什么是牵引转向？
传统自动铺丝（AFP）技术制造机翼壁板蒙皮、前后梁，丝束铺放在模具上，丝束的路径是直线。用牵引转向（tow steering）技术，丝束铺放在模具上，丝束的路径是曲线（图）。
被动气动弹性剪裁（PAT-Passive Aeroelastic Tailoring）
气动弹性剪裁利用复合材料铺放的层合板刚度方向，可设计性和耦合效应使载荷作用下的翼面结构产生有利的弹性变形，以提高翼面静、动气动弹性特性的一种以小重量为设计目标的优化设计方法。传统复合材料铺放，丝束是直线。
被动气动弹性剪裁，材料铺放的路径是事先设计的曲线。具有佳导向纤维路径的复合机翼蒙皮，可以将载荷直接分配到机翼加强处，从而实现显著的重量减轻，同时保持相同的刚度和强度（图）。机翼前缘，特别是靠近翼尖的部分，在载荷作用下往往会向上和向外旋转，这损害了飞机的气动弹性效率。机翼壁板蒙皮采用牵引转向，一部分载荷可以使前缘附近的尖端向前和向下，形成弯扭耦合。这里的“被动”是指在飞行中有气动载荷的前提下，表现出的气动弹性性能。
2014年美国航天局（NASA）与极光（Aurora）飞行科学公司和密歇根大学合作，设计、优化和制造了39英尺(12m)的小尺寸机翼，以评估机翼蒙皮中的定向碳纤维转向的性能。该项目被称为被动气动弹性剪裁（PAT），它增强气动弹性和气动性能，降低下一代飞机的机翼重量和燃油消耗。
PAT项目先优化了两种机翼模型的牵引转向。种是uCRM-9，展弦比比为9.0，是目前商用飞机（铝合金机翼）的典型机型。第二种是uCRM-13.5，展弦比比为13.5，比uCRM-9型号更长更薄。高展弦比机翼被认为是提高下一代飞机燃油效率的必要条件（图）。
民用飞机机翼的当前展弦比（翼展与机翼平均弦的比值）约为9.0。PAT项目计划，将这一比例提高50%至13.5。这样做的机翼变得更灵活和“柔软”。
PAT项目分为四个阶段。先，制作了具有代表性的测试板，以证明在常规AFP系统中使用牵引路径的可行性。然后将这些面板用于机械试片测试，以表征转向和非转向层压板之间的强度差异。第二阶段由密歇根大学的多学科设计优化实验室进行。这一阶段的重点是优化大展弦比、牵引转向机翼，评估潜在的燃油消耗节省、重量节省和气动弹性性能。在第三阶段，由极光飞行科学公司（AuroraFlight Sciences）执行，使用优化阶段开发的两种转向模式制造了27%（39英尺/12米）的机翼结构。在第四阶段也是后一阶段，美国宇航局在阿姆斯特朗飞行研究中心（美国加利福尼亚州爱德华兹空军基地）的飞行载荷实验室对小尺寸机翼进行了结构测试，以将优化阶段的预测与物理产品相关联。
为简化设计和优化，PAT项目的牵引转向，重点研究了四种模式。由于牵引转向允许偏离传统的准各向同性铺放，每个模式基于参考牵引方向场（θ°）。此参考方向字段给出了个牵引样式（称为主牵引样式）的本地牵引方向。剩余的三种牵引模式通过将主牵引方向偏移45°、?45°和90°来定义（图）。
试验机翼结构的制造是由极光飞行科学公司（AFS）完成的。机翼基于uCRM-13.5有限元模型（FEM），包括上下蒙皮、前缘翼梁、后缘翼梁和58根肋条。机翼是在美国密苏里州哥伦布市制造，使用了一个基于龙门架的Electiroimpact（美国华盛顿州穆基尔泰奥市）AFP系统，配备了一个8个牵引头。Park Aerospace（美国堪萨斯州牛顿市）提供了碳纤维预浸材料，该材料由该公司130 gsm HTS45/E-752-LT材料组成，宽度为0.25英寸。
试验机翼结构的制造与这些层分数略有不同。蒙皮层压板设计为[0°、0°、90°、0°、0°、45°、0°、-45°]s的重复单元，从层压板的中心取层，并进行选择，以保持所需的层分数。对于上翼蒙皮，厚度范围从根部的96层（128.3mm）到叶胡迪断裂处（Yehudi break）的104层（138.7mm）（后缘翼梁的第二个扭结处）到尖端的44层（6.1mm）。对于下翼蒙皮，厚度范围从根部附近的76层（10mm）到尖端附近的14层（0.087英寸）。
0°铺层的上蒙皮实际铺层分数范围为61.7-64.0%；90°铺层为12.0-13.8%；45°铺层为11.4-13.3%；45°铺层为10.9-12.8%。0°铺层的下蒙皮实际铺层分数范围为60.0-66.7%；90°铺层为11.1-15.8%；45°铺层为10.0-14.3%；而-45°铺层为7.1-13.3%。
PAT试验机翼测试
NASA美国航天局与极光飞行科学公司和密歇根大学合作，设计、优化和制造了这个39英尺(12m)的小尺寸机翼，以评估机翼蒙皮中的定向碳纤维转向的性能。
在加利福尼亚州的美国宇航局阿姆斯特朗飞行研究中心进行的测试中，被动气动弹性剪裁（PAT）机翼在高载荷的压力下弯曲。（翼尖向上拉到约2米）
在阿姆斯特朗飞行技术中心对39英尺长的帕特机翼进行了静载荷和地面振动测试。测试的目的是评估机翼的强度和气动弹性特性，并将测试数据与优化数据关联起来。
测试结果
在测试期间进行的计算，包括升力、扭曲、弯曲扭曲和其他性能参数的预测。优化计算了从 -1.0G到2.5G的机动载荷极限。同时还计算了机翼质量和燃油消耗的节省，以及大起飞重量（MTOW）的优势。表1显示了优化研究的计算结果。
牵引转向有关问题
传统自动铺丝（AFP）非常适合牵引转向，因为在此过程中牵引纱带宽度相对较窄，为3.2、6.4、12.7毫米。由于小转向半径取决于复材带宽度，因此自动铺带机（ATL）铺设超过100毫米宽的磁带几乎没有转向能力。
在转向过程中需要精确而集中的加热，然后立即进行良好的压实。缺少任何一个都可能导致丝束起皱或弯曲，这可能需要修理或更换。加热有两种方式：红外（IR）加热和激光加热。激光加热高度聚焦，过程控制非常好。
丝束的可操纵性取决于几个变量：丝束宽度、丝束厚度、树脂类型、树脂粘性、纤维类型、纤维格式、基板轮廓复杂度、基板质量、所需的转向半径、弧长和公差参数。终决定了操纵性不是机器，而是材料。
牵引转向固有的挑战之一是会聚区，在会聚区，牵引以偏离角相交。其结果是一系列的重叠和间隙和在弯曲处出现褶皱（图）。牵引转向的大风险是产生可能超过零件设计允许值的褶皱和重叠。
牵引的半径越小越好。在F35战斗机复合材料蒙皮制造中的经验是，弧长越短，你就越有可能实现更小的半径。
在航空结构件中，另一种中间的、更易于管理的牵引转向应用将出现在飞机的门、窗周围。这种结构将大大受益于牵引转向，可以更容易地设计和建模。
由于纤维转向设计使定制结构的局部刚度，允许飞机结构的气动弹性剪裁。这就需要材料、铺放工艺、设计（气动、强度、结构）、自动化技术、适航认证等多学科、多部门协同工作，进行高保真多学科设计优化MDO（-multidisciplinarydesign optimization）。
使用牵引转向要增加成本。可以将将牵引转向技术与其他机翼技术相结合，比如主动减载，可以获得复合效益。通过在单个优化中耦合这两种技术，可以获得对组合性能和相对效益的准确评估。”
快速牵引剪切（RTS- Rapid Tow Shearing）
快速牵引剪切（RTS）技术是iCOMAT公司开发的。它依靠面内剪切而不是面内弯曲来引导牵引。该公司表示，它可以将6.35-500毫米宽的干燥或预浸带剪切到50毫米的半径。RTS可以沿着弯曲的路径排列纤维，而不会导致弯曲和缺陷，通过平面内剪切连续输送的材料带。这项技术的主要优点是，因为它依赖于材料带的剪切变形、材料宽度不再影响小转向半径，这意味着可以使用更宽的材料带，大大提高生产效率。为了评估基于这项技术的性能，开发了一种基于实验室的RTS铺放头，可以放置100毫米宽的单向纤维织物。
此工艺主要使用宽的碳纤维织物，制造汽车、风电叶片。
牵引剪切避免了传统牵引转向特有的屈曲、重叠和间隙。此外，随着剪切角的增加，使用iCOMAT的RTS技术，胶带宽度会随着厚度的增加而变窄。注意，例如，在图中，胶带宽度差在0°和60°之间。设计师利用这一特性在不增加层板数量的情况下局部增加层压板的厚度。
杨超凡简介：飞机制造高级专家，近年专攻民机复合材料。原航空工业部批研究员级高级工程师，享受国务院特殊津贴。