擾嚴重［39］。不同轉速下導彈氣動特性隨頭部滾轉角變化曲線如圖19［39］所示。偏轉彈頭開始旋轉時，彈頭不同部位的速度差使得表面流動產生離心力進而形成氣動力的增量，這種因彈頭旋轉引起的氣動力的變化會使導彈呈螺旋擺動［39］。

圖19 偏轉彈頭繞彈軸旋轉時氣動特性變化曲線［39］Fig.19 Aerodynamic characteristics of deflected projectile during rotation around axis［39］

偏轉彈頭技術發展的關鍵難點在于蒙皮材料、驅動器、控制技術。而針對偏轉彈頭氣動特性的計算分析主要是為動力學模型的建立提供數據。此外，超/高超聲速來流下偏轉彈頭局部熱流沉積、偏轉和旋轉過程的非定常效應是推動偏轉彈頭工程化亟需解決的關鍵問題。隨著智能材料、智能結構、智能控制手段的發展，可以根據任務需求、飛行狀態操縱導彈飛行姿態的自適應偏轉彈頭技術能夠大幅提高導彈打擊能力，增強軍事力量，推動裝備體系建設。

除此之外，廣大學者通過模仿動物形態變化探索新型頭錐變體方式。其中，蜜蜂根據環境變化腹部結構就為仿生變體提供了一種思路。基于蜜蜂腹部機構的仿生變體頭錐設計目前集中于變體結構設計［40-42］，對于氣動布局構型設計、氣動特性分析的研究較為缺乏。蜜蜂腹部形態變化及一種仿生頭錐構型分別如圖20［43］、圖21［44］所示。

圖20 蜜蜂腹部形態變化［43］Fig.20 Morphological changes of honeybee's abdomen［43］

圖21 仿生變體頭錐變形原理［44］Fig.21 Deformation principle of bionic deflectable nose［44］

此外，灣流公司（Gulfstream Aerospace）曾經提出了變體低聲爆超聲速民機的概念，通過飛機頭部靜音錐的主動伸縮降低不同飛行狀態時的地面聲爆強度。可變形狀和變級數的頭部靜音錐變形方案為超聲速民機低聲爆被動抑制技術提供了參考。

2.2 機翼變體

作為飛行器升力的主要來源，機翼是飛行器變形的主要部位。如圖22 所示，機翼變體按照變形尺度分為大、中、小尺度變形［1］。小尺度變形主要是機翼表面的局部可控微小變形，以此實現局部流動控制。中尺度變形主要是在翼型層面上的變形，包括前緣變彎度、可變后緣、變厚度等變形方式。大尺度變形主要是機翼布局層面上的變形，包括變展長、變后掠角、變上反角等多種形式，可以實現氣動性能的大幅變化。

圖22 機翼變形尺度分類Fig.22 Classification by morphing scale of wings

不同的機翼變體方式對氣動性能的影響不同，帶來的氣動增益也有較大差別。機翼參數變化對氣動性能的影響如表1［3］所示。

表1 機翼參數對氣動性能的影響［3］Table 1 Influence of wing parameters on aerodynamic performance［3］

本文研究主要涉及機翼層面的中、大尺度變形，總結伸縮機翼、可變后掠機翼、折疊機翼等機翼主要變形方式。

2.2.1 可變后掠機翼

大后掠角機翼可以降低激波阻力，有利于跨聲速、超聲速飛行，小后掠角機翼則具有良好的低速特性，可變后掠機翼飛行器可以同時兼顧起降、低速飛行、高速飛行時的性能。變后掠飛行器的發展歷程如圖23 所示。最早的可變后掠飛行器概念可追溯到1944 年，這時的設計方案僅可以在地面改變后掠角，無法實現飛行中后掠角的改變。1951 年試飛的Bell X-5 飛機是第一架可變后掠機翼飛機，其可在多個后掠角之間切換，但是由于變后掠時氣動中心的變化會產生低頭力矩，并未真正投入使用。20 世紀60～70 年代是可變后掠機翼發展的黃金時期，發展出一系列型號，如F-111、F-14、米格-23、圖-160 等。其中F-14、圖-160 可以認作是可變后掠機翼飛行器的典型成果。F-14 采用雙垂尾正常式氣動布局，能根據飛行狀態自動調整后掠角。

圖23 變后掠形式發展歷程Fig.23 Development history of variable sweep wing

可變后掠機翼飛行器的設計存在2 個問題：驅動結構增加飛機重量、結構復雜度，氣動中心在變后掠過程中的大幅度變化嚴重影響整機的操穩性能。針對氣動中心的變化往往會采取氣動補償措施，如F-14 飛機在機翼固定段前緣設計了可動扇翼維持氣動中心變化時的俯仰平衡。前期可變后掠機翼的應用基本針對常規布局飛行器，未對氣動布局形式產生較大影響。由于結構、材料上的限制，可變后掠機翼飛行器在20 世紀70 年代后的發展陷入停滯，但其帶來的巨大氣動收益證實了變體技術提高飛行器氣動性能的可行性。

隨著智能材料、智能結構的發展，變后掠技術的研究再次受到人們關注。目前的可變后掠機翼設計方案并不僅是簡單的后掠角變化，往往與其他形狀參數的變化相結合，如變展長或變弦長等。其中最為著名的是美國NextGen 公司提出的“滑動蒙皮方案”。該公司在2007 年試飛了MFX-1，機翼面積改變40%，展長變化30%，后掠角在15°～35°之間變化，載重量90 kg［45］。2008 年又試飛了MFX-2，變形僅需要10 s，其機翼可以滑動并展開成5 種姿態（見圖24［46］），滿足盤旋、巡航、爬升、高升力、高速機動的飛行要求。

圖24 幾種工作狀態時的變體方案［46］Fig.24 Morphing wing configurations for working conditions［46］

目前針對可變后掠機翼飛行器氣動布局的研究集中在：變后掠方式及變后掠技術在不同氣動布局飛行器上的應用、不同后掠角下及變后掠過程中飛行器的飛行性能、最佳變后掠規律、變后掠與其他變形方式的組合、變后掠飛行器氣動外形優化設計。陳錢等［47-48］探索了旋轉變后掠和剪切變后掠方式對氣動特性的影響，針對翼身組合構型（Wing Body，WB）飛行器的數值模擬結果如圖25［48］所示，L/D為升阻比，CD為阻力系數。與旋轉變后掠相比，剪切變后掠形式在變后掠過程中沿流向翼型保持不變，有利于控制流動分離和翼尖渦的產生，在寬速域內升阻比、阻力特性更佳。

圖25 變后掠方式影響［48］Fig.25 Effect of variable sweep forms［48］

彭悟宇［49］對比了常規布局翼身組合體構型導彈應用伸縮機翼、可變后掠機翼、折疊機翼變體方案時的氣動特性（見圖26［49］）、操穩特性（見表2、表3）。對比氣動特性發現，在超聲速飛行狀態下，伸縮機翼方案升阻比小于相同翼面積的變后掠機翼方案。3 種變形方案縱向靜穩定性品質均較高，伸縮機翼靜穩定性和舵面效率最佳。變后掠機翼方案、折疊機翼方案的舵面效率隨著馬赫數的增大快速降低。

表2 不同變形模式和馬赫數下俯仰力矩靜導數［49］Table 2 Static derivatives of pitching moment under different deformation modes and Mach numbers［49］

圖26 不同變形方案升阻比對比［49］Fig.26 Comparison of lift-to-drag ratio of different deformation schemes［49］

李惠璟［50］則將變后掠機翼應用到無尾鴨式布局上，研究結果表明機翼變后掠過程中焦點位置變化較大，不利于縱向靜穩定，其氣動特性如圖27［50］所示，其中，CL為升力系數，β為后掠角，δ為舵偏角，下標表示對應舵面，Δx表示焦點位置。

圖27 無尾鴨式布局變后掠方案［50］Fig.27 Tailless canard configuration with variable sweep wing scheme［50］

可變后掠機翼技術在乘波體構型上的應用可以使飛行器滿足寬速域飛行需求。一種變后掠乘波體的設計方案和相應氣動特性如圖28［51］所示，Λ為后掠角，α為飛行迎角，Δ(L/D)為各構型相對機翼收起構型的升阻比增量，Cm為俯仰力矩系數。該變后掠乘波體構型在不同馬赫數下可以通過改變后掠角達到最佳氣動性能，在設計馬赫數下，各構型俯仰力矩系數均隨攻角減小，各構型保持縱向靜穩定，這為實現乘波體飛行器機翼連續變后掠提供了參考。

圖28 變后掠乘波體構型方案［51］Fig.28 Waverider configuration with variable sweep wing scheme［51］

雖然增大后掠角可以降低阻力，有利于高速飛行，但是在變后掠過程中，后掠角的增大會導致展長、升力面的減小。為了保證變后掠過程的升力特性，研究人員探究了變展長、變后掠結合的組合方案［52］。試驗結果如圖29［52］所示，其中，CCP為壓心位置系數。后掠角增大增強了飛行器縱向穩定性，有后掠角時，展長的增大同樣增強了縱向靜穩定性，但導致操縱性變差。雖然組合方案可以有效改善氣動性能，但是方案的實現需要機翼具有多自由度變形能力，對機翼變體結構提出了更高的要求，吸引了廣大研究者開展涉及變后掠、展向彎曲、扭轉等多維度變形機構方案［53］的設計研究。

圖29 變后掠變展長組合方案［52］Fig.29 Combined scheme of variable sweep and span［52］

此外，變后掠過程中的非定常空氣動力學問題同樣顯著，飛行攻角、馬赫數、變后掠速率均會對非定常效應產生影響［54］。變后掠速率對氣動特性滯回環的影響如圖30［54］所示（λ為外段機翼后掠角，T為變后掠周期，CMz、CFz、CMx分別為俯仰力矩系數、側向力系數、滾轉力矩系數），變后掠速率的改變會使氣動特性滯回環大小出現大幅變化。在氣動布局設計過程中，需要關注連續變后掠帶來的非定常氣動力的變化，保證飛行器縱向和橫航向的穩定性。近些年來，基于機器學習的非定常氣動力預測方法在變體飛行器領域也有所應用［55］。

圖30 變后掠速率對氣動特性滯回環的影響［54］Fig.30 Effect of sweep speed on hysteresis loop of aerodynamic characteristics［54］

可變后掠機翼技術可以顯著提高飛行器氣動性能，并且變體形式相對簡單，在巡航導彈、飛翼布局飛行器、乘波體構型飛行器上具有廣闊的應用前景。

2.2.2 可變前掠機翼

可變后掠機翼在大后掠角時翼面積的減小會導致升力減小，與之相比，相同翼面積的前掠翼可提供更大的升力［56］。此外，前掠機翼飛行器具有良好的失速特性和高機動性能［57］。人們開始探討可變前掠機翼技術方案［58-62］。

經典的可變前掠機翼方案［58］如圖31［58］所示。在低速起降、亞聲速巡航過程中采用升阻比較高的平直翼。隨著馬赫數的增大，在跨聲速巡航或者超聲速機動時，采用可以避免翼尖失速進而提高操縱性能的前掠機翼布局，并根據飛行速度改變前掠角以達到最優氣動性能。在超聲速巡航過程中，機翼完全前掠為三角翼布局，進而減小波阻，提高超聲速飛行性能。雖然前掠機翼避免了翼尖失速，但帶來了翼根失速的問題，諸多設計方案通過加裝鴨翼、邊條翼來控制翼根部位的流動分離。此外，變前掠為三角翼布局時，后緣操縱面距離中心較遠，適合采用無尾布局形式［63］。而且，鴨式無尾布局可以改善無尾布局橫航向操縱能力上的不足，提高低速機動性能和起降性能。因此，可變前掠機翼技術往往應用在鴨式無尾布局飛行器上，兼顧隱身、橫航向操縱、高速飛行能力。

圖31 可變前掠機翼變形過程［58］Fig.31 Deformation process of variable forward sweep wing［58］

平直翼（前掠角0°）、三角翼（前掠角90°）、前掠翼（前掠角22.5°、45.0°）對應的各飛行階段氣動特性如圖32［58］所示。在低速巡航階段，平直翼在對應各迎角下升阻比最大；機動階段，在大迎角下前掠翼對應升力系數較大，失速迎角最大，同時縱向靜穩定性更佳；超聲速飛行過程，三角翼對應零升阻力系數最小，利于超聲速飛行。可變前掠機翼方案能夠兼顧平直翼、前掠翼、三角翼的氣動性能優勢。

圖32 可變前掠飛行器各飛行階段氣動特性對比［58］Fig.32 Comparison of aerodynamic characteristics of variable forward sweep aircraft in each flight stage［58］

葉露［63］同樣針對鴨式無尾布局可變前掠機翼飛行器的氣動特性開展了數值模擬研究，氣動特性變化曲線如圖33［63］所示，Λ0為前掠角，χacw為靜穩定度。結果表明，平直翼和前掠翼均表現為縱向靜穩定，三角翼表現為縱向靜不穩定。3 種構型焦點相對于重心的移動幅度較小，縱向靜穩定性好。

圖33 變前掠鴨式無尾布局氣動特性［63］Fig.33 Aerodynamic characteristics of tailless canard configuration with variable forward sweep wing ［63］

前掠機翼良好的橫航向穩定性也推動了大型客機前掠后緣尾翼的應用探索，與傳統尾翼相比，前掠尾翼的應用在保證操控性能的前提下可以使尾翼面積減小2%［64］，進而節省燃油。新型可變前掠尾翼不失為一種增強控制穩定性的思路。

但前掠機翼會導致翼根失速，對機翼與機身連接處的結構強度提出了很高的要求。此外，自由流撞擊到翼尖上會引起扭曲，帶來嚴重的氣動彈性發散，可能導致翼尖結構的破壞。可變前掠機翼技術的應用依賴于材料和結構學科的發展，在大空域、寬速域的變體飛行器領域具有應用前景。

2.2.3 折疊機翼

折疊機翼的發展歷程如圖34 所示，折疊機翼技術最早是應用在第二次世界大戰的艦載機上，考慮到甲板空間有限，通過鉸鏈等笨重機械結構實現機翼折疊便于艦載機的停放。隨著變體技術的發展，通過大幅度改變翼面積或展長改善飛機氣動特性的折疊機翼技術得到了廣泛關注。早期的折疊機翼技術主要針對翼尖折疊，受驅動結構限制只能在有限角度折疊。其中最為著名的是XB-70 超聲速飛機，低空超聲速飛行時翼尖向下偏轉25°，高空高速巡航時向下偏轉65°。翼尖折疊時與翼梢小翼作用一致，可以減少下洗流，以此改善飛機的飛行性能［65］。折疊機翼技術主要通過展弦比、翼面積的變化滿足低速飛行和高速巡航的任務需求。

圖34 折疊機翼發展歷程Fig.34 Development history of folding wing

在MAS 項目中，洛馬公司提出了Z 型折疊機翼方案并開展了一系列應用研究，包括大量風洞測試。風洞試驗模型如圖35［66］所示，折疊機翼完全展開后，機翼面積增大2.8 倍，展長增大1.7 倍，浸潤面積增大1.3倍，可以大幅改善氣動性能［66］。

圖35 風洞試驗模型［66］Fig.35 Wind tunnel model［66］

該項目針對折疊翼展開/折疊過程氣動特性變化開展了研究，發現機翼的折疊和展開可以實現升力的大幅變化。在施加臨界載荷Q下，機翼升力、迎角、外側（Outboard，OB）機翼電機扭矩（Motor Torque，MIR TQ）、內側（Inboard，IB）機翼折疊角和外側機翼折疊角如圖36［11］所示。圖37［66］表示機翼折疊角為130°時，施加氣動載荷后，內側機翼折疊角和外側機翼折疊角隨氣動載荷的變化情況，表明機翼會產生彈性變形。

圖36 折疊機翼運動變形過程［11］Fig.36 Deformation process of folding wing motion［11］

圖37 升力與折疊角關系圖［66］Fig.37 Relationship between lift force and folding angle［66］

此外，項目還探討了折疊處局部非定常氣動載荷的影響（見圖38［66］），以及連接位置鉸鏈力矩的影響（不同試驗次數對應內側機翼和外側機翼處鉸鏈力矩隨折疊角度從0°～130°和從130°～0°變化曲線如圖39［11］所示）。結果發現，折疊過程非定常效應明顯，局部氣動干擾仍然是折疊機翼技術不可忽略的問題。此外，連接機構在機翼展開折疊過程中承受較大集中動態載荷，對強度和剛度要求很高。設計發展新型驅動機構是未來折疊機翼技術的重要研究趨勢。

圖38 連接處不穩定的壓力分布［66］Fig.38 Unstable pressure distribution at connection［66］

圖39 連接處鉸鏈力矩隨折疊角變化［11］Fig.39 Hinge moment at joint varying with folding angle［11］

國內對于折疊機翼技術也開展了大量研究。袁明川等［67］分析了折疊機翼變形過程非定常效應的產生機制，數值模擬結果表明，氣動力的滯回效應與機翼前緣渦的影響有關（折疊與展開過程渦量云圖和速度矢量圖如圖40［67］所示）。郭秋亭等［68］總結了攻角、折疊角等參數對折疊機翼氣動效率的影響規律。

圖40 折疊機翼變形過程流場分布［67］Fig.40 Flow field in morphing motion of folding wing［67］

總的來說，折疊機翼技術在不同布局方案飛行器上的應用需考慮如何設置飛行器氣動中心以達到縱向、橫航向上的靜穩定，以及如何提高舵面操縱效率。

隨著飛翼布局飛行器性能優勢愈加顯著，探索飛翼布局上變體技術應用的可行性引起了關注。國內很多學者探索了Z 型折疊機翼技術和傳統外翼段/翼尖折疊技術在飛翼布局上的應用。

郭述臻等［69］將Z 型折疊機翼技術應用到飛翼布局飛行器上，并研究了其氣動特性、操穩特性，結果如圖41［69］所示，xc為焦點位置，δa為副翼偏角，CMx為滾轉力矩系數。隨著折疊角度增大，翼面積減小，升力系數逐漸減小，飛行器縱向靜穩定性先增強后減弱；機翼的折疊減緩了氣流的展向流動，飛行器失速迎角增大；機翼折疊后滾轉操縱響應更加靈敏。金鼎等［70］的研究則表明折疊翼飛機具有更好的縱向動穩定性。

圖41 Z 型折疊機翼飛翼布局方案［69］Fig.41 Flying wing layout scheme with z-folding wing［69］

尹文強等［71］則將翼尖折疊技術應用到飛翼布局上，開展了空氣動力學與飛行動力學分析。結果如圖42[71]所示，CmCL反映飛行器的縱向靜穩定裕度，CmCL=（Cm-Cm0）/CL；Clβ為滾轉力矩系數對側滑角的導數，用來反映飛行器的橫向靜穩定性；Cnβ為偏航力矩系數對側滑角的導數，用來反映飛行器的航向靜穩定性；Cmδea為俯仰力矩系數對副翼偏角的導數；Cnδea為偏航力矩系數對副翼偏角的導數；Clδea為滾轉力矩系數對副翼偏角的導數。隨著機翼的折疊，飛行器縱向靜穩定裕度增大，副翼滾轉操縱效率、航向操縱效率都有所提高。

圖42 翼尖折疊飛翼布局方案［71］Fig.42 Flying wing layout scheme with wingtip folding［71］

折疊機翼技術還在導彈彈翼、舵面折疊等領域得到了應用，并且具有較好效果。

折疊機翼技術可以大幅度改變翼面積，與伸縮機翼技術類似，能滿足低速巡航與高速飛行任務需求。但是，折疊機翼連接結構復雜、承受載荷大，需要開展結構設計［72］。近年來，折疊機翼無人機受到廣泛關注，具有停放占用空間小、可快速飛行等優點，目前已應用到潛射折疊機翼無人機、艦載折疊機翼無人機、炮射/箱式發射折疊機翼無人機［73］等軍用無人機領域，提高作戰能力。

2.2.4 伸縮機翼

大展弦比機翼飛機在燃油效率、高升阻比方面具有優勢，但缺乏機動性且僅適用于在相對較低的速度下巡航；小展弦比飛機具有高機動性、高巡航速度的優勢，但氣動效率較差。針對不同飛行狀態改變展長可以使飛行器同時具有大展弦比和小展弦比飛行器的優勢。當展弦比增大時，機翼升力線斜率增大。兩側機翼展長不同時，還可產生額外的滾轉力矩用于橫航向控制。

早期的伸縮機翼飛機設計可以追溯到1931 年的MAK-10（見圖43（a）），其翼展能從13 m 變化到21 m。在此之后還有一系列伸縮機翼飛機的問世，如LIG-7（見 圖43（b））、Fanasa Beach 等［74］。早期伸縮機翼飛機均是通過簡單伸縮機構控制外側機翼從內側機翼伸出實現展長變化。由于材料和結構技術等的限制，伸縮結構較為笨重復雜，伸縮機翼技術的發展緩慢。

圖43 早期伸縮機翼飛機［74］Fig.43 Early variable span wing aircraft［74］

21 世紀初，隨著材料、結構等的發展，伸縮機翼技術重新得到關注。其中最具代表性的是MAS 項目中的伸縮機翼方案，以“戰斧”巡航導彈為研究對象，希望能使導彈以小展弦比快速飛至高空，以大展弦比在高空巡航至攻擊目標上空，再以小展弦比形式快速俯沖打擊目標。其機翼展長最大有50%的增幅，從而使得在巡航末端的盤旋時間增加約75%。由于高速巡航導彈彈翼載荷較大，很難在薄彈翼中安裝復雜的伸縮運動機構，該方案最終被放棄。同時，其他學者針對伸縮機翼導彈的研究表明改變機翼翼展可以有效改善飛行器氣動性能。其中一種伸縮機翼導彈布局和升力隨翼展變化曲線如圖44［75］、圖45［75］所示，ye為機翼伸縮段長度，b為固定段展長。

圖44 伸縮翼導彈布局［75］Fig.44 Missile with variable span wing［75］

圖45 升力隨翼展變化［75］Fig.45 Lift variation with span length［75］

之后的研究大多集中于伸縮機翼在小型無人機的應用，衍生了一些新的變展長方案，如充氣機翼方案［76］等。

伸縮機翼在常規布局導彈［49］、飛翼布局飛行器［52］上都有所應用。總的來看，伸縮機翼方案具有良好的氣動收益，可以兼顧快速機動飛行和長時間巡航，滿足多任務飛行的需要，尤其在巡航導彈、長航時飛行器上具有巨大應用價值。但是，機翼的伸縮機構復雜，使得結構重量增大、燃油效率降低，并且外側機翼需要伸縮進內側機翼，對需要較大機翼空間的飛行器不利（尤其是多級伸縮機翼）。其次，機翼伸展開后，翼面的不連續外形會導致嚴重的氣動干擾問題，甚至可能導致氣動性能的惡化。相同伸縮速度下（25 mph），有接縫機翼和無接縫機翼氣動性能隨攻角的變化規律如圖46［77］所示，在大攻角下，翼面接縫會對氣動性能產生大幅影響。受限于上述問題，伸縮機翼技術仍需長時間發展才能投入工程應用，但不失為變體飛行器發展的一種思路。

圖46 接縫對氣動性能影響［77］Fig.46 Impact of seams on aerodynamic characteristics［77］

2.2.5 斜置機翼

降低跨聲速和超聲速飛行時的激波阻力是優化飛行器阻力特性的方法之一。20 世紀50 年代，Jones［78］提出的斜置機翼方案能有效減小激波阻力。具有相同后掠角的斜置機翼與常規后掠機翼相比，沿流向長度較長，升致波阻、體致波阻顯著降低（見圖47［78］）。不同轉掠角機翼阻力系數隨飛行攻角的變化曲線如圖48［79］所示，斜置機翼飛機可以通過改變機翼轉掠角兼顧亞聲速巡航性能和超聲速飛行時的阻力特性。此外，與可變后掠機翼布局相比，斜置機翼布局單點樞軸的結構設計相對簡單。

圖47 斜置機翼與常規機翼對比［78］Fig.47 Comparison between oblique and conventional wing［78］

圖48 不同轉掠角對應阻力系數［79］Fig.48 Drag coefficients corresponding to different sweep angles［79］

從氣動布局設計角度考慮，斜置機翼飛行器首先考慮降低升致波阻和體致波阻。其中，升致波阻取決于飛機的速度參數、重量、升力長度分布，其與飛機升力分布長度的平方成反比，這要求斜置機翼細長、后掠角要大；體致波阻與飛機的體積、長細比有關，為了減小體致波阻，要求飛機的體積盡量小，同時增加斜置機翼升力分布長度。因此，多數斜置機翼飛行器都會選擇采用大展弦比機翼、細長機身的布局方案來增大機翼浸潤面積、降低阻力。

半個多世紀以來，設計人員提出了大量斜置機翼飛行器的設計方案，但大多數都停留在概念研究階段。只有少部分通過風洞試驗、數值計算或飛行試驗工作對斜置機翼的氣動原理進行研究。斜置機翼飛行器的發展歷程如圖49 所示。早在第二次世界大戰時期，德國對斜置機翼飛機開展了研究，并提出了P202、P1101，但僅僅處于概念設計階段。在1951 年Jones 提出斜置機翼方案后，出現了大批將斜置機翼技術應用到運輸機、客機和戰斗機上的設計方案，但由于技術限制等各種原因，均沒有投入實際使用。直到20 世紀70 年代，NASA 開展了OWRA（Oblique Wing Research Aircraft）項目，并成功制造了一批驗證機探索斜置機翼飛機的可行性。1979 年，Jones團隊設計制造的AD-1 低速斜置機翼飛機試飛成功，這也是斜置機翼技術應用最著名的成果之一。之后，該項目還探索了斜置機翼技術在F-18飛機上的應用，但項目最終被擱置。1990 年，Vandervelden［80］基于理論分析和數值計算研究了斜置飛翼布局飛機在不同后掠角時的氣動特性，發現與常規布局飛機相比斜置飛翼具有高升阻比的優勢（見圖50［80］、圖51［80］）。在此之 后，斜置飛翼布局運輸機和客機的研究成為了熱點。NASA 在這一時期組織了DAC-1、OAW-3 設計研究工作。2006 年，DARPA 開展了斜置飛翼（Oblique Flying Wing，OFW）項目，計劃設計制造一種斜置飛翼布局X-飛機，其斜掠角可以隨著速度的增大而增大，保證飛機在不同飛行狀態下具有高升阻比特性。雖然后期項目被擱置，但也展現了可變斜置飛翼布局飛行器的應用價值。

圖49 斜置機翼發展歷程Fig.49 Development of oblique wing

圖50 斜置飛翼方案［80］Fig.50 Oblique flying wing scheme［80］

圖51 升阻比對比［80］Fig.51 Lift-to-drag ratio comparison［80］

盡管斜置機翼帶來了良好的氣動效應收益，但其獨特的非對稱機翼布局與常規對稱機翼布局相比，會導致新的非對稱氣動問題。前翼后緣尾渦的誘導下洗會在后翼上產生附加升力，使前翼下沉產生滾轉力矩。不對稱的誘導阻力分布也將產生使轉掠角減小的偏航力矩，偏航和滾轉的慣性耦合［81］使得斜置機翼的飛行動力學特性變得非常復雜。常規飛翼布局飛行器的控制已十分復雜，重心的穩定甚至需要依靠主動控制技術，非對稱的斜置飛翼方案會使得飛行器的控制問題更加復雜。同時，機翼轉掠時顯著的動態氣動干擾和氣動彈性問題也是斜置機翼技術發展的技術難題。斜置機翼技術距離投入工程應用仍然需要經歷長時間的發展。

2.2.6 連續變彎度機翼

機翼彎度等是影響飛行器氣動效率的重要參數。傳統的剛性襟翼、副翼等舵面是提高飛行器升力、控制飛機機動的重要部件。傳統的剛性舵面無法實現光滑連續變形，偏轉時容易誘導機翼表面的流動分離，可能導致氣動特性的惡化。但是，機翼表面往往需要采用剛性材料來滿足強度、剛度和熱防護等方面的要求。這在很長一段時間內導致了可變彎度機翼飛行器發展的停滯。隨著柔性蒙皮等材料和智能結構的發展，可連續變彎度的自適應柔性機翼重新受到人們的關注。NASA 在2001年提出了未來新概念變體飛行器的發展愿景［82］，設計概念如圖52［82］所示，可以通過柔性材料、智能結構實現翼展、后掠角、翼型彎度、翹曲角的連續改變，滿足不同飛行狀態的性能需求。

圖52 NASA 的變體飛行器概念［82］Fig.52 Morphing aircraft proposed by NASA［82］

近幾十年來，國外開展了一系列針對機翼變彎度的研究項目，如MAW、AFW、AAW、Smart Wing 項目等，并取得了很多成果。其中最著名的是，ACTE 項目中在灣流飛機后緣加裝的柔性ACTE 襟翼，已經趨于工程應用。至今，機翼連續變彎度技術發展相對較為成熟。機翼連續變彎度可分為展向連續變彎度、弦向連續變彎度，本文主要針對弦向連續變彎度技術進行總結。

連續變彎度機翼分為連續變前緣機翼、連續變后緣機翼。連續變前緣機翼消除了前緣縫翼等與主翼之間的空腔帶來的氣動噪聲，同時能夠延緩翼面上的氣流分離并產生附加升力，可用于層流機翼設計。

與傳統的加裝襟翼方案相比，后緣連續變彎度機翼在大攻角范圍內升力系數和俯仰力矩系數更高、阻力系數更小［83］。在起降過程中后緣變彎度能有效縮短滑跑距離。在巡航飛行過程中，后緣變彎度可以提高升阻比，減小雷達反射面積，減緩陣風［84］。在非巡航任務剖面，后緣變形同樣可以降低抖振點的激波強度［85］。

連續變前后緣機翼技術在亞聲速民機上得到廣泛應用，該技術的應用不僅可以降低起降階段噪聲、縮短起降距離，還能提高巡航階段的氣動效率，并通過前后緣變彎度時刻保持最佳氣動性能以大幅提高燃油效率和經濟性。軍用遠程大型運輸機除了上述優點外，還能提高隱身性能。除此之外，該技術還可以應用到長航時無人機、戰斗機、小型無人機等飛行器上以改善飛行性能、提高飛行品質。

不同飛行狀態下飛行器對機翼前后緣變彎度的需求如圖53［21］所示，可以通過前后緣變彎度實現不同飛行狀態下最佳的氣動效率、控制飛行姿態，進而優化飛行性能。連續變彎度機翼技術可以應用到各種氣動布局構型上實現飛行器減阻、降噪、減重。但是，機翼連續變彎度技術的發展很大程度上依靠新型材料和新型驅動器的應用，在應用連續變彎度機翼時有必要考慮變彎度機構等與總體設計方案的協調。

圖53 不同飛行狀態下對機翼前后緣變彎度的需求［21］Fig.53 Requirements for wing bending at front and rear edges under different flight conditions［21］

2.2.7 其 他

除了改變展長、弦長、彎度等機翼參數的變形方式，還有一些機翼整體變形的變體手段，如傾轉機翼技術。

具有固定翼飛行器高速巡航能力又兼具直升機垂直起降能力的新概念飛行器一直以來都是航空領域研究的熱點。目前已經發展了旋轉機翼飛行器、傾轉旋翼飛行器、傾轉機翼飛行器、傾轉涵道式飛行器、尾座式垂直起降飛行器等多種布局形式［86］。其中，傾轉機翼飛行器與傾轉旋翼飛行器類似，通過機翼的傾轉實現直升機模式和固定翼模式之間的轉換，使飛行器同時具有垂直起降和高速巡航能力，進而擴大飛行包線。

最早的傾轉機翼飛行器可以追溯到20 世紀50 年代的VZ-2，其在1957 年首次實現了直升機模式飛行，并在之后完成了34 次完整過渡飛行，證明了傾轉機翼技術的可行性［87］。雖然VZ-2 由于技術限制并沒投入工程應用，但是為后續傾轉旋翼飛行器V-22 的研制提供了大量技術積累。隨后，美國海軍在20 世紀60 年代又啟動了大型軍用運輸機XC-142A（見圖54［87］）的研制工作，并在1965 年實現了過渡飛行。XC-142A 已經接近于投入使用，但仍因操控穩定性和噪聲等問題未得到軍方后續支持。之后，傾轉機翼飛行器的發展陷入了很長時間的停滯。

圖54 XC-142A［87］Fig.54 XC-142A［87］

近些年來，隨著分布式電推進技術（Distributed Electric Propulsion，DEP）的發展，傾轉機翼技術又重新受到廣泛關注。2015 年，NASA 推出了GL-10 無人機，采用分布式螺旋槳布局，其在固定翼模式、過渡模式、直升機模式時的示意如圖55［88］所示。多次測試結果表明，采用DEP系統可以使傾轉機翼飛行器的推重比有較大增幅，有效提高了飛行效率［88］。

圖55 不同飛行模式下的GL-10 CAD 模型［88］Fig.55 GL-10 CAD models in different flight modes［88］

除了軍事用途外，采用DEP 系統的傾轉機翼飛行器在城市交通領域展現了廣闊的應用前景［89］。2016 年，空客公司啟動了Vahana 項目，研制了Vahana 原型機作為下一代城市交通工具（見圖56［90］）。到2019 年，空客公司已經發展了第2 代Vahana 垂直起降飛行器，最快飛行速度可以達到170 km/h。相關技術的研究推動了采用分布式電推進系統的傾轉機翼飛行器的進一步發展。

圖56 Vahana 飛行器原型機［90］Fig.56 Vahana air vehicle prototype［90］

但是，傾轉機翼飛行器在直升機模式下需要的升力和固定翼模式下需要的推力相差較大，串列多個螺旋槳的傾轉機翼飛行器存在動力效率低的缺點。

2019 年，航空工業集團直升機研究所首先提出了多槳傾轉機翼飛行器并在第五屆中國天津國際直升機博覽會展出縮比模型（見圖57［91］）。該構型飛行器在前后機翼前緣布置多組升力旋翼與動力螺旋槳。垂直起降時，機翼保持豎直狀態，升力由旋翼、動力螺旋槳共同提供，可以減小旋翼載荷，降低旋翼誘導速度，減小旋翼尾流的干擾。高速巡航時，旋翼收起，由螺旋槳提供前飛推力，有效提高巡航時的動力效率。

圖57 多槳傾轉機翼飛行器［91］Fig.57 Multi-rotor tilt wing aircraft［91］

本研究團隊［91］面向多槳傾轉機翼研發需求，針對已有100 kg 級多槳傾轉機翼無人機（見圖58［91］）開展了總體布局研究，建立了適用于多槳傾轉機翼無人機全飛行剖面的非線性飛行動力學模型，探究了垂直起降模式與固定翼模式下的操穩特性，著重對垂直起降模式開展了控制方法研究與控制律設計驗證。研究結果表明：垂直起降模式不穩定，縱橫向耦合嚴重且具有獨特的橫航向運動模態；固定翼模式下多槳傾轉機翼無人機縱向靜穩定性與固定翼飛行器相似，隨重心位置變化劇烈。以前重心位置線性模型為對象設計的垂直起降過程中的前飛速度控制邏輯如圖59［91］所示，對應俯仰角階躍仿真操縱信號和前向速度階躍仿真操縱信號分別如圖60［91］、圖61［91］所示，姿態和速度控制回路的仿真結果表明了良好的控制效果。

圖58 多槳傾轉機翼無人機［91］Fig.58 Multi-rotor tilt wing UAV［91］

圖59 前飛速度控制邏輯［91］Fig.59 Forward flight speed control logic［91］

圖60 俯仰角階躍仿真操縱信號［91］Fig.60 Step simulation control signal of pitch angle［91］

圖61 前飛速度階躍仿真操縱信號［91］Fig.61 Step simulation control signal of forward speed［91］

與傾轉旋翼飛行器相比，傾轉機翼飛行器機翼弦長與旋翼槳盤始終保持垂直，減緩了旋翼下洗對機翼的沖擊作用。同時，采用電推進技術可以有效降低結構重量和復雜度并減小噪聲。隨著電推進技術的日益成熟，多槳傾轉機翼電驅動飛行器將是新構型高速旋翼飛行器發展的重要方向之一［92］。但是，傾轉機翼飛行器面臨著機翼/旋翼氣動彈性耦合特性分析［93］、過渡模式動力學建模［94］等關鍵技術難題，亟需開展過渡模式下氣動彈性、氣動性能、操穩特性等［95-96］相關研究。

2.3 動力裝置變體

除頭部與機翼外，針對飛行器動力裝置的變體技術也得到了研究者的關注。

F-35B 通過如圖62［97］所示的升力風扇技術，改變尾噴管的方向并在機身、機翼分別增加升力風扇和姿態控制噴管實現垂直起降和短距離滑跑起飛。F-35B 為正常式氣動布局，渦扇的安裝并未使其氣動布局產生大的變化，只是使得飛機的結構重量增加，座艙后部機身空間被占用。飛機在正常模式飛行時阻力系數增大，升阻比略微減小。

圖62 升力風扇技術［97］Fig.62 Lift fan technology［97］

目前的變體技術以實現飛行器的大空域、寬速域飛行為目的，利用機翼變體能有效確保飛行器具有最佳氣動性能。但是，在不同飛行環境尤其在寬速域下發動機匹配技術同樣是阻礙變體技術發展的關鍵問題。作為重要的氣流調節部件，進氣道的效率直接影響發動機的性能。傳統的定幾何外形進氣道在設計狀態下具有良好性能但并不能滿足寬速域下的多種進氣需求。由此，眾多研究人員開展了大量有關可變幾何外形進氣道的研究。

進氣道變體方案分為變幾何進氣道、柔性鼓包進氣道2 種。變幾何進氣道通過喉道面積、壓縮角度、中心錐位置等參數的調節和控制［98］實現進氣效率的改變，是目前常用的變體方案。

針對目前常見的渦輪基組合循環動力系統（Turbine Based Combined Cycle，TBCC），其變進氣道形式分為軸對稱式變幾何進氣道、二元式變幾何進氣道、內收縮式變幾何進氣道。軸對稱式變幾何進氣道通過中心錐的移動改變激波位置，實現進氣流量的動態調節。然而，常規的移動中心錐方案對應的工作馬赫數范圍仍然較小。為了拓寬軸對稱式進氣道的工作范圍，Weir 等［99］設計了一種變凹槽的軸對稱式可變進氣道，并在F-18B 上進行了飛行測試。變凹槽方案和喉部面積比和喉部位置隨中心錐位置變化曲線如圖63［99］所示，Rc為唇口半徑，xtran為中心錐平移距離，xt為唇口位置，At，untran為中心錐未移動前喉部面積，At為中心錐移動后的喉部面積。開槽的設計增大了進氣流量，可適應更寬速域，但是造成了略高的總壓損失。與之類似，滕健和袁化成［100］提出了一種帶凹腔的軸對稱式可變進氣道（見圖64［100］，σ為總壓恢復系數），實現了對進氣道外壓縮波系的調節達到激波封口，高馬赫數下總壓恢復系數高于傳統進氣道。針對低馬赫數時流場捕獲能力差的問題，Maru 等［101］提出了多級盤式軸對稱進氣道（Multi-row Disk Inlet，MRD），通過中心錐的收縮或者擴張控制非設計點的流量，在捕獲相同流量的情況下，總壓恢復系數相比傳統進氣道提高了10%（見圖65［101］，TPR 為出口總壓與環境壓力的比值，MCR 為無量綱化的質量流量）。針對軸對稱式進氣道，還有許多針對中心錐的設計方案［102］及變形調節規律的優化方法［98］。

圖63 變凹槽進氣道［99］Fig.63 Variable groove inlet［99］

圖64 凹腔進氣道方案［100］Fig.64 Concave inlet scheme［100］

圖65 MRD 進氣道［101］Fig.65 MRD inlet［101］

二元式變幾何進氣道主要通過唇口旋轉、伸縮、壓縮面轉動等策略實現進氣調節（見圖66［103］）。其中，轉動唇口式與伸縮唇口式通過減小總收縮比與內收縮比實現進氣道的自起動，之后通過增大總收縮比實現更多流量的捕獲［103］。相對來說，伸縮唇口式對氣動力/力矩影響更小，控制要求較低，但調節范圍有限。

圖66 二元式變進氣道方案［103］Fig.66 Binary variable inlet scheme［103］

相較于常規進氣道，內收縮式進氣道具有更強的流量捕獲能力，同時迎風阻力較小，適合高馬赫數飛行狀態。國內南京航空航天大學相關團隊提出了內乘波式進氣道并開展了一系列研究，通過進出口形狀調整實現流量調節。與典型進氣道相比，流量系數顯著提高，非設計狀態下流量系數都在0.91 以上［104］。

柔性鼓包進氣道技術通過機身上的三維鼓包實現對氣流的壓縮與導向，進而控制進氣流量，并且可以減小結構重量和空氣阻力、提高隱身性能［105］。隨著智能材料的發展，可以通過鼓包的自適應變形滿足不同飛行環境進氣需求。

進氣道的變體對飛行器氣動布局設計并不會產生很大影響，飛發一體化設計過程中對機身形狀調整較小，不會影響總體的氣動布局。進氣道變體技術通過不同形式的形狀調整實現發動機工作馬赫數范圍的拓寬。變體形式的選擇、設計主要依靠發動機類型及工作環境，并基于一體化設計、內外流匹配設計技術開展優化。隨著寬域飛行的需求日漸突出，自適應可變進氣道技術的研究和發展是必然趨勢。

2.4 組合變體

集群化、智能化是無人機發展的必然方向，協同集群編隊飛行可以有效提高無人機工作效率。為了進一步發揮無人機集群的飛行效能，逐漸發展出了組合式無人飛行器。

與單體飛行器相比，采用鏈翼技術的多體組合式飛行器在升阻比、巡航速度、巡航時間、巡航高度上均有顯著優勢［106］。針對組合變體無人機的研究主要集中于組合多體飛行器的研究。安朝等［107］對雙機組合式無人機系統（見圖67［107］）進行了配平和穩定性分析，提出了有效的控制增穩方案。杜萬閃等［108］對三體組合式飛行器（見圖68［108］）飛行過程中單體飛行器氣動性能的變化特性進行了分析并開展了增穩控制研究，為組合式飛行器長時間穩定飛行提供了解決方案。Wu 等［109］則開展了對接單體數量對組合式太陽能飛行器增效的影響研究，結果表明，單體數量的增加會使得飛行器增效降低。

圖67 雙體組合式無人機示意［107］Fig.67 Combined double aircraft［107］

圖68 三體組合式無人機示意［108］Fig.68 Combined triple-body aircraft［108］

針對目前組合變體最為常見的翼尖對接方式，在多個單體對接過程中，不可避免地會存在嚴重的氣動干擾問題。準確預測動態對接過程中飛行器集群尾流對氣動力/力矩的影響，并建立高效的操穩策略，是組合變體飛行器面臨的關鍵科學技術難題之一。針對這一問題，Zhou等［110］基于翼尖對接風洞試驗數據建立了快速、高效、非線性氣動參數響應模型，為空中對接過程控制方案設計提供了參考。從單體飛行器氣動布局設計出發解決動態變體過程中非穩態流動現象也是組合變體的研究趨勢。

飛行器通過組合變體可以兼顧單體飛行器和集群飛行器的優勢，同時具有長航時飛行、高抗風性能、多任務執行能力等特點，在軍用作戰/偵察無人機、太陽能無人機、物流配送無人機等領域發揮巨大應用價值［111］。但同時仍然面臨著集群協同策略、氣動彈性、非定常氣動干擾、增穩控制方案等方面的關鍵技術阻礙。隨著相關技術難點的攻關突破，組合變體飛行器是提高無人機多任務執行能力和飛行性能的極具潛力的解決方案，也是推動無人機智能化、集群化發展的強勁動力。

3 變體技術實現目的

第2 節中綜述了飛行器不同部位變體的研究進展，包括頭部變體、機翼變體、可變進氣道、組合變體等多種形式。不同變體形式能滿足飛行器不同的飛行任務及目的需求，如可變后掠機翼的應用可以實現飛機低速和高速飛行性能的提高，連續變彎度機翼可以有效提高低速飛行時的升力特性。按照變構型目的可以將變體飛行器分為單域最優變構型、多域融合變構型、一器多能變構型［112］。

單域最優變體飛行器通過飛行器變構型實現單一速域內飛行性能的提升。目前的研究熱點主要集中于民機增升、減阻、降噪領域。隨著綠色航空理念的提出及對民機經濟性要求的提高，發展民用飛機高升力系統先進技術是未來發展的重要方向和必然趨勢［113］。傳統的前緣襟翼、前緣縫翼、后緣襟翼等高升力系統往往存在結構固化、設計空間有限等問題，在增升、減阻、降噪等方面的提升空間有限。新興的智能柔性機翼通過局部自適應柔性變形實現增升、減阻、降噪、減重，已成為發展綠色航空的新思路。連續變彎度機翼等技術可以提升飛機低速起降性能和定速巡航性能，并降低飛機油耗，受到了人們廣泛關注和研究。

伴隨著飛行器大空域、寬速域飛行的需求日益凸顯，跨域融合變構型飛行器應運而生。通過變體技術擴大飛行包線是寬域高超聲速飛行器領域的前沿研究熱點。目前寬域高超聲速飛行器布局發展的主要思路包括渦波效應-乘波構型［114］、乘波-機翼構型［115-116］、變形/組合構型［117］三大類［118］。渦波效應-乘波構型以提高超聲速飛行過程的渦升力為出發點，并未考慮渦波效應在低速飛行時的影響；乘波-機翼構型通過融合乘波前體和寬速域翼型/機翼來兼顧亞/跨/超/高超聲速飛行性能。但是，固定布局的乘波-機翼構型飛行器無法滿足更寬速域內的氣動性能需求。考慮到變體技術提供了不同速域下獲得良好氣動特性的可行性，可變外形的乘波構型飛行器成為寬域高超聲速飛行器發展的前沿熱點。Dai 等［51，119-121］設計了可變后掠機翼的乘波構型飛行器，研究了不同速域飛行下的氣動特性，建立了動力學模型，提出了非線性模型預測控制器。研究結果表明，該構型可滿足寬速域飛行需求。Dai 等［51，119-121］的研究也為乘波構型飛行器與伸縮機翼、折疊機翼等變形方式結合的變體飛行器在寬速域下的氣動特性和操穩特性研究提供了參考價值。

此外，一方面，寬域高超聲速變構飛行器在高超聲速飛行過程中面臨復雜的力/熱環境，伴隨著嚴重的氣動加熱和阻力激增等問題。另一方面，變構過程各部件之間存在的氣動干擾會導致變構部位熱流沉積和氣動特性惡化，亟需建立寬域高超聲速變構飛行器高效主動流動控制方案。目前針對寬域高超聲速變構飛行器主動流動控制方案研究相對較少。Kanat 等［122］開展了協同射流控制方案在伸縮機翼上的應用，獲得了較好的飛行性能收益（見圖69［122］）。Lü 等［123］研究了一種可以實現發汗冷卻的柔性蒙皮結構。風洞試驗結果表明，該柔性蒙皮能夠承受極端熱力環境，可以應用于高速變體飛行器的熱防護。探索逆向射流［124］、迎風凹腔、等離子體激勵等傳統流動控制方案［125］對飛行器變構型過程時變效應和非穩態流動的控制效果，對于寬域高超聲速飛行器投入工程應用和型號研制具有實際價值。

圖69 協同射流方案在伸縮機翼上的應用［122］Fig.69 Application of collaborative jet scheme on telescopic wing［122］

一些多能變構型主要滿足某些特定任務的需求，例如通過傾轉機翼和渦輪風扇等實現飛行器的垂直起降，通過主要電磁來源部位的變體提高隱身能力等。此外，由于采用變前掠和折疊機翼等方案可以提高飛行器的機動性和操縱性能，目前已經發展了一系列大幅提高無人機棲息機動能力的變體方案［126］。

4 變體飛行器氣動布局設計關鍵技術難點

氣動布局設計是飛行器結構、控制方案設計的基礎，是總體設計的重要組成部分。變體飛行器需要實時改變局部或整體外形以適應多任務飛行性能要求，因此其氣動布局設計面臨諸多關鍵問題。針對傳統固定外形飛行器的常規設計方法已不再完全適用于變體飛行器的氣動布局設計過程。總結變體飛行器氣動布局設計過程中的關鍵技術難點、找尋解決方案是拓寬飛行包線、提高飛行性能和飛行品質的基礎。

4.1 氣動布局與總體需求協調設計技術

F-14 飛機逐漸退出歷史舞臺的原因主要在于，采用可變后掠機翼技術滿足飛行性能需求的同時加大了全機重量和維護成本。因此，開展任務需求分析并衡量變體技術帶來的氣動收益或性能增幅與可能付出的代價（尤其是重量的增大）之間的矛盾是變體設計的基礎。

首先，有必要開展任務需求分析判斷是否需要采用變體技術。Peters 等［127］基于統計學方法總結了變體飛行器適合的飛行任務，這也表明變體技術并非是滿足飛行器性能需求的最佳選擇。尋求高效、快速評估方法并建立基于任務場景的評估模型在設計前期至關重要［128］。

其次，應確定飛行階段并根據任務需求選擇變體方案，并針對各階段氣動性能需求進行協調設計。目前常規的變體飛行器氣動外形設計思路是：針對每個飛行階段性能需求確定固定外形，設置目標函數對各個飛行階段的機翼參數進行優化設計［129］。這種思路僅適用于可變后掠機翼、伸縮機翼、連續變彎度機翼等氣動布局形式并未發生較大變化的變體方案。以圖70 所示的本研究團隊設計的一種可變尾翼飛翼布局飛行器為例，其尾翼打開、關閉階段的性能需求不同，對應的技術指標也有所差別，氣動布局需要協調有尾翼和無尾翼的布局方案設計方法。

圖70 可變尾翼飛翼布局Fig.70 Variable tail flying wing layout

最后，變體方案設計還需要考慮飛行器的布局形式及其與其他分系統的協調。不同布局形式的飛行器往往傾向于采取不同類型的變體方案，如大展弦比飛行器通常采取伸縮機翼的變體形式。同時，變體機構將極大影響飛行器內部裝載空間與結構形式，如伸縮機翼變形機構會減少機翼內可用空間，因此設計變體機構時應當與其他分系統充分協調。

總的來說，變體氣動布局設計要時刻考慮總體需求，協調變體各個階段性能指標要求，同時兼顧其他分系統對布局形式的需求。

4.2 時變空氣動力學效應評估技術

對于某一變形狀態下變體飛行器的氣動特性計算評估與常規固定外形飛行器研究方法基本一致。國內外學者針對變形過程開展了大量定常計算，初步分析了變體飛行器隨變形狀態（如折疊角、后掠角等）和攻角等參數的氣動特性變化規律［130-133］。但是，變體飛行器在飛行過程中需要實現瞬態變形，尤其在大尺度變形過程中會產生嚴重的非定常氣動干擾問題。同時，變體過程中壓心、焦點、操縱面舵效的巨大變化會對操穩特性產生強烈影響。此外，飛行器變體過程的動態氣動力計算方法與傳統方法存在較大差別。因此，研究變體過程中的流動非定常效應評估技術是指導氣動布局設計、結構設計、控制系統設計和變體決策設計的基礎。

4.2.1 非定常效應評估與機制分析

目前，已經應用到變體飛行器氣動特性計算的方法主要有Theodorsen 理論、非定常渦格法（Unsteady Vortex Lattice Method，UVLM）、偶極子格網法（Doublet-Lattice Method，DLM）等。其中，Theodorsen 理論基于薄翼型理論，局限性較大，常用于大展弦比變展長機翼［134］的非定常氣動力建模。UVLM 基于連續方程對速度場進行求解，具有較高的求解效率，并且不需要離散空間，極大減輕了前處理的工作量，其求解效率高，在連續變彎度機翼［135］中應用較多。但是該方法沒有考慮黏性流動、前緣分離渦、尾渦的影響，計算精度較低。DLM 較好地兼顧了求解精度和計算效率，但DLM 的頻域特性使該方法多用于氣動彈性分析。該方法基于平面假設，在變彎度機翼等的應用上受限，在Z 型折疊機翼［136］、翼尖折疊機翼［137］上的應用較多。上述計算方法都具有較高的計算效率，可以用作氣動參數的快速評估，但在精度上均存在不足，亟需發展高分辨率數值計算方法。

得益于在計算精度上的優勢，基于計算流體力學（Computational Fluid Dynamic，CFD）的數值模擬技術已成為非定常氣動特性評估重要手段，常用于變體飛行器的流動機制研究。陳錢等［47，54，138］、Zeng 等［139］針對滑動蒙皮、變后掠過程中的流場遲滯效應、附加運動效應、固壁牽連效應進行了大量的CFD 數值模擬和風洞試驗。研究發現，變體過程的非定常效應會產生如圖30［54］所示的滯回環，變形規律和速率、變形位置、飛行狀態均會對滯回環的大小產生影響［140］。因此，開展變體過程中的氣動特性、操穩特性的影響規律研究對于氣動布局、控制律設計都有重要意義。目前，非定常效應產生的流動機制、變體過程動態氣動干擾效應和利用布局設計緩解非定常效應的研究較為缺乏。此外，非定常CFD 方法仍需進一步提高時間精度和計算效率，并解決網格生成速度與魯棒性等問題。

4.2.2 非線性、非定常氣動力建模

飛行器在存在流動分離等情況下會出現強非線性、非定常氣動效應。飛行器的大尺度變形和柔性變形會使得非線性效應更加顯著。發展適用于變體飛行器的動態非線性氣動力建模方法是開展氣動外形優化設計、氣動彈性分析的關鍵。上述基于線化理論的UVLM 等方法無法考慮強烈的非線性氣動效應，而直接采用大渦模擬或者分離渦模擬等CFD 數值方法會導致設計周期大幅提高。針對以上問題，已經發展了一系列具有一定適用性的基于非線性系統辨識理論的動態非線性氣動力降階模型（Reduced-Order Model，ROM），例如本征正交分解方法、諧波平衡法、神經網絡法，并已在結構未變形機翼的氣動彈性分析上取得大量應用［141-142］。

目前針對變體飛行器的動態非線性氣動力建模方法研究極少，這與變構型過程復雜的動力學特征有關。對于更加復雜的動力學特征，例如折疊機翼的大結構變形，上述基于非線性系統辨識方法的非定常氣動力降階模型可能存在欠學習現象［143］。

4.2.3 時變氣動參數快速高精度預測

上述用于快速評估的工程算法在計算精度上存在不足，而具有較高計算精度的CFD 數值模擬方法在針對變體飛行器尤其是大尺度變形的三維飛行器時，所需計算周期較長，不利于方案設計與評估。因此，為了縮短變體飛行器氣動布局設計周期，以及建立控制系統設計、多學科耦合設計的氣動數據基礎，需要探索建立快速、準確的動態氣動參數預測模型。

隨著人工智能的快速發展和廣泛應用，目前形成了一系列基于深度學習等方法的固定外形飛行器非定常氣動力預測模型。相對而言，變體飛行器涉及更多的輸入特征，變形過程中的非定常效應更加顯著，對模型的預測精度提出了更高的要求，模型更加復雜，建立難度更高。如何實現變體飛行器非定常氣動參數的實時高精度預測并且考慮變體運動過程中的強非線性、非定常效應是建立快速預測模型的關鍵。

目前，針對變體飛行器升力、阻力和力矩等參數的快速實時預測已有所研究。Zhao 等［55］針對三維折疊機翼常規布局飛行器，建立了一種多任務交叉神經網絡模型，在給定輸入的情況下可以在0.1 s 內獲得任意迎角和折疊角下飛行器的氣動參數，并且實現了較高的預測精度。不同攻角和折疊角下升力系數預測結果與CFD 數值模擬結果的對比如圖71［55］所示，MTC 為預測值，CFD 為數值模擬結果。此外，其還建立了針對二維撲翼非定常、非線性氣動參數的快速預測模型，同樣具有較高的計算精度和較快的計算速度［144］。

圖71 CFD 結果與預測結果對比［55］Fig.71 Comparison between CFD and predictive values［55］

隨著機器學習與人工智能技術的發展，基于數據驅動的動態氣動參數預測方法在精度與速度方面展現出顯著的優勢。但一方面，目前研究的預測模型大多數是針對升力、阻力、力矩的預測，針對機翼壓力分布、變體部位的氣動載荷快速預測模型甚少，建立可以實現更多參數實時預測的模型是未來發展方向之一；另一方面，現有針對變體飛行器的快速預測模型泛化能力不高，建立可以實現不同變體方式、不同飛行環境下的預測大模型也是發展的趨勢。

4.2.4 風洞試驗模型方案設計

風洞試驗同樣是開展變體飛行器氣動特性和操穩特性評估的重要手段。此外，風洞試驗數據也對變體飛行器穩態氣動力建模、時變空氣動力學建模的準確性驗證具有參考作用。與傳統固定外形飛行器相比，變體飛行器的風洞試驗模型方案設計存在以下難題。

一方面，風洞試驗過程中需要對變形過程中變體機構（如折疊機翼折疊轉軸處）氣動載荷進行測量評估。研究關鍵部位尺度效應對飛行器氣動特性的影響規律，進而建立合適的縮比準則體現變體部位的氣動干擾特征，是設計變體飛行器風洞試驗模型的重中之重。

另一方面，瞬態非定常氣動干擾效應的高分辨率評估始終是變體飛行器氣動特性分析面臨的嚴峻考驗。在風洞試驗方案設計過程中，試驗設備、測量方法的選取需要著重考慮變形處及變形過程中的動態氣動參數數據的收集。

此外，開展變體飛行器氣動伺服彈性系統的風洞試驗方案設計同樣是變體飛行器氣動布局設計過程中面臨的重大挑戰。這與現有的氣動伺服彈性技術的理論建模方法無法精準描述變體飛行器的動力學行為有關［145］。目前有關氣動伺服彈性系統風洞試驗較少［146］，變體飛行器的相關方案設計更是缺乏。

目前，一方面，針對變體飛行器某一變形狀態下氣動特性的風洞試驗研究相對成熟，其與固定外形飛行器風洞試驗方案設計方法區別不大。針對變形過程，尤其是連續變形過程的風洞試驗方案設計是目前研究的熱點。張楨鍇等［147］提出了系統化的可變彎度柔性后緣的設計框架，大幅度提高了柔性后緣的變形精度，可以推廣至機翼可變彎度飛行器風洞試驗模型、飛行試驗模型的設計中。另一方面，連續變形飛行器風洞試驗方案設計領域已經發展出了一些成熟的風洞試驗模型［148］、測量手段［149］，但在實現模型的光滑連續變形、建立合適的縮比準則等方面仍然需要尋求更合適、準確的實現方法。

4.3 氣動優化設計技術

與固定外形飛行器相比，變體飛行器的可變參數較多，還涉及連續變形問題，對傳統優化方法提出嚴峻挑戰。同時，飛行器在多種飛行狀態下的最佳外形難以通過試驗或數值計算等方法直接確定，有必要借助優化設計方法獲取不同工況下最優的外形方案。另一方面，由于不同任務階段飛行環境復雜多變，需要進行變體策略的優化設計，實現不同飛行階段氣動效率和操縱特性最優。

為了全面提升變體飛行器的性能指標、降低研制成本、縮短設計周期，分析三維參數化建模方法、氣動外形優化和變體策略優化過程中的技術難點并思考解決方案對于變體飛行器氣動優化設計具有指導意義。

4.3.1 參數化建模方法

針對常規固定外形飛行器的外形優化一般是確定基準外形后對剖面形狀或者機翼扭轉角進行小尺度范圍內的優化。平面形狀發生大尺度范圍變形（變展長、變后掠等）、多維度變形（局部鼓包等）的飛行器需要較大的變形自由度，對參數化建模方法提出了更高要求。

優化過程的參數化建模希望通過少量的變量表征較大的設計空間，以提高設計效率、降低設計成本。目前常用的三維參數化方法主要有：自由變形法（Free-Form Deformation，FFD）、從二維發展而來的三維類形狀轉化（Class Shape Transformation，CST）方法、基于計算機輔助設計（Computer Aided Design，CAD）的參數化建模方法。Panagiotou 等［150］針對翼尖折疊的飛翼布局飛行器，采用基于CAD 的參數化方法，以起降距離、爬升率、最大飛行速度、續航能力等氣動性能為優化目標，引入穩定性約束，開展外形優化并提高了氣動效率。Liu 等［132］采用FFD 方法對某一后掠角、弦長、相對厚度、彎度變化的機翼進行參數化建模，改善了多種流動狀態下的飛行性能。

針對大尺度變形的變體飛行器來說，三維CST 方法更適合總體輪廓或者剖面形狀的描述，并不適合復雜變形的模型描述。FFD 方法對飛行器外形的描述更加精細，理論上可以描述任意復雜程度的模型。但其局部控制能力有限，需要較多的控制點，使得設計優化問題維度極高，不利于優化設計［151］。基于CAD 的參數化方法可以提高建模效率，能用于復雜模型的參數化，但需要采取適用的網格變形技術便于生成高質量樣本集。

目前的參數化方法都在一定程度上簡化模型，不利于變體飛行器局部外形的精細化描述。此外，變體飛行器的參數化建模需要在變形部位處設置較多控制點，大幅提高設計維度，降低優化設計效率。

隨著變體飛行器變形方式日益復雜化、變形維度多維化、精度要求越來越高，迫切需要開發設計變量少、模型描述精度高、適合復雜網格變形的參數化方法［152］。

4.3.2 網格重構技術

在變體飛行器優化設計過程中，既存在大位移、大變形甚至變幾何拓撲問題，又涉及飛行器外形的精細化設計，對網格重構的效率、魯棒性、質量均提出了較高的要求。

目前，研究人員已開發出了多種網格重構方法用以解決結構化、非結構化網格的重構問題，如徑向基函數法、彈簧法、有限元方法、四元數方法、彈性體方法等。

但是，現有的網格重構技術在變體飛行器的應用仍存在嚴重不足。一方面，對于實際工程中復雜的三維外形、變體過程中幾何拓撲的劇烈變化，網格重構將帶來極大的計算量；另一方面，網格重構過程中相鄰時間步網格的差值將帶來一定的計算誤差，而針對變體過程的研究需要開展多個周期的非定常計算，其中將產生無法忽略的累積誤差。因此，亟需發展針對變體飛行器的兼顧計算效率與時間精度的網格重構方法。

近年來，自適應網格技術領域的研究進展使得笛卡爾網格重新進入了研究者視野，為變體飛行器網格重構提供了新的思路。Liu 等［153］放寬了對笛卡爾網格的正交性要求，允許網格在y方向扭轉，使其能更好地與研究對象所采用的折疊機翼變體方式相適應，顯著提高了計算效率。笛卡爾網格的主要缺陷在于其難以對流動黏性進行捕捉，王榮和白鵬［154］采用的投影網格生成方法為這一問題的解決提供了思路。笛卡爾網格重構效率高，具有良好的自適應特點，隨著CFD 和計算技術發展，其缺陷將逐步得到克服，有希望廣泛應用于多維度變體飛行器網格重構領域。

4.3.3 氣動外形優化設計

開展變體飛行器氣動外形優化設計是提高飛行性能的重要技術途徑。相較于固定外形飛行器，變體飛行器設計變量更多，同時需要考慮設置更加符合工程實際意義的約束條件和目標函數。

變體飛行器運動機構帶來的重量上的提升會對燃油效率和巡航效率產生不利影響，許多變體飛行器的外形優化會考慮將重量作為約束條件或優化目標。如Roth 和Crossley［155］針對機翼變體常規布局飛行器，以降低起飛總重為優化目標，對其任務剖面不同階段的機翼面積、展弦比、后掠角、相對厚度進行了優化設計，結果使起飛重量降低了8%。常見的氣動性能優化目標主要是升阻比最大［156］、阻力最小［157］，這并不足以描述變體飛行器多任務飛行過程中多性能指標影響下的實際工程優化設計需求。因此，建立具有實際意義的多目標、多約束優化設計方法是一個重要發展方向。

目前，針對變體飛行器的氣動外形優化設計多集中在前后緣可變彎度機翼的優化設計［158-159］，這是由于連續變彎度機翼主要針對剖面形狀進行變形，與固定外形飛行器的氣動外形優化方法差別不大，相對容易進行。另外，相關變體飛行器氣動外形優化設計均采用了較為成熟的優化算法，取得了一定的優化效果，但絕大多數優化對象采用按任務階段劃分的非連續變形的變體方式，不能充分挖掘變體飛行器的氣動性能。針對連續大尺度、多維度變形的變體飛行器開展氣動外形優化設計需要考慮動態變構型過程中的非穩態流動特征、氣動特性時變效應，以提高全任務剖面的氣動性能增益。

隨著人工智能技術在自然語言等領域的顛覆性應用，其在飛行器設計領域表現了潛在應用價值。伴隨著未來飛行器設計技術呈現快速突破、加速融合和群體躍進的趨勢，引入智能思維進而縮短設計周期是變體飛行器氣動布局設計發展的必然趨勢。目前基于人工智能最為常見的思路是建立氣動參數智能預測模型并將其作為代理模型，構筑升力、阻力等氣動特性與飛行器外形參數之間的高精度映射，滿足氣動力快速評估需求。與傳統的Kriging 代理模型相比，氣動參數智能預測模型已經實現了較高的擬合精度和預測精度［55］。基于智能預測模型開展氣動外形優化設計可以實現布局方案的快速迭代，具有優化效果和設計效率層面的獨特優勢［160］。

近年來，生成式人工智能模型正成為數字化、智能化的新型技術基座。與判別式模型相比，生成式模型可以直接建立輸入數據與輸出數據之間的聯合分布，在圖像和視覺計算、信息安全等領域已取得了廣泛應用。生成式模型具有“自主性”特征，為飛行器自演進、智能化設計與優化提供可能性，為先進變體氣動布局設計提供新思路，可以大幅縮短概念方案設計時間。基于生成式模型可以開展面向高維約束下飛行器多目標變體氣動布局優化設計，實現變體飛行器氣動外形的快速迭代，滿足多樣化性能需求。并且，生成式模型可以通過生成偽樣本實現小樣本數量下的高預測精度，有利于減小設計成本。目前大量研究者已建立了一系列針對飛行器性能預測的強魯棒生成式模型，極大提高了預測精度和效率。如Wang 等［161］基于條件生成式對抗網絡（Conditional Generative Adversarial Networks，CGAN）實現了對翼型壓力系數的高進度預測。進一步，基于生成式模型建立未來新質新域飛行器氣動智能設計體系，對于創新發展融合智能模型的飛行器設計范式，提高飛行性能具有重要意義。

此外，基于人工智能的氣動優化設計技術的一個重要發展方向就是物理模型約束與人工智能模型的結合，以提高模型對物理信息的識別能力和訓練集外狀態的預測精度。針對流場預測已經發展了添加Navier-Stokes 流動控制方程的機器學習模型［162-163］。Li 等［164］則在二維翼型外形優化設計中添加了幾何約束，通過遷移學習策略開展機翼優化，實現了良好的預測精度。對于變體飛行器的優化設計，通過添加物理模型約束滿足變形物理規律，可以有效提高模型預測精度、可解釋性。而添加何種物理約束體現變體的物理特征則是物理模型與機器學習結合的關鍵難點。

4.3.4 變體策略優化設計

在復雜環境多任務飛行過程中，有必要設計變體飛行器沿飛行軌跡的變形規律。指定的變形策略需要滿足每個飛行階段性能需求并且使得氣動外形最優。在給定任務軌跡的條件下，傳統的變形決策需要耗費大量時間且效率低，需要開展變體策略優化設計以縮短規劃周期。變形規律的設計可視為針對不同任務的多目標優化問題，可采用目前已發展成熟的多種優化方法。如Chen 等［165］采用多保真度Kriging 代理模型設計了機翼位置與后掠角的變形策略。遺傳算法及其改進方法也在變翼型、可變后掠機翼、折疊機翼等多種變體策略設計中得到了廣泛應用［166-168］。此外，廣大研究者開展了大量基于智能賦能的自適應變體策略研究，為變體決策設計提供了新的思路［169-170］。

優化方法在變體策略規劃中呈現出了顯著的效率優勢，但現有研究采用的變體飛行器模型與變形方式均較為簡單，并且基于離散變形而并非連續變形的方式進行規劃，在實際工程應用中具有局限性。此外，變體飛行器的優化目標數量顯著增加，設計空間也極大擴展，對優化方法的效率與精度提出了更高的要求。

4.4 多學科耦合一體化設計技術

集成和耦合是變體技術的主要特點。變體飛行器的氣動布局設計涉及氣動、結構、防熱、飛行控制、材料、隱身等多學科復雜耦合問題，其飛行性能是不同學科、不同目標之間相互影響、協同制約的綜合結果。歸納和建立變體飛行器多學科的交叉耦合機制，從總體綜合性能提高的角度指導氣動布局設計，開展多學科優化設計（Multidisciplinary Design Optimization，MDO），尋求系統最優解，對于提高飛行器氣動效率和操縱效能具有重要作用。

飛行器的設計與結構密不可分，飛行過程中氣動力、彈性力、慣性力的耦合有可能導致操縱反效、變形發散、顫振、抖振等問題，需要開展氣動彈性設計或者氣動伺服彈性設計。分析變體過程中的結構運動和彈性變形的耦合需要進一步考慮結構動力學的影響（動力學建模的關鍵難點和研究進展可參考文獻［171］）。如Samareh等［172］開發了氣動/結構/動力學一體化設計方法，可應用于伸縮機翼、滑動蒙皮機翼和折疊機翼的設計分析。

此外，變體飛行器的變形會導致結構和氣動上的非線性效應，大多數關于變形機翼的氣動彈性研究均是線性的，對非線性效應的研究集中在結構非線性上，而針對動態非線性氣動力建模的研究較少［173］，其中的關鍵難點在4.2.2 節中有所介紹。目前，考慮動態線性氣動力的參數化氣動彈性建模方法已經取得了一定進展［174-175］，但強非線性氣動伺服彈性力學對飛行器氣動性能和操縱特性的影響規律仍有待進一步研究。此外，在氣動/結構/動力學耦合研究中，大多數研究都采用機翼模型，鮮有考慮整機的氣動彈性設計分析。

變體飛行器的飛行包線與常規飛行包線一致，同樣存在氣動邊界、推力邊界、結構邊界和氣動熱邊界（見圖72）。飛行速度和高度的提高使飛行器面臨復雜的力/熱載荷。同時，對于高超聲速飛行器來說，在高速飛行過程中表面嚴重的氣動加熱現象始終是一個不可逃避的問題。變體飛行器變體部位的局部熱流沉積以及實現變體應用的柔性材料會使得熱防護問題更加突出。面向復雜環境下變體飛行器熱防護需求，探索熱力學場、氣動力學場、結構力學場之間的多物理場耦合規律，有利于提高飛行性能、減輕結構重量，是變體技術投入工程應用的基礎。李銘琦［176］基于熱-流-固耦合理論考慮了滑動蒙皮變形過程中非定常氣動力的影響，優化后的結構質量減輕了12%。此外，流場/結構場/熱力場耦合發展而來的氣動熱彈性分析方法對于飛行器顫振特性的研究具有重要工程意義。任浩源等［177］針對極端高溫環境和時變氣動載荷環境下的折疊舵面，構建了綜合考慮溫度、載荷和摩擦特性等因素的折疊機構力學模型，并基于三維活塞理論建立了氣動力模型，有效預測了飛行器舵面顫振特性。需要注意到的是，針對變體飛行器的氣動熱彈性分析、氣動伺服彈性分析同樣需要計入結構的動力學特征行為，并發展基于CFD 的氣動力和氣動熱降階模型來提高計算效率。武宇飛等［178］針對類乘波體變體飛行器提出了氣動力熱非層次多模型融合降階方法，并用于滑翔跨域飛行的變體方案設計中。

圖72 變體飛行器飛行包線邊界Fig.72 Flight envelope boundary of variant aircraft

隨著飛行器通用性的要求日益提高，變體飛行器需要通過構型的改變滿足快速飛行、高隱身、低噪等一系列要求，單一學科的傳統設計方法已無法滿足變體飛行器氣動布局設計的需要。目前，大多數的多學科耦合研究都是針對氣動、結構和動力學的耦合設計，并且多數是松耦合形式，存在計算精度上的缺陷。需要建立起涉及氣動、電磁、結構、控制、材料、熱力學、噪聲等多學科的集成交叉強耦合設計方法，以此指導飛行器在全任務剖面的變體方案設計。

5 結論

變體技術是協調飛行包線內不同任務場景下飛行性能需求的新概念技術，具有廣闊的研究前景和工程應用價值。了解變體具體形式以及發展歷程，梳理變體飛行器氣動布局設計過程關鍵技術難點對于其發展具有指導意義。

本文以未來多用途變體飛行器發展為背景，總結了變體技術發展的2 個階段，并詳細綜述了不同部位變體技術的發展歷程與現狀，探討了在不同布局構型上的應用和性能增益，總結了變體技術的實現目的。得出了以下結論：

1）變體技術的發展歷程可大致劃分為簡單機械變形、多維度柔性變形2 個階段，目前發展階段主要是基于智能結構和智能材料實現機翼的多維度柔性變形，以及探索滿足不同性能需求的新型變體方式。

2）以變形部位為依據，變體技術主要包括頭部變體、機翼變體、動力裝置變體、組合變體4 種。其中，頭部變體技術主要用于實現飛行器的快速機動，提高導彈打擊能力、攔截能力。進氣道變體技術能夠解決高低速飛行時的進氣需求矛盾，是發展寬速域、大空域飛行器的關鍵技術。組合變體技術可以發揮無人機集群的作戰效能，兼顧機動能力和長航時飛行能力。

3）作為關鍵氣動部件，機翼的變體形式得到了最為廣泛的關注。現有的機翼變形方式主要包括可變后掠機翼、可變前掠機翼、折疊機翼、伸縮機翼、斜置機翼、連續變彎度機翼、傾轉機翼等。機翼變體具有高氣動收益、良好的氣動和操穩特性，在多種布局構型上均有應用并且有集中應用于飛翼布局的趨勢。多種形式的機翼變體方案有助于滿足飛行器寬速域、大空域、多任務的設計需求，但仍需克服氣動彈性、非定常動態氣動干擾等關鍵問題。

4）以變體技術實現目的為分類依據，單域最優變構型通過變體大幅提高單一速域內的飛行性能；多域融合變構型可以滿足寬域飛行需求，提高寬域內的氣動性能；一器多能變構型可以有效提高飛行器通用性和任務適應性。

與固定外形飛行器相比，飛行器的變體使常規氣動布局設計方法面臨新的挑戰。本文梳理了氣動布局與總體需求協調設計、時變空氣動力學效應評估、氣動優化設計、多學科耦合一體化設計等關鍵技術難點，綜述了目前研究進展，并探討了未來的研究方向：

1）時變空氣動力學效應評估技術。動態氣動效應評估是變體飛行器外形設計的基礎，飛行器的變體降低了傳統計算方法的效率并導致了氣動力非線性效應及局部氣動干擾問題。目前亟需建立時變非線性氣動力模型、高精度實時快速評估方法，并且針對變體飛行器建立適用的風洞試驗模型和測量方案，為其氣動外形設計提供依據并縮短設計周期。

2）氣動優化設計技術。與固定外形飛行器相比，變體飛行器的大尺度變形對參數化建模方法、網格重構技術提出了更高的要求。實現針對變體飛行器大尺度、多維度變形的高維多目標優化設計對于氣動特性和操穩特性的提高有著重要作用。

3）多學科交叉耦合一體化設計。變體技術是耦合多個學科的集成技術，一方面，需要滿足控制、隱身等其他學科性能需求；另一方面，需要考慮氣動彈性/氣動伺服彈性等對飛行性能的影響，此外還需結合表面連續光滑變形對材料的要求。單一學科的設計方法無法滿足變體設計需求，亟需建立涉及氣動、結構、電磁、材料等多個學科交叉強耦合的一體化設計方法，指導變體飛行器的氣動布局方案設計。