變體飛行器的氣動與多學(xué)科設(shè)計(jì)需求

摘 要：變體飛行器可以通過局部或整體變形來改變飛行器的外部形狀，實(shí)時適應(yīng)多種任務(wù)需求，在多種飛行環(huán)境下保持氣動性能最優(yōu)，已經(jīng)成為21世紀(jì)航空航天領(lǐng)域的前沿研究熱點(diǎn)。本文首先梳理了變體飛行器的氣動與總體設(shè)計(jì)、結(jié)構(gòu)、控制、噪聲、隱身之間的聯(lián)系，然后針對變體飛行器氣動設(shè)計(jì)面臨的任務(wù)需求，闡述了增升減阻、穩(wěn)定性和操縱性、降低氣動噪聲以及增強(qiáng)飛行器隱身性等氣動與多學(xué)科設(shè)計(jì)對不同變形方式的需求，最后對變體飛行器關(guān)鍵技術(shù)和未來發(fā)展方向進(jìn)行了展望，為變體飛行器氣動與多學(xué)科設(shè)計(jì)的發(fā)展提供參考。

關(guān)鍵詞：變體飛行器； 氣動設(shè)計(jì)； 增升減阻； 穩(wěn)定性和操縱性； 降低氣動噪聲； 增強(qiáng)飛行器隱身性

中圖分類號：V211 文獻(xiàn)標(biāo)識碼：A DOI：10.19452/j.issn1007-5453.2024.05.002

基金項(xiàng)目： 陜西省自然科學(xué)基金（2023-JC-ZD-01）

當(dāng)前，民用和軍事領(lǐng)域都對飛行器提出了更高的要求，要求新一代飛行器能夠在變化很大的飛行環(huán)境（高度、馬赫數(shù)）下和在執(zhí)行多種任務(wù)（如起降、巡航、機(jī)動、盤旋、攻擊等）時始終保持良好性能。傳統(tǒng)飛行器通常是采用定點(diǎn)設(shè)計(jì)優(yōu)化，僅能夠在設(shè)計(jì)點(diǎn)附近保持高性能，超出設(shè)計(jì)點(diǎn)后飛行性能可能會急劇下降，不能滿足越來越多樣化的飛行需要[1-2]。因此，變體飛行器這一概念應(yīng)運(yùn)而生。變體飛行器是指采用智能材料或結(jié)構(gòu)，通過局部或整體的外形參數(shù)改變，主動、自適應(yīng)、連續(xù)變化外形，使飛行器產(chǎn)生更優(yōu)的氣動及操縱性能，使飛行軌跡、高度和速度等機(jī)動多變，提高對環(huán)境和任務(wù)的適應(yīng)能力，并對多種飛行環(huán)境保持性能最優(yōu)的飛行器[3-4]。以機(jī)翼平面為基準(zhǔn)，變體飛行器的變形方式可以分為面內(nèi)變形、面外變形和翼型變形三類，如圖1[5-6]所示。

變體飛行器設(shè)計(jì)是多學(xué)科交叉耦合的系統(tǒng)工程，面臨總體、氣動、結(jié)構(gòu)、控制等諸多關(guān)鍵技術(shù)問題。其中，提升氣動性能是變體飛行器發(fā)展的首要目標(biāo)之一。因此，本文針對以氣動為核心的變體飛行器多學(xué)科設(shè)計(jì)要求，詳細(xì)闡述了在面對不同氣動與多學(xué)科設(shè)計(jì)要求時對變體飛行器變形形式的需求（見表1），探討了制約變體飛行器發(fā)展的關(guān)鍵技術(shù)，并對未來的發(fā)展方向進(jìn)行了展望。

1 變體飛行器氣動設(shè)計(jì)需求

相較于傳統(tǒng)的固定翼飛行器，變體飛行器在氣動設(shè)計(jì)上的考量更為復(fù)雜。不僅涵蓋了總體設(shè)計(jì)的協(xié)同效應(yīng)，還包括了氣動布局對結(jié)構(gòu)變形及耐久性的直接影響，以及氣動特性和飛行控制系統(tǒng)的高度整合。此外，還必須顧及氣動噪聲的抑制措施以滿足環(huán)境友好性要求，并且在現(xiàn)代航空領(lǐng)域中，氣動設(shè)計(jì)更需兼顧飛行器的隱身特性。因此，變體飛行器的氣動設(shè)計(jì)面臨多學(xué)科、多變量、多約束難題。

1.1 氣動與總體設(shè)計(jì)相協(xié)調(diào)

變體飛行器需要兼顧多種飛行工況的最優(yōu)氣動性能，所以在氣動與總體設(shè)計(jì)上與其他傳統(tǒng)飛行器存在較大差別。變體飛行器氣動設(shè)計(jì)需要解決巡航狀態(tài)下翼型設(shè)計(jì)和機(jī)翼平面形狀的氣動優(yōu)化和兼顧不同工況下通過變形達(dá)到氣動性能最優(yōu)的問題。而總體設(shè)計(jì)的任務(wù)則是承擔(dān)根據(jù)多元任務(wù)需求，系統(tǒng)整合不同變形形態(tài)下氣動與其他關(guān)鍵學(xué)科領(lǐng)域之間的協(xié)同問題。因此，變形形式的選擇直接關(guān)系到飛行器設(shè)計(jì)的成功與否[7]。洛克希德-馬丁公司通過變形飛機(jī)結(jié)構(gòu)（MAS）項(xiàng)目開發(fā)了一種折疊翼變體飛行器方案[8]，如圖2所示。該飛行器可以根據(jù)需要從偵察機(jī)迅速變?yōu)檗Z炸機(jī)。在不同飛行需求下變化機(jī)翼平面形狀，機(jī)翼全部展開有利于起飛或巡航，機(jī)翼全部收縮有利于高速或機(jī)動飛行。與折疊狀態(tài)相比，機(jī)翼展開狀態(tài)的升阻比增加了52%，提升了飛行器的低速和高速性能[9]。但是，由于當(dāng)時對折疊機(jī)翼變形形式的研究尚不成熟，導(dǎo)致該項(xiàng)目研究工作失敗。因此，在進(jìn)行變體飛行器的氣動設(shè)計(jì)過程中，必須將氣動設(shè)計(jì)與總體設(shè)計(jì)緊密結(jié)合考慮[10]。

1.2 氣動與結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)相制約

變體飛行器的氣動設(shè)計(jì)需要考慮到變形結(jié)構(gòu)的可實(shí)現(xiàn)性。變體飛行器機(jī)翼相比常規(guī)飛行器機(jī)翼，內(nèi)部有更為復(fù)雜的運(yùn)動機(jī)構(gòu)和附加組件。一方面，要考慮機(jī)翼在變形前后的完整性對整體氣動外形的影響程度，確保變形過程不會破壞氣動性能；另一方面，變體結(jié)構(gòu)所帶來的額外重量（質(zhì)量）不可避免，這無疑會增大飛機(jī)整體重量，從而引發(fā)重量增加與氣動收益之間的矛盾。具體而言，即新增加的結(jié)構(gòu)部件重量必須與其所實(shí)現(xiàn)的氣動性能提升相權(quán)衡，以在滿足變形功能需求的同時，最大限度地保持飛行器的氣動性能。

Alulema[11]研究了一種變展長機(jī)翼對小型無人機(jī)的氣動性能影響，如圖3所示。研究結(jié)果顯示，機(jī)翼變展長可以提高無人機(jī)的氣動性能。然而，由于增加了作動系統(tǒng)和翼盒結(jié)構(gòu)的部件和機(jī)構(gòu)，無人機(jī)總重量增加，導(dǎo)致飛行器變形帶來的氣動收益被抵消。

1.3 氣動與控制設(shè)計(jì)相匹配

變體飛行器的氣動設(shè)計(jì)對飛行器的穩(wěn)定性和操縱性至關(guān)重要。理想的操縱性意味著飛行員可以高效、準(zhǔn)確且輕松地駕馭變體飛行器，實(shí)現(xiàn)對機(jī)體形態(tài)的精準(zhǔn)調(diào)控。而卓越的穩(wěn)定性則保證了飛行器在變形過程中以及各種飛行狀態(tài)下都能夠保持良好的可控性和安全性，從而確保飛行器無論是在巡航狀態(tài)還是在變換外形時，都能維持最優(yōu)的氣動性能，進(jìn)而大幅提升整體飛行安全水平與任務(wù)完成效率。

研究發(fā)現(xiàn)，變體飛行器外形的改變尤其是大變形會引起重心位置、轉(zhuǎn)動慣量、機(jī)翼面積和展長等物理參數(shù)的變化，這些參數(shù)的變化會導(dǎo)致氣動力與力矩等氣動參數(shù)產(chǎn)生較大變化，進(jìn)而引起變體飛行器的動態(tài)特性發(fā)生改變。機(jī)翼翼展的增加會導(dǎo)致滾轉(zhuǎn)慣性的增加，降低飛行器的滾轉(zhuǎn)控制，當(dāng)翼尖垂直位移占機(jī)翼展長比例大于30%時，飛行器不穩(wěn)定性的安全裕度會降低[12]。蘇曉東[13]設(shè)計(jì)了一種U形變體無人機(jī)，如圖4所示。在改變氣動外形后，變體無人機(jī)的氣動焦點(diǎn)前移了7.5%，靜穩(wěn)定裕度從-5%變?yōu)?.3%，即飛行器由縱向靜穩(wěn)定變?yōu)殪o不穩(wěn)定。

1.4 氣動與降噪設(shè)計(jì)綜合平衡

降低氣動噪聲在現(xiàn)代客機(jī)氣動設(shè)計(jì)過程中的地位逐漸提升。未來空中交通規(guī)模不斷擴(kuò)大，機(jī)場周圍和空中交通路線沿線的人口密度不斷增加，將給機(jī)場周邊噪聲控制帶來巨大挑戰(zhàn)[14]。隨著大涵道比渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)的使用，加上消聲短艙、V形花瓣噴嘴等發(fā)動機(jī)降噪方法的應(yīng)用，傳統(tǒng)增升裝置前緣縫翼產(chǎn)生的機(jī)體氣動噪聲已成為主要的噪聲聲源[15-16]。變體飛行器的連續(xù)變彎度機(jī)翼可以替代傳統(tǒng)增升裝置，消除縫翼和襟翼，表面光滑變形可以有效降低氣動噪聲。波音公司開展過光滑變后緣的風(fēng)洞試驗(yàn)，試驗(yàn)速度范圍從Ma 0.2到Ma 2。風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果顯示，在Ma 0.7到Ma 0.9時，連續(xù)變后緣彎度機(jī)翼阻力系數(shù)相較于傳統(tǒng)加裝增升裝置的機(jī)翼最大降低了18%。然而在Ma 2時，其阻力系數(shù)反而增大了13% [17]。這意味著采用光滑變后緣技術(shù)雖然能夠在一定程度上通過平滑變形來有效抑制氣動噪聲，但是這一特性也可能限制飛行器無法在所有飛行條件下均實(shí)現(xiàn)氣動性能的全局最優(yōu)。因此，如何在確保飛行器維持優(yōu)異氣動性能的同時，又能有效地降低氣動噪聲，成為一個亟待解決的關(guān)鍵問題。

1.5 氣動與隱身設(shè)計(jì)折中平衡

近年來，飛行器防御技術(shù)受到各主要軍事大國重視，部分國家已經(jīng)逐步建立起對飛行器具有攔截能力的防空反導(dǎo)體系，并已驗(yàn)證了攔截能力。因此，軍用飛行器氣動設(shè)計(jì)必須著眼于現(xiàn)在及未來潛在的攔截威脅，采取必要的技術(shù)措施盡可能地提升其突防能力。而隱身技術(shù)是其中一項(xiàng)極為重要且效果顯著的技術(shù)手段[18]。在飛行器氣動設(shè)計(jì)中，機(jī)身的截面形狀通常被設(shè)計(jì)成接近于圓形，其浸潤面積最小，降低了飛行器的飛行阻力。但是，圓形的機(jī)身截面不利于雷達(dá)隱身。圓形的機(jī)身剖面導(dǎo)致電磁波無論從哪個方向照射，雷達(dá)散射截面都比較大。如圖5所示，美國的F-117A戰(zhàn)機(jī)為了減小雷達(dá)截面積（RCS），飛機(jī)外形完全由平面構(gòu)成。不光滑的飛機(jī)表面帶來了機(jī)動性很差、飛行速度慢、巡航半徑小等缺點(diǎn)。變體飛行器需要在飛行過程中改變外形，而外形的改變是否會降低隱身性是一個待研究的問題。

2 不同氣動設(shè)計(jì)需求下對變形形式的選擇

飛行器的技術(shù)指標(biāo)是以飛行器任務(wù)需求為出發(fā)點(diǎn)，不同種類的飛行器因?yàn)閳?zhí)行的任務(wù)各異，對飛行器的氣動性能需求也不同。變體飛行器不同的變形方式對于飛行器氣動性能的影響規(guī)律不同，帶來的氣動收益也存在差異。如何為變體飛行器選擇合理的變形形式以滿足不同的氣動與多學(xué)科設(shè)計(jì)需求是變體飛行器研究的一個基礎(chǔ)問題。

對于現(xiàn)代民用航空領(lǐng)域來說，經(jīng)濟(jì)性和安全性無疑是客機(jī)設(shè)計(jì)中首要關(guān)注的核心要素。而客機(jī)的燃油消耗主要在巡航階段。如何在確保飛行穩(wěn)定性的前提下有效地降低燃油消耗是一項(xiàng)艱巨的任務(wù)。此外，21世紀(jì)航空市場對噪聲限制標(biāo)準(zhǔn)的日益嚴(yán)苛，對變形形式的選擇首要目標(biāo)之一便是提高巡航階段升阻比和降低起降過程中的噪聲水平。對于戰(zhàn)斗機(jī)，其氣動設(shè)計(jì)不僅要滿足飛行器的升阻性能，而且要兼顧在復(fù)雜戰(zhàn)斗環(huán)境中所需的快速、靈活、敏捷的機(jī)動能力，同時還要具備高隱身性以應(yīng)對復(fù)雜的戰(zhàn)斗環(huán)境和作戰(zhàn)能力。因此，對于變形形式的需求主要是提升操縱性和隱身性。大型高空偵察無人機(jī)對于變形形式的需求則側(cè)重在長時間巡航過程中維持較高的升阻比和較低的能量損耗，從而確保續(xù)航能力。而小型無人機(jī)更加注重飛行過程中的控制性，對于變形形式的需求是可以提高巡航升阻比和操縱性。寬速域高超聲速飛行器對于變形形式的選擇是既能保證在高超聲速巡航階段保持優(yōu)異的氣動性能，又要充分考慮低速起飛和爬升階段的適應(yīng)性，力求在不同速度區(qū)間內(nèi)實(shí)現(xiàn)整體性能的最大化。

2.1 增升減阻對于變形形式的需求

增升和減阻是氣動設(shè)計(jì)的兩個首要目標(biāo)。它們互相影響并共同決定了飛行器的氣動性能。增升和減阻可以通過多種方式來實(shí)現(xiàn)。它們之間存在一定的權(quán)衡關(guān)系。一些增升措施可能會在一定程度上加劇飛行器的阻力；而一些減阻措施可能會降低飛行器的升力。因此，在進(jìn)行氣動設(shè)計(jì)時，關(guān)鍵在于全面權(quán)衡和協(xié)同考慮升力增強(qiáng)與阻力減少的各項(xiàng)要素，從而選出最為理想的氣動設(shè)計(jì)方案。

對于變體飛行器，可以實(shí)現(xiàn)增升減阻需求的變形方式主要包括變展長機(jī)翼、變弦長機(jī)翼、伸縮機(jī)翼、翻轉(zhuǎn)機(jī)翼、變形翼尖、變后掠機(jī)翼、機(jī)翼扭轉(zhuǎn)、機(jī)翼展向彎曲、變厚度和變彎度機(jī)翼等。

2.1.1 變展長和變弦長機(jī)翼：提高低速升力，增加升阻比

增加機(jī)翼展弦比是提高升力的有效手段之一。采用變展長和變弦長機(jī)翼，可以靈活地增大機(jī)翼的展弦比及機(jī)翼面積，從而達(dá)到顯著提升飛行器升力的目的。

Santos [19]設(shè)計(jì)了一種變展長概念飛機(jī)，如圖6所示。機(jī)翼展長可變化區(qū)間為1.55～2.5m。該飛行器在低速時，升阻比最高可提升35%。

肖國華等[20]將變形技術(shù)應(yīng)用到導(dǎo)彈領(lǐng)域，用變形機(jī)構(gòu)實(shí)現(xiàn)水平翼面的快速重構(gòu)，提出一種從固定翼內(nèi)部伸出彈翼的伸縮變展長形式。首先對8種外形伸縮翼導(dǎo)彈進(jìn)行外形優(yōu)選，最終確立采用兩段伸縮翼形式，如圖7所示。對氣動仿真結(jié)果分析發(fā)現(xiàn)，采用具有一定后掠角的兩級伸縮變形模式時，導(dǎo)彈的升阻比最大，縱向靜穩(wěn)定性最好。 并且對伸縮翼伸出時的馬赫數(shù)以及飛行迎角進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)，使全飛行剖面導(dǎo)彈的綜合作戰(zhàn)效能最佳。

Sadique[21]研制了一種適用于小型無人機(jī)的新型柔性變弦長變彎度機(jī)翼。變形機(jī)翼可以實(shí)現(xiàn)高達(dá)10%的弦長和±20°的彎度變化。機(jī)翼表面覆蓋彈性蒙皮，以保持其氣動外形，同時可以用于變形。對其進(jìn)行二維氣動分析，比較了變形翼型相對于基準(zhǔn)翼型和帶襟翼翼型的氣動性能。氣動分析結(jié)果表明，相對于基準(zhǔn)翼型和帶襟翼翼型，弦長的增加提高了升力系數(shù)和升力線斜率，而彎度改變提高了大迎角時的氣動性能。

2.1.2 伸縮機(jī)翼和翻轉(zhuǎn)機(jī)翼：增加低速升力，增加升阻比，平衡低高速狀態(tài)

伸縮翼和翻轉(zhuǎn)翼可以在不同飛行環(huán)境下通過翼面的伸縮和翻轉(zhuǎn)完成特定的飛行任務(wù)。當(dāng)機(jī)翼伸展時，增加低速升力，提高升阻比，增加巡航時間和巡航距離；當(dāng)機(jī)翼翻轉(zhuǎn)時，增大飛行器的最大飛行速度，降低飛行阻力[22]。

焦子涵等[23]為解決高超聲速巡航飛行器地面水平起飛和高速巡航飛行氣動性能的矛盾，提出了兩種變形布局方式：伸縮翼布局和翻轉(zhuǎn)翼布局，如圖8所示。在起飛時將機(jī)翼伸展，高速飛行時收起。通過風(fēng)洞試驗(yàn)比較了兩種布局下的低速氣動特性。風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果表明，在增加相同機(jī)翼面積時，伸縮翼在起飛狀態(tài)升力增加了68%，但同時阻力增加了35%；翻轉(zhuǎn)翼在起飛狀態(tài)升力增加了42%，阻力增加了15%。伸縮翼或翻轉(zhuǎn)翼布局具有明顯的升力優(yōu)勢，說明亞聲速狀態(tài)通過伸縮翼或翻轉(zhuǎn)翼增加機(jī)翼展弦比是增升的有效手段。

2.1.3 變形翼尖：降低誘導(dǎo)阻力

大型民航客機(jī)在巡航狀態(tài)下誘導(dǎo)阻力約占總阻力的40%；在低速和大迎角飛行工況下，誘導(dǎo)阻力占60%。因此，降低誘導(dǎo)阻力可以極大地提高民用客機(jī)巡航階段的升阻比并降低燃油消耗，增加飛機(jī)航程[24-26]。因此，變形翼尖在減少誘導(dǎo)阻力方面具有很大的研究潛力。波音777X客機(jī)采用了一種新型鉸鏈折疊翼尖設(shè)計(jì)，如圖9所示。該設(shè)計(jì)在飛行期間可以有效降低誘導(dǎo)阻力[27]。Cooper[28]對某型噴氣式飛機(jī)的變形翼尖進(jìn)行了初步研究，評估了該變形翼尖相對于功率和重量作為罰函數(shù)的氣動收益。研究發(fā)現(xiàn)，使用變形翼尖裝置可以節(jié)省約2%的燃油消耗。

2.1.4 變后掠機(jī)翼：增加低速升力，降低高速飛行阻力

變后掠機(jī)翼可以根據(jù)不同的飛行狀況，改變機(jī)翼的后掠角，低速采用小后掠角增加升力，高速狀態(tài)下采用大后掠角降低飛行阻力，有效地解決飛行器的高、低速協(xié)調(diào)設(shè)計(jì)問題。

美國NextGen公司設(shè)計(jì)、制造并測試了一種變后掠翼無人機(jī)，如圖10所示。在試驗(yàn)過程中，該模型機(jī)可以在185～220km/h的飛行速度下從15°到35°改變后掠角，機(jī)翼面積改變40%，翼展改變30%，有效地提高了飛行器的飛行性能[29]。

張登成等[30]設(shè)計(jì)了一種寬速域變構(gòu)型高超聲速飛行器，如圖11所示。通過連接翼實(shí)現(xiàn)飛行器在不同飛行階段適時變后掠，兼顧了低、跨、超和高超聲速的氣動特性。低速時采用大展弦比、小后掠角的菱形連翼布局，可以快速完成爬升，最大升阻比可達(dá)15.37；超聲速時采用小展弦比、大后掠角的菱形連翼布局，可以快速提升速度，最大升阻比為4.8；高超聲速時連接翼收回機(jī)身內(nèi)，飛行器整體采用類乘波體構(gòu)型，進(jìn)行高超聲速巡航，最大升阻比接近4。實(shí)現(xiàn)在全速域范圍內(nèi)氣動特性較好，在保證高超聲速階段良好氣動特性的前提下改善低速、跨聲速、超聲速性能的目標(biāo)。

2.1.5 機(jī)翼展向彎曲：調(diào)節(jié)展向升力分布，提高升力

機(jī)翼展向彎曲是通過控制沿翼展的升力分布，從而提高飛行器的升力。2002年，美國國家航空航天局（NASA）研究了一種超橢圓變彎曲翼展機(jī)翼（HECS），如圖12所示。其翼展方向的曲率是可以變化的，與理論上誘導(dǎo)阻力最小的平面橢圓機(jī)翼展弦比和翼展保持一致。研究結(jié)果表明，超橢圓變彎曲翼展機(jī)翼的表面積僅增加10%，但其升阻比增加了15% [31]。Lazos等[32-34]在上述基礎(chǔ)上對超橢圓變彎曲翼展機(jī)翼進(jìn)行了研究。研究發(fā)現(xiàn)，當(dāng)機(jī)翼卷起時，翼尖起到了改良小翼的作用，限制了從機(jī)翼下表面到上表面的渦流卷起，并在一定的迎角范圍內(nèi)增加了升阻比。

2.1.6 變厚度和變彎度機(jī)翼：擴(kuò)大機(jī)翼表面層流區(qū)，減小摩擦阻力

機(jī)翼表面層流區(qū)域的擴(kuò)大可以減少跨聲速飛行狀態(tài)下的摩擦阻力，NASA的研究表明，通過層流控制可以減少高達(dá)10%的飛機(jī)阻力[35-36]。可有效地降低飛機(jī)燃油消耗率，減小環(huán)境污染。

適當(dāng)改變機(jī)翼厚度和彎度可以延遲氣流轉(zhuǎn)捩和控制氣流分離，增大機(jī)翼表面的層流區(qū)面積，提高飛行器性能[37]。其中，變彎度機(jī)翼因?yàn)閷?shí)現(xiàn)方式相比其他變形結(jié)構(gòu)簡單而得到了廣泛研究。

Brailovski等[38]開發(fā)了一種通過改變機(jī)翼翼型厚度來增大層流區(qū)的變形層流機(jī)翼，如圖13所示。在準(zhǔn)恒定升力條件下進(jìn)行了風(fēng)洞試驗(yàn)。風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果顯示，變厚度機(jī)翼阻力減少了18.5%，證明了增大機(jī)翼翼型厚度、降低飛機(jī)燃油消耗的可行性。

空客公司在2017年開展了歐洲突破性層流飛機(jī)驗(yàn)證機(jī)（BLADE）項(xiàng)目，其層流機(jī)翼使得飛行阻力降低了10%。光滑的層流流動可以減小阻力，但是需要制造過程中嚴(yán)格控制公差以避免產(chǎn)生臺階或者縫隙[39]。

Hetrick等[40]設(shè)計(jì)了一種與自然層流翼型相結(jié)合的“任務(wù)自適應(yīng)機(jī)翼”。其可以通過調(diào)整機(jī)翼彎度從而延遲層流轉(zhuǎn)捩，從而使整個巡航升力系數(shù)范圍內(nèi)都具有較高的升阻比，巡航范圍的升阻比可增加3%～9%，并且使巡航距離增加15%或者更多。

2.2 穩(wěn)定性和操縱性對于變形形式的需求

目前，適合提升飛行器操縱性的變形方式包括機(jī)翼扭轉(zhuǎn)和變彎度機(jī)翼；適合改善飛行器穩(wěn)定性的變形方式包括折疊翼尖和機(jī)翼展向彎曲。

2.2.1 機(jī)翼扭轉(zhuǎn)與變彎度機(jī)翼：提高飛行器控制能力

美國在20世紀(jì)90年代進(jìn)行了主動氣動彈性機(jī)翼（AAW）研究項(xiàng)目。該項(xiàng)目研究了一種形狀記憶合金（SMA）扭矩管，通過SMA扭矩管來實(shí)現(xiàn)翼展方向機(jī)翼扭轉(zhuǎn)控制。該項(xiàng)目證明了SMA扭矩管可以用于機(jī)翼扭轉(zhuǎn)變形，實(shí)現(xiàn)大型飛機(jī)的飛行控制。該技術(shù)已經(jīng)在F/A-18A飛機(jī)上進(jìn)行了飛行測試，如圖14[41]所示。

由NASA、美國空軍研究實(shí)驗(yàn)室（AFRL）和密歇根州安阿伯市的FlexSys公司合作完成的一項(xiàng)自適應(yīng)柔性后緣（ACTE）技術(shù)，在2014—2015年成功應(yīng)用于“灣流”Ⅲ試驗(yàn)機(jī)的飛行測試。通過內(nèi)外襟翼偏轉(zhuǎn)不同的角度，達(dá)到機(jī)翼扭轉(zhuǎn)變形的效果，這驗(yàn)證了變形襟翼的結(jié)構(gòu)可靠性[42]。

2.2.2 折疊翼尖和機(jī)翼展向彎曲：提高飛行器穩(wěn)定性

折疊翼尖和機(jī)翼展向彎曲可以在一定程度上改善飛行器的穩(wěn)定性。

Mills等[43]開展了一項(xiàng)使用折疊翼尖作為小型無人機(jī)控制效應(yīng)器的試驗(yàn)研究，如圖15所示。結(jié)果表明，折疊翼尖在控制橫向和縱向穩(wěn)定性方面是有效的，特別是在大動壓和大迎角情況下。

Yu Kai等[44]使用一種SMA對展向彎曲機(jī)翼進(jìn)行了研究，可以通過加熱使飛機(jī)的彎曲機(jī)翼展開來為飛機(jī)提供升力以實(shí)現(xiàn)穩(wěn)定飛行。研究發(fā)現(xiàn)，通過改變SMA可以顯著提高變形機(jī)翼抗風(fēng)能力。

2.3 降噪對于變形形式的需求

連續(xù)變彎度機(jī)翼和機(jī)翼扭轉(zhuǎn)可以使機(jī)翼表面光滑連續(xù)變形，消除傳統(tǒng)飛行器增升裝置的縫隙，在低速和跨聲速狀態(tài)下，可以達(dá)到降低氣動噪聲的目的。

靈巧智能飛機(jī)結(jié)構(gòu)（SARISTU）項(xiàng)目是歐盟委員會第七框架計(jì)劃下的一項(xiàng)大型合作項(xiàng)目。該項(xiàng)目于2011—2015年實(shí)施。其中一個項(xiàng)目是通過變形技術(shù)使機(jī)翼表面形狀平滑變化（見圖16），以實(shí)現(xiàn)增升減阻減少燃油消耗，同時在飛行過程中降噪約8dB[45-46]。

自適應(yīng)柔性后緣（ACTE）技術(shù)使用柔性機(jī)翼使機(jī)翼能夠連續(xù)變化，如圖17所示。飛行測試顯示，在飛行速度Ma 0.85時，噪聲減小約40%[47-48]。

2.4 隱身對于變形形式的需求

目前，為了能夠有更好的隱身性能，通常采用飛翼布局，但是飛翼布局飛機(jī)沒有常規(guī)的尾翼，飛機(jī)航向穩(wěn)定性和縱向操縱性存在問題。對此，馬曉永等[49]提出了一種多功能變體尾翼概念（見圖18），以解決飛翼布局的橫航向穩(wěn)定性與控制問題，同時又兼顧全機(jī)的隱身特性。多功能變體尾翼關(guān)閉時，全機(jī)為飛翼布局，具有較好的氣動和隱身性能；多功能變體尾翼打開45°后，在Ma 0.9、迎角為0°的狀態(tài)下，偏航力矩系數(shù)對側(cè)滑角導(dǎo)數(shù)值由-0.0001增至0.0004，航向穩(wěn)定性明顯得到改善。但隱身性能有所下降，雷達(dá)截面積峰值視角變寬，平均高出約5dB （X～Ku頻段）。盡管隱身能力有所減弱，但是航向增穩(wěn)明顯[49]。

3 變體飛行器關(guān)鍵技術(shù)與未來發(fā)展方向

隨著智能材料、智能算法等新興技術(shù)的發(fā)展，變體飛行器領(lǐng)域?qū)⒄宫F(xiàn)出極其豐富的創(chuàng)新潛力與發(fā)展前景。

3.1 變體飛行器關(guān)鍵技術(shù)

變體飛行器不同的變形方式會產(chǎn)生不同的作用效果，不同學(xué)科之間互相耦合，變體飛行器的設(shè)計(jì)難度也將會增大，將氣動與多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計(jì)應(yīng)用于變體飛行器設(shè)計(jì)將有效解決該問題。同時，所有變形方式都離不開機(jī)翼的光滑連續(xù)變形，因此智能材料與結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)等技術(shù)仍是其中的關(guān)鍵。

3.1.1 變體飛行器的氣動與多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計(jì)

多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計(jì)是一種通過充分探索和利用工程系統(tǒng)中相互作用的協(xié)同機(jī)制來開展復(fù)雜工程系統(tǒng)及其子系統(tǒng)設(shè)計(jì)的方法論[50]。變體飛行器的設(shè)計(jì)過程涉及氣動、結(jié)構(gòu)、控制、噪聲、隱身性等多個學(xué)科，它們之間相互耦合，單獨(dú)對每個學(xué)科進(jìn)行優(yōu)化，很難獲得最優(yōu)的氣動外形。氣動與多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計(jì)可以在滿足任務(wù)要求下尋優(yōu)得到各個任務(wù)下最優(yōu)的飛行器外形，不僅能夠達(dá)到設(shè)計(jì)要求，還能極大節(jié)約成本。將氣動與多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計(jì)應(yīng)用到變體飛行器的外形設(shè)計(jì)將具有極大潛力。其難點(diǎn)主要包括：（1）變體飛行器多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計(jì)過程中不同學(xué)科之間的相互影響和耦合的關(guān)系使優(yōu)化設(shè)計(jì)過程更加復(fù)雜，需要綜合考慮各個學(xué)科的要求和限制；（2）變體飛行器的多學(xué)科優(yōu)化過程需要多個學(xué)科領(lǐng)域協(xié)同工作，進(jìn)行大量的仿真計(jì)算，這將大幅增加優(yōu)化時間；（3）變體飛行器的多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計(jì)往往涉及多個目標(biāo)，如飛行性能、穩(wěn)定性和操縱性、氣動噪聲、隱身性等，這些目標(biāo)之間存在沖突和權(quán)衡，需要進(jìn)行合理的方案設(shè)計(jì)；（4）變體飛行器的多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計(jì)空間非常龐大，這使得設(shè)計(jì)過程中需要考慮大量的設(shè)計(jì)變量和約束條件，增加了設(shè)計(jì)的復(fù)雜性和難度。

3.1.2 變體飛行器智能材料與結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

要實(shí)現(xiàn)真正意義上的變體飛行器，重點(diǎn)在于機(jī)翼的變形。變形機(jī)構(gòu)和蒙皮設(shè)計(jì)應(yīng)滿足機(jī)翼的變形要求。變體飛行器蒙皮不僅要保證表面具有一定的剛度可以承受足夠強(qiáng)的氣動載荷，還要有一定的韌性和柔性實(shí)現(xiàn)光滑無縫變形。傳統(tǒng)的蒙皮材料無法滿足上述要求，智能材料有望解決該問題。智能材料主要包括形狀記憶合金、形狀記憶聚合物以及復(fù)合材料、變模量復(fù)合材料、變模量泡沫、零泊松比材料等，但是它們也都存在各自的缺點(diǎn)[51-52]。飛行器變形受到材料和結(jié)構(gòu)固有特性的限制。因此，發(fā)展高性能智能材料和結(jié)構(gòu)可以有效地促進(jìn)變體飛行器的發(fā)展。

3.2 變體飛行器未來發(fā)展方向

未來，變體飛行器的發(fā)展方向包括寬速域高超聲速變體飛行器和自主決策飛行變體飛行器。

3.2.1 寬速域高超聲速變體飛行器

目前，寬速域高超聲速飛行器由于其飛行速度快、反應(yīng)時間短、作戰(zhàn)半徑大、隱蔽性好、突防能力強(qiáng)等獨(dú)特的優(yōu)勢，已成為世界航空航天領(lǐng)域一個極其重要的發(fā)展方向和世界各國廣泛關(guān)注的研究熱點(diǎn)[53]。將變體飛行器技術(shù)的研究應(yīng)用到寬速域高超聲速飛行器的研制具有廣泛的發(fā)展前景。但是，需要解決兩個問題：（1）對飛行器變形前后的非定常流動機(jī)理進(jìn)行充分研究；（2）對材料的要求更加嚴(yán)格。飛行器在高超聲速飛行時，會產(chǎn)生極高的熱量，變形材料需要能夠在高溫下仍然具有良好的變形能力。

3.2.2 自主決策飛行變體飛行器

無人化是未來飛行器的一個發(fā)展方向。所以，未來的變體飛行器將更加注重自主飛行能力的發(fā)展，將具備更強(qiáng)大的感知和決策能力，在沒有人類干預(yù)的情況下自主完成變形。這主要包括智能變形策略和智能自主控制技術(shù)兩個方面[54]。引入更先進(jìn)的傳感器、機(jī)器學(xué)習(xí)和深度學(xué)習(xí)技術(shù)，使變體飛行器可以更準(zhǔn)確地感知周圍環(huán)境，并對這些變化做出實(shí)時反應(yīng)，通過內(nèi)部作動器將機(jī)翼連續(xù)改變?yōu)樽钸m合的形狀。

4 結(jié)束語

變體飛行器可以同時適用于不同的飛行環(huán)境和飛行任務(wù)，是未來先進(jìn)飛行器的重要發(fā)展方向。目前，變體飛行器的設(shè)計(jì)面臨諸多復(fù)雜問題，對于這些問題的研究仍處于初步階段。本文梳理了變體飛行器的氣動設(shè)計(jì)與總體設(shè)計(jì)、結(jié)構(gòu)、控制、噪聲、隱身之間的聯(lián)系，闡述了增升減阻、穩(wěn)定性和操縱性、降低氣動噪聲以及增強(qiáng)飛行器隱身性等氣動與多學(xué)科設(shè)計(jì)對不同變形方式的需求，并對變體飛行器的關(guān)鍵技術(shù)和未來變體飛行器的發(fā)展方向進(jìn)行了展望。

參考文獻(xiàn)

[1]張偉強(qiáng)，費(fèi)王華，郭鵬飛，等.飛行器變體技術(shù)發(fā)展現(xiàn)狀及趨勢[C]//北京力學(xué)會第27屆學(xué)術(shù)年會，2021. Zhang Weiqiang， Fei Wanghua， Guo Pengfei， et al. Development status and trends of morphing variant technology[C]// Proceedings of the 27th Annual Academic Conference of Beijing Mechanics Society， 2021. （in Chinese）

[2]陸宇平，何真.變體飛行器控制系統(tǒng)綜述[J].航空學(xué)報(bào)，2009，30（10）：1906-1911. Lu Yuping， He Zhen. A survey of morphing aircraft control systems[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica， 2009， 30（10）：1906-1911. （in Chinese）

[3]王鵬，陳浩嵐，鮑存余，等.變形飛行器建模及控制方法研究綜述[J].宇航學(xué)報(bào)，2022，43（7）：853-865. Wang Peng， Chen Haolan， Bao Cunyu， et al. Review on modeling and control methods of morphing vehicle[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica， 2022， 43（7）：853-865. （in Chinese）

[4]崔爾杰. 變形飛行器的發(fā)展是一個從概念到實(shí)踐的挑戰(zhàn)[M].北京：中國科學(xué)技術(shù)出版社，2009. Cui Erjie. A challenge for the development of morphing aircraft from concept to practice[M]. Beijing： China Science and Technology Press， 2019. （in Chinese）

[5]馮文正，于菲，關(guān)玉明，等.變形翼面內(nèi)變形的研究現(xiàn)狀及關(guān)鍵技術(shù)[J].航空工程進(jìn)展，2023，14（3）：1-14. Feng Wenzheng， Yu Fei， Guan Yuming， et al. Research status and key technologies of in-plane deformation of morphing wing surface [J]. Advances in Aeronautical Science and Engineering， 2023， 14（3）： 1-14. （in Chinese）

[6]Sofla A Y N， Meguid S A， Tan K T， et al. Shape morphing of aircraft wing： Status and challenges[J]. Materials Design， 2010，31（3）： 1284-1292.

[7]樂挺，王立新，艾俊強(qiáng).變體飛機(jī)設(shè)計(jì)的主要關(guān)鍵技術(shù)[J].飛行力學(xué)，2009，27（5）：6-10. Yue Ting， Wang Lixin， Ai Junqiang. Key technologies in morphing aircraft design[J]. Flight Dynamics， 2009， 27（5）：6-10. （in Chinese）

[8]Love M， Zink S， Stroud R， et al. Impact of actuation concepts on morphing aircraft structures [C]. 45th AIAA/ASME/ASCE/ AHS/ASC Structures， Structural Dynamics Materials Conference， 2004： 1724.

[9]冷勁松，孫健，劉彥菊.智能材料和結(jié)構(gòu)在變體飛行器上的應(yīng)用現(xiàn)狀與前景展望[J].航空學(xué)報(bào)，2014，35（1）：29-45. Leng Jinsong， Sun Jian， Liu Yanju. Application status and future prospect of smart materials and structures in morphing aircraft[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica， 2014， 35（1）： 29-45. （in Chinese）

[10]白鵬，陳錢，徐國武，等.智能可變形飛行器關(guān)鍵技術(shù)發(fā)展現(xiàn)狀及展望[J].空氣動力學(xué)學(xué)報(bào)，2019，37（3）：426-443. Bai Peng， Chen Qian， Xu Guowu， et al. Development status of key technologies and expectation about smart morphing aircraft[J]. Acta Aerodynamica Sinica， 2019， 37（3）： 426-443. （in Chinese）

[11]Alulema V H， Valencia E A， Toapanta E， et al. Performance assessment of a variable-span morphing wing small UAV for high altitude surveillance missions[C]. AIAA Propulsion and Energy 2020 Forum， 2020： 3962.

[12]Afonso F， Vale J， Lau F， et al. Performance based multidisciplinary design optimization of morphing aircraft[J]. Aerospace Science and Technology， 2017， 67： 1-12.

[13]蘇曉東.一種U形變體無人飛行器氣動外形技術(shù)研究[J].中國科技信息，2020（5）：38-41. Su Xiaodong. Research on aerodynamic shape technology of a U-shaped variant unmannedaerial vehicle[J]. China Science and Technology Information， 2020（5）：38-41. （in Chinese）

[14]丁聰，曾維理，魏文斌，等.民用機(jī)場噪聲評估綜述[J].航空計(jì)算技術(shù)，2021，51（5）：130-134. Ding Cong， Zeng Weili， Wei Wenbin， et al. Review of civil airport noise assessment[J]. Aeronautical Computing Technique， 2021， 51（5）：130-134. （in Chinese）

[15]Satti R， Li Y， Shock R， et al. Computational aeroacoustic analysis of a high-lift configuration[C].46th AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit， 2008：34.

[16]劉沛清，李玲，邢宇，等.大型飛機(jī)增升裝置氣動噪聲研究進(jìn)展[J].空氣動力學(xué)學(xué)報(bào)，2017，35（4）：472-484. Liu Peiqing， Li Ling， Xing Yu， et al. Developments of aeroacoustic investigation on high-lift device for large aircrafts[J]. Acta Aerodynamica Sinica， 2017， 35（4）： 472-484. （in Chinese）

[17]李士途，艾俊強(qiáng)，任遠(yuǎn)春，等.變彎度機(jī)翼前后緣結(jié)構(gòu)技術(shù)發(fā)展與應(yīng)用前景[J].航空科學(xué)技術(shù)，2022，33（12）：31-40. Li Shitu， Ai Junqiang， Ren Yuanchun， et al. Development and application prospect of variable leading and trailing edge structure technology[J]. Aeronautical Science Technology， 2022，33（12）： 31-40. （in Chinese）

[18]羅志勇，郝璐.超聲速飛行器隱身技術(shù)發(fā)展趨勢分析[J].戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈技術(shù)，2016（2）：16-22. Luo Zhiyong， Hao Lu. The development tendency analysis of stealthy technology used on supersonic aircraft[J]. Tactical Missile Technology， 2016（2）：16-22. （in Chinese）

[19]Santos P， Sousa J， Gamboa P. Variable-span wing development for improved flight performance[J]. Journal of Intelligent Material System Structures， 2017， 28（8）： 961-978.

[20]肖國華，周國峰，李富貴，等.伸縮式升力翼導(dǎo)彈變形策略仿真研究[J].飛行力學(xué)，2022，40（4）：70-75. Xiao Guohua， Zhou Guofeng， Li Fugui， et al. Study on the deformation strategy of reconfigurable lift wing missile based on ballistic simulation[J]. Flight Dynamics， 2022，40（4）： 70-75.（in Chinese）

[21]Sadique M， Ajaj R M， Khan K A. Acompliant polymorphing wing for small UAVs[J]. Chinese Journal of Aeronautics， 2020， 33（10）： 2575-2588.

[22]呂偵軍，盧志毅，陳慶民，等.高速變翼面飛行器研究現(xiàn)狀及關(guān)鍵氣動技術(shù)[J].空天技術(shù)，2022（6）：49-56. Lyu Zhenjun， Lu Zhiyi， Chen Qingmin， et al. Research status and key aerodynamic technology of high speed variable wing vehicle[J]. Aerospace Technology， 2022（6）：49-56. （in Chinese）

[23]焦子涵，付秋軍，鄧帆，等.全速域可變形飛行器氣動布局設(shè)計(jì)及試驗(yàn)研究[J].固體火箭技術(shù)，2017，40（5）：653-659. Jiao Zihan， Fu Qiujun， Deng Fan， et al， Aerodynamic configuration design and experimental study of all-speed morphing aircraft[J]. Journal of Solid Rocket Technology， 2017， 40（5）：653-659. （in Chinese）

[24]張超.形狀記憶合金驅(qū)動可變后掠角翼梢小翼的研究[J].裝備制造技術(shù)，2022（11）：36-38. Zhang Chao. Research on SMA driven variable swept winglet[J]. Equipment Manufacturing Technology， 2022（11）：36-38. （in Chinese）

[25]蔣彪，李杰.民機(jī)翼梢小翼氣動特性數(shù)值模擬分析研究[J].航空計(jì)算技術(shù)，2011，41（1）：38-43. Jiang Biao， Li Jie. Aerodynamic analysis of civil aircraft equipped with winglet on numerical simulation[J]. Aeronauti‐cal Computing Technique， 2011，41（1）：38-43. （in Chinese）

[26]司亮，王和平.翼梢小翼后緣舵面偏轉(zhuǎn)對機(jī)翼氣動特性影響研究[J].航空計(jì)算技術(shù)，2010，40（3）：52-56. Si Liang， Wang Heping. Investigation of efforts of control de‐flection on trailing edge of the winglets on the wing’s aerody‐namic characteristic[J]. Aeronautical Computing Technique， 2010，40（3）：52-56. （in Chinese）

[27]王輝，陳澤洲.中高速條件下不同翼尖小翼的數(shù)值模擬分析[J].中國民航大學(xué)學(xué)報(bào)，2021，39（4）：8-12. Wang Hui， Chen Zezhou. Numerical simulation analysis of different winglets under medium-high speed conditions[J]. Journal of Cicil Aviation University of China， 2021，39（4）：8-12.（in Chinese）

[28]Cooper J E， Chekkal I， Cheung R C M， et al. Design of a morphing wingtip[J]. Journal of Aircraft， 2015， 52（5）： 1394-1403.

[29]Bowman J， Sanders B， Cannon B， et al. Development of next generation morphing aircraft structures[C].48th AIAA/ASME/ ASCE/AHS/ASC Structures， Structural Dynamics， and Materi‐als Conference， 2007： 1730.

[30]張登成，羅浩，張艷華，等.寬速域變構(gòu)型高超聲速飛行器氣動特性研究[J].固體火箭技術(shù)，2019，42（1）：128-134. Zhang Dengcheng， Luo Hao， Zhang Yanhua， et al. Aerodynamic analysis of a wide-ranged morphing hypersonic vehicle[J]. Journal of Solid Rocket Technology， 2019， 42（1）： 128-134. （in Chinese）

[31]Davidson J， Chwalowski P， Lazos B. Flight dynamic simula‐tion assessment of a morphable hyper-elliptic cambered span winged configuration[C]. AIAA Atmospheric Flight Mechanics Conference and Exhibit， 2003： 5301.

[32]Lazos S， Barry S. Biologically Inspired fixed-wing configura‐tion studies[J]. Journal of Aircraft， 2015， 42（5）：1089-1098.

[33]Abdulrahim M， Lind R. Flight testing and response characteris‐tics of a variable gull-wing morphing aircraft[C].AIAA Guidance， Navigation， and Control Conference and Exhibit， 2004： 5113.

[34]Collazo Garcia III A R， Ansell P J. Characterization of a griffith-type transonic， laminar-flow airfoil[J]. Journal of Aircraft， 2019， 56（4）： 1597-1609.

[35]Supekar A H. Design， analysis and development of a morphable wing structure forunmanned aerial vehicle performance augmentation[D]. Texas： The University of Texas at Arlington， 2007.

[36]王宇，黃東東，郭士鈞，等.變體機(jī)翼后緣多學(xué)科設(shè)計(jì)與優(yōu)化[J].南京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào)，2021，53（3）：415-424. Wang Yu， Huang Dongdong， Guo Shijun， et al. Multidisci‐plinary design and optimization of trailing edge of morphing wing[J]. Journal of Nanjing University of Aeronautics Astro‐nautics，2021，53（3）：415-424. （in Chinese）

[37]Crouch J D. Boundary-layer transition prediction for laminar flow control[R]. AIAA Paper 2015-2472， 2015.

[38]Brailovski V， Terriault P， Georges T， et al. SMA actuators for morphing wings[J].Physics Procedia， 2010， 10（12）： 197-203.

[39]王彬文，楊宇，錢戰(zhàn)森，等.機(jī)翼變彎度技術(shù)研究進(jìn)展[J].航空學(xué)報(bào)，2022，43（1）：144-163. Wang Binwen， Yang Yu， Qian Zhansen. Technical development of variable camber wing： Review[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica， 2022，43（1）：144-163. （in Chinese）

[40]Hetrick J， Osborn R， Kota S， et al. Flight testing of mission adaptive compliant wing[C]. 48th AIAA/ASME/ASCE/AHS/ ASC Structures， Structural Dynamics， and Materials Conference， 2007： 1709.

[41]Pendleton E， Bessette D， Field P， et al. The active aeroelastic wing flight research program[R]. AIAA-98-1972， 1998.

[42]宋剛.變體機(jī)翼結(jié)構(gòu)技術(shù)最新進(jìn)展[J].國際航空，2022（7）： 65-68. Song Gang. The latest progress in variant wing structure technology[J]. International Aviation， 2022（7）： 65-68. （in Chinese）

[43]Mills J， Ajaj R. Flight dynamics and control using folding wingtips： An experimental study[J]. Aerospace， 2017， 4（2）：19.

[44]Yu Kai， Yin Weilong， Sun Shouhua， et al. Design and analysis of morphing wing based on SMP composite[C]. Industrial and Commercial Applications of Smart Structures Technologies 2009. SPIE， 2009.

[45]European Commission. Periodic report summary 4：SARISTU[EB/OL]. （2015-08-31）. https：//cordis. europa. eu/project/id/ 284562/reporting.

[46]W？lcken P C， Papadopoulos M. Smart intelligent aircraft structures（SARISTUP） [C]//Proceedings of the Final Project Conference， 2016.

[47]何屹. NASA成功測試可變形機(jī)翼航空新技術(shù)[EB/OL].（2015-05-01）.https：//news.sciencenet.cn/htmlnews/2015/5/318034.shtm. He Yi. NASA successfully tests new aeronautical technology for a deformable wing[EB/OL]. （2015-05-01）. https：//news. sciencenet.cn/htmlnews/2015/5/318034.shtm.（in Chinese）

[48]吳蔚，袁成. NASA實(shí)現(xiàn)柔性后緣在飛行中動態(tài)變形[EB/OL].（2017-06-12）. https：//www.sohu.com/a/148271352_819742. Wu Wei， Yuan Cheng. NASA achieves in-flight dynamic deformation of the flexible trailing edge[EB/OL].（2017-06-12）. https：//www.sohu.com/a/148271352_819742.（in Chinese）

[49]馬曉永，蘇繼川，鐘世東，等.一種變體尾翼的氣動-隱身特性研究[J].空氣動力學(xué)學(xué)報(bào)，2020，38（5）：896-900. Ma Xiaoyong， Su Jichuan， Zhong Shidong， et al. Study of aerodynamic and stealthy performance fora multifunctional morphing tail[J]. Acta Aerodynamica Sinica， 2020，38（5）：896-900. （in Chinese）

[50]韓忠華，龍騰，宋學(xué)官，等. 飛行器多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計(jì)研究現(xiàn)狀與展望[J].氣動研究與實(shí)驗(yàn)， 2020（1）：29-62. Han Zhonghua， Long Teng， Song Xueguan， et al. Theory and method of aircraft multidisciplinary design optimization： Current status and future direction[J]. Aerodynamic Research Experiment， 2020（1）：29-62. （in Chinese）

[51]張堯，張婉，別大衛(wèi)，等.智能變體飛行器研究綜述與發(fā)展趨勢分析[J].飛航導(dǎo)彈，2021（6）：14-23. Zhang Yao， Zhang Wan， Bie Dawei， et al. Research review and development trend analysis of Intelligent morphing aircraft[J]. Aerodynamic Missile Journal， 2021（6）：14-23. （in Chinese）

[52]吳斌，杜旭朕，汪嘉興.變體飛機(jī)智能結(jié)構(gòu)技術(shù)進(jìn)展[J].航空科學(xué)技術(shù)，2022，33（12）：13-30. Wu Bin， Du Xuzhen， Wang Jiaxing. Smart structure technology progress of morphing aircraft[J]. Aeronautical Science Technology， 2022，33（12）：13-30. （in Chinese）

[53]崔爾杰.近空間飛行器研究發(fā)展現(xiàn)狀及關(guān)鍵技術(shù)問題[J].力學(xué)進(jìn)展，2009，39（6）：658-673. Cui Erjie. Research statutes， development trends and key technical problems of near space flying[J]. Advances in Mechanics， 2009，39（6）： 658-673. （in Chinese）

[54]王青，劉華華.變體飛行器智能自主決策與控制[J].現(xiàn)代防御技術(shù)，2020，48（6）：5-11. Wang Qing， Liu Huahua. Intelligent autonomous decisionmaking and control of morphing aircraft[J]. Modern Defence Technology， 2020，48（6）：5-11. （in Chinese）

Aerodynamics and Multidisciplinary Design Requirements on Morphing Aircraft

Wang Yue1， Ma Jianhua1， Han Zhonghua1， Song Wenping1， Yang Yu2

1. National Key Laboratory of Aircraft Configuration Design， Northwestern Polytechnical University， Xi’an 710072，China

2. Aircraft Strength Research Institute of China， Xi’an 710072， China

Abstract： Morphing aircraft can change the shape of the aircraft through local or global deformation， adapt to various mission requirements in real-time， and maintain optimal aerodynamic performance in various flight environments. It has become a cutting-edge research hotspot in the field of aerospace in the 21st century. This paper first outlines the relationship between the aerodynamics of morphing aircraft and overall design， structure， control， noise， and stealth. Next， in response to the mission requirements faced by aerodynamic design， the requirements on different deformation modes in aerodynamic and multidisciplinary design requirements such as increased lift and drag reduction， stability and controllability， reduced aerodynamic noise， and enhanced aircraft stealth were elaborated. Finally， it also looks forward to future development directions， providing reference for the development of morphing aircraft aerodynamics and multidisciplinary design.

Key Words： morphing aircraft； aerodynamic design； increasing lift and reducing drag； stability and controllability； reducing aerodynamic noise； enhancing aircraft stealth