郝帅，马铁林，王一，向锦武，，马洪忠，蒋柏峰，曹军

1．北京航空航天大学 航空科学与工程学院，北京 100083

2．海鹰航空通用装备有限责任公司，北京 100074

3．北京航空航天大学 无人系统研究院，北京 100083

4．中国电子科学研究院，北京 100041

5．南京电子设备研究所，南京 211103

传感器飞机[1］是美国空军实验室（AFRL）在20 世纪末提出的未来作战能力关键技术研究中的重点概念之一，采用平台载荷一体化技术路线；旨在开发一款高空长航时情报、监视与侦察（ISR）系统，全面取代美军现役的E-3 预警机和E-8 侦察机，在美军未来全球感知系统中担任空基信息中枢的角色。此外传感器飞机可与天基、陆基信息系统多点协同，与武器平台通信互联。在信息化作战场景中，传感器飞机作为重要一环，其功能如图1 所示。在AFRL 规划中，传感器飞机的重点应用方向是针对时敏目标执行预警、侦察和火力指挥控制[2］。

图1 传感器飞机作战样式Fig.1 Operation pattern of SensorCraft

1 传感器飞机技术特征

1.1 平台载荷一体化设计

在传感器飞机概念中首次体现了平台载荷一体化设计的思想。设计理念要求突破以飞行平台为中心的传统思维束缚，平台参数与载荷参数互为设计输入，体现到系统方案设计过程中。对飞行平台性能和任务载荷性能进行系统级综合设计，将任务载荷集成为功能部件，与平台结构一体化设计，体现了“传感器即飞机”（Sensor is Craft）的设计思想[3］。在AFRL 研究中，在同等起飞重量的条件下相比传统预警监视类飞机，传感器飞机的载荷能力可提高20%以上。

1.2 平台升限高、航时长

传感器飞机采用大展弦比机翼设计，从而提高巡航升阻比，延长任务区域留空时间；同时采用层流翼型、流动控制及自适应结构等先进概念，优化飞行包线内的气动特性，全面提升飞行性能。此外传感器飞机采用传感器共形技术，天线阵面与机体蒙皮共形，降低了天线尺寸和重量，解决了功能部件与平台气动、结构和控制之间的矛盾[3］。如图2所示，在AFRL 研究中，传感器飞机飞行高度在18 300 m以上；该空域具有稳定的气象条件及广阔的视野范围，是进行高分辨率测绘、对空远程预警探测、对地高精度监视、对天高清晰成像等作业的理想区域。此外传感器飞机巡航速度Ma=0.6～0.8，可在5 500 km 半径内续航40 h以上[4］。

图2 传感器飞机典型任务剖面Fig.2 Typical mission profile of SensorCraft

1.3 载荷功能多、威力大

传感器飞机采用传感器共形技术，使天线成为飞行平台的一部分，大幅增加了天线孔径；同时采用智能蒙皮、低剖面端射天线及多功能共口径结构等先进概念，进一步降低单一天线的尺寸和重量，提升任务载荷的集成度。在AFRL 研究中，传感器飞机有效载重2 720～4 080 kg，可集成雷达、光电等多种传感器，实现360°全向探测；同时具备对空预警和对地侦察能力[5］，且与现役E-3 预警机相比对空移动目标探测（AMTI）提升至少30 dB，与现役E-8 侦察机相比对地移动目标探测（GMTI）提升至少12 dB[6］。

综上，传感器飞机设计是一项复杂的系统工程，兼具飞行器和传感器的双重特征。传感器飞机采用大展弦比气动布局，集成多种载荷以执行持久广域ISR 任务，这对总体、气动、结构、控制及传感器设计提出了极高要求。本文总结了美国传感器飞机系统的发展历程，结合其技术特征与任务需求，梳理了传感器飞机涉及的一体化布局设计技术、翼面层流减阻技术、阵风减缓控制技术、机载共形天线设计技术、形变测量与重构技术、电性能补偿技术这6 项核心关键技术的研究现状，介绍了相关应用，并展望了该类飞行器的发展趋势，以期为后续新型ISR 飞机提供参考。

2 美国传感器飞机发展历程

20 世纪90 年代，传感器飞机概念最早在美国出现。2001 年，传感器飞机项目获AFRL 资金支持；在AFRL 牵引下，尽管存在很大困难，该项目还是吸引了诸多单位参与，研究工作稳步开展，尤其在总体、气动、结构、气弹、控制、天线、形变补偿、样机制造、缩比飞行试验等领域取得了系统性的研究成果，设计方案超过20 种。梳理了美国传感器飞机的演变和发展历程，以期为研究传感器飞机技术发展提供参考。

自“电子试验”的技术探索到“传感器飞机”概念的发展成熟，再到项目的正式开展，美国传感器飞机系统总体的发展分为4 个阶段。

2.1 概念提出阶段

1990—1997 年为第1 阶段，是“传感器飞机”的概念提出阶段。在美国海军的支持下，波音公司 开 展 了“电 子 试 验”（Electronic Experiment，EX）项目，对机翼安装共形天线的舰载反隐身预警机进行了概念设计研究[7］。AFRL 通过“智能蒙皮结构技术验证”项目对共形承载天线结构（CLAS）的应用潜力进行了初步评估，完成了样件的设计、制造与测试工作[8］。

2.2 方案探索阶段

1997—2006 年为第2 阶段，是“传感器飞机”的方案探索阶段。以传感器为中心，采用共形天线技术，具备全向探测能力的空基预警平台概念——“传感器飞机”逐渐成熟[1-5］。同时通过“射频多功能结构孔径”[9］、“传感器飞机共形低波段天线结构”[10-12］和“联接翼缩比样机”、“高升阻比主动机翼”[13-15］等项目可看出相关方从天线阵列技术和飞行平台技术两个方面对传感器飞机的可行性进行了先期评估。

如图3[16］所示，根据2005 年发布的《无人机系统路线图2005—2030》[16］，美军计划在2020—2025 年间发展无人预警机，目标是增强或部分替代现有预警机（即E-3 预警机）的功能。

图3 无人机系统路线图2005—2030[16］Fig.3 Unmanned aircraft systems roadmap 2005—2030[16］

2.3 关键技术攻关阶段

2006—2010 年为第3 阶段，是关键技术攻关阶段。波音公司、诺格公司等军工巨头正式介入：波音公司采用联翼布局满足360°全向探测要求；诺格公司采用飞翼布局，通过端射天线阵（End-Fire Array Antenna）技术实现360°全向探测。通过“气动效率提升”“飞翼飞机被动阵风减缓”[17-19］等项目进行飞行平台的技术攻关，通过“C 波段机翼共形天线阵列”“超高频/甚高频（UHF/VHF）结 构 一 体 化 天 线”[20-21］等 项 目提高共形天线的技术成熟度。2009 年AFRL 宣布已完成不同结构形式的端射天线阵列设计制造，正在进行相关电性能和结构性能的测试[22］。

2009 年美国空军在报告《关于高性能嵌入式计算的空军科技问题与机遇》[23］中提出了下一代空基侦察系统（传感器飞机）需具备的一些特点并将其与现役的全球鹰无人机进行了对比，如表1[23］所示。

表1 传感器飞机与全球鹰无人机对比[23］Table 1 Comparison between SensorCraft and Global Hawk[23］

2.4 演示验证与工程应用阶段

2010 年至今为第4 阶段，是演示验证与工程应用阶段。在AFRL 的支持下，相关高校和公司相继开展了“飞翼布局飞机被动阵风减缓装置效能的风洞试验评估”“多用途气动弹性演示”等项目，旨在开发和验证飞行平台的颤振抑制和阵风减缓控制系统。同时诺格公司开始了新一代大型隐身ISR 无人机RQ-180 的工程研制，展示了传感器飞机项目的最新成就[24-25］。2019 年美军在《2030 年飞机清单》[26］中提出将现有大型空基预警监视平台的功能分布于多个小型无人平台以执行多平台分布式网络化作战任务，并提出发展一型穿透式情报监视侦察平台（P-ISR）。

3 核心关键技术进展与应用

3.1 一体化布局设计技术

对传感器飞机而言，其作战效能与平台的气动布局和雷达的天线孔径密切相关；在进行一体化布局设计时需对平台飞行性能、任务系统功能性能、载荷适应性等多个要素进行综合设计。从平台角度需重点关注气动弹性与阵风减缓控制技术、机翼设计与流动控制技术等，从传感器角度则希望拓展探测距离及覆盖范围。如何通过多个学科的耦合设计实现整体效能的优化是一个技术难题。国内外为满足传感器与飞机一体化的要求提出了多种一体化布局设计方法，设计了多种天线与飞机部件一体化方案。

3.1.1 一体化布局设计方法与流程

文献可见最早的传感器飞机一体化布局设计 方 法 由AFRL 的Blair 和Canfield 在2002 年 提出[27］。该团队在进行传感器飞机气动/结构分析和优化设计过程中，为提高模型的保真度和集成度开发了气动结构集成设计流程（AVTIE）。之后Blair 等在AVTIE 中集成了气动分析程序PanAir、结构分析程序NASTRAN、飞行载荷分析程序Flight Loads，完成了联翼传感器飞机的重量估算，研究了大变形气动力和几何非线性等问题[28-29］，如图4[29］所示。AVTIE 的多学科交互能力为传感器飞机的早期研究提供了方便，为后续总体设计流程提供了框架；但该方法中未体现传感器设计相关内容。

图4 AVTIE 中联翼传感器飞机的控制变量[29］Fig.4 Control variables of joined-wing SensorCraft in AVITE[29］

2006 年美国空军的Rasmussen 在Blair 设计方法的基础上建立了一种更为完善的联翼传感器飞机布局优化流程[30］，包含了嵌入机翼蒙皮的共形天线，考虑了天线结构的力学性能；其中共形承载天线结构是由宇航石英、蜂窝和石墨环氧树脂组成的3 层夹层结构；宇航石英为透波材料，作为天线的外层壳罩；中间层是蜂窝芯层，可容纳天线并承受压缩载荷；底层是石墨环氧树脂，用于承受大部分载荷。

针对无人机集成天线问题，2009 年在AFRL的支持下Aerotonomy 公司和乔治亚州科研协会（GTRI）联合开发了一个两级多学科优化系统[31］，以解决系统级和详细设计优化问题，如图5[31］所示。该系统集成了共形天线设计、气动/结构/电磁建模及优化模块。一级优化为系统级优化，旨在进行参数权衡，开展飞机构型和天线布局的一体化设计，约束包括飞行性能、用作天线孔径的结构和气动外形、极化和辐射方向图等射频性能。二级优化为详细设计优化，根据一级优化的结果进行结构部件和天线单元的优化设计；采用结构分析软件COSMOSWorks 和电磁仿真软件FEKO 进行方案评估。该优化系统融合了当时各学科先进的手段实现了飞机几何构型和天线布局的一体化设计，可定量分析共形天线的力电特征；实现了气动、结构和电磁多专业集成，代表了传感器飞机一体化布局设计的发展方向。

图5 无人机集成天线两级多学科优化系统[31］Fig.5 Two-level multidisciplinary optimization system for unmanned aerial vehicle integrated antenna[31］

在中国，任武等基于Noth 的太阳能飞机总体设计方法在流程中引入机载雷达性能指标，提出了一种分布式布局太阳能飞机集成共形雷达的设计方法[32-33］，如图6[32］所示；根据雷达天线特性和太阳辐射模型，考虑雷达探测距离和电池铺设面积给出了基于雷达载荷重量和功耗的太阳能飞机能量与重量平衡关系图。何程等针对联翼传感器飞机的任务特点建立了综合考虑气动、结构和雷达性能的多目标优化设计方法[34］；该方法可评估优化过程中内置雷达天线安装角度和位置对翼型选择、结构重量和气动特性的影响，以得到全局最优。

图6 太阳能飞机集成雷达设计流程[32］Fig.6 Design process of solar powered aircraft integrated radar[32］

目前飞机平台及传感器相关的设计方法与分析工具已相对成熟。采用多物理场耦合方法将传感器力/热/电磁分析手段与飞机平台气动/结构/气弹设计流程相结合、构建基于多学科设计优化（MDO）的一体化布局设计方法是解决传感器飞机的平台与传感器性能综合权衡的重要途径。

3.1.2 天线与飞机部件一体化方案

在20 世纪90 年代初美国最早从工程应用的角度开展传感器飞机一体化方案设计[7］，波音公司根据“电子试验”计划开始了一种新式反隐身预警机“钻石眼”的方案探索。如图7[7］所示，该方案采用联翼布局，4 个翼段内嵌大型相控阵天线，采用机翼-天线一体化技术，雷达部件安装在机翼桁梁上，天线与翼面共形。“钻石眼”飞机的气动效率与载荷能力均优于现役的E-2C 预警机：飞机尺寸相当于E-2C 的80%，其雷达孔径为960 cm，而E-2C 的雷达孔径为670.5 cm。

图7 电子试验项目的反隐身预警机概念[7］Fig.7 Anti-stealth early warning aircraft concept for Electronic Experiment Project[7］

在EX 项目基础上，美国国家航空航天局（National Aeronautics and Space Administration，NASA）于1997 年提出“革命性概念”（Rev-Con）计划，组建了以兰利研究中心为主，波音公司、德莱登飞行研究中心等单位参与的研究队伍，启动了“联翼飞行验证机”（Joined Wing Flight Demonstrator，JWFD）项目，探索联翼布局用于长航时ISR 飞机的可能性。2001 年研究人员完成了该布局的低速风洞试验，设计了一种机翼-天线一体化复材结构，发展了一种机翼形变实时测量装置。JWFD 项目首次提出了“在小型平台集成大型雷达孔径，提高探测距离和精度”的目标[7，35］，对传感器飞机一体化设计的发展具有重要意义。

之后美国空军传感器飞机项目正式启动，各研究机构提出了多种飞行平台的构型概念，如图8[4］所示，大致可分为3 类[4，36-37］：联翼布局（波音公司的幻影工厂）、飞翼布局（诺格公司的先进技术开发中心）、常规布局（洛·马公司的臭鼬工厂），如表2[4，36-37］所示。

在传感器飞机项目早期，受制于传感器技术水平，联翼布局易满足共形天线360°全向探测要求，因而受到各研究团队的广泛青睐。美国军方率先开展了联翼传感器飞机的研制工作。2002 年美国空军技术学院（AFIT）提出了一种联翼传感器飞机概念方案[4，38］并总结了该飞行器的三大关键技术：① 联翼布局的复杂气动分析；② 共形承载天线结构与飞机集成；③ 非线性结构动力学分析。此后各科研单位围绕这3 项关键技术开展了系列研究。

2002—2005 年Blair 等[39］和Robinson[40］根据AFIT 的联翼传感器飞机方案设计、制造并测试了一款翼展4.27 m 的验证机，称为VA-1，如图9[40］所示。研究表明VA-1 在巡航时具有良好的纵横向飞行品质，可去掉垂尾而不降低动稳定性；在滚转角大于50°时发生失速，失速首先出现在紧靠机翼联结点外侧的副翼处[41］。这是AFRL 针对联翼布局的首次飞行试验研究。

图9 联翼技术验证机——VA-1[40］Fig.9 Joined wing demonstrator—VA-1[40］

2007 年美国海军的Adams 提出一种联翼传感器飞机的机翼结构与雷达天线一体化方案[42］，以实现雷达的360°覆盖，如图10[42］所示。前翼为三梁式结构，低频天线嵌于前中梁之间的蒙皮，双频段天线装在前梁的前侧。为使雷达正常工作，前缘由透波玻璃纤维制成。后翼为双梁式结构，低频天线嵌于前后梁之间的蒙皮，双频段天线装在后梁的后侧。双频段天线周围的区域填充蜂窝以增强抗屈曲能力。

图10 机翼与雷达天线一体化概念方案[42］Fig.10 Conceptual scheme of wing and radar antenna integration[42］

波音公司设计的联翼传感器飞机方案如图11[43］所示，4 个前后缘平行的翼段在翼尖处相连组成一个菱形，发动机和油箱位于机身内部，机身后部设有垂尾，主要操纵面位于机翼后缘，共形传感器分布在机翼、机身和尾翼上，可实现360°全向探测[43］。

图11 波音公司的联翼传感器飞机概念[43］Fig.11 Joined wing SensorCraft concept of Boeing[43］

2009 年在“气动效率提升”（AEI）计划支持下，针对波音公司方案的“联翼传感器飞机飞行试验”项目研究启动，分两个阶段：演示飞行试验和气动弹性响应试验[44］。2011 年弗吉尼亚理工大学和维多利亚大学的研究团队成功在Alberta空军基地完成了一型翼展5 m 验证机的首飞试验[45］。2013 年完成了该机的非线性气动弹性响应研究[46］，研究表明其颤振形式为前翼二弯模态与后翼一弯模态耦合，这是联翼布局不同于其他布局的特征。

在传感器飞机项目过程中，随着端射天线的技术突破，飞翼布局也可实现360°全向探测要求。诺格公司设计的飞翼传感器飞机方案如图12[43］所示，外翼段前后缘平行，发动机和油箱在机身内，主要操纵面位于机翼后缘，共形传感器分布在机翼和机身上，可实现360°全向探测[43］。

图12 诺格公司的飞翼传感器飞机概念[43］Fig.12 Flying wing SensorCraft concept of Northrop Grumman[43］

2004 年，诺格公司在“高升阻比主动机翼”（HiLDA）项目支持下完成了飞翼传感器飞机首次气动弹性风洞试验[47-49］；随后2007 年在AEI 计划支持下又进行了两次阵风减缓风洞试验。试验结果表明飞翼布局的刚弹耦合特征突出，高速下易发生体自由度颤振；主动流动控制技术和主动气动弹性机翼技术是飞翼布局实现长航时的关键技术之一[50-51］。

2011—2015 年克莱菲尔德大学郭士钧教授在欧洲航空航天研发办公室（EOARD）与AFRL的支持下，通过“飞翼布局飞机被动阵风减缓研究”和“飞翼布局飞机被动阵风减缓装置效能的风洞试验评估研究”项目验证了一种被动阵风减缓装置的技术潜力及其在飞翼布局传感器飞机上的应用可行性[52-53］。

2010 年至今洛·马公司在NASA 的支持下启动了X-56 系列项目，研究主动气动弹性控制技术在未来高空长航时ISR 飞机上的应用潜力[54-58］。如图13[55］所示，X-56A 采用飞翼布局，机上设有多个控制面及传感器、风速表和静压测量系统，机翼内设有多个水箱[54-55］。通过调整水箱的水量改变模态振型，实现颤振抑制；通过主动控制技术将传感器测得的响应信号传递给控制系统产生控制面偏转，在此基础上进行降低阵风响应的控 制 实 现 阵 风 减 缓[56］。X-56A 于2013 年7 月 完成首飞。至今已完成气动/结构优化、机翼变形控制、体自由度颤振抑制及阵风减缓控制等多项工作，取得大量成果[57-58］。

图13 惯性矩测试装置中的X-56A[55］Fig.13 X-56A in inertia moment test device[55］

在实施传感器飞机项目过程中，也针对常规布局开展了少量研究。洛·马公司的常规传感器飞机方案如图14[59］所示，操纵面位于机翼及尾翼后缘，共形传感器分布在机翼上。研究人员仅对该布局方案进行了概念设计及仿真分析，并未开展进一步试验工作[59］。

图14 洛·马公司的常规传感器飞机概念[59］Fig.14 Conventional SensorCraft concept of Lockheed Martin[59］

此外针对太阳神无人机，为降低机翼结构重量，NASA 提出了机翼结构集成3 种天线的方案，如图15[60］所示，天线阵列、太阳能电池阵列与机翼结构一体化设计，太阳能电池为天线供电。其中螺旋天线将金属翼梁作为接地板，机翼前缘填充低介电常数的轻质泡沫；泡沫既可为螺旋天线提供支撑，还可作为承力部件。Vivaldi 微带天线与翼肋共形实现通信功能。表面波天线布置在蒙皮上表面。飞行试验表明在气动载荷作用下机翼发生变形和振动，诱发机械应力，对天线的电性能产生影响[60］。

图15 太阳神无人机机翼结构集成天线[60］Fig.15 Wing structure integrated antenna of Helios[60］

近年来中国研究人员也对传感器飞机一体化方案进行了设计研究。西北工业大学的周洲团队开展了菱形翼传感器无人机的设计工作，包括布局设计、参数敏感性分析、阵风减缓研究、飞行品质评估和机翼安装雷达天线设计等[61-62］。南京航空航天大学的姜长生团队开展了飞翼传感器无人机的概念设计，完成了布局设计、控制增稳设计和天线孔径需求分析等工作[63］。

2016—2021 年珠海航展期间，华东电子技术研究所展出了JY-300 传感器无人机，如图16[64］所示，平台采用常规布局、尾推式活塞+螺旋桨动力系统。无人机采用共形天线、智能蒙皮等技术实现雷达天线与飞机平台一体化，雷达天线安装在机身两侧和机翼前缘的结构中[64］。2018 年10 月无人机首飞成功。

图16 JY-300 传感器无人机[64］Fig.16 JY-300 unmanned SensorCraft[64］

综上，在天线与飞机部件一体化方案设计过程中须综合权衡高度、速度、航程、航时、载荷孔径及天线视场等因素，既要达到最佳的气动结构效率，也要满足360°全向探测的要求。

联翼布局的优点是共形天线布置在4 个翼段上，易满足360°全向探测要求；机翼与机身形成封闭结构，机翼刚度好，弹性变形小；后翼提高了静安定特性和小扰动回稳能力，利于配平。缺点是后翼的气动弹性发散速度很低，需进行发散控制；前后翼联结带来了诸多特有挑战，如联结处流动分离、后翼屈曲、控制面分配等。

对于飞翼布局，优点是升阻比大，飞行效率高，结构重量小，气动载荷分布好；可采用端射天线技术实现全向探测；低雷达散射面积（RCS）特性，提高了生存能力。缺点是无尾布局导致的飞行控制困难、跨声速残余俯仰振荡、体自由度颤振等。

对于常规布局，优点是理论研究已非常完善，技术成熟。缺点是共形天线布置受限，存在飞机部件遮挡，难以实现全向探测要求；机翼气动弹性变形大，不利于共形天线正常工作。

因此联翼、飞翼、串列翼、分布式等布局可实现360°全向探测，通过进一步优化设计实现任务性能要求均可作为传感器飞机布局的备选方案；若考虑未来穿透式ISR 的需求，飞翼布局隐身性能好，成为传感器飞机的优先选择。

3.2 翼面层流减阻技术

除全方位、多频谱探测之外，传感器飞机一个主要的设计挑战是大幅提高平台的续航能力。尽管众多传感器飞机方案各有不同，但其在续航时间、覆盖面积和飞行高度等方面具有共同特征。大展弦比平面形状与低雷诺数层流翼型的结合可实现高升阻比及高升力系数，成为传感器飞机获得高空长航时能力的关键。此外由于机翼集成天线，翼型相对厚度及前缘半径较大，会影响翼面层流区域。层流边界层的摩阻约为湍流边界层的10%，层流减阻技术能带来巨大的收益，是降低翼面摩阻最有前景的方法之一。经过数十年的发展，层流减阻技术取得显著进步，从形状的适应性设计发展到流动控制。

3.2.1 层流机翼设计技术

机翼设计内容主要包括翼型、平面形状及弯扭分布的设计。传感器飞机采用大展弦比机翼，诱导阻力占比较小，翼型的气动性能很大程度上决定了机翼的气动性能。翼型设计方法主要有反设计法和优化设计法。

在层流机翼设计方面，Nangia 团队针对联翼布局传感器飞机开展了一系列研究，为ISR 飞机机翼优化设计提供了方向性的借鉴[65-67］。文献[65-66］采用反设计方法进行了层流机翼的弯扭分布优化，实现了飞机的中立稳定配平；优化后机翼的前缘吸力显著降低。文献[67］研究了不同联翼布局形式对巡航、起飞和着陆性能的影响，测试了有无弯度层流机翼的阻力特性；研究发现机翼平面形状不变，经翼型弯扭分布优化可实现阻力最小。

随新材料、新结构的发展，可变形机翼可实现光滑连续变形，成为ISR 飞机维持层流区域、提高续航能力的重要途径。在可变形机翼设计方面，Namgoong 等采用优化设计方法，以驱动能量和阻力系数为优化目标进行多目标优化，实现了气动性能和变形能量之间的权衡[68-69］；其中驱动能量包括气动功和应变能，应变能采用内部线性弹簧模型，如图17[69］所示。研究表明当机翼刚度较高时，与应变能相比气动功的贡献降低；但无论气动功如何，刚度越高意味着变形成本越高[69］。该模型对可变形机翼综合效能优化具有重要意义。

图17 内部线性弹簧模型[69］Fig.17 Internal linear spring model[69］

相关学者还结合雷达天线的特点对传感器飞机翼型展开了研究。孙俊磊等以联翼布局传感器飞机为背景，提出了一种满足内部天线安装约束的翼型优化方法[61］；在满足探测距离要求的前提下提高临界马赫数，在翼型表面保持大范围层流流动避免后缘流动分离；优化后前翼翼型的厚度增加，前缘半径增大；后翼翼型的中后部厚度较大，后缘呈负弯度，最大厚度后移；翼型的压力分布呈现自然层流翼型特征。

然而为保证机翼共形天线的全方位探测，ISR 飞机机翼有一定的后掠角。当后掠角达30°时转捩位置随后掠角增大而向机翼前缘移动，这对自然层流翼型的效果有较大制约。诺格公司技术团队针对此问题开展了系统的试验研究。首先采用边界层稳定性分析方法预测了巡航飞行时传感器飞机机翼层流区域的理想范围，如图18[70］所示；然后利用白骑士1 号飞机开展了飞行试验，为层流机翼设计提供技术支撑[70］，如图19[70］所示；试 验累计20 架次，38.9 飞行小时；结果表明机翼上表面转捩由TS（Tollmien-Schlichting）波主导，在展向形成均匀的转捩前沿，局部形成层流分离泡；下表面转捩由CF（Cross-Flow）波主导，在展向形成锯齿状的转捩前沿与预测结果一致[70］。该试验验证了在未来新型ISR 飞机上开展层流机翼设计的可行性，具有里程碑意义。

图18 巡航飞行时机翼层流的理想范围[70］Fig.18 Ideal range of wing laminar flow in cruise flight[70］

图19 带SWLFC 试验件的白骑士1 号飞机[70］Fig.19 White Knight One with SWLFC test article[70］

3.2.2 层流流动控制方法

层流流动控制技术也是机翼减阻的重要途径，主要分为主动流动控制和被动流动控制。目前国内外均展开了翼面层流控制技术的研究。

主动流动控制通过加入外部能量对特定区域边界层的流动状态进行控制。主要方法有环量控制、零质量射流、等离子体激励、边界层吹吸气等。Smith 等研制了一种压电式零质量射流激励装置[71］。You 采用大涡模拟方法研究了合成射流对NACA0015 翼型的控制效果，表明合成射流可将升力系数提高70%，推迟流动分离[72］。符松等提出了利用等离子体激励推迟转捩的后掠翼流动控制方法，通过数值模拟对不同方案的敏感性和稳定性进行了分析，发现亚谐波方案的位置依赖性较低，减阻效果较好[73-74］。主动控制技术需额外的激励装置对边界层进行控制，功耗大且效率低，提高了工程应用的难度。

被动流动控制通过改变飞行器的外形结构控制边界层的流动状态。主要方法有涡流发生器、前缘襟翼、可变形机翼、离散粗糙元（DRE）等。Carpenter 等采用离散粗糙元方法开展了后掠翼层流控制（SWLFC）试验研究[75］，翼段弦长1 370 mm，展长1 070 mm，后掠角30°，由赛斯纳0-2A 飞机带飞进行了层流转捩飞行试验；采用红外热成像进行边界层转捩测量，如图20[75］所示，试验表明若不加DRE 控制层流范围仅在25%～30%弦长处；若施加展向间距2.25 mm 的双层DRE 控制，则转捩位置移至60%弦长处；验证了展向周期性离散粗糙元技术的巨大收益，可用于未来新型ISR 飞机。

图20 翼面流动红外热成像结果[75］Fig.20 Infrared thermal imaging results of wing surface flow[75］

随着新材料、新结构的发展，可变形机翼成为被动流动控制的研究热点，已有学者开展了传感器飞机可变形机翼技术的研究。Reich 等研究了基于自适应结构的流动控制方法对飞机起降性能的收益；结果表明在正攻角着陆时自适应结构机翼可通过弯扭组合满足横滚性能要求；在燃油消耗时可优化展向翼型的弯扭角，提高升阻比并降低耗油率[76］。Youngren 设计并试验验证了一种用于飞翼传感器飞机任务自适应机翼（MACW）的自然层流翼型，如图21[77］所示，柔性自适应结构后缘位于翼型后部25%位置，可平滑重构上下表面，优化层流工况的翼型形状，在0.2～1.5 升力系数范围内降低阻力[77］。

图21 带柔性后缘的MACW 翼型[77］Fig.21 MACW airfoil with flexible trailing edge[77］

当前适用于传感器飞机的可变形机翼流动控制方案尚不成熟，仍需进一步研究。传统的被动流动控制方法虽然存在流动模式难以适应工况变化、大攻角效率低、响应滞后等缺点，但ISR飞机任务剖面相对固定、飞行工况相对单一、对机动性要求不高；因此对于未来新型ISR 飞机，被动流动控制作用重要且前景广阔。

3.3 阵风减缓控制技术

传感器飞机等ISR 平台不需要大机动飞行，其非定常气动力主要来自阵风紊流。传感器飞机翼载较低，对阵风作用较为敏感；其大展弦比机翼结构在阵风载荷作用下发生大幅弯扭变形；这不仅对飞机平台的飞行性能造成不利影响，而且共形天线结构发生变形时还会导致天线力电性能的恶化[78］。阵风减缓控制技术可降低机翼弹性变形，延长结构疲劳寿命，保证任务载荷正常工作。阵风减缓控制技术已成为制约传感器飞机工程应用的一个关键技术。阵风减缓方法分为主动阵风减缓和被动阵风减缓。

3.3.1 主动阵风减缓控制技术

主动阵风减缓的思想是在飞机上布置多个控制面，通过控制系统主动实现控制面偏转改变升力和力矩，保证飞机在阵风干扰下尽可能稳定。主动阵风减缓控制效果明显，近年来发展较快；主动阵风减缓控制包括线性控制方法和非线性控制方法。

目前在线性控制方法中增益预置法应用最为广泛；其思想是在不同状态下对飞机模型局部线性化，针对线性模型设计控制器根据飞行状态调整增益；常用控制器包括比例-积分-微分（PID）、线性二次高斯（LQG）、静态输出反馈（SOF）以及μ 理论等鲁棒控制器。非线性控制方法包括动态逆法、自适应法、模型预测法以及神经网络法等；目前针对动态逆法的研究应用较多，相关成果已在多类平台上得到验证。

20 世纪60 年代后期美国率先开展了飞机主动阵风载荷减缓工程应用研究，研究人员采用开环控制进行阵风减缓系统设计，产生直接力克服阵风载荷，在B-52 飞机上进行了试验[79］。空客A320 机翼上的闭环阵风减缓系统可主动调节阵风引起的附加载荷，既降低了气动载荷，也减轻了结构重量，使最大起飞重量增大1.3%[80］。传感器飞机的机翼一弯模态阻尼较小，可采用闭环系统加大机翼弯曲模态阻尼。

近年来随着控制理论及传感器技术的发展，各种控制方法逐步用于阵风减缓设计，其目的主要在于解决系统的复杂度、非线性和鲁棒性问题。Vartio 等利用LQG 控制器对飞翼传感器飞机进行阵风减缓控制，通过μ 理论评估了系统的幅相裕度；结果表明使用内外侧5 个控制面时弯曲载荷降低约53%，仅使用外侧3 个控制面时弯曲载荷降低约23%[50］。LQG 控制器的缺点是控制效果易受噪声影响，参数扰动时稳定裕度较小。Yagil 等设计了一种适用于高空长航时无人机的H∞鲁棒控制器，可将开环最严酷条件下的最大阵风诱导机翼变形减少54%[81］。Fonte 等设计了一种用于主动机动和阵风载荷减缓的翼尖装置，如图22[82］所示，并比较了两种控制策略（一种基于SOF 控制器，另一种基于递归神经网络（RNN）控制器）[82］。Castrichini 等研究了非线性折叠翼尖阵风减缓装置，该翼尖不与飞机姿态控制耦合，使控制设计简单；但翼尖旋转需要机械驱动，导致翼尖处增重，加大了结构设计难度[83］。

图22 带主动翼尖的SOF 控制方案[82］Fig.22 SOF control scheme with active wingtip[82］

在试验验证方面，诺格公司借助AEI 计划进行了飞翼传感器飞机阵风减缓风洞试验；结果表明LQG 控制律可使临界突风载荷减小50%；波音公司开展了联翼传感器飞机气动弹性响应研究计划，研究人员使用兰利实验室气流振荡系统（AOS）产生4°～12°振幅的阵风载荷施加到模型上，如图23[84］所示；结果表明在-10%静稳定度配平飞行时利用PID 控制律具有较好的阵风载荷减缓能力[84-85］。北京航空航天大学的杨超团队开展了大展弦比双尾撑布局飞机阵风减缓主动控制试验，采用PID、LQG 和H∞这3 种控制器进行了仿真验证，提出了阵风不确定条件下的飞行试验方法并完成了飞行试验验证[86］。

图23 联翼传感器飞机气动弹性风洞试验系统[84］Fig.23 Aeroelastic wind tunnel test system for joined wing SensorCraft[84］

3.3.2 被动阵风减缓控制技术

被动阵风减缓的思想是利用预先设计，在被动变形的情况下提供额外的升力或力矩来使飞机保持稳定；传统的被动控制手段主要通过飞机外形和结构参数设计改变气动载荷分布并提高结构刚度，如附加小翼、弯扭耦合设计、气动弹性剪裁等。1974 年Roesch 和Harlan 提出通过加装小翼感知阵风附加攻角，驱动副翼反向偏转降低阵风载荷[87］，并在赛斯纳172 飞机上得到了应用。Perron 和Drela 针对波音737 飞机机翼，通过弯扭耦合设计降低了阵风载荷[88］。Cooper 等对传感器飞机复材结构进行气动弹性剪裁设计[89］，实现了减小阵风载荷和提高颤振速度的权衡。传统的被动手段往往导致设计过度，受限于飞机总体性能，对阵风减缓问题的改善有限。

近年来采用新式全动翼尖技术实现被动阵风减缓也取得了一定进展。翼尖被动阵风减缓装置通过转轴与主机翼连接，绕转轴自由旋转，转轴位于气动中心之前，对于向上突风，翼尖向下偏转以降低翼尖载荷，从而达到整个机翼阵风减缓的目的。Cooper 在曼彻斯特大学机械、航空航天和土木工程学院（MACE）风洞中测试了一款用于传感器飞机的阵风载荷被动减缓装置[18］，可将机翼变形减少约50%；近期Cooper 等设计了一种自适应翼尖装置[90］，如图24[90］所示，该装置采用手征型内部结构，通过控制自身的弯曲、扭转及旋转实现阵风减缓，可节省大约2%的燃料。在欧洲航空航天研发办公室和美国空军实验室的支持下，利物浦大学和克兰菲尔德大学的研究人员也提出了全动翼尖被动阵风减缓的概念，如图25[53］所示；其中“飞翼布局飞机被动阵风减缓研究”项目[52］显示全动翼尖装置使翼尖弹性变形下降18%，翼根弯矩下降15%；“飞翼布局飞机被动阵风减缓装置效能的风洞试验评估研究”项目[53］显示全动翼尖装置可使阵风响应最大9.4%，配合复材机翼的气动弹性剪裁设计可使阵风响应下降28.5%。

图24 自适应翼尖装置内部结构[90］Fig.24 Internal structure of adaptive wingtip device[90］

图25 被动阵风减缓装置风洞试验模型[53］Fig.25 Wind tunnel test model of passive gust alleviation device[53］

采用主动控制方法进行阵风减缓需加装传感器、控制器、作动机构等部件及相应的冗余装置，这不仅导致结构增重，也加大了系统的复杂程度，还可能存在效率不够、反馈时滞等问题；被动控制方法也存在对机翼弯矩和升力影响较小、难以解决飞翼布局飞机刚弹耦合等问题。

为提高阵风减缓控制效率，文献[91］提出了一种主动-被动结合的阵风减缓控制方法；其中机翼分为主翼和翼尖，翼尖作为被动控制装置通过转轴与主翼连接；正常飞行时翼尖固定；检测到阵风时主翼舵面主动偏转，同时翼尖解锁，绕转轴自由转动；仿真结果表明相比主动控制方法，该方法对重心过载削弱的效率更高、速度更快，所需舵偏角更小。主动-被动结合方法效率较高且易于实现，为未来新型ISR 飞机阵风减缓系统设计提供了参考。

3.4 机载共形天线设计技术

对于传感器飞机而言，为获取天线孔径及探测威力，需沿机翼表面布置共形天线阵列。机翼是产生升力并决定飞行性能的主要部件，其几何形状呈现复杂的曲面特征。因此相比平面天线，机载共形天线在设计时应重点关注曲面对天线性能的影响。此外机翼较扁平，厚度方向可用尺寸较小，与低频段天线波长相比属于电小尺寸；上下表面可用面积较大。基于机翼形状约束及阵列扫描范围需求，共形阵列的天线类型需满足以下要求：剖面低，重量轻；结构与馈电方式简单；方向图为全向辐射或端射特性；形状易于密集排布。国内外为实现机载共形天线阵列的性能开展了共形阵列综合方法研究，设计了多种机载共形天线方案。

3.4.1 共形阵方向图综合技术

对于机载共形阵列的方向图综合，由于载体复杂性、单元位置差异及布阵不规则性，各辐射单元指向各异，旁瓣电平较高且存在交叉极化，无法直接利用传统线阵/平面阵或规则曲面阵的方向图综合方法，即阵列因子与单元方向图的乘加原理。当前形阵的方向图综合方法如表3[92-100］所示主要有两类：① 数值解析方法，如口径投影法、最小二乘法等；② 基于优化思想的方法，如凸优化算法、杂草入侵算法等。

表3 共形天线阵列综合方法特征[92-100］Table 3 Characteristics of conformal antenna array synthesis method[92-100］

在数值解析方法方面，1985 年Rizk 等提出了口径投影法（PM）[92］，将曲面上各单元的位置沿主波束方向投影到平面口径上，每个投影点即天线口径激励的采样点，通过校正相位差使采样激励满足期望的泰勒分布；该方法适用于方向图指标要求不高的情况。20 世纪90 年代Bucci 等提出了交错投影法（APM）[93］，通过迭代运算找到可实现方向图和理想方向图交集中的某点，此点必在可实现方向图集合中，从而求得满足设计要求的方向图及对应的激励系数；相比口径投影法，交错投影法具有更好的适用性；Bucci 等将其用于共形阵列方向图的相位综合，合成了共形阵列的三维功率方向图[93］。自适应阵列法（AAM）由Sureau 和Keeping 最早应用于圆柱阵列[94］，该方法能在方向图的特定位置形成零陷，获得较低的副瓣电平，但计算耗时较长。此外Greda 等开发了一款针对任意曲面共形阵的高效设计及综合软件SEQAR[95］，如图26[95］所示，该软件在本地坐标系下完成俯仰角与方位角计算，未进行多次坐标轴平移和旋转变换，降低了合成的复杂度。

图26 SEQAR 软件界面[95］Fig.26 SEQAR software interface[95］

基于优化思想的方法具有高度适应性，近年来被广泛应用于复杂曲面构型的方向图综合问题。凸优化算法在解决可转化为多凸问题的方向图综合时具有极高的效率，成功应用于共形阵方向图综合与波束赋形[96］。Buttazzoni 和Vescovo 利用交错投影法和遗传算法控制合成孔径雷达（SAR）共形阵列单元的变化范围和极化方向图的幅值，并对两种算法的性能进行了比较[97］。Ferreira 和Ares在利用模拟退火算法（SA）完成了柱面共形阵三维方向图的波束赋形[98］。赵菲改进粒子群算法（PSO），引入自适应权重，在考虑互耦的条件下对柱面、扇面、半球面等共形阵的三维方向图进行了综合[99］。刘燕在入侵杂草算法（IWO）的基础上提出了混合入侵的自适应IWO 算法，对天线阵列进行了低副瓣方向图综合、波束赋形及方向图重构设计[100］。其他全局优化算法（例如蚁群算法（AOC）、交叉熵算法（CEM）等）在针对非规则阵列的优化问题上也占据着重要位置。基于优化思想的方法适用于多尺度非线性问题，例如阵元位置、副瓣电平及波束赋形等的同步优化。

综上，共形阵方向图综合属于高维优化问题，需高效普适的综合算法实现。数值解析方法计算简单、求解速度快，但其受限于阵列排布、初值选取等因素，应用范围较小，难以实现多约束下的方向图综合。基于优化思想的方法适用范围广、计算精度高，在解决多目标方向图综合问题方面优势明显；但其计算量大、收敛速度慢，对硬件资源要求高，多用于小型阵列。对于机载共形天线阵，在概念设计阶段可采用数值解析方法进行性能的快速评估，在详细设计阶段可采用基于优化思想的方法，考虑互耦、极化等特性进行精细设计。

3.4.2 机载共形阵列设计方案

共形天线可分为表面共形天线与结构共形天线。表面共形天线一般为低剖面天线，天线贴合在载体表面并与其一致，以达到共形的效果。结构共形天线是指先在载体表面开槽或开缝，天线嵌入载体内部，再采用齐平安装的方式使天线与载体表面一致，从而达到共形效果。

20 世纪60 年代美国海军率先进行了飞行器CLAS 的研究。研究人员举行了多次学术会议，如1970—1974 年在圣迭戈海军电子实验中心（NELC）召开的共形阵天线会议等，这些研究活动的顺利开展掀起了众多学者对共形承载天线结构研究的高潮[101-102］。

20世纪90年代美国空军围绕传感器飞机开展了一系列CLAS 项目研究，对后续世界各国的机载共形天线研究产生了深远影响。在AFRL 规划中传感器飞机配装两种雷达：UHF 波段雷达（进行广域监视）、X 波段雷达（实施精确跟踪）[35］。相关CLAS 项目包括“智能蒙皮结构验证”（S3TD）、“射频多功能共口径结构”（MUSTRAP）、“结构一体化X 波段阵列”（SIXA）、“传感器飞机共形低波段天 线 结 构”（S-CLAS）、“ 低 波 段 结 构 天 线”（LOBSTAR）和“X 波段低厚度雷达孔径”（XTRA）项目[35］等。

S3TD 项 目[103］是 最 早 公 布 的CLAS 项 目，时间为1993—1996 年。项目团队从工程应用的角度出发，重点研究以下3 个问题：CLAS 的最优布局形式、电磁干扰及雷电影响与防护、降低维护保障成本。项目完成了CLAS 样件的设计、制造与测试，样件尺寸为915 mm×915 mm，采用中心馈电螺旋天线，可在225～400 MHz 频段工 作，如 图27（a）[103］所 示；考 虑 机 载 环 境，团 队开展了样件在轴向和剪切载荷作用下的疲劳寿命试验及剩余强度试验，并指出CLAS 的最大挑战是天线要同时满足结构和电性能的双重要求[103］。

MUSTRAP 项目[104］始于1997 年，旨在研发一款满足通信、导航和电子战等多种需求的能在0.03～2.00 GHz 宽频工作的低成本结构一体化天线，成果形式为机身共形天线样件与端帽天线样件。端帽天线样件采用VHF/UHF 波段，安装于F/A-18 尾翼梢，1997 年2 月进行了飞行测试，如图27（b）[104］所示；结果显示端帽天线的低频信噪比相比传统刀片天线提升15～25 dB；一个重要原因是天线结构与导电复材蒙皮相连，使整个垂尾成为一副天线。

上述两个项目研究对象为单个天线，在此基础上诺格公司借助S-CLAS 项目开展了共形阵列研究，开发机翼共形UHF 波段结构一体化阵列，通过自适应方法克服机身变形和机翼振动影响[105］。阵列尺寸为7 600 mm×2 700 mm，含25 个单元，工作频段为0.15～2.20 GHz，如图27（c）[105］所示。

图27 美国空军开展的CLAS 项目[103-107］Fig.27 CLAS projects carried out by US Air Force[103-107］

SIXA 项目[106］时间为2003—2007 年，目的是验证天线结构的可行性、提升射频性能。在该项目中波音公司设计了与波音707 机翼共形的阵列，长6 m，含64 个单元。2006 年2 月进行了子结构试验，如图27（d）[106］所示，以研究机翼形变对阵列性能的影响及补偿技术，发现结构在提高天线刚强度的同时降低了电性能。

2007 年波音公司通过“多功能结构与共形孔径（MSIA）”项目[107］，针对3 类结构组件（机翼（1 级结构）、武器舱（2 级结构）、整流罩或机身（3级结构））开展一体化天线研制，完成了机翼组件（LCSw）和舱门组件（LCSd）测试，如图27（e）[107］所示，验证了大规模结构一体化天线在3 级结构实际工作环境中的力电特性。

从美国早期的机载共形天线项目可看出，为尽快实现军事应用，在AFRL 主导下各研究机构针对大型机载预警探测类天线阵列开展了材料选择、制造工艺、结构集成、承载能力、疲劳强度、形变补偿、雷电防护等方面的技术攻关；对影响其效能发挥的可靠性、维修性、保障性、经济性、电磁兼容性和环境适应性等方面进行了探索，重点关注了机载环境对天线力电性能的影响，为后续形成装备提供支撑。

此外，在欧盟的主导下欧洲航天局和相关航空电子单位也同步开展了机载共形天线的低剖面、低功耗、高效率系统集成研究。从1999 年开始，欧洲每两年召开一次学术会议探讨共形天线技术的发展。2000—2008 年欧洲航空航天防务公司（EADS）开发了可用于无人机的三维曲面天线阵，工作在X 波段，采用瓦片式发射/接收（T/R）组件集成天线、数控和功放模块。德国高频物理研究所（FGAN-FHR）研发了一种U 型圆柱共形阵[108］用于X 波段目标定位及SAR 成像，天线单元采用背腔裂缝微带天线。2006 年瑞典Josefsson 和Persson 合 著 了《Conformal Array Antenna Theory and Design》一书，详细介绍了共形天线设计的发展及成果并重点分享了共形天线的设计经验[109］。欧美各国早期具有代表性的共形天线项目如表4[103-109］所示。

表4 早期代表性的共形天线项目[103-109］Table 4 Early representative conformal antenna projects[103-109］

近年来在需求牵引和技术推动的共同作用下机载共形天线的研究得到迅速发展。相关工作涉及多个国家及机构，为实现不同功能而开展，重点方向包括天线集成设计、力电性能优化、热管理设计等，下面是一些代表性的工作。

2017 年在美国海军的支持下，弗吉尼亚理工大学的研究人员以X-47B 无人机的气象探测雷达为例，使用矩形波导天线作为复合夹层结构的中间层，在机翼上集成了结构嵌入式裂缝波导天线（SWASS）阵列[110］，其工作频率为10 GHz，如图28（a）[110］所示；在设计过程中研究人员选取了6 个变量以优化波导的力电性能，其中波导的电性能对裂缝宽度、间距、波导高度的灵敏度较低，这些变量可用于优化波导的力学性能而对电学性能影响较小。

2017 年至今，在欧盟地平线2020 研究和创新计划的资助下来自6 个国家的11 个单位合作开展了“集成天线和传感器的航空结构先进概念”（ACASIAS）研究[111］，将传感器和天线嵌入飞机的典型结构，提高气动性能，减少温室气体排放，降低维护成本。项目重点研究了集成天线结构、瓦片式T/R 组件、有源器件热管理、电气集成安装、防雷设计等内容，实现了Ku 波段卫通天线、VHF 通信天线及GPS 贴片天线的结构集成，如图28（b）[111］所示。

图28 机载共形天线方面的代表性工作[110-115］Fig.28 Representative work of airborne conformal antennas[110-115］

韩国国防发展局第七研究所的研究人员以机载多波段导航通信天线为研究对象，完成了尺寸为1 021 mm×1 066 mm×88.1 mm 的共形承载阵列天线结构（CLAAS）的设计、制造和试验[112，116］，如图28（c）[112］所示。研究人员提出了一种支撑天线阵列的网格结构，通过仿真分析及试验验证了飞行载荷下的智能蒙皮天线结构设计；通过辐射单元的排布、位置和间距优化，提高了天线阵列的电性能；后续将开展飞行演示验证[112］。

在中国，西安电子科技大学周金柱团队公开了一种集成微带天线和光纤光栅应变传感器的机翼共形天线结构，可实时监测天线变形；提出了一种智能蒙皮天线制作方法，设计并制作了带有3D 打印框架的有源蒙皮天线结构并对其力电性能进行了测试[113］，如图28（d）[113］所示。北京大学的彭俊杰设计了一种工作在P 波段、具有宽扫描角的共形相控阵天线[114］，如图28（e）所示[114］，天线由偶极子单元构成，安装在机翼前缘；通过寄生结构和频率选择表面设计使该阵列的E 面扫描角为60°时相对带宽达16.7%。西南电子技术研究所的何庆强提出了一种用于机载5G 通信的结构共形Ka 波段天线的设计、制造和测试方法[115］，天线由封装层、信号处理层和射频层组成，如 图28（f）[115］所 示；重 点 关 注 了 此 类 高 集 成 度 有源天线的散热问题，以获得均匀温度分布为目标对微通道散热器设计优化。

3.5 形变测量与重构技术

传感器飞机在飞行过程中机翼受惯性载荷、气动载荷、舵面偏转等作用，会产生较大的变形和振动，机翼上的共形阵列也会产生幅相变化导致阵列电性能恶化（如副瓣电平升高、指向精度变差、天线增 益衰减等）[37］，如 图29[117］所示。为降低阵列变形对其电性能的影响，一般要求变形小于1/10 波长。通过提高刚度减小变形的方法需付出巨大的重量代价，与传感器飞机高结构效率的特征相悖。为保证飞行过程中共形阵列电性能，可行的方法是实时监测阵面形变并基于形变信息实现电性能补偿。机翼形变的实时测量与重构是电性能补偿的关键[118］。

图29 机翼变形对天线电性能影响[117］Fig.29 Effects of wing deformation on electrical performance of antenna[117］

3.5.1 形变测量技术

结构形变测量是结构健康监测（SHM）的一个分支，该技术广泛应用于航空航天、机械装备等领域。目前结构变形的测量方法主要有非接触式测量方法[119］（激光、摄影等）与接触式测量方法（应变、位移等）两类。

在非接触式测量方面，南加州大学的Derkevorkian 等使用摄影测量法，通过多角度拍摄标记点进行图像处理，求解标记点位置的变形获取了试验模型的变形量[120］。空客公司在A350、A380 等飞机试飞时采用光学成像法测量机翼的弹性变形，如图30[121］所示，在机翼上加装测量标识，使用安装在飞机上的多个相机测量标识位置，经过图像处理最终获得整个翼面的形变量[121］；该方法可快速测量大量标识点，但对测量角度和空间要求较高，需要相机数量较多，不适用于实时变形监测。以荷兰国家航空航天实验室（NLR）的Schippers 为核心的北约联合团队在机翼和机身上安装两组干涉仪阵列测量应变[122］，如图31[122］所示，通过测量的位移数据修正翼面的结构变形；但在飞机表面安装众多的干涉仪会引起飞机气动性能下降，限制了其工程应用；此后该团队又提出使用无源贴片天线阵测量结构变形的方法[123］，设计了天线阵测量系统并在F-16的机翼上进行了测试，获得了真实的载荷谱。

图30 光学成像法测量机翼变形[121］Fig.30 Measuring wing deformation by optical imaging[121］

图31 干涉仪阵列测量机翼变形[122］Fig.31 Measuring wing deformation with interferometer array[122］

非接触式测量方法可直接获得大量标识点的空间坐标，通过简单的重构算法就能获知结构形变情况；但其存在设备体积重量大、计算量大、抗振性差、实时性差等缺点；对于结构大变形的场景，标识点与测量装置间的光路易被遮挡，导致测量失败。非接触式测量方法常被用于静变形或小变形监测，适用于陆基或舰基雷达天线。对于传感器飞机，在飞行过程中其大展弦比机翼形变量很大且动态变化；机翼共形天线采用结构一体化设计，可用空间有限，重量约束严苛。因此不宜采用此方法。

传统接触式测量方法主要用到应变片等传感器。基于应变片的测量系统需大量配置线缆而导致系统复杂、被测结构重量及刚度改变，如图32[124］所示，且存在校准耗时长、无法大范围测量、易受干扰等缺点，常用于地面系统。

图32 应变传感器测量机翼变形[124］Fig.32 Measuring wing deformation with strain sensors[124］

光纤传感器利用光纤传输信号，适合恶劣环境使用；具有监测参量多、体积重量小、灵敏度高、功耗低等特点；可组建大规模分布式网络，适应大展弦比机翼结构特点和高空长航时飞行环境，因而被迅速应用于大展弦比机翼应变测量中[125］。NASA 德莱登飞行研究中心针对光纤布拉格光栅（FBG）机翼形态感知传感（FOWSS）技术进行了大量的研究，并将其用于X-56A 验证机的机翼变形监测及主动控制[126-127］。

近年来随微系统技术、传感器技术及新材料技术的发展，一些先进传感技术逐步用于接触式结构形变测量。Shin 等介绍了一种嵌入柔性应变传感器阵列的可变形机翼蒙皮设计方法[128］，由弹性梳状电容器组成的高灵敏应变传感器检测机翼的形变。此外微机电系统（MEMS）传感器、摩擦电纤维传感器等在结构形变测量方面也有应用。

3.5.2 形变重构方法

实现变形场重构的关键在于建立测量数据与结构变形之间的关系，当前结构变形重构方法主要包括模态法、Ko 位移法、逆有限元法、曲率拟合法及神经网络法等，如表5 所示。

表5 形变重构方法特征Table 5 Characteristics of deformation reconstruction method

模态法由Foss 和Haugse 在1995 年提出[129］，该方法基于模态叠加理论，主要思想是将结构实际变形看作各个模态下变形的线性组合。模态法的特点是算法稳定，通过少量传感器重构大范围的变形；但其对振型过度依赖，若模型误差较大则重构精度大幅降低。在实际应用中，获取复杂结构的模态或建立被测结构的高保真模型都很困难，制约了模态法的工程应用。为减小模态法带来的误差，南荣昌等提出了一种将迁移学习算法与模态法结合的思路，并在机翼上进行了验证[130］。

2007 年Ko 等根据经典材料力学假设和梁变形几何关系，在分段线性化方法的基础上提出了Ko 位移法[131］，该方法基于欧拉-伯努利梁模型，常用于梁式结构（如大展弦比机翼）。Ko 和Fleischer 研究了“捕食者-B”原型机Ikhana 与“全球观测者”无人机的机翼变形监测问题，将FBG传感器嵌入机翼主承力梁测得多点应变，采用Ko位移法推导各点的纵向位移，将其作为飞行控制的输入参数[132］，如图33[132］所示，图中1 in=25.4 mm，1 ft=304.8 mm。Pak 结合Ko 位移法和模态法提出一种两步重构法[133］，第1 步通过Ko 位移法确定关键Foss 段的应变和挠度，第2 步基于模态法将上述信息扩展至整个空间以获取所有节点的位移信息。Ko 位移法是基于经典梁方程的一维重构方法，不可求解沿梁轴线方向的变形；且一组传感器只能重构一个方向的变形，如需对结构变形进行三维重构则需多次建模，工作量及传感器数量均会成倍增加。

图33 Ikhana 机翼FBG 传感器布局和监测效果[132］Fig.33 FBG sensors layout and monitoring effect of Ikhana wing[132］

NASA 的Tessler 和Spangler 在21 世 纪 初 提出了逆有限元法（IFEM），该方法以Mindline 板理论及最小势能原理为基础，将结构离散成有限元，使用变分原理反解单元中各节点自由度[134］。Papa 等采用逆有限元法构造三节点逆壳单元对机翼进行了全局变形重构，与有限元分析相比最大位移处的误差为4.17%[135］。袁慎芳等提出基于逆有限元法与分段叠加思想的变形监测方法[136］，对可变形机翼鱼骨结构进行变形重构试验研究，如图34[136］所示，在机翼最大偏转15°的工况下鱼骨末端的重构误差不超过1.73 cm。逆有限元法只用到了结构的应变-位移关系及响应应变，不需要材料属性、载荷类型等先验知识，适用于包括梁、板、壳等单元形式的变形重构。

图34 可变形机翼鱼骨结构[136］Fig.34 Fishbone structure of deformable wing[136］

曲率拟合法由Glaser 等提出[137］，基于连续方程求解，直接构建曲率-位移关系，根据曲率对结构表面位移场进行重构。Shin 等采用弹性电容器组成的高灵敏应变传感器检测机翼形变，实时测量不同点的变化数据作为形变参考曲线的拟合数据来源[128］。何凯研究了基于应变数据的曲率计算及连续化方法，提出了基于正交曲率信息的曲面重构算法，搭建了结构变形测试系统，采用激光传感器对机翼样件的重构效果进行了验证[138］，如图35[138］所示。曲率拟合法摆脱了模型误差的影响，但重构精度依赖传感器的布局及数量。

图35 结构变形测试系统[138］Fig.35 Structural deformation testing system[138］

神经网络法利用神经网络的学习泛化能力构建应变与位移之间的函数关系。Mathia 和Priddy 使用神经网络法进行柔性机翼的实时形变估计，建立了含有两个不同神经网络的模型[139］；其一的功能是基于曲率测量更新变形网络模型的参数，在此模型中实现形变估计。封思远等结合模糊自构架理论提出一种适用于机翼变形实时测量的自构架模糊网络法（SSFN）[140］，根据测得的应变和位移构建网络来逼近二者的非线性关系并对机翼模型进行变形测量试验，表明SSFN 具有普遍逼近特性，同时具有较强的自适应学习能力和通用性。神经网络法的优点在于无须考虑结构及材料属性，使用不同的神经网络完成结构位移场的重构；缺点是在构建网络时需要大量样本进行训练，重复率高，易受噪音干扰。

3.6 电性能补偿技术

共形天线在动态载荷作用下会发生实时变形造成电性能的损失；对于传感器飞机，采用结构功能一体化设计，天线的结构参数与电磁性能相互耦合，工作中环境载荷对天线电性能的影响更为突出，成为制约传感器飞机工程化应用的关键问题。可采取相应的补偿措施减小电性能的损失，以最大限度保持天线的功能性能。对于天线的电性能补偿，国内外学者针对具体工作环境开展了相关研究，形成了一些有效的方法。大体来说可分为结构补偿法和电子补偿法。

3.6.1 结构补偿法

结构补偿法即通过改变天线阵面的结构刚度或增加主动调节系统减小载荷作用下的变形量。为克服湍流边界层和发动机诱发振动及温度变化对机载共形天线电性能的影响，德国宇航中心（DLR）、欧洲航空航天防务公司和德国高频物理研究所（FGAN-FHR）等组成的北约研究团队采用智能结构技术将传感器和执行器集成到结构中，如图36[141］所示，压电作动器基于传感器测量信息计算控制信号，自动补偿结构变形对一体化天线阵面形状的影响，消除干扰振动[141］；然而该技术仍处于实验室阶段，需微伺服系统或现代控制技术的突破。胡乃岗等针对大型天线自重变形问题提出了考虑阵面自重变形和调节机构精度的支撑机构一体化设计方法[142］，如图37[142］所示；该方法基于拓扑优化思想，可高效补偿结构误差影响，在陆基和空基雷达天线性能补偿中均有应用，但调节精度和速度有限，且需天线系统安装结构调节装置。

图36 结构集成压电作动器[141］Fig.36 Structure integrated piezo actuators[141］

图37 一体化设计的天线支撑机构[142］Fig.37 Integrated designed antenna-support mechanism[142］

此外针对具体的应用场景，结构补偿法还可采用调整线缆长度、使用形状记忆合金等途径。结构补偿法可对天线阵面的结构变形进行补偿，对于包含子阵的阵面，通过调控子阵结构保证阵面的结构精度；但该方法需在天线结构上增加辅助装置，增加了天线系统重量和复杂程度。

3.6.2 电子补偿法

电子补偿法是根据天线单元的位置信息调节天线阵列中各单元激励电流的幅值、相位补偿天线阵列的电性能损失。荷兰国家航空航天实验室的Schippers 团队建立了模拟机翼振动的弹性板模型，分析了振动形变对翼面共形天线的影响，介绍了工程上可行的补偿措施[143］。电子补偿法可分为相位修正法、幅相优化法和方向图重构法等。

相位修正法是指通过调节天线单元激励电流的相位，使最大波束与预期波束的方向一致。德国高频物理研究所的Knott 团队研究了圆柱天线阵载体结构变形对其电性能的影响，提出了一种变形预测和相移校正的方法，该方法对静态变形和低阶振动的补偿效果较好[144］。相位修正法简单高效，应用较广；但该方法仅对主瓣区域进行补偿，对副瓣区域改善效果有限，变形较大时补偿能力一般。幅相优化法是利用各类优化算法（包括启发式算法和数值类算法）改变天线单元激励电流的幅值和相位，补偿天线的综合电性能。Tsao 针对某低副瓣天线，以副瓣电平为优化目标，优化天线单元的电流相位进行电性能补偿[145］。启发式算法精度高，但其效率及收敛性较差，难以用于高动态载荷下的实时补偿；数值类算法效率高，可快速建模，确定激励电流的补偿量。方向图重构法是指当天线阵列单元失效或性能下降时，电性能变化导致远场方向图发生变化，可构造方向图修正系数，重构远场方向图。Steyskal 和Mailloux 通过调节未失效天线单元的权重系数重构天线方向图，补偿失效单元带来的电性能损失[146］。此外针对快速实时补偿的现实需求，电子补偿法进一步发展出了阵元实时监测、自适应补偿等方法。

针对结构补偿法和电子补偿法的不足，为有效补偿天线变形下的电性能，文献[147］提出了一种动态变形下的结构-电子混合补偿方法。如图38[147］所示，该方法首先对天线阵面进行结构补偿，改善阵面精度并抑制振动，提高天线增益和指向精度，降低对电子补偿的要求；然后重构结构补偿后的阵面位移，在此基础上利用相位修正法进一步补偿天线电性能。以5 m×2 m 有源相控阵天线阵列为案例进行仿真验证，结果表明与理想方向图相比，仅结构补偿后的方向性系数下降22.78%，而混合补偿后的方向性系数仅下降了0.049 3%。混合补偿法降低了结构补偿法和电子补偿法的难度，有效提高了天线电性能，是一种易于工程应用的电补偿方法。

图38 混合补偿方法流程[147］Fig.38 Hybrid compensation method flow[147］

4 总结与展望

综上所述，传感器飞机的设计需从系统最优的角度出发，结合气动、结构、控制、载荷等多专业开展一体化设计。20 多年以来，传感器飞机已由概念探索、方案论证、关键技术攻关迅速地向演示验证、应用推进、工程研制迈进。相关的核心技术（如一体化布局设计技术、阵风减缓控制技术、电性能补偿技术等）已取得了突破性进展，相关设计与验证的地面仿真环境和空中飞行平台已形成并日趋完善。

当前正处于信息化战争的后半期，网络化、智能化、体系化特征显著。随着作战样式的变革、应用需求的延伸和先进技术的发展，未来新型ISR 飞机将具有更强大的功能性能和更完备的任务体系，实现在复杂战场环境下的高生存力和高效费比，其主要能力的发展趋势包括：

1） 宽速域长航时飞行能力

诺格公司研究表明在层流控制、自适应结构等技术支持下，飞翼传感器飞机可实现升阻比35，空机重量系数0.4；在油耗0.52 的条件下可实现3 700 km 作战半径内40～50 h 的留空时间。美军在提升飞行平台能力的同时也在能源动力方面开展了大量研究，如变循环发动机技术，亚声速飞机采用此技术可将航程和航时提高30%和70%，超声速飞机可提高40%和80%，且美军在开展新型航空燃料的研制，相比现役的JP-4 能量提高20%以上。因此随着气动结构、飞行控制、能源动力等方面的突破，未来ISR 飞机可实现高速抵近、低速留空，大幅提升持续任务时间。

2） 宽频全向综合隐身能力

在早期AFRL 规划中未提及对传感器飞机的隐身需求，但其采用传感器共形技术利于隐身设计。随着应用场景变化，为实现强对抗环境下的高生存力，未来ISR 飞机将在雷达、红外、射频等方面实现综合隐身。雷达隐身方面，无尾布局易实现全向隐身，可结合流动控制技术消除飞行中舵面偏转造成的表面不连续。红外隐身方向，燃料电池动力系统可在常温下运行，大幅降低红外辐射，成为增强红外隐身能力的有效途径。射频隐身方向，可采用波形和功率可控方式降低有源器件的电磁辐射。此外超材料隐身技术、能量综合管理技术等也会成为实现综合隐身的技术手段。

3） 全向感知与信息融合能力

为满足未来作战环境下对临近空间目标、隐身目标、低慢小目标等的感知需求，ISR 飞机需具备雷达、光电和无源等多种探测手段。未来ISR飞机向小型化、无人化方向发展，载重及供电能力受限，难以通过增大孔径、提高功率等方式提高载荷威力。可采用分布式孔径设计技术减小系统体积重量，降低复杂度；采用多传感器信息融合技术实现对异构传感器的调度管理及多源信息的融合处理；发挥各传感器优势，扩大时空覆盖范围，实现补盲探测，提升对目标检测识别和定位跟踪的精度。此外一些新体制技术（如激光传输技术、太赫兹技术、单光子探测技术等）的发展也将大幅提升感知能力。

4） 自主决策与多机协同能力

ISR 飞机任务区域广，飞行时间长，作战环境存在高度不确定性；自主决策能力的发展将显著减少对指令和预规划程序的依赖，提升对复杂战场的任务适应性；采用多机协同模式可增强作战体系的传感器能力、生存能力、杀伤链能力等。美军有人/无人协同作战试验表明协同作战可使任务成功率提高35%，生存能力提升25%，交战时间缩短50%。多ISR 飞机自主协同时可采用多发多收工作模式，各平台间信息共享，组成空间分布式传感网络，根据任务需求动态规划构型，拓展传感器的基线优势、能量优势和空间优势，实现对目标的远距离探测感知及高精度定位识别。