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从无人机大赛之创意大赛看技术

时间:2011-11-30 08:07来源:未知 作者:admin. 点击:

         (转自《航空知识2011年12期)

         创新,一直是飞行器设计领域不断地追求。从气动布局到动力系统,从主动控制到隐身理论,在每一代飞机更新的背后,总离不开无数关键技术的探索和攻克。每一项新技术的诞生,其最早很多都是一个个看似大胆无稽的创意。2011年9月22日-9月25日,首届全国无人机大赛在位于北京昌平小汤山的中国航空博物馆胜利举办。这次比赛的创意大赛吸引了来自全国无人机领域关注的目光。来自不同单位不同领域的无人机创意齐聚一堂,针对未来无人机技术大胆展开探索交流。经过4天的较量,大奖最终决出。比赛存在一二三等奖,而技术本身是不存在名次的。在这里,让我们暂且放下评价的结果,仅作为旁观者从技术本身再次回顾这次创新大赛中的一些问题。关于一些技术问题的看法受到个人水平的限制多少存在一些偏颇,如有谬误还请谅解。
从“蜻蜓”到“灵龙”
        来自西北工业大学的“灵龙”旋翼/机翼转换式飞行器是本届大赛中的亮点之一。该机具有固定的鸭式前翼和T形布置的平垂尾,旋翼/机翼位于鸭翼和尾翼之间。从外形和设计目标上看,该机与美国波音公司的X-50“蜻蜓”鸭式/旋翼飞行器如出一辙。
        高速前飞直升机的解决方案  直升机相对于传统固定翼飞机,具有的突出优点就是起降受地形影响因素小,可以垂直起飞降落,不受跑道长度的限制。然而其缺点也同样十分显著:飞行速度低,航程短。
        常规旋翼带尾桨直升机在前飞时,需要操纵旋翼向前倾斜,使旋翼拉力产生水平方向的分量,从而克服相对气流运动产生的阻力。要想增加直升机飞行速度,就必须增加旋翼的旋转速度,以增加更多的水平拉力。由于前飞速度的存在,旋翼桨叶运动到逆风面和顺风面将产生不同的气动力效果:迎风运动的前行桨叶的桨尖直线速度最高,当接近甚至超过音速时,桨尖处产生激波,从而带来极大的阻力。顺风运动的后行桨叶相对来流速度较小,为保持升力与前行桨叶相同使直升机不至于侧倾,必须增加其迎角以提高升力。随着前飞速度的增加,后行桨叶的迎角也必须随之提高。当迎角增加至失速迎角之后,气流发生分离,后行桨叶将不再产生足以维持直升机姿态的升力。因此,旋翼前行桨叶的激波和后行桨叶的失速问题,就是直升机平飞速度落后于固定翼飞机的主要症结。
        使旋翼在垂直起飞时依靠转动产生升力,在高速前飞时锁死成为固定翼,使两个桨叶(机翼)产生相同的升力,是有效解决直升机高速前飞问题的重要方法之一。X-50与“灵龙”均建立在这套理论之上。在垂直起飞时,飞机可看成是一架直升机,当旋翼锁死后成为三翼面布局的固定翼飞机。
旋翼及动力系统的设计比较  X-50由一台威廉姆斯F112涡轮风扇发动机为其提供驱动喷气旋翼和平飞时的动力。喷气旋翼是对传统旋翼带尾桨系统的一种改进,该系统通过发动机产生的高速喷流经过一个管道,由旋翼尖端的喷口喷出,从而产生力矩驱动旋翼转动。喷气旋翼相对于传统旋翼而言,最大的优点在于不会产生反扭力矩。与此同时,利用管路系统进行控制,通过调整机身侧面喷口及尾喷口的喷流速度,可以产生相应的航向操纵力矩,并提供飞机进入平飞后所需的水平推力。使用喷气旋翼系统带来的直接好处就是可以去掉尾桨从而在一定程度上简化系统结构,降低结构重量。
        然而喷气旋翼也存在着一个不太容易解决的难题,就是整个系统的密封问题。在垂直起降过程中,由于旋翼相对于机体一直处在旋转过程,同时旋翼本身因为需要周期变距而需要围绕变距轴线旋转。这样下来,高速燃气要达到位于旋翼翼尖的喷口,必须通过两个存在旋转自由度的管道。从机械上来说,这两个接头必须同时满足转动摩擦力小,同时又不能漏气的设计要求。由于燃气温度较高,传统的橡胶类密封材料在此处已很难适用。这些问题对于全尺寸的“大飞机”而言已经着实令人头疼,要想进而在小型无人机上使用喷气旋翼,更是难上之难。
        “灵龙”针对这个问题,采取了回避的方式,将旋翼系统退回到传统的旋翼带尾桨布局。为降低技术难度,该机分别在机头设置了提供平飞动力的拉进式螺旋桨,在机尾设置了抵抗旋翼反扭的尾桨。与X-50相同,“灵龙”的旋翼/机翼为刚性旋翼,旋翼头采用了时下航模直升机圈里最新出现的“无副翼”配置,在简化变距系统的同时更加适应平飞时位置锁死的机械要求。为兼顾平飞与悬停要求,该机采用了一对“椭圆翼型”、展弦比相对较小并具有一定根梢比的旋翼/机翼。
        椭圆翼型作为旋翼/机翼转换式飞行器而言,是一种折中之举。对于单独的旋翼或是机翼而言,使用前凸后尖的常规翼型自然能够获得更大的升阻比收益。然而对于旋翼/机翼转换式飞行器,其垂直起降向高速前飞的过渡过程中,必须有一片桨叶经过从前缘向前变化为后缘向前的过程。为了保证在两个过程中两片旋翼/机翼都能产生相等的升力,必须选用前后缘形状一样的翼型。椭圆翼型自然成为了最为合适的选择,X-50与“灵龙”均是如此。使用椭圆翼型带来的负面效果显而易见:钝后缘将造成气流在翼型末端产生分离,其带来的压差阻力将大于前凸后尖的常规翼。也就是说,在垂直悬停状态下旋翼将消耗更多的功率,前飞状态下机翼产生的阻力也会有所增加。
        试飞成败原因何在  根据公开的文献资料,波音X-50先后制造了两架样机。第1架样机于2004年3月由于控制系统交叉耦合问题坠毁。经过改进的第2架原型机又在2006年4月坠毁。经过分析,坠毁的原因被认为是机身的设计问题所致。X-50在设计阶段考虑了一定的隐身要求,将机身横截面设计为上窄下宽的六边形布局。这样的形状带来的负面效果十分难办:由于机身的特殊形状使得其俯仰方向力矩特性十分敏感。空速的变化和旋翼产生的涡流都会对其产生俯仰方向的力矩变化,该变化甚至超过了操纵系统所能修正的范围。由于设计问题,该项目最终于2006年下马。
        相对于波音公司的失败,西北工业大学的“灵龙”飞行十分成功。该机在飞行演示过程中由两名地面操纵手分别控制垂直起飞与固定翼前飞状态。该机在两个模态之间转换平稳,俯仰方向没有发生明显的波动。一方面可能由于该机身相对较窄且横截面更为光顺,另一方面有可能得益于该机采用的增稳系统。
        未来应用前景  从结果上看,“灵龙”无人机回避了喷气旋翼系统可能带来的技术风险,成功实现了该布局无人机在旋翼和固定翼模态之间的平稳转换。对于小尺寸缩比验证机而言,“灵龙”的控制方式是合理有效的。而对于全尺寸飞机来说,“灵龙”的控制方式具有很大的参考意义,但并不能照搬挪用,首当其冲必须解决动力系统布置方面的问题。
        “灵龙”机头安装的拉进式螺旋桨、主旋翼都依靠各自的电动机进行驱动,其尾桨驱动力有可能来自于主旋翼电动机或由另一台独立电机驱动。由于能量密度等方面原因,全尺寸飞机基本不可能采用电机作为动力装置。在采用涡轮发动机或活塞发动机的前提下,如果依然采用分布式布置,驱动主旋翼和尾桨的发动机在飞机平飞时将成为一块相当可观的“死重”,各个发动机与油箱和操纵系统之间的连接管路同样将十分复杂。而如果采用集中布置发动机,依靠机械系统分别向螺旋桨、旋翼、尾桨输出功率的话,将会带来纵向长度等于机身的庞大传动系统,除占据大量有限的机内空间外还会带来系统重量和复杂性的增加以及可靠性下降等内容。
        从使用前景上看,其宣传展板上“豪华公务机”的筒式机身客舱设计很可能与动力系统布置冲突而难以实现。与此同时,由于刚性旋翼将限制飞机在直升机模式下只有有限的侧飞、倒飞能力,悬停控制能力也很可能低于常规直升机。因此笔者认为,该机可能更适于作为结构紧凑、只携带少量有效载荷的无人机出现。适宜执行需要垂直起降,但对悬停状态下机动性要求不高,且需要较高飞行速度和较大作战半径的侦察任务。
UCAV的“街机”布局——无尾飞翼
        无尾飞翼布局被全世界认为是无人作战飞机总体方案的最佳选择之一,具有其它总体布局不具备的最大优势——隐身性能良好。由于没有常规布局飞机的平/垂尾,使飞机侧向RCS主要贡献的角反射器完全消除。与此同时,飞翼布局飞机气动外形简洁干练,与常规布局相比不存在机翼、机身、尾翼等部件之间的气流干扰,使得其零升阻力更小,具有较大的升阻比提升空间。
        正是因为以上原因,自从美国B-2大获成功后,世界飞行器设计界的“飞翼热”愈演愈烈。在美国波音、诺格使用飞翼布局来定义其未来无人作战飞机方案后,全世界其他国家一拥而上,纷纷开始搞起本国的飞翼布局无人作战飞机。飞翼布局俨然成为世界未来无人作战飞机的“街机”布局。
        沈阳版四舵面飞翼  本届创意大赛中有多架无尾飞翼布局飞机参加。中航工业沈阳所与沈阳航空航天大学联合研制的“四舵面”飞翼同时参加了创意大赛与竞技大赛。该机外形与美国波音最新亮相的“幻影镭射(Phantom Ray)”十分相似,只比“幻影镭射”少了一对位于机翼外侧上表面的扰流板。由于比赛规定参赛飞机不允许使用涡喷发动机,因此该机安装了一台电动涵道作为其动力装置。从其细节设计上来看,该机可以称为本届无人机大赛上完成度最高、最接近于全尺寸飞机的参赛作品——该机起落架采用油气减震形式,主起落架还带有机轮刹车。为了满足着舰任务的需要,该机还完全按照全尺寸舰载机标准设计了由气动系统控制收放的着舰钩。同时,在可维护性设计方面,该机设计了一套独立的控制面板,上面设有各系统开关、检查接口,与电路杂乱、插头密布的大多数航模作品可谓“划清界限”。
        该机后缘四个操纵面的控制分配方案与波音系列飞翼无人作战飞机相似。其每侧两个后缘操纵面分为一组,两组操纵面同向偏转时控制俯仰,两组操纵面反向偏转时控制滚转。在进行航向操纵时,同组操纵面中外侧操纵面上偏、内侧下偏,以此造成两侧机翼阻力不同而实现偏航操纵。该机飞行控制系统分为内外两环,内环对飞机进行控制增稳,使飞机像常规布局飞机一样可以稳定可控;外环负责飞机姿态控制,以实现按照预设航线自主飞行。该机除飞控系统内置有各种加速度、角加速度传感器外,还在机头设置有空速管和风标式迎角、侧滑角传感器。综其整体而言,正可谓麻雀虽小五脏俱全。
        成都版变体飞翼  中航工业成都所共有3架概念无人机参加创意大赛,有一架被命名为“狂战士”变体鸭式无尾布局技术验证机的无尾飞翼布局飞机。该机采用一台电动涵道作为动力,从整体上看与波音X-45A/B有几分相似,但在细节上又存在一些新鲜创意:机翼外段采用可折叠结构,能够在飞行过程中向上折起90度。此外还设计有可以旋转改变后掠角的鸭翼,在完全收缩时可以全部进入机身当中。据介绍,其鸭翼一大作用就是在飞行中通过旋转伸缩调整鸭翼大小以补偿翼梢段折叠带来的焦点移动。该机翼梢段折起部分后缘设置有阻力方向舵,其内侧固定部分还在每侧设置有两个俯仰/滚转操纵面。
        该参赛组成员在介绍“狂战士”创意中,提出该机具有几种不同的飞行模式:在亚声速巡航时,该机鸭翼打开、翼梢段水平放下。此时其机翼面积、展弦比最大,有利于提高升阻比。由于此时发动机位于机身背部,且全机没有垂尾,其隐身性能最好,不容易被雷达发现。进行机动飞行时,翼梢段折起90度,采用倒飞飞行方式。此时发动机进气口位于机身“下”表面,在大迎角时不会被机身遮蔽,进气效率较高。“下”折的翼梢段成为不受机身遮蔽的垂直尾翼,有效提高了飞机大迎角时的方向安定性。在超声速巡航阶段,该机采用倒飞飞行方式,意图在获得激波升力以乘波飞行的同时,利用机身对气流的预压缩作用提升进气效率。此外,下折的翼梢段成为垂直尾翼以补偿飞行器超声速飞行时航向安定性下降的问题,利用鸭翼的收放又可以对焦点的前后移动进行调节。
        飞行的增稳与控制——无尾飞翼的关键问题  对于无尾飞翼布局,大家最关心的就是其“荷兰滚模态发散”问题。何谓“荷兰滚模态”,何谓“发散”?简而言之“荷兰滚模态”就是指一架稳定平飞的飞机在受到一个侧向扰动,比如遇到一阵侧风后,飞机起初左右摇摆到最后恢复稳定平飞的这样一个过程——当然,这里描述的是收敛的时候。所谓“荷兰滚模态发散”,就是指这一过程不但不会停止,最后反而越摇越猛最终使飞机失去控制。在实际工程中,一架飞机只要“荷兰滚模态”收敛得不够快,就会被认为是不可接受的,更不要提发散了。
        飞机的荷兰滚模态特性又是由什么因素决定的呢?两个因素:垂尾带来的航向稳定性和机翼上反带来的上反效应。对于一架飞机来说,这两个效应必须在一定的比例范围之内,当上反效应太大而航向稳定性不足时,飞机荷兰滚模态就将趋于发散。在亚声速范围内,飞机的上反效应不光与机翼上反角有关,增大后掠角、提高机翼产生的升力都会带来上反效应的增加。与之相对,航向稳定性通常只受到垂直尾翼面积和其距离重心的距离影响。当然,机身在其侧视图上的投影面积,也会对航向稳定性产生影响,但较之垂尾而言量级要小上许多。
        对于飞翼布局飞机来说,由于没有垂直尾翼,其航向稳定性接近于0,而由于其后掠的机翼往往会带来很大的上反效应,因此就造成了荷兰滚模态发散问题。想办法提高飞机的航向稳定性,是所有无尾飞翼布局飞机上天前首要解决的课题。
        沈阳的“四舵面飞翼”和成都的“狂战士”针对这个问题采取了不同的解决办法。“四舵面飞翼”依靠其飞控系统,当探测到飞机受到侧向扰动时,通过协调偏转其四个舵面修正姿态,使飞机最终回复于稳定——这是利用主动控制技术进行的解决。“狂战士”在翼梢段向上折起时,是有垂直尾翼的。在其翼梢段放下飞行时,尽管全机没有垂尾,但仔细观察可以看到其两侧的阻力方向舵是同时打开的。此时除了会有阻力板的作用外,更重要的是此举还能提高飞机的航向稳定性,也就是说:“狂战士”其实在任何飞行阶段都是具有航向稳定性的。
        通过采用各自的方法,两个方案的无尾飞翼布局飞机都实现了飞机稳定可控的基本要求。从比赛飞行过程中的飞行轨迹和姿态上来看,两个方案都是十分成功的。
探讨无尾飞翼布局飞机稳定控制的新路  无人机大赛上,“四舵面飞翼”和“狂战士”都实现了稳定飞行,不过笔者还是更为推崇“四舵面飞翼”的主动控制方式,即使抛开其华丽的外观和自主飞行系统,答案依然如此。
        笔者看来,依靠同时打开两侧阻力方向舵以得到航向安定性只能是一种临时措施,只适用于对飞机可靠性、安全性较高的阶段,如起飞降落过程。此时如果主动控制系统失效,依靠同时打开的阻力方向舵也能够使飞机保证最低的安全飞行标准。如果留意看过的话,实际上大名鼎鼎的B-2在起降时也靠同时打开两侧阻力方向舵增加航向稳定性。在飞机平飞阶段,持续打开阻力方向舵除了会降低飞机升阻比外,对于要求隐身的无人作战飞机而言,此举将大大增加飞机的雷达散射面积,出于隐身考虑而使用飞翼布局的设计初衷将大打折扣。因此,在现阶段技术条件下,使用主动控制技术解决无尾飞翼布局飞机航向安定性不足问题的方法,是工程上相对最易实现的有效途径。另外值得一提的是,“狂战士”在起飞时如果把翼梢段折叠起45度左右,有可能获得更好的起飞性能。这样既能提升航向安定性,也不会损失太多机翼升力,同时阻力比打开阻力方向舵时要降低许多。
        “四舵面”飞翼在比赛过程中的表现可以说是相当出色的。该机是创意赛中唯一一个能够达到竞技大赛着舰要求的比赛作品。从完成度上来说,该机在设计过程中考虑了众多使用过程中可能遇到的问题,大量结构按照全尺寸飞机标准进行设计,是比赛中最为接近于实际使用装备的无人机。该机在比赛中的表现,完全可以向外界证明我国的航空科研工作者已经能够解决无尾飞翼布局飞机的航向增稳问题,已经基本扫清了研制未来无人作战飞机道路上的一大关键技术障碍。
        “四舵面”飞翼的后缘操纵面布置方式相对于使用阻力方向舵的“狂战士”而言有两大优势:其后缘将有更多空间布置俯仰操纵面,以提升其操纵效率。同时,“狂战士”的阻力方向舵由于其结构高度较小、结构效率较差,且需要两个舵机操纵。而使用“四舵面”飞翼的控制方式,在减少操纵舵机的同时,能够有效提升结构效率,减小机翼的结构重量。当然,该布局也存在一个难题,即操纵耦合问题。在该机上,俯仰、滚转、偏航的操纵全集中到一套操纵系统上,如何控制操纵权限的分配需要进行详细而周全的考虑。对于一架全尺寸飞机而言,其飞行状态远多于缩比飞机。在不同状态下飞机的偏转舵面的操纵效果将大大不同。如何在这种情况下将三轴操纵解耦,是一个比较复杂的工程问题。
        同时也应当看到的是,对于无尾飞翼布局飞机,世界航空界对其的认知依然比较有限,特别是对于其在非正常情况下的飞行控制问题仍待解决。本届比赛闭幕式上的表演中,“四舵面”飞翼由于某些原因在起飞后爬升过程中进入螺旋,从开始螺旋到失事坠毁,从轨迹和姿态上看该机都没有改出的迹象。无尾飞翼布局飞机一旦进入危险状态便无法挽回,是自美国YB-49试飞以来发现的全世界都一直无法解决的问题。这一问题依然是制约该布局飞机使用面继续拓展的重要因素。能否利用主动控制系统改变这一现状,是一个十分有价值的研究课题。
        解析实现“狂战士”的必经之路  “狂战士”飞机提出的在机动情况下采用翼梢折叠,倒飞机动的方法,对无人作战飞机而言是一种十分崭新的思路。特别是考虑超声速巡航的无人作战飞机,由于在超声速情况下,翼型弯度对升力产生没有贡献,只会增加阻力,考虑超声速巡航的无人作战飞机通常将采用翼型弯度很小甚至是无弯度的对称翼型。这样的无人作战飞机在正迎角或负迎角下的气动性能是十分接近的。采用倒飞机动,不仅不会损失机动状态下的升阻比,还能够将发动机、垂直尾翼等部件避开机身的遮蔽,是十分具有应用价值的。
          而“狂战士”提出的倒飞利用激波升力乘波进行超声速巡航的构想,在实现上必须解决两个突出问题:
          首先,目前技术条件下设计的乘波体飞行器,都是采用反向设计的方法,即先根据简单形体在一定姿态情况下的激波形状,将简单形体上表面沿自由流线方向切去,使激波只存在于机身下表面以达到乘波要求。对于无人作战飞机这类外形复杂的飞机而言,很可能需要采用根据已知飞行器外形求解其在超声速条件下的流场情况,再根据流场中激波形状对外形进行修形,如此周而复始数轮得到最终乘波体外形。这对设计过程中的流场计算能力提出了相当高的要求。
         其次,乘波体通常表面平坦,只有简单的弯曲弧度,其外形并不利于亚声速大迎角机动飞行,即使将其从倒飞改为正飞依然如此。如果需要一架飞机既能进行超声速乘波巡航,又能够进行亚声速大迎角机动,那么最好的解决办法可能是为该机设计一套改变机体外形曲面形状的“变弯度”系统。该系统的复杂程度,是远超过可收放鸭翼和折叠翼尖的。
峰回路转之变体飞机
         变体飞机的研究在近几年又掀起了一股热潮,在美国NASA带头下,世界众多航空企业院所也迎头赶上,纷纷提出各自的变体飞机方案。从这届无人机大赛上看,多个作品都在其名称上冠以“变体”二字,可见其热度非凡。在此,我们暂且将大赛中的变体飞机按其变形方式进行分组,然后分门别类对其中有代表性的进行探讨。
        变体方案之一一—可折叠机翼  由中航工业成都所研制的垂直起降变体飞行器带有双垂尾的飞翼布局形式,采用两台电机驱动螺旋桨提供动力。该机采用尾座式垂直起飞、降落方式。依靠螺旋桨产生的滑流作用,其后缘操纵面处在飞机悬停时仍具有相对来流速度,通过偏转可以产生足够的姿态操纵力矩。在其离地改为平飞后,该机外侧机翼可以沿翼尖弦向铰链线向外180度打开,从而使翼面积和翼展增加以提高巡航升阻比。
        从工程实现上看,该机的变体方式有点像是将机翼中弧线劈开一分为二,这样带来的一大结果就是其机翼翼型在机翼打开前是完整的,而机翼打开后变成了半个翼型。被劈开的半个翼型在其升阻特性上很难与完整翼型所匹敌。同时将机翼劈开一分为二的做法,将使机翼有效结构高度变为原来的二分之一,在降低强度刚度的同时,也使机翼内部空间的利用难度增加了许多。
        同为中航成都所设计的“狂战士”无人机,也采用了变体飞机的概念,其具有可收放的鸭翼和能够折起90度的机翼外段在前面已有分析,此处不再赘述。与之相比,中航一飞院与西北工业大学联合设计制作的“多轴折叠前掠翼变体飞机”在机翼折叠机构方面更为复杂。该机具有两个折叠转轴,可以将机翼沿“Z”字形折叠,以此在飞行过程中调节机翼面积与展弦比。在折叠关节部分,该机采用胶皮作为蒙皮以保证机翼在不同折叠状态时机翼外表面不出现缝隙。
         对于机翼折叠的问题,笔者认为折叠翼尖比折叠根部更好。从受力角度考虑,翼根处载荷值远大于翼尖。在翼根处设置折叠机构时为了补强考虑,必须大大增加机翼的重量。与此相比,折叠翼尖部分不仅能够减小折叠部分的结构重量,折起的翼尖还能起到垂直尾翼和翼梢小翼的作用。即使从隐身方面考虑,折叠翼根部分由于不可能完全与机身贴合而消除缝隙,其带来的腔体散射应该比翼尖不完全折起时大许多。
         变体方案之二——伸缩机翼  本届大赛上,来自北京航空航天大学的“鸭嘴兽”基于智能机翼的验证飞行器采用了伸缩机翼的变体调节方式。“鸭嘴兽”采用常规布局,一台发动机位于机身后部两个尾撑之间。该机在飞行过程中,其外翼段在一定长度范围内可以沿滑轨向外伸出,或向内收入内段机翼当中。伸缩机翼方式与折叠机翼方式相比,其改变机翼面积过程中,不存在垂直安定面大小的变化,然而由于需要使用滑轨,其变体实现机构所占的机翼内部容积往往大于折叠机翼方式。同时,由于内翼段需要为收纳外翼段留有空间,导致内翼段里很难布置油箱,使飞机载油量下降。
         变体方案之三——变弯度机翼  变弯度机翼的概念实际上早在20世纪80年代就有提出,波音公司在其宣传波音787客机的资料中就曾提到该机在巡航状态下可以持续改变其后缘弯度。虽然变弯度机翼的概念不是那么新颖,但从实现上却有许多不同的方式。本届大赛中就有明显的两例。
         前面说到的北京航空航天大学的“鸭嘴兽”在其机翼后缘布置了能够连续改变翼型弯度的后缘增升机构。该机构由只具备一个自由度的多节翼肋连接而成,外侧覆以橡胶制成的蒙皮以防止在收放过程中产生间隙。该机构由一部单片机进行控制,能够根据不同的飞行速度自动调节机翼后缘弯度。
         南京航空航天大学的“Dream Morpher”变体飞机在其翼尖处后缘上设置了另外一种变弯度装置。通过采用由电压驱动的压电复合材料构造机翼后缘,能够实现后缘弯度的连续可调,且不需要采用橡胶进行缝隙的填充。由于该机在比赛当中的飞行展示中没有演示该部分内容,可以猜想该技术在其验证机上的实现可能并没有达到足够成熟的地步。
尽管如此,从工程应用角度而言,采用压电复合材料的机翼变弯度控制技术有可能成为未来飞行器设计的发展方向。从气动角度而言,该方法实现了机翼弯度的连续光滑变形,且不需要使用橡胶进行缝隙填补。全尺寸飞机与缩比验证机相比,其使用环境更加恶劣,经常伴随外界温度、湿度的剧烈变化和液压、润滑油以及盐雾带来的腐蚀。暴露在这样的恶劣空气中会使橡胶零件寿命大打折扣。从隐身角度而言,如果能够通过在压电材料表面涂覆导电涂层以实现与机翼固定段之间电介质连续过渡的话,可以用该种材料制造隐身飞机的后缘操纵面,使操纵面与机翼固定段间由于导电不连续带来的缝隙散射消除。
         变体方案之四——可变平面形状机翼  可变平面形状机翼的研究是目前变体飞机研究领域最受人关注的热点。在本届比赛中,前面提到的南航“Dream Morpher”变体飞机和西北工业大学与沈阳航空大学联合研制的MFW无人验证机都采用了该种机翼方式。比赛过程中,“Dream Morpher”进行了飞行演示,并在空中实现了机翼形状的改变。MFW无人机由于采用喷气发动机,为了安全考虑而没有进行飞行表演。两型验证机尽管其可变区域和具体形状存在一定差别,但其变形原理十分相似。
         在传统飞机的结构设计当中,机翼翼肋与翼梁之间均采用固定连接方式。为实现可变平面形状机翼,“Dream Morpher”和MFW无人验证机翼肋与翼梁之间均采用铰链连接,形成多个串联在一起的平行四连杆机构。在作动机构的驱动下,机翼可以同时改变翼展、后掠角、展弦比、弦长、相对厚度等参数。为了保证机翼构架变形时蒙皮的连续性,两型验证机均采用橡胶类弹性材料作为机翼蒙皮。
         该种变形方法可以使机翼平面形状在很大范围内改变,以达到适应不同飞行状态的能力。此举在小型缩比无人机上相对容易实现,而在全尺寸飞机上使用需要攻克两大难关。首先,对传统飞机的结构设计而言,翼梁负责抗弯,前后翼梁与蒙皮之间形成的封闭翼盒负责抗扭。而对于此类变体飞机而言,由于前后梁之间的蒙皮采用柔性材料,导致该部分无法形成具有一定刚度的翼盒结构。这对于结构通常过强的小尺寸缩比飞机而言不会存在太大影响,而对于全尺寸飞机势必增加其结构设计的难度。其次,由于采用具有弹性的橡胶作为表面蒙皮,在受到气动载荷时其形状很难维持不变,机翼蒙皮很容易在翼梁和翼肋间划分的方形空间内形成鼓包和凹陷,从而影响机翼的气动效率。
         变体飞机的关键——结构与材料  人们一直希望飞机能够像鸟类一样,在飞行过程中不断改变形状,以求得在不同高度速度下获得最大的气动效率。“变体飞机”这个叫法虽然是个新词,但对飞机改变外形的研究实际上在20世纪六七十年代就曾红极一时。变后掠翼技术曾经被认为是兼顾飞机高低速性能的最佳解决途径,从以米格-23为代表的依靠飞行员手动操纵机翼改变后掠角,到F-14为代表的由计算机自动控制后掠角实时调节,变后掠技术达到了顶峰。与此同时,变后掠翼由于其传力方式设计导致结构效率低,飞机可靠性差的问题也饱受诟病。随后人们发现,通过使用边条翼技术,同样能够获得类似变后掠翼的气动性能,而其结构更为简单有效。就这样,变后掠翼随同F-14的退役渐渐淡出了人们的视线。
         近些年来再次兴起的“变体飞机”浪潮,可谓飞机变形概念的再一次峰回路转。世界各国航空科研机构公布的研究报告上看,除了NASA有一个近乎于科幻的“随意变形”概念外,其他变体飞机概念集中在了折叠机翼、伸缩机翼、变弯度机翼、可变外形机翼这四个主要方向,这些方向在本次无人飞机大赛上都得到了体现。
         依靠机械系统改变机翼外形对气动效率的提升效果是毋庸置疑的,但随之带来的飞机结构、材料问题是变体飞机需要解决的最关键问题:变体飞机通过机械结构改变外形的转轴处,由于结构不连续带来的应力集中和由于载荷交替变化带来的疲劳问题,由于机械结构复杂带来的重量增加和可靠性问题,由于采用柔性非承力蒙皮带来的非常规结构传力设计问题等等。所有变体措施相比之下,目前从应用前景上看笔者最看好基于压电材料实现的机翼变弯度的措施。使用该措施带来的隐身和气动增效相对更为吸引人。从飞机总体设计角度上看,一架飞机由于采用变体措施带来的气动性能提升与随之带来的重量提升,两方面如何取舍协调也是一个有待考虑的问题。
结语
         纵观航空历史发展,每一项技术革新最早都起源于一个大胆的创意,而许多创意在其诞生之初都曾不被人看好。也许没有经过完备的理论推导而饱受质疑,也许只是出身于航空科研体系之外而被人讥笑嘲讽,也许经历过无数次的挫折和失败而遭人鄙弃。但这一切都最终没能阻止其成功后改变世界技术前进的步伐。
         本届无人机大赛创意赛场上的好作品还有许多,由于篇幅关系不能一一列举。他们中有的在比赛中凭借顺利发挥,征服了场上的评委和观众,取得了优异的成绩。有的可能在场上发挥失常,或是因为某些技术问题没能解决而未能取得理想成绩。今天在场上没有飞好,并不意味着明天不能翱翔天际。目前没能成功,并不意味着将来不能成就卓越。
每一个在辛勤耕耘和激情探索中诞生的创意都是值得尊敬的。本篇文章中所有对参赛作品的评价只出自于笔者对技术问题本身的思考,受到个人学识和能力的限制,一切只能代表一家粗鄙之言。如有不妥之处,还希望能够获得作者的宽容谅解。在此谨对为参加本次无人机大赛创意大赛而拼搏奋斗的所有作者表示最衷心的敬意。

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