飞行器新结构技术展望

马野，宋盛菊，刘焱飞

中国运载火箭技术研究院研究发展中心，北京 100076

需求牵引是飞行器设计的创新源头，可以说一代需求牵引一代装备，飞行器结构设计也是如此。传统的飞行器结构设计要求主要包括轻质、安全、可维护和低成本等，对于航天飞行器结构设计，在上述要求的基础上，还重点强调耐高温、防隔热承载一体化和可重复使用等特性，这些要求是飞行器结构设计的基本要求。随着人类科技的进步以及新需求的牵引，面向未来的飞行器面临更高的要求，在结构设计方面主要体现为隐身、智能、多功能和可变构型等，这些需求将不断牵引飞行器结构技术向更高的水平发展。

纵观飞行器百年发展历程，人类发明了各式各样的飞行器，在尺寸、速域、空域及功能上都不尽相同，从结构形式、使用载荷条件及应用环境上来看也是千差万别。因此，飞行器结构涉及到的范畴比较广泛，结构形式也多种多样，结构设计的方法及理念也在不断发展，难以统一归类和归纳，但从飞行器结构技术发展趋势上来看，当前已形成了一定的潜在方向，如图1所示，相信也必将成为未来飞行器结构技术发展的主要趋势和方向。

图1 飞行器结构技术发展趋势Fig.1 Developing trend for structure technology of aircraft

飞行器结构的发展趋势是飞行器结构发展需求和技术推动的共同结果，趋势一旦形成，也会促进飞行器结构的更快发展，尤其是在当前飞行器设计空天结合的大背景下。本文从飞行器结构技术发展维度出发，着重对近几十年来出现的飞行器结构创新概念及理念进行了汇总和整理，形成了对航空航天飞行器结构技术发展趋势的研判，这些结论可对后续飞行器结构专业的发展提供有益借鉴。鉴于很多潜在的发展概念在内容上存在相互重叠，无法严格界定和区分，本文整理的内容也会存在一定的交叉，分别从轻质/多功能结构、智能结构、变形/变体结构、仿生材料/结构和防隔热承载一体化结构5个方面进行论述。

1 轻质/多功能结构

轻质是飞行器对结构的最基本要求。为了实现飞行器对结构的轻质化要求，人们采取了多种途经：在材料选择上，先后出现了铝合金、钛合金及复合材料的应用，材料应用已多种多样；在工艺路线上，金属材料的加工不再仅是传统的减材制造，出现了增材制造，甚至复合材料也发展了增材制造结构；在结构形式上，也不再是传统的结构设计形式，出现了拓扑优化结构、点阵结构等形式。为了提高飞行器的结构效率，必须采取创新性思维拓展结构设计理念，开拓结构设计方法，提升结构设计潜力。

王向明等[1-2]主要基于金属增材制造技术，提出了飞行器结构大型整体化、梯度复合化、构型拓扑化和结构功能一体化等概念，具有高减重、长寿命、多功能、低成本和快速响应等优势，在我国新型飞机结构设计应用中发挥了重要作用。

先进复合材料一经出现，便凭借着它优异的力学性能和重量优势迅速成为飞行器结构的主要材料，占比呈逐年递增趋势，甚至一度成为评判飞行器先进程度的标准[3-4]。由于复合材料的可设计性，赋予了它更灵活的设计空间，其在飞行器结构设计领域的应用必将越来越广泛[5-7]，尤其是随着增材制造技术、智能材料技术的发展，先进复合材料也必将成为持续热点技术[8]，目前的结构技术发展已然体现出这种趋势。图2为先进复合材料的一些示例。

图2 先进复合材料结构示例Fig.2 Examples for advanced composites

无论是金属材料还是复合材料，飞行器结构在保证轻质的前提下，还应尽可能地承担更多的功能需求，使飞行器结构能够承担更多的角色，发挥更大的作用。随着三维打印等加工制造工艺技术的提高，使得轻质/多功能结构的实现变得越发可行，当前已经出现的工程应用包括天线共形结构[9]、管路共形结构[2]、隐身材料结构[10-11]和“零质量”电池储能结构[12]、智能健康监测结构等，如图3所示。

图3 多功能结构示例Fig.3 Examples for multifunctional structure

2 智能结构

智能结构的概念主要包括智能健康监测结构、智能变形结构（与变形/变体结构有交叉，见第3节）、智能修复结构（与仿生材料/结构有交叉，见第4节）等。

智能健康监测结构是飞行器结构与结构健康监测（SHM）相互结合的多学科技术，如智能蒙皮概念。目前，很多先进的飞行器均安装有健康监测系统，通过智能传感器阵列布置于飞行器结构指定位置（可在制造环节将传感器植入结构内部，形成一体化结构），可实时动态监控飞行器结构的健康状况，图4 给出了一些智能传感器和光纤传感器示例[13-15]。

图4 智能传感装置示例Fig.4 Examples for smart sensor

3 变形/变体结构

如果变形仅是指飞行器在飞行过程中的构型发生改变，那么变形并不是一个新概念[16]，飞机正是通过对襟翼、副翼和尾翼等的操控来实现对飞行过程的控制。从技术发展的时间维度来看，飞机的变形也不是一个新概念，可以说从飞机诞生之初就已经存在，一百多年来，飞机设计师和工程师们将各式各样的飞机变形方式都变成了现实，形成了大量的难以完全统计的飞机方案或验证方案，图5仅统计了历史上最典型的飞机和技术验证概念[16-42]。可以看出，飞行器的变形主要是指机翼的变形，机身的变形案例尚不多见（当然，对于翼身融合体或乘波体构型，机翼和机身的区分并不明显），机翼变形又以变弯度（扭度）、变后掠、变上反（折叠）和变展长这4 种变形模式为重点发展方向。本文所涉及的变形结构主要是指飞行器在飞行过程中可以完成变形的结构，因此折叠式的舰载机并不在本文的讨论范畴内。

图5 部分变形方式的飞机和验证概念Fig.5 Some sorts of morphing airplane and concept

主动气动弹性机翼（AAW）概念最早约出现于1974年，通过前缘襟翼改变机翼的弯度进行总体动力学测试。最近的AAW 测试出现在2002 年，其基于F-18 飞机，通过前缘襟翼和副翼形成机翼扭转来测试飞机在跨声速和超声速的滚转控制[16,20]，如图6所示。

图6 基于F-18飞机的AAWFig.6 AAW based on F-18

任务适应性机翼（MAW）概念出现于20世纪70年代末期，基于F-111 飞机，该机型的机翼可实现变后掠、变前缘和变后缘弯度[21-22]。由图7可知，其前、后缘结构为多级铰链结构，尤其是后缘结构较为复杂，通过多级铰链可以实现较单级铰链更为顺滑和复杂的舵面变形模式，因此可以提升全飞行包线的性能。MAW概念对后续飞行器设计产生了较大的影响，直到现在该概念依然是设计的主流思想。

图7 基于F-111飞机的MAW Fig.7 MAW based on F-111

智能机翼（Smart Wing）概念出现于20 世纪90 年代初期。为了促进智能机翼的研究，智能材料和结构—智能机翼项目分为两个阶段：第一阶段以形状记忆合金（SMA）驱动的无铰链式的后缘操纵面和以SMA 扭力管实现机翼扭转为主要应用特征，并开展了基于16%缩比模型的风洞试验测试，如图8所示；第二阶段以SMA驱动的前、后缘和以超声压电驱动的后缘为主要应用特征，并开展了全翼展的30%缩比无人驾驶飞行器（UCAV）模型的风洞试验[23-27]。

图8 以F-18飞机为示例的Smart Wing 应用Fig.8 Smart Wing examples based on F-18

进入21世纪以后，更多的关于飞行器变形结构的新材料、新技术、新概念和新理念如井喷式涌现，呈现出全面开花的局面，相较于完整的统计和展示，本文仅对一些有典型代表意义的技术验证概念进行介绍，如图9所示。

图9 典型的变形机翼示例Fig.9 Typical morphing wing examples

“下一代”（NextGen）项目起源于2003年的下一代变形飞行器结构（N-MAS）计划，要求“下一代”飞行器具备大几何变形能力（包括200%展弦比变化、40%展长变化和70%机翼面积变化等），同时还需满足飞行控制、变形效率和结构承载等要求，最终选定了蝙蝠翼（batwing）构型并开展了风洞试验研究和飞行试验（MFX-1）[28-30]。自适应柔性后缘舵（ACTE）项目源于FlexSys 公司的小企业创新研究（SBIR）项目，在2009 年对湾流Ⅲ型客机进行改制，采用柔性结构技术实现无缝式柔性后缘舵，完成了动力学积木式试验验证，并于2015 年开展了飞行试验测试[31-35]。柔性结构技术可以帮助飞行器实现结构减载，提升操纵面的效率并减少噪声。智能飞行器结构机翼（SARISTU）为空客公司组织欧洲16个国家64个参与者在2011—2015 年开展的大型合作项目，集成了机翼翼段产品并完成了风洞试验考核。该项目旨在通过适应性机翼前、后缘和集成传感器等技术提升飞行器结构配平能力，提高气动控制效率，减少燃油消耗和噪声[36-39]。适应性后缘装置（ATED）是该项目的一个主要分项目。展向自适应机翼（SAW）是由美国国家航空航天局（NASA）组织开展的应用SMA进行机翼展向折叠的技术验证项目，于2017年12月利用缩比验证机完成了利用SMA折叠机翼的试飞[40-41]，2018年8月成功地利用SMA实现一架F-18飞机全尺寸机翼翼段的地面折叠试验，该项研究工作仍在开展之中。任务适应性数字复合材料结构技术（MADCAT）项目由NASA 组织开展，2016 年研制出“积木式”柔性机翼的小尺寸验证机，并完成风洞试验和飞行试验[17,42]。2019年，开展了全尺寸样机的设计、制造和风洞试验工作，表明这种“积木式”构型可以按飞机设计要求实现定制化设计。

除上述变形结构实践外，还有非常多的变形结构概念和理念，如变形结构基本围绕着形状记忆特性材料（SMA、SMP、SMT 等）、压电陶瓷材料（AFC、MFC 等）、柔性结构（包括柔性胞元结构、柔性蒙皮、类折纸式结构等）和仿生翼（一般为小型飞行器）等，很多概念和方案已处于实验室阶段或飞行试验阶段，但这部分内容十分丰富，且形式多样、创新性强，难以简单概述，图10 仅给出了一些变形概念的图示[43-48]。关于变体飞机的智能结构技术，参考文献[49]给出了更加详细的论述，本文不再介绍。

图10 一些变形结构概念Fig.10 Some concepts of morphing structures

对于变形/变体飞行器而言，变形/变体结构需要回答两个问题：（1）为什么要变形，需要什么样的变形，变形能够带来哪些好处？（2）如何从技术上实现这种变形，技术成熟度如何，费效比如何？首先，飞行器变形的出发点一定要是任务上的需求或者能够给飞行带来更优的结果，如减阻、降噪、低碳环保等；其次，如何从技术上实现这种变形也是非常重要的，不同的技术路线选择或许可以达到同样的变形效果，但技术成熟度、费效比却不相同，在工程上所采用的方案往往更倾向于折中的选项。

一个高效的变形结构技术须考虑三个工程需求，即轻质结构、承载能力及变形能力。如图11 所示，大部分的变形结构概念能够满足其中两个方面的需求，少有能够同时实现三个方面需求的结构概念[50]。从一定程度上来看，这三个方面的需求在工程上的交集似乎并不好实现，需要采取创新性思维来引导设计。同时，图11也能出了三个重要的结构概念，即传统结构、轻质结构和柔性结构。相对于传统结构，轻质结构以典型的高强度结构材料应用为代表，但结构过于刚硬；柔性结构以可接受弹性大变形为主要特征，但结构过于柔性、灵活。变形结构的目标在于通过合理的工程设计，平衡并兼顾轻质、承载和变形要求，取得相对于传统结构更有利的技术进步和工程应用。

图11 变形结构面临的工程挑战Fig.11 Engineering challenges on morphing structure

4 仿生材料/结构

仿生材料/结构源于大自然的生物结构，它可以给人们带来设计上的灵感，并使人们少走弯路，帮助人们实现更优的设计。因此，将生物结构的一些结构特征应用于飞行器材料和结构设计是一种自然而然的想法，近些年逐渐出现了一些基于仿生的材料/结构的研究，并且越发成为热点。

生物结构经历了进化的自然选择，是一种非常有道理的存在。丹麦技术大学学者通过超级计算机，基于拓扑优化方法，对民航飞机的机翼进行拓扑优化，最后发现拓扑优化的整体机翼内部结构与鸟类的嘴部骨骼内部结构有异曲同工之妙[51]，如图12所示。

在飞行器结构设计上，人们可以直接借鉴鸟类或者昆虫的飞行原理以及结构形式来设计仿生飞行器[52-55]，但这种飞行器一般为小型的扑翼式飞行器或折叠翼飞行器，这方面国内外的研究非常多，是近几年研究的热点方向，图13仅给出了一些仿生飞行器概念的图示[52,55]。

图13 一些仿生飞行器概念Fig.13 Some concepts of bio-inspired aircraft

人们也可以在飞行器的材料设计上借鉴并利用仿生的一些有益特性形成新材料，如仿生材料具有良好的增韧性能[56]、耐冲击吸能特性[57]和材料自愈性[58]，然而这部分内容目前来看创新性也较强，距离形成有效的飞行器结构工程应用可能还尚需时日，但这种趋势已然出现。图14给出了一些仿生材料概念的图示。

图14 一些仿生材料概念Fig.14 Some concepts of bio-inspired material

5 防隔热承载一体化结构

空天飞行器的结构与热防护系统向一体化方向发展的趋势已越发显著[59-60]。如图15所示，从20世纪美国的航天飞机刚性陶瓷瓦开始[61]，美国和欧洲对空天飞行器的热防护系统（TPS）进行了持续的研究。X-33的研制提出了金属TPS的应用，其采用机械连接方式，提高了可靠性[62-63]。X-37B 的热防护结构为防/隔热一体化概念，其基于航天飞机TPS技术，提出整体增韧抗氧化复合材料（TUFROC）方案，采用梯度处理涂层和抗氧化难熔碳瓦，具有耐温高、耐久性好和轻质化的效果，同时通过提高结构系统使用温度来降低热防护系统的重量，提升了维修性，进一步减少了系统重量，体现出一体化的优势[64-69]。过渡试验飞行器（IXV）的盖板式热防护结构相对于航天飞机已体现出易维护和一体化优势[70-72]，为了应对更高的温度条件，欧洲航天局的IXV采用了陶瓷盖板式TPS，通过特殊的应变支架实现变形协调和密封[73]，易于更换和维护。云霄塔（SKYLON）组合动力飞行器提出了一种“贮箱+立体网架+隔热+防热”的功能一体化结构设计理念，使得其结构系数达到0.164（理论值）[74-76]，其创新性地提出了复合材料空间立体网架结构以代替传统的机体结构，通过其贮箱和网架结构共同承载，充分挖掘了各结构件的潜能，并与防/隔热结构实现功能性的一体化设计，进而在理论上达到了减重的显著效果[77]。但云霄塔的这种网架结构由于在节点处与金属接头采用了黏结的连接方式，存在低温力学性能不佳和疲劳强度不足的问题[76-77]，容易在网架结构复合材料杆件最外层出现纤维断裂和分层失效，针对这些问题，新型的碳纤维杆件也在研究中，并已完成阶段性试验[78]，值得持续关注。此外，双层夹芯防/隔热承载一体化结构、轻质夹层多功能结构、轻质多层热防护结构等也是当前国内外研究的热点[79-81]，该类型结构具有防/隔热和承载的综合性能。综上所述，防/隔热和承载一体化设计具有显著的优势，是未来值得关注的发展方向。因此，防/隔热和承载一体化结构设计概念是未来提升空天飞行器总体性能的关键，开展结构与热防护系统的一体化设计研究具有重要的意义。

图15 典型热防护概念示意图Fig.15 Typical TPS concept diagram

6 结束语

本文分别从以上5个方面阐述了飞行器新结构技术的一些发展趋势，综合来看，这些趋势代表了飞行器结构未来发展的一些方向，但很多技术尚处于探索阶段，到具体应用可能还有很长时间。另外，新结构技术仅是一个时间上的相对概念，而且新结构技术的出现并不能代替现有结构技术，但可以作为现有结构技术必要的补充。可以推测后续飞行器结构主要的发展趋势包括如下几个方面：（1） 从学科发展趋势来看，飞行器结构设计已由专业独立的学科不断向交叉学科方向发展，更加智能化、多功能化，且逐渐会带入更多的仿生和多学科特性；（2） 从结构承载特性来看，飞行器结构的发展经历了从一开始的柔性结构到轻质刚性结构（金属、复合材料及混合结构），再到轻质—柔性混合结构方向的发展；（3） 变形/变体飞行器一直是国外研发的重点，国外在刚性变体飞行器已有大量应用，柔性变体飞行器也在持续研发，而我国在变形/变体飞行器上尚没有成熟的型号应用，因此基于多任务模式的变形/变体飞行器应是我国后续发展的重点方向之一；（4） 防隔热/承载一体化结构技术是航天飞行器结构未来发展的重要方向之一，随着航天飞行器向可重复使用、多任务化、高效化等方向发展，这一技术也必将越来越受到重视。