高速变翼面飞行器研究现状及关键气动技术

来源：空天技术

作者：吕侦军  卢志毅  陈庆民  骆帅

高速变翼面飞行器研究现状及关键气动技术

吕侦军  卢志毅  陈庆民  骆帅

（北京空天技术研究所，北京 100074）

DOI：10.16338/j.issn.2097-0714.20220626

摘 要 固定外形飞行器难以满足宽域飞行器在宽速域大空域范围内高飞行性能的需求，因此，可变形飞行器技术正在成为宽域飞行器新的研究热点。对变翼面飞行器研究进展进行了综述，重点介绍了变后掠翼、折叠翼、伸缩翼、柔性翼变形飞行器的国内外研究现状，梳理了翼面变形策略及对飞行器气动性能的影响。总结了高速变翼面飞行器在可变气动布局设计、动态气动性能预测方面不同于固定外形飞行器的气动关键技术，提炼了高速变翼面飞行器的气动研究难点，对变形飞行器的后续研究提供一定的参考。

关键词 宽域飞行器；高速；变翼面；气动技术；动态性能

1 引 言

     

未来高速飞行器将在更大的空域和速域范围内飞行，传统固定外形飞行器设计域窄，只能保证在设计范围内保持性能最优，难以满足飞行器向宽速域大空域发展的需求，因此，有必要开展可变形飞行器技术的研究。北大西洋公约组织对智能变形飞行器做过如下定义：通过局部或整体改变飞行器的外形形状，使飞行器能够实时适应多种任务需求，并在多种飞行环境保持效率和性能最优。与固定外形飞行器相比，变形飞行器具有的独特优势和技术潜力［1］表现为：（1）根据不同飞行阶段的需求自适应改变外形，显著改善变形飞行器全程的气动特性和飞行性能；（2）通过变形拓宽了飞行器的飞行包线，使飞行样式更加多样。可变形飞行器技术是当前航空航天发展中受到广泛关注的热点技术之一，也是未来智能飞行器发展的重要趋势，对发展宽域飞行的空天飞行器具有重大的意义。

国内外对变形飞行器变形机构［2-3］、变形飞行器的控制［4-5］、变形气动问题［6-7］等方面开展了大量的研究工作，对变形飞行器的种类进行了划分。文献［8］按变形驱动方式的不同，将变形飞行器分为刚性变形飞行器和柔性变形飞行器两类；文献［9］按变形尺寸的大小分为小尺度局部变形、中尺度分布变形和大尺度全局变形三类。从文献调研结果来看，目前对变形飞行器的研究主要集中在亚跨超声速速度范围，并且大多数的变形都是围绕翼面开展的。更高速飞行器在近些年得到了大力发展，目前研究对象主要为固定外形飞行器，随着高速飞行技术的突破，飞行器向更宽速域范围和更大空域范围发展时对变形技术提出了更高的需求，但高速变形飞行器的研究仍处于起步阶段，相应的研究较少。按照文献［8］的分类方式将变翼面飞行器分为刚性变翼面飞行器和柔性变翼面飞行器两类，调研了变翼面飞行器的发展现状，对其中涉及的关键气动技术进行了探讨。

2 变翼面飞行器发展现状

     

2.1 刚性变翼面飞行器

2.1.1 变后掠翼

变后掠翼主要通过绕定轴旋转的方式改变机翼的后掠角，以适应宽速域飞行对气动性能的需求，低速飞行时为小后掠角、大展长机翼，以获得高升力；高速飞行时变为大后掠角、小展弦比，以降低飞行的阻力。变后掠角翼可以解决高低速性能要求的矛盾［10］，是水平起降空天飞行器的可行途径之一。

变后掠翼是应用最广泛的一种变形方式，20世纪六七十年代出现了一大批变后掠翼飞机，有X-5、F-111、F-14、B-1、MG-23、MG-27、Su-24、Tu-160、狂风战斗机等。其中最具代表性的是美国 F-14和俄罗斯的Tu-160，代表了变后掠翼飞机发展的最高水平［11］。在国内，刘晓斌［12］设计了一种变后掠翼高速飞行器，陈钱［13］等人对旋转变后掠和剪切变后掠的两种变后掠翼身组合飞行器的气动性能进行了计算分析，研究结果表明，对于高亚声速的巡航飞行器而言，“剪切变后掠”布局在宽速域内均比“旋转变后掠”布局具有更优的升阻比和阻力。

图1   变后掠翼飞行器变形方式[12]

Fig.1   Deformation mode of variable swept wing vehicle[12]

图2   旋转变后掠与剪切变后掠外形对比[13]

Fig.2   Comparison of rotating variable-sweep configuration and sheared variable-sweep configuration[13]

空军工程大学的张登成［14］等人设计了一种宽速域变构型高速飞行器，采用连接翼布局实现了上机翼变后掠、下机翼变前掠两种变形方式的结合。在低速时，飞行器为大展弦比、小掠角的菱形连翼布局，可以快速完成爬升；在超声速时，飞行器为小展弦比、大掠角的菱形连翼布局，完成速度的快速提升；在高速时，连接翼收回机身内，飞行器整体上是类乘波体构型，进行高速巡航。数值计算结果表明，飞行器在低速和高速最大升阻比分别达到15.37和4.8，解决了高速和低速对高升阻比和高升力外形需求的矛盾。变构型高速飞行器通过连接翼在不同飞行阶段适时地变化，兼顾了低、跨、超声速的气动特性，使飞行器在各阶段都有较好的气动特性，可实现宽速域飞行。

图3   宽速域变构型飞行器气动外形[14]

Fig.3   Aerodynamic configuration of variable wide-speed vehicle［14］

2.1.2 折叠翼

折叠翼面可以降低飞行器的尺寸包络，在尺寸约束严格的飞行器上有着广泛的应用，例如舰载机。折叠翼一般为活动翼面绕一个或多个旋转轴转动实现翼面折叠和展开，折叠状态减小翼面面积和迎风面积，降低翼面载荷并减小飞行阻力；展开状态增大翼面面积，提升升力和升阻比。

折叠翼在XB-70战略轰炸机上得到了应用［15］，通过铰链旋转机构实现翼面的折叠，Ma=0.9时翼面向下折叠25°，Ma=1.4时折叠至最大折叠角65°，针对不同飞行环境应用不同折叠策略的XB-70有着显著的性能变化和飞行包线扩展［16］。在进行超声速飞行时，通过翼尖向下折叠的设计捕获XB-70的机头和机身产生的激波，并且三角翼前部的进气道也对后续的激波产生了干扰，使其减速并覆盖在机翼下，产生可以被利用的压缩压力，使得机翼升力显著增加最多30%，不会由于翼尖折叠产生额外的阻力。此外，折叠翼尖向下偏转设计可以减小翼尖产生的诱导阻力，提高巡航效率。XB-70战机机翼的向下偏折减小了机体后部的等效翼面积，有助于超声速状态下气动中心的后移，使其更靠近重心位置，从而减少了重心的总升力和配平的需要。此外，由于翼尖向下折叠，后缘附近的有效翼面积有所减小，但向下折叠的翼尖可以有效地作为附加鳍承担一部分垂直尾翼的作用，从而改善飞机的空气动力学性能和巡航效率，提高飞机超声速状态下的方向稳定性［17］。

2003年，美国国防预防研究计划局启动了MAS（Morphing Aircraft Structures）计划［18］，洛马公司为MAS计划设计了一种Z型折叠翼飞行器［19］，折叠方式如图4所示，可以实现内翼折叠130°，翼面积变化200%。内翼段折叠后贴近机身，减小了机身表面积和低空跨声速飞行时的阻力，适于低空俯冲。当翼完全展开时升阻比较大，适合高空巡航。风洞试验中，Ma=0.6时，机翼从0°折叠至130°需用65 s，整个动作过程精确可靠。

图4   Z型折叠翼飞行器[19]

Fig.4   Z-shape folding wing vehicle[19]

2.1.3 伸缩翼

伸缩翼是一种变展长的变形方式，一般采用嵌套结构，活动翼面嵌入飞行器固定机身或机翼内，通过直线运动实现机翼的伸缩。翼面伸出状态会使得机翼面积以及展弦比增加，使得升阻比增大，有效提升了气动效率；翼面收缩状态可以降低阻力和尺寸包络，通过翼面的伸缩优化低速和高速不同阶段的飞行性能。

雷锡恩公司在MAS计划中基于战斧巡航导弹提出了伸缩弹翼方案，使其在飞行过程中能够根据飞行任务的不同，通过弹翼的伸缩改变翼面面积，巡航飞行时弹翼展开获得最大升力、高速俯冲时收缩弹翼提高机动性。其弹翼最大可以有50%的增幅，从而使巡航末端的盘旋时间增加约75%［20］。南安普顿大学Ajaj［21］等人设计了一种齿轮齿条传动的伸缩翼无人机，翼面展长变化可达到50%，可以实现对称变形以提升飞行性能，也可以作不对称变形并提供滚转控制。风洞试验结果表明飞行器的升阻比随展长的增大而增大，并开展了飞行试验评估对称和非对称变形对飞行性能和飞行力学的影响。

图5   伸缩翼无人机[21]

Fig.5   Telescopic wing UAV[21]

岳彩红［22］等人针对一种翼身组合伸缩式变形飞行器的再入轨迹进行了仿真试验，仿真结果表明采用伸缩式机翼的变形飞行器相比固定外形飞行器在飞行性能方面具有显著优势，最大横向航程提高了52.23%，纵向航程覆盖范围提高了39.1%，最大终端速度增大了705.6 m/s。郭建国［23］等人研究了非对称伸缩翼飞行器的动态特性，将非对称伸缩翼作为一种主动控制方式，利用伸缩翼的非对称变形产生的滚转力矩实现飞行器的快速滚动。

图6   高速伸缩变形飞行器[22]

Fig.6   High speed telescopic morphing vehicle[22]

西北工业大学王江华［24］等人对两级和三级伸缩翼巡航导弹外形进行了优化研究，优化结果表明，两级、三级伸缩翼巡航导弹相对于固定翼燃料消耗量分别减少7.8%和12%，表明伸缩弹翼有效提高了巡航导弹在整个飞行任务中的气动性能。

2.2 柔性变翼面飞行器

刚性变形具有响应时间短、变形幅度大等突出优点，但刚性变形都存在质量过重、结构复杂、可靠性低等固有缺陷，难以满足新时代飞行器对机动性和可靠性的更高要求，因此，近年来的研究更关注柔性变形飞行器领域［8］。

2006年，美国NextGen公司在MAS计划中设计了一种柔性变后掠方案MFX-1［25］，并试飞了MFX-1验证机，其柔性蒙皮具备很好的伸缩特性，可以将飞机的后掠角从15°变为35°，机翼面积改变了40%。2006年8月，NextGen航空技术公司对其提出的滑动蒙皮方案进行演示试飞，使用45 kg的MFX-1喷气式推进无线电遥控缩比验证机。在185~220 km/h的速度下将翼展改变了30%，翼面积改变了40%，后掠角从15°变化为35°。

图7   MFX-1变形飞行器[25]

Fig.7   MFX-1 morphing vehicle[25]

包为民［26］等人认为柔性变形飞行器有望实现跨域智能飞行，探讨了柔性和连续可变形材料和变形机制、高速跨域智能飞行自主学习控制理论与方法、可变形飞行器电磁特性的智能控制等科学问题和前沿解决方案。李浩［27］针对硅橡胶在变形翼蒙皮上的应用进行了研究，制备的甲基苯基硅橡胶蒙皮在250℃下进行50次45°大角度形变仍保持表面平整无褶皱鼓包产生，该材料可作为柔性翼的蒙皮材料。文献［28］介绍了飞行器柔性智能蒙皮领域的最新进展，介绍了柔性传感器对飞行器表面流场、风压、风阻、应变、温度等多物理场的精确测量上的研究成果，进一步阐述基于柔性电子传感技术的智能蒙皮将能实现如图8所示飞行器的“御风飞行”。

图8   柔性智能蒙皮变形飞行器示意图[28]

Fig.8   Schematic diagram of flexible smart skin morphing vehicle[28]

柔性翼变形飞行器将是智能变形飞行器研究的热点和趋势之一，随着柔性传感器的集成度越来越高，柔性翼的智能化程度也将大幅提升。

3 高速变翼面飞行器关键气动技术

     

相较于固定外形飞行器，高速变翼面飞行器在可变气动布局设计和动态气动数据预测方面存在显著的差异，这两方面是高速变翼面飞行器不同于固定外形飞行器的关键气动技术，需要开展进一步的深入研究。

3.1 高速变翼面飞行器可变气动布局设计

变形飞行器的研究是多学科交叉融合的问题，涉及总体、气动、结构、强度、材料、控制等专业，变翼面飞行器气动布局的选择和设计脱离不开这些专业的约束。

3.1.1 气动设计与总体需求

气动布局及翼面变形方式的选择与总体需求密切相关。翼面作为高速飞行器的高升阻比部件，增大翼面面积将显著提升飞行器的升阻比性能，但也会带来阻力增大和结构增重的代价，升阻比的提升和结构增重对提升航程相互矛盾，阻力增大对于巡航类飞行器来说意味着所需的推力增大，因此，翼面变形所带来的收益和代价是需要综合衡量的问题，变形策略也要匹配不同速域、不同空域对气动性能的需求。

3.1.2 气动设计与稳定控制

变形可能带来焦点的剧烈变化。同时，变形也可能改变操纵面的配平效率，引起操稳特性的变化，极大地增加了控制系统的设计难度，因此，在翼面变形方式选择和气动布局设计阶段就需要对该问题加以重视，尽可能降低变形带来的焦点变化量，实现变形过程的稳定控制。

3.1.3 气动设计与结构实现

变形翼面的设计还需要考虑实现情况，变形驱传动机构及其控制系统占用内部容积，降低了飞行器的空间利用率并带来重量增加的代价，气动设计时除了满足对气动性能的需求，还需要考虑结构易设计、易实现、质量代价尽可能的小。

3.2 高速变翼面飞行器动态气动性能预测

图9为某高速变后掠飞行器变形过程非定常试验结果，试验获得了定攻角、连续变后掠角下的非定常气动数据。试验结果表明，高速翼面变后掠过程中呈现明显的非定常现象，气动力和力矩偏离定常状态，且翼面运动速度越大，偏离程度越大；升力和阻力随翼面展开/收起呈顺时针变化，俯仰力矩随翼面展开/收起呈逆时针变化，与迟滞现象相反，呈现出气动力变化“超前”的现象。

图9   变后掠非定常风洞试验结果

Fig.9   Unsteady wind tunnel test results of variable swept wing vehicle

高速变翼面飞行器动态气动性能预测可以通过风洞试验和数值仿真实现，风洞试验展现变形过程中的非定常气动现象，数值仿真揭示变形过程中的非定常机理。

3.2.1 动态变形风洞试验技术

在动态变形过程中，风洞试验存在很大的困难，包括模拟的相似律理论、风洞试验模型设计、试验技术和方法等［11］。

风洞试验模型设计方面，缩比试验模型内部空间狭小，需要在其内部布置驱动电机、传动机构和天平测量系统，试验模型的设计难度大。另外，对于高速风洞试验，使用温度也是选择驱动电机的考虑因素之一。

动态变形的风洞试验中，需要建立天平测力数据与模型变形状态的实时对应关系，模型在风洞中的实时变形状态一方面可以由驱动电机给出，通过电机转速、位移和传动关系转换得到，但这种方式无法考虑运动部件及传动结构的机械间隙，存在一定的误差；另一方面可以通过光学测量的方式获得模型的变形状态，这种方式具有较高的精度。蒋增䶮［29］采用光栅同步采集系统，准确判定机翼变体的运动位置，提高了试验数据的重复性精度。因此，在变形飞行器动态变形试验中，如何获得风洞中试验模型的变形状态是试验设计中的一项重要内容。

在试验数据处理方面，固定模型的常规测力试验技术已经非常成熟，试验中攻角/侧滑角机构变攻角或变侧滑角时，试验模型本身的特性并没有改变，天平测力结果可以直接反映试验模型所受到的六分量气动力。而对于变形飞行器，变形风洞试验过程中模型的质量特性和转动惯量特性发生了变化，并且运动部件产生了惯性力，获得变形过程的真实受力情况需要扣除这些因素的影响，采用滤波消除干扰量时选择不同滤波频率会获得不一样的结果，这些都需要从试验原理和试验方法上开展工作。

白鹏［30］等人在低速风洞中针对滑动蒙皮变后掠翼模型完成了不同变形速率下变形过程中非定常动态气动特性的测试，获得了非定常动态气动力随后掠角变化的滞回曲线，并对产生非定常特性的可能机理进行了分析。袁明川［31］等人在来流速度10 m/s风洞试验中对折叠翼变形飞行器进行了研究，试验得出折叠翼模型有明显的非定常气动现象产生，而且折叠变形的速度越大，非定常现象越明显，出现非定常现象的主要原因是受到了变体运动对机翼前缘涡的影响。上述两项风洞试验研究都是在低速条件下，而高速动态变形风洞试验研究鲜见报道，对于高速变翼面飞行器不同变形方式下的非定常气动现象及其机理亟待研究。

3.2.2 动态变形数值仿真技术

高彦峰［32］采用理论分析和数值计算相结合的方法对二维可变形机翼进行了研究，得到了非定常气动特性。郭秋亭［33］基于动态混合网格生成方法和非定常数值计算方法对二维变形翼型、折叠翼变形飞机动态气动特性及非定常流动机理进行了研究。目前，针对动态变形数值模拟的研究主要为亚声速，对于高速变形过程的流动机理缺乏研究。

高速飞行器翼面变形过程存在翼前缘涡/激波随翼面变形的演变和涡/激波干扰、运动翼面激波与固定外形激波之间的激波/激波干扰、运动翼面激波/边界层干扰等复杂的动态流动现象，如何精细地刻画出这些复杂流动的流场结构是研究变形过程非定常流动机理的关键，需要发展高精度非定常数值模拟方法。

对于数值模拟方法的验证通常采用与标模风洞试验结果或与标准算例结果进行对比，在高速变形领域缺乏相应的对比结果，非定常数值模拟结果缺乏有效的验证，在发展变形过程高精度非定常数值模拟方法的同时，也需要注重高速变形的标模和标准算例的研究。

3.2.3 变形飞行器虚拟飞行风洞试验技术

通过动态变形风洞试验和变形过程非定常数值模拟对变翼面飞行器的研究，一方面是揭示动态变形过程的基础气动科学问题；另一方面获得非定常气动数据验证控制系统控制律设计，实现对高速变翼面飞行器变形过程的稳定控制。变形过程中气动和飞行力学特性研究的最终目的是实现变形过程中合理有效的飞行控制，从而保证飞行过程的安全［11］。

风洞虚拟飞行试验是在风洞真实气流条件中，实现飞行器气动力/飞行力学/飞行控制一体化研究的最直接的手段，通过把飞行器模型安装在具有多个转动自由度的支撑装置上，逼真模拟飞行器飞行过程，检验飞行器响应和操控特性，探索气动/运动/控制非线性耦合机理。赵忠良［34-35］等人在高速风洞中开展了虚拟飞行试验研究，试验结果表明风洞虚拟飞行试验能够实现较为逼真的模拟真实机动飞行过程，以及飞行控制率的集成验证和评估。高速变翼面飞行器变形过程的气动特性通常呈现为高动态、非线性、强耦合等特征，而风洞虚拟飞行试验正是验证变形过程稳定控制的有效手段。

4 结 论

     

经过对国内外变翼面飞行器的调研，总结归纳了变后掠翼、折叠翼、伸缩翼、柔性翼四种变翼面飞行器的优缺点，如表1所示。

表 1   四种变翼面飞行器对比

Table 1   Comparison of four variable wing vehicles

可变形飞行器具有很强的应用背景，是当前飞行器发展的热点问题，也是未来发展的重要趋势。同时，变形技术是高度综合、跨学科的新兴技术，对提高我国的综合研究水平、设计能力起到非常大的推动和牵引作用。高速变翼面飞行器在可变形气动设计、变形过程非定常数值模拟和动态变形风洞试验方面都面临重要挑战，需要开展重点研究，建立起理论和试验相结合的高速变形飞行器气动设计与分析研究体系。

本文刊登于《空天技术》2022年第6期

引用本文： 吕侦军, 卢志毅, 陈庆民,  等. 高速变翼面飞行器研究现状及关键气动技术[J]. 空天技术, 2022(6): 49-56.