摘 要：未來飛行器設(shè)計(jì)將面臨空域、速域不斷擴(kuò)大、任務(wù)適應(yīng)性要求不斷提高的嚴(yán)峻挑戰(zhàn)，變體飛行器可為提高飛行性能、擴(kuò)大飛行包線提供新思路與新方法。采用柔性蒙皮配合相應(yīng)的支撐結(jié)構(gòu)成為克服傳統(tǒng)變體飛行器缺點(diǎn)的主要解決方案。本文首先綜述了柔性蒙皮、蜂窩支撐結(jié)構(gòu)、新型智能材料在變體飛行器設(shè)計(jì)中的研究現(xiàn)狀，然后對(duì)現(xiàn)有文獻(xiàn)中柔性變形翼結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、建模與分析方法進(jìn)行討論。最后提出現(xiàn)有柔性變形翼結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、建模與分析方法存在的問題，以及未來可能的研究方向。

關(guān)鍵詞：變體飛行器； 柔性蒙皮； 建模分析； 支撐結(jié)構(gòu)； 智能材料

中圖分類號(hào)：V271.4 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A DOI：10.19452/j.issn1007-5453.2024.06.001

基金項(xiàng)目： 國(guó)家自然科學(xué)基金（U2013208）

絕大多數(shù)傳統(tǒng)的飛行器通過升降舵、方向舵、襟翼、副翼等操縱面的操縱實(shí)現(xiàn)氣動(dòng)性能和飛行性能的調(diào)整。傳統(tǒng)飛行器的設(shè)計(jì)在滿足起飛和降落性能的條件下，在任務(wù)剖面上的一個(gè)或幾個(gè)設(shè)計(jì)點(diǎn)上達(dá)到性能最優(yōu)，是對(duì)整個(gè)飛行包線內(nèi)飛行器性能的折中處理。這使飛行器在特定飛行環(huán)境、巡航高度和速度下，擁有較高的性能。然而，一旦飛行狀態(tài)偏離設(shè)計(jì)最優(yōu)點(diǎn)，飛行器的性能會(huì)急劇下降甚至發(fā)生破壞。未來飛行器設(shè)計(jì)將面臨空域、速域不斷擴(kuò)大，任務(wù)適應(yīng)性要求不斷提高的嚴(yán)峻挑戰(zhàn)，固定外形機(jī)翼很難在復(fù)雜飛行包線下高品質(zhì)完成任務(wù)，需要根據(jù)環(huán)境和任務(wù)的不同，適應(yīng)性調(diào)整飛行器幾何外形以獲得實(shí)時(shí)最優(yōu)性能。而變體飛行器可為提高飛行性能、擴(kuò)大飛行包線提供新思路與新方法。變體飛行器能夠根據(jù)飛行任務(wù)（起飛、巡航、機(jī)動(dòng)等）的要求，利用布置在機(jī)體上的傳感裝置實(shí)時(shí)感知飛行器的狀態(tài)與外界環(huán)境信息，結(jié)合先驗(yàn)性模型對(duì)當(dāng)前飛行任務(wù)和環(huán)境的氣動(dòng)外形進(jìn)行適配，高效地完成不同屬性和組合的任務(wù)。變體飛行器是現(xiàn)代航空航天領(lǐng)域的前沿技術(shù)，是未來飛行器的重要發(fā)展方向[1-3]。變體飛行器的變形方式分為以下三類：（1）翼身組合調(diào)整：通過變后掠、機(jī)翼折疊、變翼面積、變展長(zhǎng)或小翼梢等方式改變飛行器的整體氣動(dòng)布局，以滿足不同飛行模式的要求。（2）翼型調(diào)整：通過改變翼型的弦長(zhǎng)、厚度和彎度來改善翼型的氣動(dòng)特性，提高飛行效率。（3）主動(dòng)流動(dòng)控制：利用微驅(qū)動(dòng)元件和智能材料進(jìn)行局部變形或通過激波改變局部虛擬形狀來改變飛行器的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)和效率。主動(dòng)流動(dòng)控制的主要方法包括主動(dòng)蒙皮振動(dòng)、自適應(yīng)沖擊控制、循環(huán)控制和主動(dòng)變剛度等。

在早期研究中，飛行器變形主要通過設(shè)計(jì)復(fù)雜的剛性機(jī)構(gòu)來實(shí)現(xiàn)機(jī)翼展長(zhǎng)、弦長(zhǎng)以及后掠角的變化，蒙皮也采用剛性蒙皮材料。雖然采用剛性機(jī)構(gòu)與剛性蒙皮可以使變體飛行器滿足承載和變形方面的需求，但是帶來以下幾個(gè)問題：（1）變形時(shí)機(jī)構(gòu)的縫隙對(duì)蒙皮表面光滑性、變形連續(xù)性和氣密性產(chǎn)生不利影響，從而影響飛行器的整體飛行效率；（2）驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)、變形機(jī)構(gòu)增加了機(jī)翼的重量和機(jī)械復(fù)雜度，影響系統(tǒng)可靠性，降低了變形的收益；（3）變體部件的交界面突變或縫隙帶來額外的氣動(dòng)噪聲和振動(dòng)激勵(lì)；（4）在實(shí)際變形中，理想對(duì)稱部件的不對(duì)稱性（單邊卡頓，運(yùn)動(dòng)誤差）會(huì)帶來不利氣動(dòng)效應(yīng)，給控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)帶來新的困難。以上幾個(gè)問題為變體飛行器設(shè)計(jì)提出新的需求[4]：（1）蒙皮需要具有大變形能力，即可以承受足夠大的應(yīng)變來滿足變形需求；（2）在變形過程中要有足夠面外剛度承受機(jī)翼的氣動(dòng)載荷；（3）蒙皮需要具有較小的面內(nèi)剛度以減少對(duì)驅(qū)動(dòng)器的能力的需求；（4）蒙皮在變形時(shí)需要保證機(jī)翼表面的連續(xù)、光滑、氣密性并且沒有塌陷。采用柔性蒙皮[5-6]配合相應(yīng)的支撐結(jié)構(gòu)成為滿足以上需求的主要解決方案。近年來，隨著材料科學(xué)的發(fā)展，各種高性能柔性材料、新型智能材料的出現(xiàn)為以上方案的實(shí)現(xiàn)提供了技術(shù)上的可能性。目前對(duì)于柔性材料、新型智能材料的研究[5， 7-8]依然處在早期的研究驗(yàn)證階段。柔性變形機(jī)翼正在從實(shí)驗(yàn)室逐漸向?qū)嶋H應(yīng)用中轉(zhuǎn)化。根據(jù)新型材料在變體飛行器中的作用，主要分為兩個(gè)研究方向：（1）面向變體飛行器需求的柔性蒙皮技術(shù)和配合蒙皮柔性變形的支撐結(jié)構(gòu)；（2）基于智能材料的智能執(zhí)行驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)。

雖然橡膠類材料滿足機(jī)翼大變形和整體氣密性要求，但由于其彈性模量較低，使得其難以承受飛行過程中較高的面外氣動(dòng)載荷。蒙皮承載能力與抗撕裂性差限制了此類飛行器的最大飛行速度。因此設(shè)計(jì)復(fù)合式蒙皮結(jié)構(gòu)成為柔性蒙皮設(shè)計(jì)的熱點(diǎn)方向[4]。機(jī)翼柔性變形的實(shí)現(xiàn)除了需要柔性蒙皮以外還需要配合柔性蒙皮的支撐結(jié)構(gòu)，才能把蒙皮承受載荷傳到機(jī)翼主承力部件上。負(fù)泊松比蜂窩作為一種新型超材料，具有質(zhì)量輕、相對(duì)密度小、比強(qiáng)度和比剛度高、應(yīng)力集中問題減少等優(yōu)異的力學(xué)性能，為柔性蒙皮支撐結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)提供了新的解決方案。智能材料/結(jié)構(gòu)是指將驅(qū)動(dòng)器、傳感器及控制系統(tǒng)與母材相融合，除了具備普通材料的承載能力外，還能感知并處理內(nèi)部和外部信息的新型材料/結(jié)構(gòu)[9]。利用智能材料設(shè)計(jì)的機(jī)構(gòu)或結(jié)構(gòu)具有質(zhì)量輕、能量密度高、自驅(qū)動(dòng)、可大變形、自適應(yīng)等特點(diǎn)，更容易實(shí)現(xiàn)飛行器的變形[10]。它可以大大降低變形機(jī)構(gòu)帶來的負(fù)面影響，提高可變形機(jī)翼飛行器的綜合性能。因此智能材料在變體飛行器領(lǐng)域得到了廣泛的關(guān)注，主要包括形狀記憶聚合物（SMP）、形狀記憶合金（SMA）、壓電復(fù)合材料等在變體飛行器上的應(yīng)用。目前多是對(duì)柔性變形翼結(jié)構(gòu)的概念、工藝制造、材料性能和試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行討論，很少對(duì)柔性變形翼結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、建模與分析方法進(jìn)行討論。本文對(duì)柔性蒙皮、蜂窩支撐結(jié)構(gòu)、形狀記憶合金、壓電材料等新型智能材料在柔性變形翼結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、建模與分析方法進(jìn)行討論。最后提出現(xiàn)有柔性變形翼結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、建模與方法存在的問題，以及未來可能的研究方向。

1 柔性變形翼結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)相關(guān)進(jìn)展

柔性變形翼飛行器要求蒙皮在變形方向上具有大變形能力，保證機(jī)翼表面的連續(xù)、光滑、氣密性并且沒有塌陷，對(duì)驅(qū)動(dòng)器能力的需求較弱，要有足夠面外剛度。初期的設(shè)計(jì)方案是采用橡膠類材料制造柔性蒙皮。橡膠類材料雖然滿足氣密性、柔性、大變形要求，但是由于其彈性模量較低，使得其難以承受飛行過程中較高的面外氣動(dòng)載荷。就出現(xiàn)了復(fù)合式蒙皮方案即在橡膠蒙皮承力方向增加增強(qiáng)項(xiàng)或者設(shè)計(jì)不同纖維鋪設(shè)方向來控制復(fù)合材料的性能達(dá)到柔性蒙皮的需求。橡膠類蒙皮配合蜂窩支撐結(jié)構(gòu)也是一種柔性蒙皮的解決方案。此外柔性變形翼飛行器的性能還依賴于驅(qū)動(dòng)器和變形機(jī)構(gòu)。驅(qū)動(dòng)器為變形機(jī)構(gòu)提供動(dòng)力，驅(qū)動(dòng)器需具有瞬間較高輸出能力；同時(shí)驅(qū)動(dòng)器及相關(guān)變形機(jī)構(gòu)需要質(zhì)量輕，能耗低。由于滿足以上要求，基于形狀記憶合金/形狀記憶聚合物，壓電材料的設(shè)計(jì)方案是柔性翼驅(qū)動(dòng)器和變形機(jī)構(gòu)常用設(shè)計(jì)方案。本節(jié)主要對(duì)柔性蒙皮及其支撐結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)，基于形狀記憶聚合物、形狀記憶合金的柔性變形翼驅(qū)動(dòng)設(shè)計(jì)等幾部分展開討論。

1.1 柔性蒙皮與其支撐結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)

美國(guó)NextGen公司[11]以硅橡膠為基體材料針對(duì)變后掠翼無人機(jī)提出一種柔性蒙皮方案。為了克服橡膠蒙皮的承載能力弱的問題，在橡膠蒙皮下方植入鋁片構(gòu)成的加強(qiáng)肋來提高蒙皮的剛度。Murray等[12]將內(nèi)部可充壓的柔性基體復(fù)合材料管埋在橡膠基體中作為柔性蒙皮，通過調(diào)節(jié)管內(nèi)壓力改變蒙皮的剛度和形狀，如圖1所示。哈爾濱工業(yè)大學(xué)吳瑞等[13]研制了一種適于剪切變形的柔性蒙皮，該蒙皮采用平行的碳纖維桿提高蒙皮的面外變形能力，同時(shí)利用凱芙拉纖維線垂直碳纖維排布，以抑制蒙皮在剪切變形時(shí)產(chǎn)生的褶皺的出現(xiàn)。但以上橡膠蒙皮植入加強(qiáng)筋的方案承受氣動(dòng)載荷能力依舊有限，只能進(jìn)行低速飛行[14]。Gandhi等[15]提出了一種柔性基體纖維增強(qiáng)復(fù)合材料變形蒙皮，該設(shè)計(jì)中纖維鋪設(shè)角與蒙皮變形方向成一定角度，當(dāng)蒙皮拉伸或壓縮時(shí)，由于存在明顯的泊松效應(yīng)機(jī)翼會(huì)產(chǎn)生整體變形，就有了負(fù)泊松比或零泊松比大變形材料的需求。

基于以上理念，Olympio等[16-17]采用硅橡膠作為外層蒙皮，采用不同形狀的蜂窩為其支撐，如圖2所示。通過對(duì)蜂窩幾何參數(shù)、分布規(guī)律和彈性蒙皮材料的分析優(yōu)化，提出了六邊形混合蜂窩與V形蜂窩兩種不同的結(jié)構(gòu)，在實(shí)現(xiàn)零泊松比的同時(shí)，實(shí)現(xiàn)蒙皮剛度的最大化。Bubert等[18]設(shè)計(jì)了一種針對(duì)機(jī)翼可變展長(zhǎng)需求的一維變形的柔性蒙皮。這種蒙皮材料采用了低面內(nèi)剛度的的硅橡膠-碳纖維復(fù)合材料蒙皮以及具有高面外剛度的零泊松比蜂窩作為支撐結(jié)構(gòu)組合而成。這種設(shè)計(jì)使得機(jī)翼的變形可達(dá)到100%，但只可用于機(jī)翼展向變形。美國(guó)馬里蘭大學(xué)Henry等[19]對(duì)SMP的負(fù)泊松比蜂窩結(jié)構(gòu)進(jìn)行了有限元分析和試驗(yàn)研究，結(jié)果表明，結(jié)構(gòu)的變形會(huì)帶來較大的面外法向承載能力損失，即柔性蒙皮面內(nèi)變形能力與面外承載能力是矛盾的，如何找到滿足需求的設(shè)計(jì)點(diǎn)成為柔性蒙皮設(shè)計(jì)中的重要問題。中國(guó)科學(xué)技術(shù)大學(xué)吳金璽[20]研究了一種變形和承載兼顧的超彈性柔性蒙皮，該柔性蒙皮由蛇形手環(huán)手風(fēng)琴蜂窩構(gòu)成的結(jié)構(gòu)夾層與結(jié)構(gòu)層上下表面附著的彈性蒙皮結(jié)合而成。南京航空航天大學(xué)程文杰等[21]設(shè)計(jì)并分析了一種具有零泊松比特性的十字形混合蜂窩支撐的柔性蒙皮結(jié)構(gòu)。結(jié)果表明，這種材料質(zhì)量輕、易驅(qū)動(dòng)、滿足機(jī)翼的柔性變形要求。哈爾濱工業(yè)大學(xué)陳以金等[22-24]基于有限元法仿真和試驗(yàn)測(cè)試對(duì)零泊松比變形蒙皮進(jìn)行了研究，驗(yàn)證了零泊松比蜂窩結(jié)構(gòu)的面內(nèi)變形能力和面外承載能力更能滿足柔性蒙皮變形需求。

因此，現(xiàn)有柔性變形翼飛行器采用加入增強(qiáng)項(xiàng)和加入可變形的支撐材料/結(jié)構(gòu)兩種方式來提高大變形柔性蒙皮的強(qiáng)度、剛度、穩(wěn)定性。

1.2 基于智能材料的柔性變形翼驅(qū)動(dòng)設(shè)計(jì)

1.2.1 基于形狀記憶聚合物、形狀記憶合金的柔性變形翼驅(qū)動(dòng)設(shè)計(jì)

在美國(guó)國(guó)防預(yù)先研究計(jì)劃局（DARPA）提出的MAS計(jì)劃中，洛克希德-馬丁公司提出一種由SMP制成的柔性折疊翼，利用SMP的熱效應(yīng)實(shí)現(xiàn)機(jī)翼的變形。機(jī)翼展開為飛行器在起飛或巡航階段提供了更高的升力；而機(jī)翼折疊為高速?zèng)_擊或機(jī)動(dòng)飛行階段提供更低的阻力。由于多次循環(huán)試驗(yàn)后，合金絲發(fā)生斷裂，導(dǎo)致該蒙皮無法繼續(xù)變形。哈爾濱工業(yè)大學(xué)孫健等[25]使用SMP制作后緣變彎度機(jī)翼蒙皮，并進(jìn)行風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)與理論計(jì)算比較，得到了后緣變彎度機(jī)翼的特征，并對(duì)SMP在氣動(dòng)載荷下的加熱問題進(jìn)行了研究。形狀記憶聚合物可變剛度的特性確實(shí)滿足變形蒙皮的要求，但該材料加熱特性、回復(fù)率特性、抗撕裂性等性能有待進(jìn)一步研究與改進(jìn)。意大利那不勒斯大學(xué)Barbarino等[26]提出由記憶合金絲驅(qū)動(dòng)的多關(guān)節(jié)柔性機(jī)翼結(jié)構(gòu)方案，在記憶合金絲的驅(qū)動(dòng)下，實(shí)現(xiàn)整個(gè)機(jī)翼弦向彎度的變化。如圖3所示，Sofla等[27]將SMA合金絲集成到仿生脊柱結(jié)構(gòu)中制作了一種變后緣彎度機(jī)翼，這種變后緣彎度機(jī)翼概念可以提供較大的彎曲自由度，但存在系統(tǒng)復(fù)雜度高、變形中容易失穩(wěn)的缺點(diǎn)。2006年，蘭利實(shí)驗(yàn)室采用仿生學(xué)設(shè)計(jì)原理模仿海鷗飛行時(shí)展向彎度的改變研制一種超橢圓翼，該機(jī)翼利用形狀記憶合金絲等驅(qū)動(dòng)機(jī)翼變形，使機(jī)翼完成展向彎曲變形[28]。Georges[29]采用SMA驅(qū)動(dòng)器和一種柔性面板設(shè)計(jì)了一種變彎度機(jī)翼，其中柔性面板作為上翼面的柔性蒙皮來實(shí)現(xiàn)彎度變化，前緣、下表面以及后緣均為剛性。其彎度形變量取決于偏置彈簧、SMA單元和柔性拱背的協(xié)調(diào)變形。西北工業(yè)大學(xué)Gu Xiaojun等[30]提出了一種基于SMA的新型可變形機(jī)翼構(gòu)型和拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)。通過優(yōu)化智能驅(qū)動(dòng)器的布局和機(jī)翼結(jié)構(gòu)的拓?fù)?，最終構(gòu)型能夠?qū)崿F(xiàn)光滑、連續(xù)、精確的幾何變化，改善了SMA屈曲和驅(qū)動(dòng)力有限的問題。李飛[31]提出了一種基于SMA驅(qū)動(dòng)的多關(guān)節(jié)式變彎度機(jī)翼設(shè)計(jì)。多關(guān)節(jié)之間由絲狀SMA連接驅(qū)動(dòng)，但由于多段SMA的實(shí)時(shí)溫度控制的困難與承載性差的問題，導(dǎo)致此變彎度機(jī)翼的承載性不強(qiáng)，同步實(shí)時(shí)控制性也不高。中國(guó)民航大學(xué)張芳芳等[32]對(duì)形狀記憶合金纖維增強(qiáng)的形狀記憶聚合物復(fù)合材料（SMPC-SMA）的力學(xué)特性進(jìn)行研究，建立了相關(guān)本構(gòu)模型，進(jìn)行了可變形機(jī)翼后掠自適應(yīng)變形的有限元分析和試驗(yàn)驗(yàn)證。SMA的優(yōu)點(diǎn)是能量密度較高、彈性好；與SMP相比，SMA材料具同樣存在反應(yīng)較慢、冷卻機(jī)制復(fù)雜和不能自鎖等問題，而且制造工藝復(fù)雜，價(jià)格更為昂貴。為了跳過SMA的冷卻過程，使機(jī)翼在變形后迅速回復(fù)，Icardi等[33]提出了一種基于SMA的變彎度機(jī)翼方案。利用兩個(gè)通過離合器與定位壓電電機(jī)連接到翼肋上的同軸SMA驅(qū)動(dòng)管，其中外管控制向下的運(yùn)動(dòng)，內(nèi)管控制向上的運(yùn)動(dòng)。工作時(shí)，可以通過離合器來控制哪根管子加熱，哪根管子不加熱，進(jìn)而實(shí)現(xiàn)特定方向的變形。

雖然現(xiàn)有很多學(xué)者對(duì)基于形狀記憶聚合物、形狀記憶合金的柔性變形翼驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)進(jìn)行設(shè)計(jì)與試驗(yàn)驗(yàn)證，但是基于以上材料的變形機(jī)構(gòu)的力學(xué)性能亟待進(jìn)一步的改進(jìn)，以滿足實(shí)際的工程應(yīng)用。

1.2.2 基于壓電材料的柔性變形翼驅(qū)動(dòng)設(shè)計(jì)

美國(guó)弗吉尼亞理工大學(xué)Bilgen等[34-35]設(shè)計(jì)了一架帶有采用宏纖維復(fù)合材料（MFC）變彎度能力的微型飛行器并進(jìn)行了風(fēng)洞試驗(yàn)，結(jié)果表明，MFC片能夠提供一定的對(duì)稱或非對(duì)稱驅(qū)動(dòng)力，以及滾轉(zhuǎn)和俯仰力矩?；贛FC連續(xù)的變形翼面較常規(guī)翼面具有更佳的阻力特性。

南京大學(xué)Liu Weidong等[36]設(shè)計(jì)了一種分布式布局的機(jī)構(gòu)實(shí)現(xiàn)連續(xù)變形，適用于低馬赫數(shù)的小型無人機(jī)。利用超聲電機(jī)轉(zhuǎn)矩大、體積小、重量輕、自鎖、響應(yīng)快等優(yōu)點(diǎn)，將超聲電機(jī)驅(qū)動(dòng)的平行四邊形連桿機(jī)構(gòu)應(yīng)用于變彎度機(jī)翼，驅(qū)動(dòng)后緣。

基于圖4所示的壓電變形柔性機(jī)翼概念，Pankonien等[37]提出了一種可變形后緣方案，將多個(gè)貼有MFC后緣結(jié)構(gòu)模塊沿著機(jī)翼展向布置形成可變形后緣。由于各個(gè)后緣模塊相互獨(dú)立，機(jī)翼沿著展向和弦向發(fā)生連續(xù)光滑的變形對(duì)氣動(dòng)沒有影響。利用MFC的逆壓電效應(yīng)使機(jī)翼產(chǎn)生彎曲變形。以提升飛行器滾轉(zhuǎn)速率和承受氣動(dòng)載荷能力為目標(biāo)，對(duì)MFC的布置位置、數(shù)量、MFC自身尺寸和不同形狀機(jī)翼等主要參數(shù)進(jìn)行了優(yōu)化。Ofori-Atta等[38]設(shè)計(jì)的柔性蒙皮，使用基于FMC的彈性面板作為機(jī)翼的表面，使用蜂窩材料作為支撐結(jié)構(gòu)。該FMC材料由碳纖維增強(qiáng)材料和彈性體材料構(gòu)成，通過改變纖維的鋪層方向可以調(diào)整FMC的等效力學(xué)性能，滿足不同場(chǎng)景的需要。

形狀記憶聚合物、形狀記憶合金驅(qū)動(dòng)能力強(qiáng)、輸出力和驅(qū)動(dòng)位移大，但是由于采用溫度控制，響應(yīng)速度慢和可控性差。而壓電材料由于通過電壓驅(qū)動(dòng)，因此響應(yīng)速度、響應(yīng)帶寬、可控性都遠(yuǎn)遠(yuǎn)高于形狀記憶合金，但在驅(qū)動(dòng)位移和力上遠(yuǎn)小于形狀記憶聚合物、形狀記憶合金。

2 柔性變形翼結(jié)構(gòu)建模與分析

以上柔性變形翼設(shè)計(jì)主要涉及柔性蒙皮及其相應(yīng)蜂窩支撐結(jié)構(gòu)，基于形狀記憶聚合物/形狀記憶合金的驅(qū)動(dòng)部件，以及壓電材料的驅(qū)動(dòng)部件。對(duì)于蒙皮類材料，基本建模為板，通常采用復(fù)合材料層合板理論，彈性力學(xué)理論以及有限元方法進(jìn)行仿真分析，并采用試驗(yàn)方法進(jìn)行驗(yàn)證。蜂窩材料/結(jié)構(gòu)為拓?fù)潢嚵信帕邢碌娜舾砂Y(jié)構(gòu)組成的網(wǎng)狀物，其主要建模分析方法為材料胞元理論、材料力學(xué)等效理論以及有限元方法?；谛螤钣洃浐辖?形狀記憶聚合物的驅(qū)動(dòng)部件通常建模為桿件或板，其主要建模分析方法為Euler-Bernoulli梁理論、本構(gòu)分析法、復(fù)合材料纖維體積分?jǐn)?shù)法，并采用試驗(yàn)方法進(jìn)行驗(yàn)證分析方法的有效性。基于壓電材料的部件通常建模為板或者梁，采用層合板理論，Euler-Bernoulli梁理論進(jìn)行建模分析，并采用有限元和試驗(yàn)法對(duì)其結(jié)果進(jìn)行驗(yàn)證。本節(jié)主要對(duì)復(fù)合式蒙皮結(jié)構(gòu)的建模分析方法、蜂窩支撐材料/結(jié)構(gòu)的建模分析方法、基于形狀記憶合金/形狀記憶聚合物部件的建模分析方法、基于壓電材料的部件的建模分析方法等幾部分展開討論。

2.1 復(fù)合式蒙皮結(jié)構(gòu)的建模與分析

針對(duì)柔性機(jī)翼變形方向低面內(nèi)剛度、垂直變形方向高剛度和高面外氣動(dòng)載荷承受能力的需求，Murugan等[39]提出在柔性高應(yīng)變基體材料中添加高強(qiáng)度纖維的復(fù)合方案。添加一定預(yù)緊力的纖維與機(jī)翼變形的方向是相互垂直的，這既保證了氣動(dòng)承載能力又保證了變形方向的低驅(qū)動(dòng)成本。此方案適用于一維機(jī)翼變形的場(chǎng)景（如變彎度），添加預(yù)應(yīng)力的作用在于限制在氣動(dòng)力作用下的機(jī)翼的偏轉(zhuǎn)。在此研究中首先通過體積分?jǐn)?shù)法進(jìn)行彈性模量和剪切模量的估算，進(jìn)而利用最小勢(shì)能原理建立在氣動(dòng)載荷下的位移的彈性力學(xué)偏微分方程，對(duì)氣動(dòng)載荷下的位移相應(yīng)進(jìn)行估算。通過搭建試驗(yàn)平臺(tái)進(jìn)行相關(guān)位移和載荷間關(guān)系的試驗(yàn)，計(jì)算結(jié)果和試驗(yàn)結(jié)果比較接近。基于以上設(shè)計(jì)理念，聶瑞等[40]根據(jù)柔性蒙皮的基本假定及使用條件（即內(nèi)張力不能全部為壓力），基于層合板理論推導(dǎo)出本構(gòu)關(guān)系。采用增量關(guān)系對(duì)蒙皮非線性力學(xué)特性進(jìn)行分析，得到了瞬態(tài)彈性模量與應(yīng)變能模型，并通過試驗(yàn)對(duì)理論模型進(jìn)行驗(yàn)證。結(jié)果表明，采用纖維增強(qiáng)彈性體方法設(shè)計(jì)的蒙皮不同方向的彈性模量相差多個(gè)數(shù)量級(jí)，同時(shí)在變形量小于40%的條件下，具有穩(wěn)定的應(yīng)力應(yīng)變關(guān)系。在此項(xiàng)研究中另外一個(gè)重要的結(jié)果是：纖維絲機(jī)體是扭曲的，因而纖維之間相互接觸。隨著拉伸循環(huán)次數(shù)的增加，纖維之間的相互接觸減弱[41]，因此對(duì)于相同應(yīng)變條件下，初始加載時(shí)應(yīng)力較大，在多次加載后，應(yīng)力會(huì)逐漸變小并趨于固定曲線。

以上研究中假定纖維鋪設(shè)都是沿著垂直于變形方向的，然而這個(gè)設(shè)計(jì)很難滿足實(shí)際的強(qiáng)度要求。Murugan等[42]提出了采用曲線或多層不同角度的鋪層方式進(jìn)行柔性蒙皮設(shè)計(jì)。首先采用層合板理論進(jìn)行位移和載荷直接的關(guān)系建模，繼而采用有限元方法進(jìn)行分析驗(yàn)證。最后，建立以滿足強(qiáng)度和剛度條件為約束，以面內(nèi)變形最大、面外變形最小為目標(biāo)的多目標(biāo)優(yōu)化問題。結(jié)果表明采用曲線鋪層和多層離散角度鋪層都可以大大改善柔性蒙皮的性能。如圖5所示，鄒婷婷[43]設(shè)計(jì)了一種由半圓弧周期性排列而成的圓彈簧纖維復(fù)合材料?；趯雍习謇碚摬捎么眢w元法推導(dǎo)了單層板各項(xiàng)等效彈性系數(shù)。在此基礎(chǔ)上，對(duì)4層對(duì)稱層合板的面內(nèi)拉伸行為和面外彎曲特性進(jìn)行了分析。采用有限元仿真驗(yàn)證以上層合板模型的正確性，并研究層合板彈性系數(shù)和材料性能參數(shù)以及層合板厚度對(duì)于柔性蒙皮彎曲和拉伸性能的影響。

現(xiàn)有分析方法大多數(shù)是基于體積分?jǐn)?shù)法進(jìn)行彈性模量和剪切模量的估算，進(jìn)而采用層合板理論進(jìn)行計(jì)算，建模與分析方法有待創(chuàng)新發(fā)展。

2.2 蜂窩支撐材料/結(jié)構(gòu)的建模與分析

現(xiàn)有蜂窩支撐材料/結(jié)構(gòu)的建模與分析主要分析方式為基于材料力學(xué)理論或彈性力學(xué)理論，推導(dǎo)出材料結(jié)構(gòu)的等效彈性模量解析表達(dá)式，并采用有限元方法或試驗(yàn)測(cè)試方法進(jìn)行驗(yàn)證。

為了提高柔性蒙皮的面外剛度，同時(shí)保持面內(nèi)變形能力，張平等[44]針對(duì)后緣變彎度機(jī)翼，設(shè)計(jì)出一種四邊形柔性蜂窩結(jié)構(gòu)，根據(jù)材料力學(xué)理論推導(dǎo)出面內(nèi)等效拉伸彈性模量，并討論了在載荷固定情況下各個(gè)參數(shù)對(duì)變形的影響。程文杰等[21]提出一種用十字形可變形蜂窩支撐硅橡膠面板的復(fù)合柔性蒙皮設(shè)計(jì)方案，采用梁理論分析了十字形蜂窩的變形機(jī)理，推導(dǎo)了以蜂窩形狀參數(shù)為變量的其面內(nèi)和面外方向的拉壓剛度的關(guān)系式。針對(duì)機(jī)翼后緣變形問題，提出考慮十字形蜂窩的形狀參數(shù)和面板厚度的優(yōu)化設(shè)計(jì)方法。

考慮到由于傳統(tǒng)材料的泊松效應(yīng)使得機(jī)翼變形會(huì)引起蒙皮鼓包或者塌陷，Olympio等[16]提出了混合型蜂窩設(shè)計(jì)方案與V形蜂窩設(shè)計(jì)方案。通過正負(fù)泊松比結(jié)構(gòu)周期混合與其設(shè)計(jì)參數(shù)的調(diào)整來實(shí)現(xiàn)支撐材料的零泊松比?；诓牧习碚?，推導(dǎo)出兩種材料結(jié)構(gòu)的等效彈性模量和泊松比解析表達(dá)式。在此技術(shù)上研究了不同蜂窩角對(duì)等效彈性模量的影響，并采用有限元進(jìn)行仿真對(duì)比。結(jié)果表明，采用解析表達(dá)式計(jì)算結(jié)果與有限元分析得到的結(jié)果非常吻合。

在參考文獻(xiàn)[16]的研究啟發(fā)下，劉衛(wèi)東等[45-46]提出了一種余弦蜂窩柔性伸縮蒙皮支撐結(jié)構(gòu)（見圖6）方案，對(duì)比混合型蜂窩設(shè)計(jì)方案和V形蜂窩設(shè)計(jì)方案，此方案可以進(jìn)一步改進(jìn)來提高變形效率，減少變形能量消耗。首先基于材料力學(xué)理論，推導(dǎo)出材料結(jié)構(gòu)的等效彈性模量解析表達(dá)式，接著采用有限元方法進(jìn)行驗(yàn)證。然后對(duì)余弦蜂窩結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)參數(shù)對(duì)等效彈性模量和等效彎曲模量的影響進(jìn)行了討論。對(duì)比現(xiàn)有的集中蜂窩支撐結(jié)構(gòu)構(gòu)型，余弦蜂窩支撐結(jié)構(gòu)可以產(chǎn)生更大的面內(nèi)變形和承載更高的面外載荷。

黃建[47]提出了新型零泊松比蜂窩結(jié)構(gòu)，并對(duì)其力學(xué)性能和在機(jī)翼上的應(yīng)用進(jìn)行了研究。基于材料力學(xué)理論建立了面內(nèi)拉伸模量、面內(nèi)剪切模量、彎曲模量的理論模型和有限元模型，分別采用單軸拉伸試驗(yàn)和斜軸拉伸試驗(yàn)對(duì)理論模型和有限元模型的精度進(jìn)行驗(yàn)證，以及對(duì)材料零泊松比特性進(jìn)行驗(yàn)證。結(jié)果表明，理論模型和有限元模型都可以用來預(yù)測(cè)不同幾何參數(shù)條件下蜂窩結(jié)構(gòu)的面內(nèi)和彎曲力學(xué)性能。以蜂窩結(jié)構(gòu)的面外平壓剛度和橫向剪切剛度為設(shè)計(jì)目標(biāo)進(jìn)行輕量化設(shè)計(jì)，分別開展了單剛度和多剛度拓?fù)鋬?yōu)化，建立了單剛度和多剛度拓?fù)鋬?yōu)化數(shù)學(xué)模型，并對(duì)優(yōu)化結(jié)果進(jìn)行幾何處理，得到了蜂窩結(jié)構(gòu)輕量化設(shè)計(jì)。繼而以硅橡膠為基體、氨綸編織和碳纖維桿為增強(qiáng)相設(shè)計(jì)了一種具備超彈性變形能力的零泊松比柔性蒙皮，對(duì)其進(jìn)行平面拉伸試驗(yàn)和抗撕裂性能測(cè)試；之后將氣動(dòng)肌纖維和新型零泊松比蜂窩結(jié)構(gòu)相結(jié)合制作具備承載-變形-驅(qū)動(dòng)一體化能力的雙向彎曲主動(dòng)蜂窩結(jié)構(gòu)，將零泊松比柔性蒙皮和主動(dòng)蜂窩結(jié)構(gòu)和機(jī)翼其他構(gòu)建進(jìn)行組裝形成可變彎度機(jī)翼測(cè)試件，進(jìn)行相關(guān)試驗(yàn)測(cè)試。測(cè)試結(jié)果表明，此機(jī)翼可以產(chǎn)生較大的向上/向下變形，并且可承受足夠的面外載荷。

2.3 基于形狀記憶合金/形狀記憶聚合物的柔性變形翼部件建模與分析

形狀記憶合金/形狀記憶聚合物的本構(gòu)關(guān)系與加載條件相關(guān)，具有非線性和不確定性。在柔性變形翼部件建模與分析中要充分考慮以上問題，可以采用非線性建模理論或者神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)方法進(jìn)行建模，并基于試驗(yàn)對(duì)建立的力學(xué)模型進(jìn)行修正。

形狀記憶聚合物是一種溫度控制的變剛度材料，純形狀記憶聚合物在大多數(shù)狀態(tài)下呈現(xiàn)出脆性，會(huì)沿著張力形成的微裂紋迅速撕裂。由于這些缺點(diǎn)，使得應(yīng)用形狀記憶聚合物不夠安全和可靠。常常需要組合其他材料使用。如圖7所示，陳善搏[48]基于濕法纏繞工藝結(jié)合碳纖維和形狀記憶聚合物，設(shè)計(jì)并制作出一種具有變剛度能力的SMP變剛度管。利用以上的SMP變剛度管和硅橡膠制造了柔性變剛度蒙皮樣件。利用有限元法對(duì)以上柔性蒙皮常溫及高溫下的承載能力進(jìn)行了模擬，通過改變蒙皮的幾何參數(shù)討論了不同參數(shù)對(duì)蒙皮剛度的影響，并搭建試驗(yàn)系統(tǒng)驗(yàn)證該柔性變剛度蒙皮的有效性，試驗(yàn)表明該蒙皮在低溫下具有良好的承載性能和回復(fù)性能，并且高溫下具有很好的變形能力，滿足設(shè)計(jì)要求。

基于以上形狀記憶聚合物與橡膠蒙皮組合的理念，張芳芳[32]基于相變理論的構(gòu)建應(yīng)用在變形機(jī)翼上的形狀記憶聚合物本構(gòu)模型，建立了形狀記憶過程中不同加載條件下的SMPC-SMA的力學(xué)模型。在不同載荷條件下，比較純SMP、純SMA和不同纖維體積分?jǐn)?shù)的SMPC-SMA的機(jī)械行為和形狀記憶能力。通過將復(fù)合材料的微觀力學(xué)與致密SMP的相變本構(gòu)模型相結(jié)合，給出了一種基于相變理論SMPC-SMA的本構(gòu)模型。通過結(jié)合給定的本構(gòu)模型和材料參數(shù)，包括冷凍分?jǐn)?shù)、彈性模量和玻璃化轉(zhuǎn)變溫度等，模擬了這種材料在不同加載條件下的力學(xué)行為的數(shù)值結(jié)果并通過數(shù)值模擬討論了不同孔隙率對(duì)此類材料特性的影響。結(jié)果表明，相比純SMP和純SMA，SMPC-SMA表現(xiàn)出不同的機(jī)械行為和磁滯回線。此類材料可以保持正常的形狀記憶效應(yīng)，降低噪聲并隔離熱量。隨著孔隙率的增加，SMPC-SMA材料的強(qiáng)度有所降低。最后搭建試驗(yàn)系統(tǒng)對(duì)以上結(jié)論進(jìn)行驗(yàn)證。

孟軍輝[49]提出一種結(jié)合形狀記憶合金的新型負(fù)泊松比柔性蒙皮支撐結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方案。針對(duì)形狀記憶合金理論本構(gòu)模型存在模型參數(shù)確定的復(fù)雜性、模型公式推導(dǎo)未考慮加載條件變化對(duì)材料本構(gòu)關(guān)系影響等問題，基于力學(xué)試驗(yàn)結(jié)果和深度神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)模型構(gòu)建材料本構(gòu)關(guān)系，為形狀記憶合金本構(gòu)關(guān)系研究提供了一種新思路。繼而針對(duì)內(nèi)凹六邊形蜂窩結(jié)構(gòu)彈性模量與材料模量相比明顯降低的問題，從負(fù)泊松比結(jié)構(gòu)拓?fù)湫螤詈妥冃螜C(jī)理出發(fā)，提出了構(gòu)建胞元結(jié)構(gòu)模型并施加周期性邊界條件進(jìn)行分析；建立不同夾角和斜/縱肋桿厚度比對(duì)應(yīng)的胞元模型并進(jìn)行有限元仿真。對(duì)胞元結(jié)構(gòu)進(jìn)行優(yōu)化最終得到一種主要承受軸向載荷的新型剛度優(yōu)化三角形拉脹結(jié)構(gòu)。結(jié)果表明，該結(jié)構(gòu)能夠兼顧大變形能力、承載能力和輕量化等設(shè)計(jì)需求，同時(shí)保留了形狀記憶合金的超彈性效應(yīng)；此外，通過調(diào)整胞元肋桿間的夾角和厚度比，可實(shí)現(xiàn)對(duì)結(jié)構(gòu)彈性模量和泊松比的快速精準(zhǔn)調(diào)節(jié)，提高了變體飛行器柔性蒙皮結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的靈活性。

由于宏纖維復(fù)合材料和記憶合金的高能量密度特性，Mukherjee等[50]提出基于宏纖維復(fù)合材料和記憶合金的變形機(jī)構(gòu)驅(qū)動(dòng)器設(shè)計(jì)方案。采用非線性Euler-Bernoulli梁理論進(jìn)行建模，特別是熱機(jī)械和機(jī)電本構(gòu)行為納入非線性梁理論。研究了在通電狀態(tài)下SMA線的磁滯現(xiàn)象和MFC的非線性驅(qū)動(dòng)特性，并通過復(fù)合材料和最小勢(shì)能理論推導(dǎo)了材料的本構(gòu)關(guān)系和等效彈性模量。最后，通過試驗(yàn)驗(yàn)證模型的正確性。試驗(yàn)結(jié)果表明，通過模型和試驗(yàn)獲得的結(jié)果非常一致。

2.4 基于壓電材料的柔性變形翼部件建模與分析

基于壓電材料的柔性變形翼部件適合于小型的無人機(jī)、高空長(zhǎng)航時(shí)無人機(jī)等，用于取代傳統(tǒng)的副翼結(jié)構(gòu)。其最大的優(yōu)勢(shì)在于氣動(dòng)效率高、結(jié)構(gòu)重量輕、響應(yīng)速度快。其主要分析方法是針對(duì)不同使用場(chǎng)景，將壓電材料結(jié)構(gòu)建模為伯努利梁，或基于均勻化方法將壓電纖維復(fù)合材料建模為有限元平板，繼而引入邊界條件進(jìn)行求解。

典型壓電材料驅(qū)動(dòng)的可變后緣柔性自適應(yīng)機(jī)翼，包括貼在機(jī)翼柔性蒙皮上的壓電材料和與之相配合的柔性翼肋結(jié)構(gòu)。Erturk等[51]以線彈性Euler-Bernoulli理論為基礎(chǔ)，推導(dǎo)出包含壓電效應(yīng)的壓電機(jī)翼蒙皮結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)方程；同時(shí)推導(dǎo)出考慮位移的電學(xué)耦合方程，并采用模態(tài)疊加法對(duì)多周期激勵(lì)下壓電材料機(jī)翼振動(dòng)問題進(jìn)行求解，采用試驗(yàn)方法驗(yàn)證以上系統(tǒng)方程的正確性。本研究提出的模型可以成功地預(yù)測(cè)MFC系統(tǒng)的耦合動(dòng)力學(xué)。

劉寬[52]對(duì)包含壓電材料結(jié)構(gòu)靜態(tài)強(qiáng)度變形的主動(dòng)控制問題進(jìn)行了研究。推導(dǎo)出壓電懸臂梁結(jié)構(gòu)的本構(gòu)關(guān)系，并利用以上本構(gòu)關(guān)系建立了懸臂梁結(jié)構(gòu)有限元模型，采用載荷比擬法得到了MFC作動(dòng)器的驅(qū)動(dòng)載荷。搭建了壓電材料變形主動(dòng)控制試驗(yàn)平臺(tái)，討論了不同加載電壓下的懸臂梁的彎曲變形效果，驗(yàn)證有限元模型的有效性。結(jié)果表明，數(shù)值計(jì)算和試驗(yàn)結(jié)果呈現(xiàn)出較好的一致性，結(jié)構(gòu)的變形和加載電壓近似呈線性關(guān)系，但在高電壓區(qū)域MFC的壓電常數(shù)存在著非線性行為。如圖8所示，李承澤[53]考慮到壓電智能結(jié)構(gòu)在發(fā)生大變形時(shí)的幾何非線性現(xiàn)象，采用大變形理論分析壓電材料構(gòu)成的柔性機(jī)翼很有必要。設(shè)計(jì)一種基于壓電材料驅(qū)動(dòng)的可變后緣柔性自適應(yīng)機(jī)翼，并展開了詳細(xì)的研究?；趬弘娭悄芙Y(jié)構(gòu)介紹了有限元法對(duì)幾何非線性問題的求解方法和求解流程?；诰鶆蚧砟钔瓿闪藢?duì)壓電纖維復(fù)合材料的有限元建模：將非均勻的壓電纖維復(fù)合材料等效成均勻的壓電陶瓷材料進(jìn)行建模，并采用熱比擬法對(duì)壓電材料的驅(qū)動(dòng)特性進(jìn)行仿真。熱比擬法的優(yōu)勢(shì)在于建模方便、施加溫度載荷步驟簡(jiǎn)單、可實(shí)現(xiàn)多層壓電材料的鋪層。計(jì)算其宏觀力學(xué)、壓電、電學(xué)參數(shù)，將其等效為普通壓電陶瓷材料進(jìn)行建模的方法是有效且足夠精確的。

為了研究壓電變形柔性機(jī)翼的氣動(dòng)性能，韓卓等[54]首先針對(duì)MFC壓電片的結(jié)構(gòu)特點(diǎn)，建立壓電復(fù)合柔性翼結(jié)構(gòu)的力學(xué)模型，推導(dǎo)出柔性翼扭轉(zhuǎn)變形量和壓電材料輸入電壓之間的數(shù)學(xué)關(guān)系。搭建了基于壓電材料的柔性翼主動(dòng)變形驅(qū)動(dòng)試驗(yàn)平臺(tái)，以直觀的方式觀察了MFC壓電片在不同電壓下的驅(qū)動(dòng)變形位置，驗(yàn)證模型的正確性，定性地驗(yàn)證了MFC驅(qū)動(dòng)主動(dòng)變形的可行性，并通過與傳統(tǒng)舵機(jī)操縱面相比較，驗(yàn)證MFC驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)可以代替副翼功能用于低速飛行器的結(jié)論，而且響應(yīng)速度更快。

3 結(jié)論

未來飛行器設(shè)計(jì)將面臨空域、速域不斷擴(kuò)大，任務(wù)適應(yīng)性要求不斷提高的嚴(yán)峻挑戰(zhàn)，變體飛行器可為提高飛行性能、擴(kuò)大飛行包線提供新思路與新方法。采用柔性蒙皮配合相應(yīng)的支撐結(jié)構(gòu)成為克服傳統(tǒng)變體飛行器缺點(diǎn)的主要解決方案。柔性變形翼能夠在不破壞翼面連續(xù)性的情況下提高機(jī)翼的升阻比，改善翼面的氣動(dòng)特性。柔性翼的主動(dòng)變形能夠增強(qiáng)小型柔性翼飛行器的穩(wěn)定性和機(jī)動(dòng)性。通過降低驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)的重量，來降低全機(jī)的重量?？梢越档妥凅w部件的交界面突變或縫隙帶來額外的氣動(dòng)噪聲和振動(dòng)激勵(lì)。

現(xiàn)有設(shè)計(jì)大多停留在在方案階段，盡管進(jìn)行了模型加工測(cè)試，但是距離實(shí)際應(yīng)用還很遠(yuǎn)。柔性蒙皮變體飛行器的研究還處于初始階段?，F(xiàn)有的橡膠蒙皮和記憶合金或碳纖維增強(qiáng)材料，由于強(qiáng)度和環(huán)境適應(yīng)性的限制遠(yuǎn)遠(yuǎn)沒有達(dá)到實(shí)用的要求，如對(duì)于驅(qū)動(dòng)器的輕質(zhì)、大驅(qū)動(dòng)力、快速響應(yīng)、高精度、循環(huán)響應(yīng)快的需求還遠(yuǎn)遠(yuǎn)沒有達(dá)到?，F(xiàn)有材料只能滿足幾點(diǎn)，不能同時(shí)滿足全部需求，而且還存在容易發(fā)生破壞、磁滯、不容易控制等缺點(diǎn)?，F(xiàn)有試驗(yàn)都是在良好室內(nèi)條件下進(jìn)行測(cè)試，并沒有在低溫、沙塵、雨水和冰雹等飛行條件下進(jìn)行測(cè)試，很難發(fā)現(xiàn)材料或結(jié)構(gòu)潛在的缺陷。

現(xiàn)有柔性變形翼結(jié)構(gòu)建模與分析方法基本局限于線彈性力學(xué)理論、等效彈性模量理論、層合板理論，線性有限元理論。很少有采用非線性理論對(duì)柔性變形翼結(jié)構(gòu)進(jìn)行建模分析?，F(xiàn)有柔性變形翼結(jié)構(gòu)建模與分析方法基本局限于靜力學(xué)分析，很少對(duì)柔性變形翼結(jié)構(gòu)進(jìn)行動(dòng)力學(xué)分析、氣動(dòng)彈性分析、陣風(fēng)響應(yīng)分析和疲勞蠕變分析。柔性變形翼結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中存在的多學(xué)科多目標(biāo)優(yōu)化問題鮮有研究。

柔性變形翼飛行器的設(shè)計(jì)、建模和分析方法仍然是飛行器相關(guān)領(lǐng)域研究熱點(diǎn)。主要挑戰(zhàn)有：在高溫和低溫環(huán)境下性能均表現(xiàn)優(yōu)異的高環(huán)境適應(yīng)性材料設(shè)計(jì)和加工方法；多穩(wěn)態(tài)、大承載、快響應(yīng)變構(gòu)型機(jī)構(gòu)和結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)新方法，變構(gòu)型高功重比驅(qū)動(dòng)與高效傳動(dòng)新方法；考慮復(fù)雜環(huán)境影響下的柔性變形翼飛行器時(shí)變非線性動(dòng)力學(xué)建模方法、柔性變形翼飛行器氣動(dòng)結(jié)構(gòu)耦合特性建模與分析方法，在復(fù)雜氣流下柔性變形翼飛行器的控制方法。同時(shí)很多問題亟待研究，如更優(yōu)異的智能材料的制備和工業(yè)化方法；跨域過程中柔性變形翼飛行器的動(dòng)態(tài)響應(yīng)預(yù)測(cè)，柔性變形翼飛行器的最優(yōu)控制方法。

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Research Progress on the Design， Modeling and Analysis of Flexible Deformable Wing Structures

Li Qi1， Yang Yu2， Wang Zhigang2， Cui Long3， Zhang Feng3， Wang Hongwei3， Deng Yangchen4

1. Liaoning University， Shenyang 110036， China

2. Aircraft Strength Research Institute of China， Xi’an 710065， China

3. Shenyang Institute of Automation Chinese Academy of Sciences， Shenyang 110016， China

4. AVIC Shenyang Aircraft Design and Research Institute， Shenyang 110035， China

Abstract： The design of future aircraft will face severe challenges such as the continuous expansion of airspace domain and the speed domain， and the increasing requirements for the mission adaptability. The morphing aircraft can provide new ideas and methods for improving the flight performance and expanding the flight envelope. The use of the flexible skin combined with corresponding support structures has become the main solution to overcome the shortcomings of traditional morphing aircrafts. Firstly， the status of the research of flexible skin， honeycomb support structure， and other new smart material in the morphing aircraft design is reviewed. Then， the design， modeling and analysis methods of the flexible deformable wing structures in the existing literature are discussed. Finally， the existing problems in the modeling and analysis methods of flexible deformable wing structures and possible future research directions are proposed.

Key Words： morphing aircraft； flexible skin； modeling and analysis； support structure； smart material