传统飞机的高升力系统，如襟翼、副翼，受限于铰链结构和刚性材料，难以实现平滑连续的大尺度机翼形状变化，制约了气动性能的进一步提升。尽管NASA的”任务自适应机翼”（MAW）和欧盟的SARISTU项目探索了柔性蒙皮与智能材料驱动方案，但其复杂的传动机构、高昂的制造成本及维护难度阻碍了工程化应用。近年来，仿生可变弯度机翼，如鱼骨结构，虽取得进展，但在结构轻量化、响应速度及可靠性方面仍存在瓶颈。
2025年，北京航空航天大学的研究团队创新性地提出基于零泊松比点阵结构的可变弯度机翼结构（VCWS）。其核心由三部分组成：上下翼面采用余弦曲线波纹单元阵列，通过选择性激光烧结（SLS）技术以PA12材料一体化制造，确保弦向灵活变形的同时维持展向尺寸稳定；变结构骨架将翼肋与点阵结构集成，预留伺服舵机槽和偏心杠杆槽；驱动系统采用伺服舵机（DG-3170MG）配合铝合金偏心杠杆，将旋转运动转化为机翼弯度偏转。偏心杠杆的弧形段设计为恒定曲率，以实现均匀连续变形。为验证点阵性能，研究团队制备了PA12标准试样与点阵试件，通过拉伸实验、有限元模拟和能量法解析模型系统评估其力学响应。
实验结果揭示点阵结构具有显著非线性特征：在拉伸过程中呈现三阶段变形行为，包括低刚度线性段（0–16%应变）、过渡段及高刚度线性段。关键数据表明：晶格拉伸刚度实验值为2.84 N/mm，有限元模拟值为2.99 N/mm，误差仅5.28%，解析模型值为3.35 N/mm，误差17.96%。VCWS原型成功实现±75°连续偏转，偏心杠杆驱动扭矩在向下偏转时达242 N·mm，向上偏转为98 N·mm。当引入蒙皮预张力时，最大扭矩从无预张力状态的1003 N·mm提升至1400 N·mm，增幅39.6%，证明预张力对结构稳定性的强化作用。有限元模型预测的应力分布与实验几何构型高度吻合，且在考虑摩擦时扭矩随转角呈近似线性增长。
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晶格拉伸刚度精度 |
2.84 N/mm → 2.99 N/mm |
↑5.28% |
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预张力强化效应–向上偏转 |
1003 N·mm → 1400 N·mm |
↑39.6% |
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预张力强化效应–向下偏转 |
2549 N·mm → 2885 N·mm  |
↑13.2% |
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气动载荷适应性 |
2885 N·mm → 3081 N·mm |
↑6.8% |
在工程应用层面，该结构展现出卓越的环境适应性。当同时施加蒙皮预张力（1 MPa）和真实气动载荷时，VCWS仍能保持翼面光滑连续变形。气动载荷使向下偏转最大扭矩进一步提升至3081 N·mm，但针对低速无人机的设计表明其影响可控。这种将点阵材料优势与机械驱动可靠性结合的方案，显著降低了传统变形机构的复杂度。
该研究证实零泊松比点阵结构具备16%的弹性变形能力，有限元模型预测误差仅5.28%；VCWS原型实现了平滑连续的大变形，偏心杠杆驱动扭矩可控；在蒙皮预张力与气动载荷耦合作用下系统仍保持稳定工作。其意义在于解决了传统变弯度结构的高复杂度与低响应速度问题，为无人机和民用航空器的自适应机翼提供了轻量化、低成本的工程解决方案，推动智能材料与结构在航空领域的应用突破。
图1 变形飞行器的设计与分析：(a) 概念设计与类比；(b) 代表性变形飞行器；(c) 主要变形方式；(d) 历年变形飞行器
图2 基于零泊松比晶格结构的VCWS概念设计
图3 3D打印PA12试样的制备与拉伸测试
图4 零泊松比晶格结构的力学性能测试与预测
图5 VCWS原型制造流程
图6 VCWS功能测试与有限元分析结果对比
图7 VCWS偏转变形的有限元模型
图8 考虑蒙皮预张力与气动载荷的变弯度机翼偏转数值模拟结果
原始文献：
Bai, J.-B., Li, S.-L., Liu, T.-W., Cao, P.-C., & Wu, J.-H. (2025). Variable camber structure for aircraft wing based on zero Poisson’s ratio lattice structure. Journal of the Mechanics and Physics of Solids, 203, 106241.
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