|
|
本帖最后由 晨枫 于 2023-2-10 10:28 编辑
7 p0 x4 O: F: w; m8 u$ T0 |9 J
# s7 b' O2 M" z' _0 _2月10日南华早报报导，中国空气动力研究院在1月19日的《航空学报》上发表报告，在西北某地成功地试飞了射流飞控的无尾飞翼。也就是说，不用常规的襟翼、副翼等气动控制翼面控制飞行姿态，而是用射流。1 U- p# r$ ?7 i1 f) T! U; R& ?& q
2 g& n* y3 A6 B' \8 }8 f8 [
' |* u7 T+ t6 L2 ?2 L1 B文章中披露的无人机与诺斯罗普X47B非常相像，但是在试飞中，所有可动翼面统统锁定，用射流控制飞行姿态
6 x# j' [5 R: g2 t% }5 |: ~5 ]1 O" b! D
# ]5 X9 F# z+ e B) w采用射流飞控6 f* Y+ ~8 ]% p6 }0 [8 l6 v
3 K( I( J4 j- Y2 b7 j1 J所谓莱特兄弟发明飞机，实际上是他们发明了可靠的飞行控制方法。在莱特兄弟之前，李连达尔已经实现了可控的飞行，但对横滚姿态的补偿是通过移动身体来补偿的，这当然只可能用于轻小的滑翔机，没有大规模实用前景。莱特兄弟发明了将机翼卷起以产生不对称升力的方法，用于控制横滚。莱特兄弟发明的机翼结构也因此是弹性的，同样只适用于轻型飞机。% O5 c8 T9 y- j9 E& N
" {1 Z! f. L' r' a) P. i# P
寇蒂斯发明了副翼。在机翼后缘增加可动翼面，以产生不对称升力。同样的思路以后延伸到襟翼，用于在低速飞行时产生额外升力。这个方法一直用到今天，大到波音747，小到塞斯纳172，快到F-22、歼-20，慢到安-2，都是这样。
* c0 X1 p$ s6 G
0 P& O+ M3 `5 o9 f6 y但可动翼面和必须的作动机构鼓包增加机械复杂性，缝隙影响气动表面的平整，形成阻力，还是隐身的大敌。
5 i" n( {3 \) n8 F6 n5 }+ N9 T0 J% F O3 E
射流控制用流体力学的方法改变气流流动方向，不需要可动翼面，气动上更加高效，隐身也更好。气动院不是随便弄一架飞机验证射流控制，而是用最强调隐身的无尾飞翼，不是偶然的。
/ S8 @2 z7 A& y! |7 x ~# p8 R' \
不过射流控制不是中国发明的，英国BAe在几年前已经在测试射流控制了，这就是MAGMA研究机。
) k1 p- i& _0 Q. N, U& N3 b6 [; U$ {" H8 e* U
% T0 H9 L; ?! R: F
BAe的MAGMA研究机6 D2 o2 x4 {) S# a% D2 d9 H
; u" J3 D! A" r7 K5 l+ n
9 W+ P2 a3 E- C5 l: N/ h4 I) gMAGMA有V形尾，但那是备用飞控，主要目的还是用于研究不用尾翼的射流控制技术% {9 L# ]# e8 u( g* f A4 C
$ I7 o1 N. m2 ]. E( x* R( N
! w. R {5 ]6 a9 y/ |, v1 u3 h& t; r
- {8 U7 w( x. r- c
' I" L& D7 y: }( f1 b NMAGMA已经飞起来了& F% V! D, h+ _# W3 e
, F& w- ^1 q2 E4 j7 Z( w- C2 c% B
BAe的方法是在“海狸尾”的位置让发动机喷流流过一个向下的弧面，弧面上有一个侧向的射流控制喷嘴。在喷嘴不喷气的时候，喷流按照康达效应，吸附在弧面上流动，形成向下的喷流转向，形成抬尾的力；在喷嘴少许喷气的时候，康达效应减弱，喷流转向角度降低，形成水平向后的推离，这是平飞状态；在喷嘴最大喷气的时候，康达效应消失，喷流转向向上，形成压尾的力。MAGMA还有吹气襟翼，用于增升。/ C7 ^1 O3 C C- G: q" G
) v. z0 D. X3 W( m, r! g
: e* i, [1 f. ~- }4 E流体控制也可以用于推力转向
& S( H1 z, @$ C6 h' Z/ b; J( c1 y
BAe的方法是发动机喷流的外流动转向，射流方法也可以用于发动机喷流的内流动转向控制。既可以沿切向注入高速流动，把喷流向壁面吸引（c）；也可以用更加简单粗暴的沿轴向注入高压气流，把主喷流向既定的方向推转（d）。（a）为无偏转喷流，(b）为用导管偏转形成的推力转向，这是当前的主流方法，差别只是如何形成导管的偏转。+ C) S( j! Q. P' p" N
' x8 w' n( C7 k1 Y0 h4 {- ?
气动院的射流控制方法没有更加详细的说明，可能和BAe的方向相似，肯定会有人指责：又是抄袭。6 A1 `( u0 A: Q$ Y" k5 Q
; F* N V. D, }! K. Q
气动院的突破在于技术成熟度。这是完全取消尾翼的设计，首先说明了气动院对无尾飞翼的设计功力。这也没有什么，诺斯罗普X-47B在2011年2月就首飞了。但气动院将射流控制、无尾飞翼推进到很高的技术成熟度，体现在射流飞控的高压气流引自发动机压气机，而不是单纯为了技术验证而采取的高压气瓶、单独的电动压缩机等实验室性质的临时办法。* B3 X$ p, R3 O$ C3 F& L/ K5 e
7 A# A7 v4 T+ e8 |% r. z
从发动机压气机引出射流气源才是用于实用级全程飞控的，而不仅仅是射流飞控的技术验证。这也有关键技术问题。压气机将空气高度压缩，高压压气机里空气的最后温度可达700-800C。说来好玩，这空气是涡轮的冷却气流。所谓涡轮叶片的气膜冷却，气源就是这里。对于1800C的涡轮来说，700-800C的气流确实是冷却气流了。但对于射流控制来说，温度还是太高了。! r f7 X) P9 [5 ?% j
y. J6 B+ `- M* z7 }* a
文章提到高温气流的问题，但没有提到如何冷却的问题。这样的工程实施关键是需要保密的。恶魔在于细节，恶魔就在这里，非礼勿视哦。
$ R0 q$ p2 t, b1 M% y. i# m) N/ ]6 m7 e- D( X
另一个问题是引气管理。从压气机引流是要损失推力的。在起飞、爬升阶段，飞控动作频繁，但不能过度损失推力。这是另一个恶魔，需要按回瓶子里。
3 b7 v' `; D, c" n+ d8 H# d# v5 R& K# Y
还有一个问题是偏航控制。取代襟副翼的射流控制可以控制俯仰和横滚，但对于偏航还是用不上劲，除非是大幅度的转弯，那是通过横滚加拉起实现的。但如前所述，对发动机喷口的内射流控制可以控制偏航。气动院的文章没有提及是否这样做了，示意图里也没有提及。2 T$ J3 o$ }1 e: v# W8 |/ f
" S5 a. a. A' {# q/ S
气动院在文章里提到，射流飞控的响应时间在0.02秒之内，完全达到飞控要求。在试飞中，所有可动翼面全部锁住，从起飞到着陆全程用射流控制。结合前面提到的只有实用级才需要考虑的问题，气动院的成功达到很高的技术成熟度了。这不仅是出论文的成果，还是接近实际型号的成果。当然，实际型号什么时候出来，别心急，该知道的时候就知道了。 |
评分
-
查看全部评分
|
雷达卡
楼主
收藏
分享
淘帖
支持
反对
提升卡
置顶卡
沉默卡
喧嚣卡
变色卡
抢沙发
千斤顶
显身卡
发表于 2023-2-11 00:59:32
发表于 2023-2-11 01:34:22
。。。就算战略佯攻也是有模有样。。。9 S, g B& q) L; ^
