2019, Vol. 37
2. 中山大学 航空航天学院, 广州 510275;
3. 中国科学技术大学 工程科学学院, 合肥 230026
2. School of Aeronautics and Astronautics, Sun Yat-sen University, Guangzhou 510275, China;
3. School of Engineering Science, University of Science and Technology of China, Hefei 230026, China
众所周知，传统固定外形飞行器的设计首先是针对主要的飞行环境和任务(如巡航、侦察、作战)进行的，同时兼顾起降等重要飞行过程加以折中优化。所以执行不同任务、在不同速度范围飞行的飞行器，其外形会存在很大差异，如：以全球鹰为代表的亚声速长航时无人机，与以F16为代表的超声速战斗机、HTV2和X51A为代表的高超声速飞行器，气动布局间的差异显而易见。由此针对可变形的需求主要来源于如下几个气动方面：1)未来飞行器面临的空域、速域不断扩大，固定外形可能无法满足不同飞行工况对飞行器气动和飞行性能的需求；2)为了实现单架飞行器实现多个飞行使命和任务，满足一机多能，要求飞行器在执行不同飞行任务时具有不同的气动外形；3)提升现有飞行器的气动总体性能，要求其在各个飞行阶段，通过调整气动外形，使其始终保持优良的气动和飞行性能(图 1)。
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图 1 飞行器通过变形适应不同飞行任务示意图 Fig.1 Sketch of aircraft fit the different missions through morphing |
以可能采用智能可变形技术的临近空间大空域、宽速域飞行器为例，临近空间是距海平面20 km~100 km高度的空域，是各航空航天强国\大国极为关注的领域[1](图 2)。一般来说, 临近空间飞行器是指：在临近空间范围或在入轨、再入过程中，能够实现临近空间长时间或长距离巡航的飞行器。当前各国重点发展的临近空间飞行器主要分为两大类：以平流层飞艇和临近空间太阳能无人机为代表的临近空间大型低速飞行器，以临近空间高超滑翔和吸气式超燃动力飞行器为代表的临近空间高速飞行器。其中前者具有高空、超长航时的特点，未来可用于侦察、预警、通讯中继等用途；后者具有高超声速远距离快速到达的能力，未来可用于全球快速打击、快速到达和投放等用途。由于临近空间飞行器具备多项独特的优势，是国家总体实力和科学技术水平的象征，关系到国家安全和未来在全球的重大利益，具有极其重要的战略地位，存在巨大的军事和民用应用前景，是当前国际航空航天领域的研究热点。
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图 2 临近空间示意图 Fig.2 Sketch of the near space |
临近空间包括大气平流层、中间大气层和部分电离层，飞行环境极为复杂。大气密度大致随高度每增加16 km，降低一个量级。大气压力随高度上升迅速衰减，从20 km到100 km，压力变化为5.4×10-2P0 ~3.2×10-7P0(P0为海平面大气压)。此外大气温度较低，临近空间不同高度，大气平均温度:20 km~ 30 km，约-80 ℃~-55 ℃；30 km~50 km，约-55 ℃ ~-3 ℃；50 km~80 km，约-3 ℃~-110 ℃。
当前多国争相发展的水平起降临近空间高超声速飞行器以及更为远景的两级/单级入轨空天飞行器要完成地面低速起飞和着陆、临近空间高超声速巡航/突防机动等多种飞行任务。传统固定外形难以始终保持良好飞行性能和操纵性能，可能存在如下几个方面的困难：
1) 从巡航性能看，飞行器从地面至低层临近空间(20 km~30 km)、中高层临近空间(60 km~70 km)乃至突破大气层，空域跨度极大，大气密度降低几个量级, 同时飞行速域和马赫数范围跨越低速不可压、亚跨超至高超声速。不同速域、空域巡航对飞行器升力面面积、空间和平面形状、翼型形式的要求差异巨大，固定外形飞行器难以做到性能最优。
2) 从作战任务的需求看，如要求临近空间高速飞行器满足地面低速短距水平起降、高空高超声速巡航突防和低空高机动格斗，固定外形将无法同时满足这些需求。
3) 从操纵效能来看，临近空间飞行器在面对大空域、宽速域执行不同飞行任务时，其压心、焦点和操纵面舵效变化巨大，传统气动舵面结合推力矢量、喷流直接力控制可能也无法满足飞行过程中的有效控制。
由此科学家和工程师们提出希望发展一种新概念飞行器——智能可变形飞行器，使其针对不同飞行工况、执行不同任务时，能通过改变布局形状，达到全阶段性能优化。飞行生物给出非常好的启示，它们在进行巡航、盘旋、俯冲、攻击时会采取合适的外形以获得最佳气动和飞行性能。与此同时，各种功能(智能)材料，诸如：形状记忆合金(SMA)、形状记忆聚合物(SMP)、压电材料、磁致伸缩、电致伸缩材料等的快速发展，以及新型高效智能变形结构的提出，也为人类描画了智能可变形飞行器的可能性、诱人前景和宏伟蓝图[2]。
当前智能可变形飞行器已经成为国内外研究的热点领域，但目前尚无公认的定义。大体归纳起来，智能可变形飞行器是指外形能够根据飞行任务、飞行速度、飞行环境等，适时、自主地发生改变，以不同的气动布局形式满足不同的飞行任务，从而达到飞行器在整个飞行阶段的气动和飞行性能优化，提升其总体性能的飞行器。该类技术是有可能带来未来飞行器革命性变化的颠覆性技术之一。
“智能可变形”包含两个层次的含义, 即：“变形”和“智能”。
首先，何谓变形？传统飞行器通过机翼舵面偏转变形实现纵向、横向、航向操纵，通过增升装置提高飞行器起降性能，通过变后掠角机构提高面对不同速域的飞行性能。而智能可变形飞行器所指的变形是指不同空间尺度(局部、分布、整体)和时间尺度的连续变形，涵盖的范围很宽。以机翼为例，其变形可以包括改变弯度、厚度、扭转、展长、弦长、翼面积、翼面形状(包含平面、空间)等。
按照尺度和实现的功能来划分，变形可以分为三类[3]：局部变形(小变形)，以实现流动控制为主要目的，达到四两拨千斤的效果，改善飞行器流场品质和性能；分布式变形(中等尺度变形)，通过弦或展向弧度、厚度、扭转变形，提高飞行器的操纵和控制性能，以实现飞行控制性能优化；整体式变形(大尺度变形)，通过翼面积、展长、后掠角、上下反角等平面和空间翼面形状的改变，以实现面对不同飞行工况和任务时的全阶段飞行性能优化。文献[3]给出整体式大变形的技术指标是展弦比变化达到200%，翼面积50%，后掠角20°以上。
按照变形的实现方式来看，可分为两个层次和阶段：1)采用机械结构，通过变形控制实现变形，可能应用于分布式变形和整体大变形；2)采用智能(功能)材料、智能结构和智能控制实现变形，目前看有望应用于局部变形和分布式变形。按照这两个层次，智能可变形飞行器研究的工作面会更大，其中第一个层次的变形已经应用于工程实践，并获得良好效果。但第二个层次的变形尚存在很大难度，距离应用还有很长的路要走。
第二，何谓智能？其含义在于飞行器能够实时感知外部环境，并能够根据飞行任务指令和飞行环境对气动布局进行实时调整，实现智能控制。涉及自感知、自适应飞行控制、人工智能等众多交叉学科。尽管近年来人工智能技术基于机器学习算法、高性能计算和海量数据积累等方面的发展，获得突飞猛进式的进步，并在图像识别和机器识别等领域获得广泛应用而大放异彩[56-57]，但这种发展其本质还是智能增强，距离具有自感知和主动判断能力的真正意义上的人工智能还有很大的差距。尽管这方面开展了一些工作，但目前由于现代意义上的可变形飞行器距离工程实用尚存在距离，这方面实质性的针对可变形飞行器的智能化的工作还非常少见。所谓的智能基本都限制在智能材料或结构、智能控制等较为单一的领域。由此本论文的论述重点放在可变形飞行器及其相关的关键技术发展现状和趋势的论述上。
当前智能可变形飞行器的研究工作基本上围绕如下几个方面的问题开展，即：飞行器需要产生何种形式的变形？如何产生变形？非定常动态变形过程中是否安全？如何控制？变形效费如何？等等。涉及气动、飞控、材料、结构、驱动、变形控制等基础理论和关键技术。
1 可变形飞行器发展现状从人类实现第一次动力飞行以来一百多年的时间里，飞行器大致经历了如下的发展历程：莱特兄弟建造了第一架带动力柔性翼飞机，依靠翼面变形实现操纵；随后随着飞行速度的迅速增加，发展出了依靠舵面偏转实现操纵的固定翼飞机；20世纪60年代随着飞行速度进一步提升到超声速，为了兼顾低速起降和高速巡航之间的矛盾，人们发展出获得广泛工程应用的变后掠翼飞机；但与此同时变后掠翼会带来额外的重量和复杂性，随着电传操纵技术的成熟，变后掠翼飞机逐渐被随控布局固定翼飞机所取代而退出舞台；目前随着智能材料技术和新一代变形结构技术的发展，新型智能可变形飞行器又重新走入人们的视野，并成为科学家和工程研究关注的热点。
事实上，发展能够随飞行环境和任务改变外形、优化飞行性能的可变形飞行器，是人类一直在追寻的梦想。图 3大致给出了截至2011年所发展的各种可变形飞行器[3]。如前所述，从变形实现方式的角度看，可变形飞行器的发展大致可以划分为以下两个阶段。
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图 3 历史上的可变形飞行器 Fig.3 Deformable aircrafts in history |
第一阶段：机械方式实现变形阶段。包括莱特兄弟的柔性翼飞机和随后的固定翼飞机都是通过变形来实现飞机的操纵的。1903年莱特兄弟制造出的第一架有动力飞行器，是柔性翼可变形飞行器。它是静不稳定的，驾驶员正是通过操纵钢缆，控制机翼扭转实现飞机稳定飞行。1916年，美国提出“变形机翼”的专利申请，至今已有大约90多年历史[2]，而贝尔发明的气动舵面正式实现了对飞机的有效操纵。航空技术发展的100多年中，襟翼、副翼、缝翼等操纵和流动控制机构，都可看作是“可变形飞行器”发展的第一阶段。在机械方式变形阶段，最能体现变形飞行器巨大优势和发展潜力的是获得工程实用的“可变后掠翼飞机”。
20世纪60~70年代，美国、前苏联和欧洲为了解决高速战斗机同时兼顾短距起降、亚声速和超声速飞行之间的矛盾，发展了一大批满足工程实用的变后掠翼飞机, 有前苏联的MG-23、MG-27、Su-24、Tu-160，美国的X-5、F-111、F-14、B-1，英国、德国、意大利联合研制的“狂风”战斗机等。其中最具代表性的是美国F-14(图 4a)和俄罗斯的Tu-160，代表了变后掠翼飞机发展的最高水平。
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图 4 变后掠翼飞行器 Fig.4 Variable swept-wing aircraft |
从气动的角度来看，飞机改变后掠翼可以使其在亚、跨、超声速段都能降低阻力，获得高升阻比。但在飞行速度从亚声速跨越到超声速时，变后掠会使飞机焦点产生很大的变化，对其操稳性能和飞行控制造成很大影响。由此变掠翼飞机一方面通过精心选择转轴位置和机翼形状尽量减小焦点变动，同时会采取相应的气动补偿措施抑制焦点位置的过度变化。如X5(图 4b)试飞器在机翼后掠角增加的同时，翼根部会前移；F-14曾经在后掠角增加的同时，于翼套前缘伸出一对小翼，使其在亚声速和超声速飞行时，纵向静稳定裕度处于合理可控的范围。
从总体角度来看，实现变后掠翼，需要增加相应的变形结构、驱动装置、补偿装置、控制系统，在付出重量代价的同时，结构变得更加复杂，可靠性变差。变后掠所带来的气动优势相当大程度上被所付出的重量、维护、复杂性等方面的代价所抵消。由此即便如F-14、Tu-160这样优秀的变后掠翼飞机也逐渐退出历史舞台，相当大程度上被70~80年代发展起来的随控布局固定翼飞机所替代。
早期的变后掠翼飞机基本都是由飞行员进行变形控制，大大的增加飞行器的控制难度，后期先进的变后掠飞机已经采取了一定程度的自适应智能控制技术，使得飞机能够根据飞行环境和任务自动地对后掠角做出连续的自适应调整，大大地提高了飞机的性能。某种意义上看，这种变形方式已经开始体现智能可变形飞行器的特征。
第二阶段，智能材料或结构实现变形的发展阶段。如前所述，先进的变后掠翼飞机已经引入自适应智能控制手段以提升飞机性能。更为重要的发展标志是，自20世纪80年代以来，随着智能(功能)材料、智能结构、气动和智能控制技术的发展，以美国为代表的航空航天强国，提出了系列化的“智能可变形飞行器”研究计划和创新思维[3, 5]，它们是：变形飞机计划(Aircraft Morphing)⇒“自适应机翼”(Adaptive Wing)⇒“主动柔性机翼” (Active Flexible Wing)⇒“主动气动弹性性机翼” (Active Aeroelastic Wing)⇒“智能机翼”(Smart Wing)⇒变形飞机结构计划(Morphing Aircraft Structures)⇒“智能可变体飞行器”(Smart Morphing Aircraft)。
1979年，美国NASA与波音公司签定合同，发展柔性复合材料“自适应机翼”，可连续变化外形，以获得最大气动效益。1985~1992年，NASA与Rockwell合作，开展“主动柔性机翼”AFW计划[2]，1996年以后扩展为“主动气动弹性性机翼”AAW[5]计划。在此工作基础上，1995年美国国防高级研究计划局(DARPA)、空军研究实验室(AFRL)和国家航空航天局(NASA)联合开展了智能机翼研究项目[6]，由Northrop Grumman公司执行。
2000年前的研究计划主要开展智能可变形概念论证和部分关键技术研究，真正开展智能可变形飞行器样机研制和飞行演示验证的是“变形飞行器结构”(Morphing Aircraft Structures)计划。这个计划是由DARPA与AFRL于2001年提出的[7]，其目的在于飞行器飞行过程中通过改变气动外形使其在飞行包线内执行不同任务时，均能够保持优良的飞行性能，以实现单机执行多种形式的作战任务。现阶段研究重点是：低速和跨声速变形机翼技术。该计划的三种方案分别是：新一代航空技术(NextGen Aeronautics)公司的“滑动蒙皮”方案、洛克希德·马丁(Lockheed Martin)公司的“折叠机翼”方案、雷神(Raytheon)公司“压缩机翼”方案。做出演示验证机的是前两家，其中NextGen公司分别于2007试飞了重约45 kg的MFX-1，2008年试飞了重约90 kg且速度更快的MFX-2(图 5a)。洛马公司的折叠翼方案(图 5b)开展了两次飞行试验都以失败告终。
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图 5 MAS计划演示验证方案 Fig.5 Demonstration and verification scheme in MAS project |
在NASA资助下，还开展了火星探测变形飞行器Daedalon概念研究[8]，目的是设计无人驾驶的采用变形机翼技术的卫星探测器。该项设计包含了飞行器在不同阶段(再入、巡航、着陆)，可变的布局形式。通过热防护罩实现直接再入，在H=8 km、Ma=2时，飞行器与防护罩分离，飞行器以小展弦比大后掠翼飞行，并逐渐增加展弦比减小后掠角，降低飞行器速度到H=500 m、Ma=0.7，最后着陆卫星表面。计划还研究了重量和动力细节，并与其它火星登陆和飞行器设计进行了比较。该计划发射重量896 kg，可以带12 kg的载荷，并认为这种方案是一种经济的卫星探测方法。
2005年8月8日，美国国防部正式发布了最新版无人机路线图——《无人飞行器系统路线图2005~2030》[9]，集中反映和描述了美国对无人机的最新认识、美国无人机系统开发的最新进展、美国对无人机系统的有关需求以及美国无人机系统的未来发展规划。在材料选择方面，由于飞机工作环境的恶劣以及对飞机性能的严格要求，所以他们将智能材料作为实现目的的首选材料，希望这种新型的材料能够在无人机战斗中，根据不同的战斗需求，实施可变形飞行并完成各种任务。
此外，欧洲也启动了多个单位合作的3AS(Active Aeroelastic Aircraft Structures)计划，旨在变传统的消极抑制气动弹性问题为主动利用，提高飞行效能[8-9]。2010年后欧盟在其GRAIN2计划中以节能降噪为背景开展了智能可变形飞行器技术的研究。
在现役飞行器型号上采用智能可变形技术，以提升其性能的成功案例有：F/A-18A飞机上采用AAW技术[10]，使其滚转性能显著提高，已经试飞了50次以上(图 6a)；MD-900直升机在其旋翼中嵌入压电驱动器，随飞行状态光顺地改变叶片外形，明显降低了直升机噪声和振动，并使其性能得到提高(图 6b)。2014年至2015年美国国家航空航天局(NASA)、美国空军研究实验室(AFRL)和FlexSys公司合作，在湾流Ⅲ(Gulfstream Ⅲ)公务机上安装该公司设计制造的自适应弯曲后缘(Adaptive Compliant Trailing Edge，ACTE)。在截至2015年4月29日为止的六个月时间里，由NASA阿姆斯特朗飞行研究中心的测试团队在美国爱德华兹空军基地成功完成了22架次的飞行试验(图 7)。ACTE的上述研发工作已经经历了17年，其实现的无缝可弯曲和扭转变形的后缘，可连续地弯曲变形，在-2°到30°范围内进行自如偏转。将其安装在飞机的机翼上作为后缘，可起到传统襟翼的作用。这些飞行试验是NASA的环保飞机计划(Environmentally Responsible Aviation)中8项大尺度集成技术演示验证中的第一项。该项目的成功可以有效减轻结构重量，提高效率，降低飞机起降过程中的噪声，预计每年可节省数百万美元的燃料费用。从报道的情况看，飞行试验取得了圆满的成功，没有遇到任何重大的技术问题。
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图 6 现役型号采用变形技术案例 Fig.6 Active model using deformation technology |
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图 7 湾流Ⅲ无缝连续变后弯度机翼飞行试验 Fig.7 Seamless continuous variable camber wing flight test at Gulfstream Ⅲ |
大学和其他一些研究机构也开展了有益的探索。美国Florida大学的类似于海鸥的可变形微小型飞行器(图 8)，可以通过改变机翼上反角改变飞机的稳定性和机动性，通过连续偏转后缘实现飞机操纵能力的提高。瑞典Linkoping大学发动学生开展变形飞行器的研究工作，提出12个方案，通过评审确定三个方案进行设计制造和演示飞行，分别是：伸缩翼方案，变后掠翼方案和双翼合并方案，最终的结果是伸缩翼效果较好，双翼合并方案效果不明显，变后掠翼试飞没有成功。Georgia Institute of Technology研究所提出柔性多体可变形无人战斗机概念方案(图 9)，可以根据飞行任务适时调整外形。Gulfstream Aerospace公司提出变形静音超声速喷气机的方案(图 10)，通过头部伸缩和后掠角改变改善飞机的低速起降和超声速飞行性能，以及声爆性能。美国NASA设想2030年发展可以在飞行过程中采用各种变形方式实现流动控制、飞行控制和性能控制的可变形飞行器。美国科幻电影《绝密飞行》中采用折刀式变前掠翼高速可变形飞行器概念方案(图 11)。
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图 8 Florida大学可变形MAV Fig.8 Deformation MAV in university of Florida |
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图 9 可变形无人战斗机概念方案 Fig.9 Concept scheme of deformable unmanned fighter |
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图 10 变形静音超声速喷气机的方案 Fig.10 Deformable silent supersonic jets scheme |
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图 11 折刀式高速变形方案 Fig.11 Knife type high speed deformation scheme |
除前面介绍的气动外形发生改变的可变形飞行器外，当飞行器进行空域和速域变化很大的飞行时，即便其气动外形不发生变化，由于要适应非常宽广的速域范围，马赫数从亚声速、跨声速、超声速甚至高超声速，进排气系统在不同速域范围要分别满足发动机的流量和总压恢复要求，还要保证不同工作模态之间的顺利转换，其进排气系统型面往往不得不设计成可变形的。
以水平起降的临近空间高速飞行器SR-71为例，其巡航高度可达H=30 km，飞行速度Ma=3.2，所采用的发动机J58是一种涡轮基组合动力发动机TBCC[12-13]。其进气系统采用轴对称可调进气道，包括进气道外罩、可移动中心锥、可调前后旁路活门、多孔式中心体边界层吸除系统和一套为控制内部激波位置及边界层流动而设计的喉道壁面吸气系统(图 12)[14]。从地面起飞状态到飞行马赫数达到3.2，整个调节过程中，中心锥总的行程约为26 in；捕获面积从8.7 ft2增加到18.5 ft2，增加了112%；喉道面积缩小到4.16 ft2，为马赫数1.6时喉道面积的54%。同时其尾喷口形状也作出相应的调整[14]。
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图 12 中心锥可变形进气道 Fig.12 Center cone deformable inlet |
Lois J Weir与Bobby W Sanders对组合发动机用进气道, 提出了一种与传统单一使中心锥变形或使中心体变形不同的可变凹槽新概念[15]。通过中心锥的移动，进气道在Ma=2.0、2.35、2.5及5.0时保持激波封口，该进气道方案用F-15B吊装进行了飞行试验(图 13)。
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图 13 可变凹槽进气道 Fig.13 Grooves deformable inlet |
研究人员还开展了大量二元可变形进气道的研究工作。如美国开展的TBCC发动机二元可调进气道方案研究(图 14)[16]。为满足TBCC发动机工作过程，可调进气道设计需解决以下几方面问题：1)涡喷流道：由前体产生的边界层问题；大偏距、方转圆、短亚声速扩压器设计；不启动问题；边界层控制问题；进气道性能指标(发动机进口截面总压畸变、总压恢复系数)等。2)冲压流道：由前体产生的边界层问题；不启动问题；燃烧室的工作问题等。3)推进系统的模态转换问题等。
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图 14 TBCC发动机二元可调进气道及试验模型 Fig.14 TBCC engine 2D variable intake and test model |
波音公司在B787飞机上采用可变形技术，以改善发动机进排气特性以提高性能。在其发动机短舱尾部加装采用形状记忆合金和复合材料的锯齿型罩圈，起飞时能够自动收缩，降低噪声，巡航时能够张开，提高发动机效率(图 15a)。在F-15战斗机的进气道上加装形状记忆合金材料和装置，使其随飞行速度改变发动机进气道进气面积、前缘半径和内部管道形状，以提升其动力系统性能，增加作战半径(图 15b)。
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图 15 波音公司在发动机进排气系统上采用的基于SMA材料的可变形技术 Fig.15 Deformation technology based on SMA material used in the engine intake and exhaust system of Boeing |
智能可变形飞行器领域是多学科交叉耦合的系统工程。面临着总体、气动、结构、控制等诸多关键技术和相关基础科学问题。其中总体与分系统之间相互牵引和支撑。
2.1 智能可变形飞行器设计中的关键技术问题首先从总体的角度分析，可变形飞行器面临两个层次的关键问题：
2.1.1 智能可变形飞行器需求分析和概念研究和常规飞行器一样，需求分析是可变形飞行器的根本出发点。只有出现常规固定外形飞行器在采用了气动、材料、结构、动力、控制等各种先进技术也难以克服困难满足任务需求，或者付出代价巨大的时候，可变形飞行器才能够获得真正用武之地。如：要求同时实现地面短距起降和临近空间高超声速巡航的飞行器。其外形和进气道内型面必须随速域和空域作出改变；同时要求快速到达战区，长时间对地压制和快速对地面目标实施攻击的反辐射飞行器等。此时需要开展可变形飞行器需求分析和概念研究，包括：任务使命定义，变形策略设计，性能评估方法数学建模和实现，初步效费分析和总体概念优化等。需要基于现有和未来可能发展的技术对可变形飞行器的实现性、研制过程中的风险、可能带来的收益和付出代价，作出初步定量的评估。
以多用途作战飞机为例，它一直被军事分析家认为是未来发展主流，如F-35多用途攻击机，F-14舰载战斗机等。某种意义上，研发多用途作战飞机一方面是想提高单机作战能力，增加打击效能；另一方面是源于经费的限制，这包括研制成本、采购成本及后期的维护成本等，有限的经费无法开发各类不同的单任务飞机。变后掠飞机，在满足不同飞行任务需求的同时，也付出了不小的重量和可靠性代价，其使用、维护成本也高于单任务飞机，总成本反而未得到有效的控制，由此逐渐退出历史舞台。随着新工艺、新技术、新材料的发展，会出现新的可变形技术用于提高飞行器的综合性能。但前提是这些新的可变形技术的效费比，即所获得的性能优势相对所付出的重量、复杂度、可靠性代价，是占优的。
从文献看，尽管可供借鉴的成熟可变形飞行器只有获得大量工程应用的变掠翼飞机，但国外在可变形飞行器需求分析，气动、结构、性能等概念评估等方面，开展了大量较为系统的探索性研究工作。对于现代意义上的智能可变形飞行器，由于其自身处于探索阶段，相关各项关键技术和分系统也不成熟，对这部分研究工作造成很大难度。但这部分研究工作非常重要，是智能可变形飞行器概念的出发点。国内这方面系统性的研究工作还非常有限，某种意义上这也是我国可变形飞行器总体方面的研究工作缺乏原创性的根本原因。
2.1.2 智能可变形飞行器总体设计技术同其他飞行器总体设计一样，可变形飞行器总体设计同样需要自顶向下对多个专业和系统综合协调，逐级分解。如果总体设计出现偏差，期望依靠先进的各专业学科和分系统技术研制出先进的可变形飞行器[38]是不可行的。从总体设计角度看，不同需求的可变形飞行器，对应不同的变形策略，面对的技术难点有所不同，相应需要选择不同的技术方案。下面简述可变形飞行器设计所面临的不同于固定翼飞行器的三个主要关键技术问题。
(1) 气动布局设计和变形策略问题。变形飞机面临的速域/空域/使命、气动布局方案和变形结构的设计难度、设计人员的经验等多个因素共同决定了可变形飞行器的气动布局和变形策略。以美国的MAS计划为例，NextGen公司的滑动蒙皮变后掠方案两次演示验证(MFX-1和MFX-2)之所以能成功试飞，与20世纪60年代美国就发展了变后掠翼飞机的气动力、飞行控制技术和相对成熟的设计经验密不可分。而洛·马公司的折叠机翼方案连续遇到了挫折，其主要原因可能在于其所选择的气动布局形式及变形策略，在相关的非定常动态气动干扰和变形过程中的飞行控制等方面的技术仍不成熟[38]。研究表明：1)折叠前后全机的焦点移动量很大，从而极大地增加了飞控系统设计的难度。仔细分析成功试飞的国内外研究机构和高校的变形飞机布局方案，大都通过布局设计限制了焦点的过分移动，使变形前后焦点位置尽量靠近，但这样一来就限制了变形机翼任务适应性强的特点；或者通过放宽静稳定裕度等飞控技术来适应这种变化，但这无疑大大增加了气动布局和飞控设计的难度。2)折叠过程中，内翼与机身的气动干扰问题很严重，相应的变形过程中，气动特性和非定常效应对飞行控制和飞行安全造成极大影响。因此在进行可变形飞行器总体布局和变形策略设计阶段，除了考虑升阻特性和结构实现的难易程度外，需要考虑变形前后和变形过程中焦点和操稳特性的变化。
可变体飞行器翼型优化方面，一般的优化方法分两步进行，即先分别对多种飞行条件下的气动外形进行优化，再设计获得这些外形的变形机制。Secanell等在文献[17]中采用了这一优化方法，该文的优化程序基于带S-A湍流模型的CFD求解器和序列二次规划算法，首先获得失速、起飞滑跑、大的爬升梯度、大的爬升率、巡航、盘旋这6种飞行条件下的最优翼型，然后分析这些翼型得到了一种极薄翼型作为初始翼型，而通过控制弯度和前缘厚度作为各种飞行条件下的变形机制。
可变体飞行器气动布局优化方面，最直接的方法是，对飞机设计的相关变量从外形尺寸、控制面到发动机性能，进行参数建模，研究各种参数对气动特性的影响，在此基础上开展变形飞机的外形优化问题研究。但飞机设计中的变量成千上万，显然对所有变量开展研究不现实。Brian等[18]在2002年和Joshua和Crossley[19]在2005年在变形飞机概念设计阶段提炼出最为关键的6个变量作为研究对象，这6个变量是：推重比(T/W)、翼载(W/S)、翼厚度与弦长比(t/c)、翼根梢比(λ)、翼后掠角(Λ)、翼展弦比(2b/S)。研究这些基本变量的变化对飞机气动性能造成的影响。这种将变形模型化为基本变量的方法中没有考虑实现变形的机制或方法。这样做的意图是根据飞行器优化设计所需变形形式和变形量对所需的变形装置(作动器、传感器等)提出需求，换句话说，变形设施会基于优化设计需要的变形类型和变形量来进行选择和/或开发。
更进一步，变形飞行器气动布局与变形结构耦合的工作被考虑进来。如Maute和Reich在2004年[20]和2006年[21]提出了一种新的优化方法，即在流固耦合的框架内对设计问题进行建模，以便直接评估气动特性同时优化整个变形机构系统。将所建立的优化方法针对一个变形翼三维段设计优化问题进行研究，结果表明考虑流动、结构变形、机构和作动器之间的耦合是必需的。说明变形机构的特性在可变形飞行器设计中至关重要。
(2) 变形机构所带来的额外重量和占用空间问题。就当前的技术水平和未来可以预见的相当长一段时间的技术发展趋势而言，可变形飞行器为了实现变形往往需要引入复杂的变形机构、驱动装置和控制系统，特别是对于中大变形。相对于固定翼飞行器，一方面带来了额外的重量，另一方面占据了燃油或机载设备的空间，导致飞机的重量效率和空间利用率不高。这直接决定了可变形飞行器的成本和效费比是否合适。因此，智能可变形飞行器和常规飞行器相比，如果不能在不付出或付出可接受的重量和空间代价的基础上实现所需变形，就只能停留在关键技术研究和攻关阶段，难以实现有价值的工程实用。从总体的角度看，变形是为了获得更高的效费比，在获得变形带来的气动和飞控的收益同时，必然要关注所付出的重量、空间代价，关注可靠性和维护性的成本[38]。这很可能是美国在F-111/AFTI自适应机翼技术验证机、F/A-18A/AAW主动气动弹性机翼技术验证机以及ACTE技术在湾流Ⅲ飞机上实现成功演示验证后后并不将其投入使用的主要原因，也是以F-14为代表的成熟的变后掠翼技术退出历史舞台的核心原因。因此美国在后续的可变形研究工作中，非常强调重量控制或将重量作为优化目标。从国外可变形飞行器总体优化的文献看，其目标函数往往定为起飞重量最小，工作难点集中于建立变形机构重量与变形尺度的函数关系，也说明这一问题的重要性和难度。
(3) 变形过程中的安全问题。可变形飞行器用于操纵和改变性能的变形方式一般分为两类：改变飞行性能，如后缘襟翼增升，变后掠、变展长提高飞机性能等；操纵飞机，如起类似副翼、平尾等舵面作用的变形，尤其对于静稳定性较低或放宽静稳定性的飞机，要求变形速度快些。这里重点关注第一类变形。白鹏、陈钱等在文献[22-23]中针对滑动蒙皮方式变后掠过程中的非定常效应开展了风洞实验研究，初步研究表明快速变形相对于慢变会产生更为明显的非定常气动滞回效应和相位漂移(图 16)，其转动惯量变化率所造成的影响也更为明显。过快的变形速率对于飞行器变形过程中的非定常气动特性、操稳特性和飞行控制会带来很大的影响。快速变形，对于变形材料、结构、作动系统和变形控制也提出更高要求。反之，过慢的变形速率，同样会对于变形材料、结构、作动系统和飞行控制带来额外的开销和不利因素，且无法满足飞行任务和环境要求整体飞行性能作出快速响应时的要求。因此需要综合考虑气动、飞控、材料、结构、作动等因素，开展全面的计算和试验分析，才有可能获得现实、可行的变形速率。如Nextgen公司的MFX-1公开过的机翼变形所需的时间是15 s，F-111变掠角速度可达3.8°/s，F-14变掠角速度可达7.5°/s。现在还不清楚设计者选择这样的变形速率除了考虑结构实现的因素和飞行任务要求以外，是否为了避免引发非定常气动和相关飞控问题。但初步分析鸟类和变掠翼飞机的变形，安全的变形速率应该与来流速度和飞行器特征尺度存在一定的关系。
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图 16 风洞测量滑动蒙皮变后掠过程中非定常滞回效应 Fig.16 The unsteady hysteresis effect at the process of sliding skin sweep in wind tunnel measurement |
上述的三个关键问题，每个都是关系到气动、材料、结构、控制的多学科交叉耦合问题。如果不从总体、顶层和系统的角度研究分析，必然会顾此失彼，导致各种难点错综复杂甚至最终无从下手。要解决这些问题，需要对智能可变形飞行器进行广泛的资料分析和基础研究，特别需要从总体的角度更全面地协调相关专业，并进一步发展完善可变形飞机总体设计技术。
2.2 可变形飞行器两大基础学科和技术瓶颈问题从专业学科和分系统的角度看，可变形飞行器面临诸如气动、材料、结构、动力、飞控等一系列难题。但当前可变形飞行器面临的最为迫切的瓶颈技术可以分为两大类：
2.2.1 可变形飞行器气动、飞行力学和飞行控制可变形飞行器气动特性研究的技术瓶颈集中体现在变形过程中气动特性评估、机理研究，以及适用的非定常动态气动力建模。飞行器在飞行过程中外形发生变化，作用于飞行器的气动力、力矩将随时间改变。尤其对于大尺度快速变形，由于“附加速度效应”和“流场滞回效应”的共同作用，非定常气动力将对飞行器操稳特性、控制律设计以及飞行安全产生重要的影响。为此，需要以各种飞行器典型的变形方式为对象，针对变形过程中的非定常气动特性、动态特性和产生机理开展研究，并建立非定常动态气动力模型。
变形过程中的飞行动力学建模是可变形飞行器研究的瓶颈之一。由于飞行模态或结构形状的快速改变造成动态飞行过程中，传统用于飞行动力学特性研究的小扰动假设和纵横向解耦等方法可能已经不再适用，需要开展相关的变结构条件下飞行动力学模型研究，建立相应的飞行动力学模型和操稳特性分析与评估方法，研究飞行器变形或改变飞行模式过程中飞行动力学特性及其产生机理。现阶段针对可变形飞行器的飞行动力学模型主要有三种：采用线化小扰动假设飞行动力学模型结合准定常气动力模型的局部冻结法；适用于小尺度快速变形，采用线化小扰动飞行力学模型结合非定常气动力修正；适用于大尺度较慢速变形的考虑惯量时间变化率结合准定常气动力的飞行力学模型。对于变形尺度大、速度快的情况还很少见到相关研究文献，需要采用考虑惯量时间变化率结合非定常气动力的飞行力学模型，其最大难点在于变形过程中非定常气动力建模。
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，保证飞行过程的安全。针对变形飞行器在不同飞行模态下的气动和操稳特性，以及飞行模态转换过程中的非定常动态气动特性，开展相关的飞行控制律设计方法研究以及新概念飞行控制方法探索，在保证不同飞行模态有效控制的基础上，尤其要保证动态转换过程中的安全有效控制。目前针对现代意义上的可变形飞行器，这部分研究工作还处于探索阶段，尤其是针对变形过程中的飞行控制[38]。
若要实现变形过程中的有效控制，首要条件是准确预测并深刻认识飞行器变形过程中的非定常动态气动特性，获得准确有效的气动力模型。这对于复杂变形过程中表现为强非定常非线性干扰气动特性的变形飞行器而言尤为重要。这对于当前的气动预测技术而言是极大的挑战。虽然众多研究机构和大学对可变体飞行器气动特性开展了风洞实验、数值模拟和理论分析工作，但距离成熟的技术状态还有很长的路要走。
首先，在动态变形过程中，风洞实验存在很大的困难，包括：模拟的相似律理论、风洞实验模型设计、试验技术和方法等。目前看，测试不同变形状态下定常或准定常的试验工作较多，但测试连续变形过程中动态非定常气动特性的试验工作很少。
可变体飞行器风洞实验方面，Neal Ⅲ等在2004年[24]和2006年[25]设计了变形飞机的风洞实验模型以达到五个目的：对大变形飞机建立准定常模型、对“高效飞行的布局”进行优化研究、对快变形飞机建立瞬变模型、对“变形作为机动控制装置”进行评估研究、对变形飞机的飞行控制模拟。实验模型的设计过程分为两期。为了增加第一期实验模型满足长期实验需求的能力、增加结构强度、增加气动载荷作用下的翼扭转功能、增加变形速率控制功能，第二期实验模型进行了大量改进。最终的实验模型能发生的变形有两类：第一类是为了使飞机适应于不同任务的大变形，包括展长、后掠角、尾翼布局的变化；第二类是为了使飞机能机动飞行的控制型变形，包括翼扭转。两类变形的组合能使实验模型的变形能力显著增强。Maryland大学采用风洞实验手段，研究了变展弦比对UAVs稳定性所造成的影响[26]。计算稳定系数验证了变展弦比机翼在展长对称变化时可以保持稳定性。滚转模式也随着展长增加变得更加稳定。此外，进行风洞实验验证了非对称展长可以产生控制滚转机动的滚转力矩。Colorado大学研究了采用变后掠角方式提高微型飞行器飞行性能的可能性[27]。Virginia大学的David等人试验研究了低速可变形试验模型可同时变后掠角、变展长以及翼梢扭转对气动性能造成的影响，特别是对压力中心和阻力的影响。此外在该项研究中机身的后缘也可以伸长缩短[28]。白鹏、陈钱等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，并获得了非定常动态气动力随后掠角变化的滞回曲线[22-23]。蒋增龑等开展了提高变形过程中气动力和力矩特性测量精度的风洞实验技术研究[29]。
其次变形过程中的非定常动态气动特性缺乏公认的相关气动基础理论分析和支撑。从数值模拟方法的角度看，当前的数值模拟技术已经具备了模拟动边界非定常动态气动特性的能力，但由于缺乏有效的理论或风洞实验结果的验证与确认，导致其合理性和正确性缺乏有效的支撑。
在可变体飞行器气动特性计算和评估方面，Wickenheiser和Garcia[30]在2007年指出，变形飞机由于同时经历着飞行条件变化和几何外形变化，因而需要一种快速、精确、适应性强而且不需要重建飞机网格和流场的一种初步分析方法。该文通过将Prandtl的升力线理论扩展到具有任意弯度和弦长分布且具有非理想翼型的机翼，可得到一个积分方程，进而通过Gauss积分和正弦级数表示，可得到方程的解。该文将这一方法用于海鸥式变形翼，显示了这种方法是理想的(特别是在处理升-阻效率和压心位置方面)。Bowman等[31]在2002年同样通过空气动力学理论分析发现，在低速飞行时，翼型弯度增加导致升力系数-阻力系数极曲线图上最小阻力点向右下方移动；在高速飞行时，翼型弯度增加导致升力系数-阻力系数极曲线图上最小阻力点向右上方移动。因而，在低速飞行时应增大翼型弯度，以同时获得最小阻力和较大升力系数；在高速飞行时应减小翼型弯度，以同时获得最小阻力和较小升力系数。该文进一步发现，最小阻力时的升力系数主要受翼型弯度的影响，而且在很大程度上影响最大升阻比。与上述解析方法不同，采用计算机通过多学科分析工具来评估变形飞机气动性能，则能得到更确切的结果，Samareh等[32]在2007年即开发了这样的分析工具。该文采用一种高效的参数化模型公式，能对发生大变形的系统自动生成关于气动参数、几何参数、形状变化参数的模型。该分析工具用于简单变形的计算需要2~4天，用于复杂变形的计算需要1~2周。此外，Nangia和Palmer[33]采用Panel方法，研究变形飞机，并采用Euler和Navier-Stokes方法来对结果进行确认。Cho等[34]用Panel方法求解仿生双翼问题，并与CFD方法进行了比较。高彦峰通过茹科夫斯基翼型气动力的解析解，理论推导了二维翼型变形过程中的非定常气动特性，研究表明，相较于改变翼型的弦长和厚度，变弯度所带来的非定常效应更为显著[35]。徐国武等通过数值模拟得到了和其理论推导定性一致的计算结果[36]。
综上所述，不论是风洞实验、数值模拟还是理论分析，获得变形过程中的非定常动态气动特性均是严峻挑战。通过飞行动力学分析，准确获取变形过程中的运动响应，并加以有效控制是困难的研究工作。
2.2.2 变形结构、驱动与变形控制目前来看，基于传统材料与结构的可变形结构，存在这样几个方面的弱点：1)结构笨重，变形效益降低；2)结构复杂，可靠性较低；3)致动、传动系统复杂，功重比低；4)难于实现连续光滑变形[38]。因此需要引入新的设计理念，组成适应智能可变形飞行器发展需求的“智能变形机构”。
先看“智能材料”。当前所研究的能够实现诸如形状记忆、磁致伸缩、电致伸缩、压电效应等功能的智能材料，应该称之为“功能材料”。在早期开展智能可变形飞行器交流讨论的时候，把它们叫做智能材料，名称就此延续下来。但实际上，这些材料并非具有智能而是各自具有突出的某项功能，有的变形能力很大，有的能量密度很大，有的变形速度很快。但正如其名称，这些材料无法做到全能，它们在变形量、变形速度、驱动方式、驱动力等方面各自存在优缺点(见表 1)。当前变形蒙皮和高效驱动装置是智能材料研究的热点和焦点。尽管存在广阔的应用前景，但目前国内外在研的智能材料技术成熟度都还有待提高，存在众多技术瓶颈需要解决，距离工程实用存在很大差距。例如：SMP(形状记忆聚合物)用于变形蒙皮存在如下三个问题：1)高效加热问题；2)柔性变形过程中的气动承载问题；3)变形有限次数开裂和断裂问题。SMA材料尽管输出力大, 但是由于散热困难，导致其变形频率受限。压电材料变形频率很高，但是单次变形输出功率很小, 等等。当前分析表明，仅依靠智能材料无法实现智能变形飞行。利用智能材料的优势，结合轻质高效变形结构、驱动装置和智能控制, 可能才是智能变形的出路。
| 表 1 智能材料特点分析 Table 1 Characteristic analysis of smart material |
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“智能变形机构”是将功能材料、新型结构、高效驱动器、先进传感器与飞行器基体结构无缝集成的一种新的结构设计理念；变形结构内部的感知系统、分析决策系统与执行机构，可以根据飞行任务需求和飞行环境自主改变结构形态，并对变化的外界环境做出即时响应[38]。可使飞行器气动特性和操纵能力、环境适应能力、任务执行能力和减振降噪能力等得到优化。目前研究较多的飞行器智能变形机构主要有复合材料结构、柔性结构、机械结构等几种类型[32, 38]。
智能复合材料结构主要有压电双片弯曲/扭曲结构、SMA复合弯扭结构等。
智能柔性结构主要是基于柔性机构设计的一些变形结构，典型的有多稳态结构、柔性多孔结构等等。柔性多孔结构比刚度、比强度高，能产生较大的变形，是柔性蒙皮结构设计的一个重要发展方向。
智能机械结构，是采用了机械中的铰链、滑轨等运动副的变形结构，典型的有洛克希德·马丁公司折叠翼和新一代航空公司的滑动蒙皮翼，分别采用了串联关节机构和平行四边形连杆机构。上述各种机构中，高效驱动装置都是关键之一。
采用传统的电机、舵机或液压系统往往存在功率密度低、传动结构复杂、空间占用大的问题。而充分利用功能材料的特点设计高效的驱动装置是解决这一问题的有效思路。如采用压电材料研制的压电泵、SMA材料研制的变形累积驱动装置等。
国外在Smart Wing和MAS等系列研究计划中针对智能材料、变形结构、驱动控制等方面开展了大量的研究工作。特别是对柔性蒙皮和变形结构开展了大量研究工作[50]。国内这方面的工作还存在较大差距，特别是在变形结构方面。
飞行器变形结构从飞行器诞生之日起就一直没有停止过研究，其发展历程大体可以分为三个阶段：柔性变形阶段、刚性变形阶段和智能变形阶段[37-38]。早期的飞机以密度小的木材、布及金属丝作为原材料，多数利用柔性机翼的弯曲变形来产生气动操纵力。随着飞机速度和承载能力的提高，飞机结构的刚度要求使得柔性机翼被固定翼和操纵舵面所取代。但同时为了提高飞机的操纵效率，以及适应不同的飞行条件和不同的飞行任务，各国研究并设计了许多基于机械系统的刚性变形结构[38]。例如，1920年NASA工程师H. F. Parker设计出采用可滑动后部大梁的变弯度机翼；1937年前苏联的G. I. Bakashaev设计了一种可伸缩机翼，可使机翼面积改变44%，之后的改进型面积变化高达135%；1949年Republic航空公司的X-91第一次使用了改变机翼倾角的设计；1952年美国Bell航空公司研制的X-5第一次在飞行中改变后掠翼，后掠角可以在20 s内从20°变化到60°；1953年Short Brothers和Harland Ltd设计的飞行器使用了全动翼尖，可以得到比常规副翼更大的控制力；1970年，南非的Fritz Johl使用一种独特的机构使机翼弦长改变达100%；1974年General Dynamics的F-16使用了前缘襟副翼设计；1976年试飞的MIG 105-11采用了可变上反角的设计；1979年，Robert T. Jones发明了旋转机翼，机翼可以绕它的中心轴旋转[38]；1998年Gevers Aircraft设计的伸缩机翼飞行器可使翼展变化达到100%[32]。
尽管各种各样的机翼变形结构被陆续发明设计出来，但是在航空工业中的应用却非常有限。从变形结构本身来讲，主要有两方面的原因：一是刚性的非连续变形增加了机翼阻力；二是机翼上复杂的机械系统和附加重量给刚性变形机翼的实际应用带来了很大的限制。随着传感器、驱动器和现代控制技术的发展，特别是智能材料结构的出现和迅猛进步，困扰传统可变形结构的两大难题的解决迎来了新的契机。
1985年，美国空军Wright实验室率先提出“任务自适应机翼”研究计划，采用液压装置操纵的可连续变形的自适应机翼飞行试验结果表明，这种自适应机翼能增大升阻比、改善飞行机动性和延迟气流分离。美国FlexSys公司则采用柔性机构研制了可光滑连续变形的前、后缘襟翼。当前缘从0°变化到6°，可以使升力系数增加25%，升阻比提高51%，进一步展示了连续变形的卓越优点[32]。1995年，由Northrop Grumman公司和空军Wright实验室共同实施的“智能机翼”研究计划中，按照F/A-18机翼参数，制造了缩比1:10的概念验证智能机翼模型。该模型具有下列特色：1)采用SMA和压电驱动器的自适应可变弯度机翼，以达到最小阻力和最大升阻比；2)光纤压力传感器阵列用于实时飞行动压力测量；3)采用SMA扭力管的机翼扭转驱动；4)采用混杂控制表面的颤振抑制。该研究计划还在风洞中对机翼模型在亚声速和跨声速下模型的飞行状态进行评估，同时对动态载荷条件下结构的性能进行研究，为以后制造原型机奠定基础[39-40]。2006年8月1日，受MAS计划资助的NextGen Aeronautics公司首次成功地进行了可变体飞行器的演示验证试飞，所使用的平台是45 kg重的MFX-1喷气式推进无线电遥控缩比验证机。该机采用柔性蒙皮变形机翼，在185~220 km/h的速度下成功地将翼展改变了30%，翼面积改变了40%，后掠角从15°改变到35°[38]。
可变形飞行器机翼设计中非常重要的是蒙皮材料的选择。蒙皮材料必须能够承受足够大的变形，且在变形过程中要有足够的刚度来维持机翼的气动外形，同时在变形过程中材料的剪切模量要尽可能的小，以减少驱动器对能量的要求[41]。形状记忆聚合物的形变量最大可为200%，且可在刚性和弹性态间转换。洛克希德·马丁公司在其“折叠机翼”变形方案中，将形状记忆聚合物应用于折叠机翼的连接部分，并成功地进行了风洞实验[42]。
形状记忆聚合物的性能很大程度上依赖于温度和时间。Michelle等设计了拉伸和剪切变形试验装置，研究了形状记忆聚合物在不同变形方式和不同温度下的力学性能，采用单调加载试验[43], 同时也研究了预应力对SMP承受剪切变形的影响。Michael等对硅橡胶、SMP、波纹材料等几种可变形材料进行了单向拉伸、双向拉伸、剪切变形几个状态下力学性能的对比研究，采用压力变形实验来模拟变形材料蒙皮在气动载荷作用下的变形情况[44-45]。研究表明SMP是飞行器机翼实现大面积变形的可能的蒙皮材料之一。
可变形飞行器结构与材料方面，国内学者的也开展了大量的研究工作[46-47]。许多研究机构进行了一些初步的探讨和研究。管德、李敏等开展利用压电材料进行颤振抑制、振动抑制，以及滚转性能控制方面的研究[48-49]。航天科工集团三院开展类似于Raytheon公司变形方案的智能可变形巡航弹概念的研究工作。智能材料和结构方面，哈尔滨工业大学的冷劲松、尹维龙、孙健等着重针对形状记忆聚合物(SMP)应用于可变形飞行器蒙皮方面开展了较为系统的应用基础和关键技术方面的研究工作[45, 51]。中国科技大学董二宝、杨杰等针对形状记忆合金(SMA)基础力学问题、基于SMA的驱动机构以及可变形结构等方面开展了较为系统的研究工作[38]。南京航空航天大学在连续可变形后缘弯度技术、波纹板蒙皮结构等方面开展了大量研究工作[40, 52]。
总的来讲我国在智能可变形飞行器方面的研究虽然已经开展了一段时间，但仍旧处于起步阶段。工作比较零散，针对智能可变形飞行器的关键基础性力学问题的研究不够系统深入。还有更为重要的一点是，我国可变形飞行器研究的工程需求牵引不明确，背景不够明确。这与欧美等发达国家更为系统、持续性的研究工作存在较大差距，且这种差距有进一步扩大的趋势。
3 关于智能可变形飞行器技术的几点探讨通过上面的介绍和分析引发几点关于智能可变形飞行器的思考与展望。
3.1 关于智能可变形的内涵前文已经介绍过关于智能可变形飞行器的定义。广泛的文献检索调研发现相关的研究工作很多，涉及的领域也非常宽泛。涵盖翼型局部变形流动控制、后缘变形飞行控制、翼型整体变形的升阻性能优化、机翼三维形状发生变化的各种概念探索，以及相关的总体、气动、结构、材料、控制研究。
从国内外文献资料看智能可变形是指连续变形，那么非连续变形是否应该包含在内？实际上目前这种讨论很大程度上还存在于人们的想象之中，存在理想化。是否一定需要连续变形或者强求其在各种状态下都能飞行，本身是个需要商榷的问题。
“智能可变形”概念中，争议最大的其实是“智能”两字。尽管前文已经提到了智能的含义，这里还是有必要讨论一下这个概念。“智能”一词包含两方面的含义：1)智能材料。所谓智能材料其实是一种误解，称之为“功能材料”更为恰当。如果真正研发出集变形、驱动、感知、修复于一体的轻质材料，称其为智能才是合适的。由此“智能材料”是否是可变形飞行器的必要条件？按照其现阶段发展的水平和趋势，相信未来相当长的一段时期内，所谓智能可变形飞行器仍将以轻质一体化设计的机械式结构和液压系统为基础。“智能材料”用于可变形飞行器的核心归结为两点——所起到的功能和所付出的代价。2)人工智能。尽管人类已经通过人工智能实现了计算机-AlphaGo战胜围棋世界冠军李世石的壮举，实现了人工智能技术在语音识别和图像识别领域的广泛应用，甚至有报道指出已经实现了由美国辛辛那提大学基于人工智能技术开发的人工智能战斗机驾驶系统阿尔法AI，在飞行模拟器上模拟的空战当中战胜了经验丰富的退役飞行员[58]。但对于飞行当中的可变形飞行器真正要求其能够随时感知瞬息万变的飞行环境和飞行任务，现阶段乃至未来相当长的时间里是不可能的，还只能存在于科幻电影中。现阶段我们不可能要求真正意义上的“智能”飞行器。所谓的“智能”很大程度上只是一些高度的自动化技术。
因此研究人员需要分清“智能可变形”概念中，哪些代表了人类的终极理想，哪些代表了工程可行性，哪些具有现实的工程价值。这本身就需要在研究过程中随技术的进步，不断地明确。
3.2 关于可变形的技术指标目前有的文献中明确地给出了所谓智能可变形飞行器的技术指标[3]。但需要考虑的是，这些指标仅仅具有一定的象征意义和对关键技术发展的牵引意义。可变形飞行器技术的发展也来自于总体需求牵引和关键技术推动两个方面。从总体需求牵引的角度看，不同布局、不同变形方式的飞行器对应的是不同任务或环境需求。不能指望用统一的变形指标要求各种备选方案，必须充分考虑不同方案的差异性。如滑动蒙皮方案和折叠翼方案就很难用相同的变形指标加以衡量。因此从总体的角度看，可变形飞行器的技术指标不应该局限于具体的变形方式和变形量，而应该对其任务能力和飞行能力作出约定。但从技术发展的角度来看，对于关键技术提出一些变形指标加以牵引是有其积极意义的。
以往的研究工作中，我国往往参考和借鉴美国等先进国家的技术指标。实际上这些指标是在其长期研究工作中不断积累并总结其自身需求的基础上提出的。片面的照搬往往会存在较大问题。需要基于本国自身的技术水平和工程背景提出分阶段、合理的技术指标和验证方案，以牵引技术发展。
3.3 关于变形材料与结构从仿生学角度来看，实现变形绝不是仅通过一种材料就能实现的。比如关节的构成，只有肌肉不行，只有骨骼也不行，必须肌肉、骨骼、神经等各部件有机组合，形成有机的组织或机构。各种功能材料其实只能通过一定的控制手段实现某种单一功能。要实现人们所预想的智能变形，只能通过智能机构，综合利用各种变形结构、功能材料的优势，把它们巧妙合理的结合在一块，才有可能实现智能变形。如大变形靠机械机构，微小的、精密的变形靠功能材料和智能结构。这可能才是智能可变形目前和未来唯一可行的出路。
3.4 关于效费分析连接可变形理论研究和工程实用的一条纽带归根结底是变形技术的效费比。如何将变形技术付出的代价、技术成熟度和它所带来的优势进行定性定量的描述是个关键。管理学中描述事物重要性和紧迫性关系图可供借鉴，对各种可变形关键技术开展效费研究。目前最为核心的是获取变形所带来的气动增益与实现变形结构所付出的代价关系图。把可实现的各类变形方式，按照实现它所花费的代价(如重量、空间、经费、复杂度等)，所带来的好处(气动、飞控特性等)画在图上。对于设计部门、决策机构，以及从事可变形研究的科学家和工程师的工作将很有指导意义。优先研究、开发和应用效果好、易实现的变形方式。效果很好但难度很大的可以进行长期研究。但这张图设计多学科交叉，需要总体、气动和结构等方面的技术人员共同开展工作加以回答。
4 小结与展望勿庸置疑，智能可变形飞行器是一个新兴的热点研究领域，具有广阔的应用前景和科学研究价值，吸引了大量不同学科和领域的科研人员和工程师的关注。但由于自身的技术难度和尚不明确的需求牵引，对其发展带来很大困难。历史上看任何新兴技术都是螺旋式上升和发展的，典型的如人工智能技术自诞生之日起经历过三起两落[56-57]。智能可变形飞行器技术也必然如此，由最早的柔性翼无舵面飞机发展到刚性翼带舵面飞机，至20世纪60~70年代，以变后掠翼为代表的可变形技术迅猛发展，可以认为可变形飞行器在20世纪60年代至80年代之间达到一个高潮。随后由于存在一系列的重量、复杂性、维护性等方面的问题，变后掠翼飞机被固定翼随控布局技术替代，可变形飞行器的发展进入低潮。但也恰恰是从20世纪80年代开始，基于智能材料与结构的变形飞行器技术开始了探索性研究，并在21世纪获得长足进步。以连续变后缘弯度、折叠翼、滑动蒙皮变形为代表的新一代变形技术纷纷开始了飞行演示验证。也许我们目前正在迎来新一轮可变形技术发展的高潮，抑或仍在低潮期摸索。但是人们追求由仿生灵感所触发，希望研制能够面对不同飞行环境、执行不同飞行任务、适时改变外形达到更优性能的飞行器的理想是不会止步的。
智能可变形技术的研究和发展是长期和艰巨的，急功近利必然难以为继，且得不偿失。一方面需要开展广泛、系统的基础理论和关键技术探索研究，从基础做起，如：飞行器的流动机理、变形驱动机构的机械原理、控制特性和材料等基础领域。只有各种相关工作做踏实了，才有可能将各类成果和新技术逐次投入应用。另一方面尤其需要从工程化的角度梳理可变形飞行器一类或几类较为明确的背景需求，在其牵引下才能够真正实现各学科基础理论和关键技术的落地，以及多学科耦合分析和设计的真正实质性进展。在上述两方面工作的基础上，实用化的智能可变形飞行器才可能水到渠成。
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