高超聲速變體飛行器關鍵技術研究綜述

摘 要：高超聲速變體飛行器有潛力通過變形提升飛行器在寬速域、大空域飛行全包線下的適用性，在未來的民用與軍事領域都具有極大的戰略意義。本文主要對高超聲速變體飛行器的研究進展進行綜述，闡述了國內外高超聲速和變體飛行器項目的研究進展和現狀，并且對現有的高超聲速變體飛行器的主要變形方式進行了分類與介紹。同時，總結了高超聲速變體飛行器在變構型機構設計方法與理論、高功重比與快速響應的驅動設計、可承載大變形蒙皮、承載/熱防護一體化結構設計等方面的技術難點，提出了高超聲速變體飛行器的后續研究發展方向，以期對后續高超聲速變體飛行器的相關研究提供一定的參考。

關鍵詞：高超聲速； 變體飛行器； 跨域； 變形翼； 結構設計

中圖分類號：V211 文獻標識碼：A DOI：10.19452/j.issn1007-5453.2024.05.003

基金項目： 國家自然科學基金（52192630）；中國博士后科學基金（2023T160168）

高超聲速技術是一項具有戰略意義的高精尖技術，高超聲速飛行器一般是指飛行速度能達到Ma 5的飛行器。近年來，其性能和應用前景引發了航空航天領域的廣泛關注。將高超聲速飛行器應用于民航領域，能夠大大縮短飛行時間，提升航空航天運輸系統能力。在未來，如果將可重復使用的高超聲速飛行器應用于天地往返實現太空運輸，進行臨近空間乃至軌道空間的運載任務，能夠滿足未來規模開發太空的需求[1-2]。在高速武器方面，高超聲速飛行器由于具有軍事響應能力快、突防能力強等優點，在現代戰爭領域具有強大的戰略地位。此外，高超聲速飛行器技術具有復雜性、前瞻性和產業帶動性的特點，在高超聲速飛行器研究中各項基礎理論和關鍵技術的突破，也將引領新的科技創新。

相比于傳統飛行器，高超聲速飛行器的飛行速度需要涵蓋亞聲速到高超聲速范圍。而傳統的固定外形飛行器基本是針對單一設計點，使飛行器可在設計范圍內保持性能較優，無法兼顧飛行器在寬速域大空域發展的需求。變體飛行器能夠在飛行過程中通過光滑而連續地改變氣動外形改善空氣動力特性，從而適應不同的飛行環境和條件[3]。因此，開展可變體飛行器技術的研究也是未來高超聲速飛行器發展的重要趨勢。近30年來，各研究機構和高校的研究團隊持續開展包括變翼型彎度[4-7]、變厚度[8-11]、展向變彎[12-13]、扭轉[14-17]、變展長[18-21]、變后掠角[22-24]在內的各種新型變形翼技術研究。雖然這些工作對可變體飛行器的發展起到重要的推動作用，但這些變形翼技術往往考慮低速飛行環境下的變形。高超聲速飛行器面臨寬速域、大空域飛行全包線的適應性的需求，對變形技術提出了更高的需求，相關研究仍然面臨巨大挑戰。

當前，高超聲速變體飛行器主要涉及變構型機構設計方法與理論、高功重比、快速響應驅動設計、可承載大變形蒙皮、承載/熱防護一體化結構設計等多個關鍵技術。高超聲速變體飛行器的變形性能取決于變形機構與驅動的性能，因此變構型機構設計方法與理論與高功重比快速響應驅動設計是需要突破的核心技術。高超聲速變體飛行器需要在極端、復雜的飛行環境和工況下，力、熱多場耦合完成變形，因此需要蒙皮兼具大承載和大變形能力。此外，由于極端環境下熱應力會改變結構承載性能，因此需要進行承載/熱防護一體化結構設計，從而保證高速、高溫、高動壓下的飛行性能。

盡管關于變體飛行器的研究在國內外已有不少綜述，但這些研究主要集中在亞聲速和跨聲速范圍內，對于在高超聲速環境下的變體飛行器的討論則相對較少。而針對高超聲速飛行器開展的綜述目前很少系統總結變體飛行器在高超聲速下的研究情況與技術難點。考慮到高超聲速流動不同于亞聲速流動、跨聲速流動的特點，本文將聚焦國內外高超聲速變體飛行器相關項目的研究進展和現狀，闡述高超聲速變體飛行器的研究情況，結合國內外研究情況按可伸縮、展向彎曲、可變后掠等幾種高超聲速變體飛行器的主要構型進行歸納分析。基于現有研究，針對高超聲速變體飛行器在機構設計方法與理論、高功重比和快速響應的驅動設計、可承載大變形蒙皮、承載/熱防護一體化結構設計方面的技術研究難點進行闡述，總結高超聲速變體飛行器的后續發展方向，以期對高超聲速變體飛行器的研究提供一定的參考。

1 國內外相關項目

1.1 高超聲速方面

由于高超聲速飛行器在軍事領域和民用領域具有巨大應用潛力，高超聲速技術的研究一直是國際航空航天領域的熱點之一。尤其是近半個世紀以來，經過世界各國在高超聲速領域和相關材料、氣動、結構等學科上的探索，陸續取得了一些突破性進展。

自20世紀50年代開始，美國就率先開始了多項高超聲速飛行器的研究計劃。1960年，波音公司為美國空軍設計了一款飛行速度為Ma 20的高超聲速飛行器X-20[25]，X-20的設計采用了一個帶有鈍圓前緣的大后掠三角翼，以及一個帶有圓頭的相當厚的機身構型，如圖1（a）所示。由于技術難度太大，X-20項目在只完成一個全比例模型后就宣布破產。后續分別實施了空天飛機計劃（NASP）、經濟可承受的快速反應導彈驗證機（ARRMD）計劃和高超聲速飛行計劃（HyFly），但均以失敗告終。直到1997年，美國國家航空航天局（NASA）啟動高超聲速飛行器試驗飛行器計劃（HyperX） [26]，該方案以高超聲速軍用飛機與可重復使用的天地往返系統的需求為背景驗證高超聲速飛行器的設計方法和試驗手段。2004年，該計劃設計的X-43高超聲速飛行器（見圖1（b））在超聲速燃燒沖壓發動機的驅動下，以Ma 9.8的速度成功地飛行了大約10s，創造了航空工程的歷史。2004—2013年，美國空軍高超聲速技術（HyTECH）計劃結合乘波構型和氫超燃沖壓發動機技術發展了一款X-51A高超聲速驗證機[27]，成功以Ma 5飛行了6min。2003—2011年，美國空軍和國防部高級研究計劃局（DARPA）共同研制了獵鷹（FALCON）計劃HTV-1/2/3號，在2h可以飛行近17000km。其中HTV-2的氣動外形如圖1（c）所示，HTV-2進行了兩次試飛，第一次試飛失敗，第二次試飛過程中HTV-2飛行九分鐘后，由于飛行器外殼的意外退化造成的擾動觸發了飛行安全系統，自動下降并墜入海中。2013年至今，由美國空軍研究實驗室（AFRL）與DARPA聯合主持研制的戰術助推滑翔（TBG）項目[28]，開展一種速度能達到Ma 9左右、射程在1000km以上，能夠從空中和水面進行垂直發射具備的戰術推進/滑翔的高超聲速驗證導彈的研制工作。俄羅斯方面在2016年成功試射的高超聲速反艦巡航導彈“鋯石”如圖1（d）所示，該導彈的馬赫數可達到6～8。“匕首”高超聲速導彈的飛行速度Ma 10，射程為2000km[29]。此外，俄羅斯戰術導彈公司還開展了Yu-71高超聲速行器的研制，提出采用火箭助推發射后進入大氣層采用滑翔式和跳躍式彈道的技術方案來實現10000km以上的超遠距離飛行。1980—2001年日本開展了可重復使用的高超聲速飛行器研制計劃，由日本宇宙開發事業集團（NASDA）和日本國家航空航天實驗室（NAL）設計了一款能達到Ma 10的HOPE-X軌道飛機，如圖1（e）所示。此外，日本防衛省還開展了小體積和小尺寸、可由空中平臺攜帶為特色的高超聲速巡航導彈（HCM）項目和采用固體燃料火箭發動機與滑翔彈頭的高速滑翔彈（HVGP）項目。2021年，法國成功試飛了一種Ma 6左右的滑翔體導彈。國內的高超聲速武器公開信息較少，目前有自主研發的“東風”17高超聲速導彈如圖1（f）所示，作為采用高超聲速滑翔飛行器的中程彈道導彈，“東風”17采用了乘波體設計，但保留了一對小彈翼，速度能夠達到Ma 5～10。此外，“星空”2（StarrySky-2），作為高超聲速乘波體飛行器，飛行速度能夠達到Ma 6。

高超聲速飛行器采用的布局方案主要包括升力體、乘波體、錐形體類等。升力體將整體作為升力面，不區分機翼和機身。錐形體類也叫旋成體類，采用尖銳的錐形設計減少阻力。乘波體構型前緣線上始終附著激波，就如同沖浪一樣騎乘在波面上，乘波體具有優秀的高超聲速特性，已經演變出了楔導乘波體、錐導乘波體等一系列構型[30]。相比于傳統飛行器，高超聲速飛行器技術表現出了4個特點：（1）飛行高度和速度變化范圍大，速度可達到Ma 5甚至馬赫數超過10，飛行高度能達到30km以上，由于飛行環境的多樣性和變化性，飛行器的氣動和氣熱特性變得復雜且劇烈變化，這導致飛行器模型非線性程度較高；（2）高超聲速飛行器往往需要采用一體化設計理念，因而造成飛行器各系統高度耦合；（3）飛行時間短，舵面易飽和，末端的制導挑戰性較大；（4）由于飛行速度快，控制精度高，要求短時間內舵面快速響應。

1.2 變體飛行器方面

現有高超聲速飛行器往往只針對高超聲速環境進行設計，需要借助空中平臺投放或火箭助推。變形技術有望結合高超聲速飛行器特征形成新的舵面設計與控制方法來提高飛行器的環境適應性，實際上，早期的高超聲飛行器X-20就考慮過采用通過翼尖折疊來充當垂直安定面。后續針對飛行器不同需求，世界各國也開啟了大量圍繞變構型機構系統設計的變體飛行器項目。其中，以歐美為主導，早在1985—1988年，NASA和美國波音公司開展了任務自適應機翼（MAW） 項目驗證。該項目研究了采用機械驅動系統實現機翼變彎度，并通過在機翼表面覆蓋一層柔性材料實現了機翼前、后緣操縱面的光滑過渡[31-33]，如圖2（a）所示。1995—2001年，美國DARPA開展了智能機翼項目，該項目將智能材料用于柔性后緣形成無縫、無鉸鏈的機翼操縱面，并開展了對集成必要的傳感器和控制系以改善軍用飛機氣動性能的研究工作[34-35]。1996—2005年，NASA、美國空軍實驗室和波音公司合作開展了主動氣動彈性機翼計劃（AAW）項目[36]。該項目的目標是在跨聲速和超聲速的全尺寸高性能飛機上通過空氣動力誘導的機翼扭轉來改進飛機側傾控制。1998—2016年，美國FlexSys公司與美國空軍研究實驗室合作開展了任務自適應柔順機翼（MACW）項目，該項目的目標是通過變彎度后緣提高升阻比、增加高升力系數下層流區域[37-38]，該項目的變彎度后緣結構如圖2（b）所示。2002—2006年，美國DARPA開展了變形飛機結構（MAS）計劃[39-40]。在該計劃中，NextGen和Lockheed Martin公司分別提出一種柔性變體飛機方案，如圖2（c）所示。2011—2015年，歐盟開展了靈巧智能飛機結構（SARISTU）項目，該項目對變彎度前緣、后緣、可變翼梢小翼進行了深入研究[41-42]。2011—2015年，歐盟開展了新型飛行器構型（NOVEMOR）項目[43-44]，該項目為一個未來噴氣支線客機的概念方案，由巴西航空工業公司領導。2012—2015年，歐盟開展了基于飛行包絡數據和任務的變形原型機翼開發（CHANGE）項目[45]，該項目的主要目的是研究和開發一種包含變彎度、扭轉、后掠、伸縮的變形系統，通過在起飛、徘徊、高速沖刺和著陸階段進行不同變形達到在不同階段的性能提升。2015—2019年，在環境自適應后緣（ACTE）項目中，NASA和美國空軍研究實驗室對FlexSys公司設計的主動柔性后緣進行了一系列的地面和飛行測試。2017—2020年，歐盟資助開展了智能變形與傳感技術（SMS）項目[46]。該項目采用了沿操縱面分布的小型壓電作動器、形狀記憶合金和電活性聚合物的組合作為驅動，將驅動器和傳感器關聯起來進行控制率設計，實現了在不同飛行階段前后緣變彎度或扭轉，從而在起飛、著陸和巡航等不同的飛行階段，提高飛機的空氣動力效率并減弱振動和噪聲[47-48]。2016年，NASA聯合麻省理工學院、斯坦福大學等多家高校合作開展了數字化變形機翼項目，結合復合格子的基礎晶胞結構制作了扭轉變形機翼[49-51]。如圖2（d）所示，機翼內部采用離散構建方法設計的可扭轉變形結構，機翼的扭轉由布設在其內部的可旋轉碳纖維桿驅動產生。

目前，變體飛行器在提高飛行器性能方面表現了卓越的能力。但現有的變形技術主要針對低速和超聲速時的飛行器，對高超聲速變體飛行器的相關研究還較少。

2 高超聲速變體飛行器的主要變形方式

2.1 可伸縮變形

可伸縮機翼或機身能夠大幅改變飛機展弦比和升力面積，具有潛力應用于高超聲速飛行器。伸出時展長增加，改善升阻比，航程和航時增加；回縮時展長減小，降低阻力，增加機動性；非對稱伸縮還可用于滾轉控制，利用左右升力不對稱造成的滾轉力矩進行飛行器橫航向操縱。

日本宇航局Takama等[52]提出在錐導乘波體兩側加裝機翼兼顧飛行器在亞聲速和高超聲速下的氣動性能的影響，如圖3所示。該構型在亞聲速時，通過伸出附加外翼可以提高飛行器的升力；在高超聲速時，改善升阻比縮小回機身，飛行器恢復為乘波體構型，保證了在高超聲速時的氣動特性。但該方案目前技術尚不成熟，機身乘波體及附加外翼的形狀設計較簡單，兩者的連接處不夠光滑會導致出現高壓區，且飛行器凸出部件會有較大阻力，機翼載荷負擔會較大。

國防科技大學王鵬等[53]提出了高超聲速變體飛行器的變形（IGCM）方法，設計了一種可伸縮變形翼，并通過軟件設計了高超聲速變體飛行器的變形模式。采用塊動態曲面方法結合變體飛行器的綜合制導與控制方法，利用機翼的變形特性來調控升力。

北京空天技術研究所劉曉斌[54]提出了一種機身可伸縮構型，如圖4所示。該飛行器機身可沿翼展方向進行折疊。起飛和低速飛行時，飛行器可將機身部分展開，增加機身寬度，從而提高升力。當在超高聲速飛行狀態時，機身折疊恢復成超高速氣動外形。折疊部分可以作為飛行器的燃料箱，隨著飛行速度提高、燃料被消耗，剛好可以逐漸折疊機身收攏燃料箱，從而降低阻力。

北京理工大學唐勝景[55]設計了一種連續變形的多級伸縮翼模型來解決高超聲速飛行器的再入制導問題。其通過構建變形翼的氣動模型以及動力學模型，針對展長變形量和傾側角開展了參數化分析，對航程和終端高度進行了預測。仿真結果顯示，該伸縮翼變體飛行器能實現高精度制導，具備強于傳統固定外形飛行器的終端約束能力，在復雜環境的擾動下依舊可以實現更平滑的軌跡控制。

中南大學羅世彬等[56]設計了一種伸縮翼應用于高超聲速環境空天飛機，該伸縮翼包含內翼和外翼。通過對外翼和內翼進行了氣動布局優化設計，該飛行器能實現在保證外翼回收段升力系數和高速巡航段升阻比不增的約束條件下，外翼回收段阻力系數減小5.6%。

2.2 展向彎曲

展向彎曲機翼技術可以幫助飛行器減少阻力，增加高低速時的穩定性，也可以提高避免失速的能力。美國海軍空間技術中心就Ma 5～10時的高超聲速飛行器進行了變形設計[57]，該飛行器為乘波體外形，如圖5所示。變形過程中乘波體上表面和前緣不變，而下表面會發生彎曲使激波充分附著。在研究中開發了一個簡化模型，采用Q-DEIM算法靈敏度分析確定了在Ma 5、Ma 7和Ma 10時的最佳控制點和最佳外形。計算結果表明，將簡單的彎曲應用于高超聲速飛行器，可以實現顯著的性能提升，保證不同馬赫數下都能有較小的阻力。

2.3 可變后掠

早在20世紀就出現了一大批變后掠翼飛機，變后掠翼是最早被應用的一種變形翼技術，可以根據飛行環境和飛行任務需要改變機翼的后掠角。減小后掠角可以提高低速飛行時的升阻比，增加后掠角可以減小高速時的飛行阻力。變后掠角翼可以解決高低速性能要求的矛盾，因此也是高超聲速變體飛行器的可行途徑之一。

空軍工程大學張登成等[58]設計的寬速域飛行器如圖6所示。機翼為可變菱形連翼，連翼可發生轉動，可以根據不同的任務剖面自主調節前后連翼的掠角及展弦比。低速時，飛行器可以將連翼調整為小掠角、大展弦比的構型以實現迅速爬升；在超聲速時，飛行器可以將連翼調整為大掠角、小展弦比的菱形構型，從而快速增加飛行速度；當達到高超聲速時，連翼與機身合為一體形成類乘波體構型，以高超聲速氣動外形進行巡航。該飛行器在超聲速時，隨馬赫數增加阻力系數會快速增大，因此該飛行器的超聲速氣動外形設計仍需進一步完善。

西北工業大學戴沛等[59]提出一種可變后掠翼飛行器構型，如圖7所示。該飛行器機身為乘波體，機翼后掠角可在0°～60°變化。該構型進行了氣動試驗和氣動仿真，結果表明，這種變后掠翼加乘波體方案同時改善了乘波飛行器的低速起降性能與高速巡航性能，在Ma 3～8的范圍內具有較好的綜合性能，后掠角的改變能夠明顯在超聲速及高超聲速范圍內提高飛行器的升阻比，改善翼面效率及操穩特性。

國防科技大學彭悟宇[60]研究了采用伸縮、變后掠、折疊三種不同變形模式時，飛行器在Ma 3～8時的氣動特性和翼面效率。機翼為梯形升力翼，通過望遠鏡式結構的多級伸縮機翼實現伸縮變形，每級梯形升力翼可發生剪切式變形改變后掠角，且機翼二維平面可繞前緣翼根進行折疊。其針對三種變形進行了數值仿真，綜合分析了各類變形的特點及在Ma 3～8時飛行器的氣動性能、操穩特性等，其中變后掠變形表現出了更優的適用于高超聲速飛行的綜合性能。

3 高超聲速變體飛行器的關鍵技術

3.1 變構型機構設計方法與理論

高超聲速變體飛行器要實現變形的核心問題是進行變構型機構設計。由于高超聲速變體飛行器飛行環境復雜，時變和非線性特性嚴重，變構型機構需要大型的變形骨架來支撐內部結構同時實行變形，無法和常規飛行器一樣進行設計與建模，且低速飛行器和高速飛行器的氣動外形相去甚遠，現有變形方式主要為單一維度的變形，難以實現高超聲速飛行器在跨大空域、寬速域下的最優飛行性能。完善變構型機構設計方法與理論有望突破現有單一維度變形翼的局限，再結合多種變形方式帶來的氣動優勢，最大限度地改善飛行器的飛行性能和對不同任務環境的適應能力。

3.1.1 自底向上式設計方法

目前，設計變形翼的內部結構有自頂向下和自底向上兩種思路，自底向上是基于不同子組件（如四面體、八面體、Kagome等）單元設計變形桁架，然后通過運動學分析方法（包括矩陣位移法、矢量法、指數積法、李群代數、旋量法和影響系數法）求解鄰接構態的變量關系及運用動力學分析方法（包括拉格朗日法、牛頓歐拉法、高斯法、凱恩法等）進行動力學特性研究，結合機構特性充分構建模型，再根據模型不斷進行調整。賓夕法尼亞州立大學Ramrakhyani等[61]最早提出了一種由八面體可變形桁架單元組成的變形翼骨架，如圖8（a）所示，采用步進電機控制單元內部和單元間的驅動繩長度使骨架發生變形，通過單元變形的累加，機翼可實現25°展向彎曲和15°扭轉變形，但該方案需采用大量電機來控制驅動繩的長度，因此結構剛度和控制方式都不夠理想。哈爾濱工業大學張蒂[62]設計了一種基于四面體剛性桁架單元的變形翼骨架，如圖8（b）所示，并進行了運動學建模與分析。該方案采用分布在單元之間的直線電機進行驅動，通過四面體單元之間的相對轉動，骨架可實現60°展向彎曲和120°扭轉變形。蘇黎世聯邦理工學院Pasquier等[63-64]提出了一種基于Kagome桁架結構的變形翼骨架，如圖8（c）所示，主動桿采用氣動作動器驅動，能夠實現展向彎曲和扭轉，重點對驅動布局設計開展了研究，變形精度達到20%以內。在此基礎上建立了基于影響系數法的分布式驅動桁架結構的大變形運動學模型，并對比了采用線性和非線性模型的區別，發現采用非線性運動學模型的驅動設計，變形精度可提高至10%以內，驅動數量和行程可分別下降23%和77%。Ryerson大學Moosavian等[65]提出了一種基于并聯機構的變形翼結構，如圖8（d）所示，兩個剛性翼肋之間通過并聯機構連接，并聯機構含主動桿和被動桿，采用直線電機作為主動桿，被動桿具有鎖定和自由伸縮兩種狀態，通過相鄰翼肋的相對運動，該機翼可實現0°～40°展向彎曲、0°～20°后掠角變化、±10°扭轉角變化。

3.1.2 自頂向下式設計方法

目前，應用最為廣泛的是固體各向同性材料懲罰方法，該方法認為結構可以離散成多個單元且每個單元密度可變，可以通過對單元密度進行優化從而確定結構外形，但該方法往往最后會出現灰度單元或者棋盤格現象。德國宇航院Vasista[66]采用固體各向同性材料懲罰方法針對變彎度翼梢小翼前緣的剛柔耦合結構進行拓撲優化設計。在此基礎上，丹麥技術大學Jensen等[67]提出了采用三相材料插值方案來表示結構材料、驅動材料以及空隙，如圖9（a）所示，用于在三維機翼結構中同時設計變形功能和驅動裝置。Jensen等并采用了特征映射方法來約束和簡化執行器的幾何結構，設計了一個尾緣機翼來驗證所提出的優化方法。該研究的數值結果表明，三維優化的機翼剖面采用了結構布局更合理，同時保持優于二維機翼肋骨的變形功能，具有應用于三維變形機翼的潛力。基結構法是指通過在載荷作用和約束作用點之間通過連接形成基結構，然后基于力學方程對結構尺寸進行優化，效率較高。意大利米蘭大學Kintscher等[68]采用基結構方法設計了無縫變彎度前緣，如圖9（b）所示，通過拓撲優化設計實現了較精準的變形。斯坦福大學Dubois等[69]提出了一種結構布局多學科設計分析與優化框架，采用基結構方法建立模型生成器，與高保真流場求解器和結構分析器進行接口連接，并融入全局多學科優化框架中，完成了在多個約束條件下的變形翼肋設計與優化。漸進結構優化方法也得到了部分應用，其主要思想是根據一定的優化準則，逐漸將無效或低效材料刪除，這種方法物理概念明確，適用于桁架、板殼和三維連續結構，可采用的約束條件廣泛，但需要進行較多次數的迭代。國內，西北工業大學葛文杰團隊[70-71]采用了雙向漸進結構優化法對機翼前后緣進行了拓撲優化，雙向漸進結構優化法相比于漸進結構優化法，除了能夠移除結構外，還可以在需要的地方生成新的結構。結合雙向漸進結構優化法和遺傳算法得到機翼前后緣結構，并進行樣機設計與試驗。水平集方法通過將輪廓設置為高維度的水平集函數，使得結構的拓撲和邊界可以被表達為零等勢面，然后基于靈敏度驅計算結果幾乎可以對任意復雜結構進行拓撲變化。日本大阪府立大學Kambayashi等[72]基于水平集方法提出了將由堆疊式順應機構組成的多層順應機構作為變形襟翼的內部結構，每層都有獨立的結構配置以提高變形形狀的設計靈活性。考慮多種飛行條件，根據飛行條件引入不同驅動力的負載情況，并使用多目標優化問題來制定設計問題，結果表現不同的理想變形形狀，可最大限度地提高升阻比或最大升力系數。

自底向上的設計方法往往依賴于設計者的經驗，初始結構和約束的布置與優化方法的選取都會對最終的變形有比較大的影響，在針對復雜外形時適應性較為困難，目前的一些工作尚未形成完整的系統設計方法。自頂向下式的設計方法，需要在高超聲速狀態下結合多約束的協同優化設計算法進行實現，尤其在考慮到外流場高速、高溫、高動壓的環境時，模型非線性程度高，會對計算提出很高的要求。現有的變形翼設計相關構型和布局系統化設計方法仍不夠完善，需要就相關的參數化方法、結構分析方法等理論方法開展研究，進一步揭示復雜飛行環境下的結構參數、驅動參數、控制參數、載荷參數之間的作用機理，形成面向高超聲速環境下的變形翼的變構型機構設計方法與理論。

3.2 高功重比、快速響應的驅動設計

高超聲速變體飛行器的驅動直接影響著變形性能，其性能優劣在很大程度上影響到飛行器變形機構的運動狀態。由于受環境約束和質量約束，驅動需要保證功重比能完成任務并盡量減小附加的載荷。由于高超聲速變體飛行器飛行速度極快，驅動響應速度略微差一點將會引起極大的偏差，因此高功重比、快速響應是未來高超聲速變體飛行器對驅動設計的核心訴求之一。

目前，傳統驅動中應用最為廣泛的包括液壓驅動、氣壓驅動和電機驅動。液壓驅動具有較大的輸出功率且精度較高，但是液壓驅動需要配備較重的液壓源，其功重比較低，而且易漏油，維修不方便。氣壓驅動具有結構簡單、響應速度較快等優點，但高超聲速飛行器的極端力熱環境下對氣動系統工作壓力要求很高，而且氣壓瓶體積比較大。同時氣壓、液壓啟動時間慢，因此限制了其在高超聲速變體飛行器上的應用。電機驅動具有結構簡單、體積小、控制性能好、重量（質量）輕等特點，但是電機驅動的輸出力和功率相對較小、功重比較低。

除傳統驅動外，一些新型智能驅動也得到了研究。其中，形狀記憶材料具有獨特的形狀記憶效應，可以實現集感知和驅動于一體，因此在變形翼領域得到了廣泛的研究。在美國智能機翼項目中，研究人員提出了一種可扭轉變形的機翼設計方案，該方案采用S形狀記憶合金作為扭矩管驅動器，然后將內管與可提供扭矩的執行機構相連，通過內管轉動可實現機翼的扭轉變形。Rodrigue等[73]設計了一種扭轉變形機翼設計方案，如圖10（a）所示，中部變形段是通過交叉布設在內部的SMA絲驅動智能軟復合結構，通過控制兩組SMA絲上電激勵的大小，實現機翼扭轉變形的形狀和翼梢段位置的控制。加拿大魁北克大學Coutu[74]基于 SMA的驅動器驅動機翼上表面設計了機翼翼型厚度可變的機翼結構，如圖10（b）所示。國內，南京航空航天大學李飛[75]研究了將形狀記憶合金應用于驅動后緣變形，制造了變后緣樣機并進行了風洞驗證；西北工業大學谷小軍等[76]設計并驗證了一種形狀記憶合金驅動的可變翼梢小翼，如圖10（c）所示。后續基于開發的三維SMA本構模型，對SMA桿件驅動的翼梢小翼變形過程進行了數值仿真，并分析了不同SMA桿型對翼梢小翼變形能力的影響。

布里斯托大學Kimaru等[77]結合分布式壓電陶瓷和復合材料板設計了一種彎度變形機翼，驗證了在氣動力作用下實現機構穩定控制的可行性。大連理工大學李春暉等[78]分析了壓電纖維復合材料致動器在受到電壓載荷下對縮比模型的主動變形產生的影響，并制造出可變形機翼縮比模型，黏結壓電纖維復合材料致動器后進行地面試驗，完成了對模擬仿真的結果的驗證。哈爾濱工業大學王利平等[79]采用壓電疊堆陶瓷的液壓泵設計了一種壓電控制驅動器，實現了機翼后緣結構的連續變彎度。

火工驅動作動的能源來自其內部火藥復雜的化學反應，將裝藥的化學能轉換成內能，再轉換為所需運動的機械能。具有輸入能量小、作用迅速、可靠性高等優點，可實現瞬時大功率輸出并且響應時間可達毫秒級。Dunaway等[80]設計了一種帶有點火器的燃氣發生器，用于導彈、火箭等從各種類型的發射筒中發射的飛行器的推進。一般而言，這種飛行器使用自身發動機內部推力推動飛行器飛出發射筒（熱發射），這減少了發動機推進劑儲量，影響飛行器飛行距離。為了解決這個問題，采用氣體發生器產生高壓氣體將飛行器彈射出發射筒，給飛行器提供一個初始速度（冷發射），有效地提升了飛行器推進劑的利用效率，增加了飛行距離。Zhou Yingcong等[81]設計了一種單缸自由活塞發電機，通過燃氣爆燃作動將機械能直接轉化為電能。北京理工大學付文娟等[82]設計了一套包含多根產氣藥柱、可自適應點火、可變推力的燃氣驅動裝置，并采用數值仿真模擬方法，研究不同作用藥柱個數、作用時間及彈體質量，發射系統內部壓強和彈體運動隨時間的變化情況。仿真及試驗結果表明，其所設計的燃氣發生器藥柱燃燒性能好、可自適應點火、可為系統提供可變推力。哈爾濱工業大學姜陽[83]提出了火工爆燃式可重復直線作動器的整體方案，如圖11所示，包括活塞作動部件、緩沖結構、鎖定機構和排氣閥門多種方案，并進行了火工爆燃式可重復直線作動器數值求解和試驗對照，仿真曲線與試驗曲線在趨勢上十分接近，且具備可重復作動的潛力。

以上列舉的新型驅動在實際使用中均具有一定限制性，如形狀記憶合金驅動散熱困難、冷卻速度影響嚴重，變形頻率受限；壓電材料變形頻率很高，但是單次變形輸出功率很小；火工爆燃式驅動機理復雜，精準控制難度大。此外，還有一些驅動也得到了研究，但都具有明顯的缺點，如基于氣動肌肉纖維的“氣動肌肉”，具有響應速率快、結構輕便等優勢，但驅動力過小，同時控制精度會受氣動閥門性能制約，且具有遲滯非線性、魯棒性不強等特征。在響應精度、能量密度、結構體積上有著優勢的超聲電機，也存在故障率較高、使用壽命短、制造工藝復雜等缺點。總體而言，各種驅動系統都具有一定特點和優勢，但在實際應用過程中，都有各自的“瓶頸”亟須解決。在未來驅動研究中，應該圍繞新型材料及結構的特性開展研究，進行驅動元件深入的優化和改進，保證高功重比、快速響應、可靠性及可重復使用，為其在高超聲速變體飛行器上的應用提供技術支撐。

3.3 可承載大變形蒙皮

在高超聲速變形體飛行器飛行過程中，蒙皮需要承受較大的氣動載荷，同時實現光滑、連續的大變形。這對蒙皮設計提出了極高的要求，需要蒙皮在面外方向具有足夠剛度能在將氣動載荷傳遞到機翼內部承力的骨架，同時需要保持較好的彈性使在面內變形方向上可以較小的驅動代價發生變形。早期分段蒙皮被廣泛采用，但由于蒙皮的非連續性和表面不夠光滑的缺點在高超聲速時的高溫環境下會引起巨大隱患而無法被采用。目前，國內外對大變形柔性蒙皮技術開展了大量深入的研究，現有的蒙皮材料主要有合成橡膠、纖維增強橡膠、形狀記憶合金及聚合物等復合結構蒙皮。

美國國防預先研究計劃局（DARPA）在智能機翼（Smart Wing）項目[84]中采用了硅膠作為蒙皮材料來滿足機翼變形和氣密性要求；美國新一代航空公司研制的“滑動蒙皮”可變形無人驗證機也采用了硅橡膠材料作為變形蒙皮。橡膠蒙皮雖然能完成大變形，但其低模量無法承受高的氣動載荷。雖然可以采用預埋支撐帶施加預應力的方法來提高硅橡膠蒙皮的承載能力，如圖12（a）所示，但會引起材料疲勞和蠕變等問題。

祝連慶等[85]利用增強纖維和聚合物基體開發了一種輕量化的形狀記憶聚合物材料，該材料的彈性模量隨溫度變化，有望通過控制溫度實現大尺度變形。南京航空航天大學翟宏州等[86]設計了一種蒙皮方案，如圖12（b）所示，將SMA絲嵌入蜂窩蒙皮驅動夾層內部，通過對SMA絲的調控實現蒙皮發生后掠與上反。大連理工大學王亞豪[87]將U形蜂窩結構與形狀記憶合金相結合，提出了具有大變形能力的柔性蒙皮芯層結構方案。

賓夕法尼亞州立大學Olympio等[88]提出了光滑柔性材料包夾變形蜂窩結構的三明治式夾芯柔性蒙皮結構，如圖12（c）所示。哈爾濱工業大學王云飛等[89]將碳纖維棒與凱芙拉線嵌入橡膠設計出了一種適用于剪切式變后掠翼的蒙皮，并進行了試驗驗證。哈爾濱工業大學孫健[90]結合泡沫和形狀記憶聚合物材料研發出了一種可實現大變形要求的蒙皮。沈陽飛機設計研究所程文杰等[91]通過對夾層柔性蜂窩和外側彈性膠膜的設計，發展了一種能夠滿足后緣變彎度機翼的面內變形和面外承載要求的蒙皮，但這種蒙皮結構質量較大且需要較大的驅動力。

現有大變形蒙皮大多未考慮熱防護設計且難以兼顧變形和承載要求，高彈性蒙皮存在承載不足的缺陷，單純的形狀記憶合金及聚合物也存在變形不足的問題，高超聲速的高壓、高溫環境下可承載大變形蒙皮可能存在的解決方案是考慮高超環境的材料設計下開展新型可控智能材料研究和能在指定方向進行剛度設計的各項異性超材料骨架設計，結合柔性基底形成增強復合蒙皮結構，來保證蒙皮能完成面內光滑變形和面外大承載能力。

3.4 承載/熱防護一體化結構設計

高超聲速流動具有高馬赫數、薄激波層、極高的氣體溫度、真實氣體效應、強黏性效應，以及顯著的氣動熱效應等特點。當飛行器的速度到達高超聲速時，由于強烈的氣動加熱效應，同時會給飛行器結構帶來巨大隱患。結構在快速加熱情況下，材料彈性模量和強度極限降低，致使材料的承載能力降低，并且由于材料的熱阻不同，會造成較大的熱梯度，導致局部會有較大的熱應力，并會與氣動載荷作用疊加，進一步影響結構的承載能力。高超聲速變體飛行器的操縱舵面可能更為特殊，飛行器的結構在高溫熱應力和氣動力的雙重作用下，會對高超聲速變體飛行器的各部位產生過大變形，進而破壞結構的氣動外形，又會進一步加劇氣動熱彈性問題。傳統設計中忽略了熱力耦合作用，熱防護和承載結構是分開設計研制的，這會造成其黏結連接維修性差、力學性能降低等危害。為解決以上問題，需要開展承載/熱防護一體化結構設計研究。

NASA在基礎航空計劃（FAP）項目[92]中提出將熱防護作為機身承力結構的一部分，在完成防隔熱功能的基礎上能夠分擔機身結構載荷，形成結構一體化熱防護系統。圖13（a）展示了在波紋板空隙中填充隔熱材料的承載/熱防護一體化方案，這種結構具有較好的面內、面外高剛度特性，實現了隔熱與承載功能的集成，但是在腹板處容易引起熱短路效應。為解決這一問題，NASA蘭利研究中心[93]提出將實心腹板改為空心腹板這一改進方案，同時為保持腹板的承載能力，利用腹板加強筋進行連接，如圖13（b）所示。在此基礎上，NASA蘭利研究中心[94]進一步提出剛性隔熱條夾芯結構方案，如圖13（c）所示，通過將纖維復合材料包覆在氧化鋁外側提高熱障，利用隔熱瓦的隔熱和固定支撐作用，結合包覆層的加強作用，使得夾芯結構同時具有隔熱與承載能力。美國SMARF公司[95]提出了蜂窩夾芯結構方案，如圖13（d）所示，使用CMC箔片制備夾芯板的面板以及蜂窩夾芯結構，并在夾芯中填充隔熱材料，增強了傳統夾芯板的熱防護性能和高溫下的力學性能。

得克薩斯州農工大學[96]研制了一種承載防熱與傳感控制一體化的多功能復合材料，可在不同的溫度和頻率下進行調控，加大了材料的有效工作范圍。英國帝國理工學院[97]制備了一種新型的多功能復合材料，通過將結構性碳纖維織物嵌入碳氣凝膠（CAG）的連續網絡中，將材料的面內剪切強度提升了4.5倍，同時提高了約100倍的電化學性能，有望轉化熱載并進行儲能。在HOPE-X飛行器設計中，沈娟等[98]采用增強碳/碳熱結構、碳/碳面板和高溫合金等材料，在承力冷結構外設置外部防熱系統，并進行了熱通道設計進行隔熱。

西北工業大學龔春林研究團隊[99]提出了一種適用于高超聲速的多功能熱防護系統，如圖14所示，該系統具有熱電（TE）轉換和承載附加功能。該概念在宏觀尺度上呈現為一個板塊，在中觀尺度上為一個單元。中觀單元由TE模塊和熱防護層（TPS）間隙構成。TE模塊包括氧化鋁陶瓷層和纖維隔熱層，用于散發一定量的空氣動力熱量；高溫和中溫TE層用于將空氣動力熱量高效轉化為電能；承載框架和蜂窩芯，以提高承載能力；嵌入TE材料中的導電板和低模高溫黏合劑，以減輕熱應力，具有承載、熱防護和供電等多重有效功能。哈爾濱工業大學孟松鶴研究團隊[100]進行了三種獨特熱防護技術的熱結構尺寸設計，分別為帶有冷結構的寄生熱防護系統（TPS）和帶有絕緣的熱結構以及集成熱防護系統（ITPS）。研究結果顯示：（1）帶有內部絕緣的熱結構具有最高的體積效率，具有承載能力的ITPS具有最高的重量效率；（2）ITPS和帶絕緣的熱結構是有應用前景的未來高超聲速飛行器熱防護技術，而寄生TPS是一種非常成熟的技術，在低熱負荷下具有競爭力；（3）熱負荷對不同TPS的體積和重量效率具有主導影響。湖南大學韋凱研究團隊[101]通過將輕質點陣結構與高溫陶瓷以及陶瓷基復合材料相結合，提出了防隔熱一體化的高溫點陣結構熱防護系統概念，先后研究了 C/ SiC 高溫點陣、ZrO2高溫陶瓷波紋板，以及ZrB2-SiC-G超高溫陶瓷波紋板等耐高溫防隔熱一體化結構。

隨著技術的進步，集防熱與承載于一體的承載/熱防護一體化結構設計在高速發展，在降低熱應力、輕量化和提高連接可靠性等方面展現了很強的優點。目前，研究熱防護系統夾層結構設計展示出了設計的潛力和多樣性，包括采用波紋型芯、點陣型芯、晶格型芯、多層型芯、泡沫型芯、蜂窩型芯和仿生型芯等，用于夾層結構的材料包括各種類型的層壓復合材料、陶瓷基復合材料和金屬。針對承載/熱防護一體化結構設計及相應的分析方法開展研究形成系統性理論，在此基礎上尋找新型承載防熱材料解決高超聲速流動下的熱力耦合問題，仍將是超聲速變體飛行器設計的重要研究方向。

4 總結與展望

高超聲速變體飛行器技術對于我國航空航天事業的發展具有重要意義，目前國內外均在開展研究。本文結合高超聲速技術和變體飛行器技術，對高超聲速變形翼主要構型和核心技術進行了闡述與分析，其中變展長、變后掠、展向變彎等變形已經展現出了在寬速域、大空域環境下提高飛行器飛行性能的能力。

目前來看，結合乘波體等高超聲速構型開展多維度變形研究具有提高高超聲速變體飛行器的變形性能的潛力。其關鍵在于突破變構型機構設計方法、高功重比與快速響應的驅動、大承載蒙皮及承載/防熱一體化設計等技術“瓶頸”，發展出適用于高超聲速變體飛行器的新成果和新技術。

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Review on Key Technologies for Hypersonic Morphing Aircraft

Cheng Gui1， Yang Guang2， Guo Hongwei2， Zhou Xiang1

1. Shanghai Jiao Tong University， Shanghai 200240， China

2. State Key Laboratory of Robotics and System， Harbin Institute of Technology， Harbin 150001， China

Abstract： Hypersonic morphing aircraft have the potential to enhance the versatility of aircraft across a wide range of speeds and altitudes， which holds significant strategic importance in both civil and military sectors. This paper focuses on the research progress of hypersonic morphing aircraft， discussing advancements and current status in domestic and international hypersonic projects as well as morphing aircraft projects. The classification and introduction of main morphing methods of existing hypersonic morphing aircraft are also presented. This paper summarizes the technical research challenges in various aspects of hypersonic morphing aircraft， including design methods and theories for morphing mechanisms， high thrust-to-weight ratio and rapid response drive designs， load-bearing deformable skins， and integrated structures for load-bearing and thermal protection. This paper concludes by outlining potential research directions for the future development of hypersonic morphing aircraft， aiming to provide valuable insights for subsequent studies in this field.

Key Words： hypersonic； morphing aircraft； cross-domain； morphing wing； structural design