|
|
本帖最后由 晨枫 于 2023-2-10 10:28 编辑 $ U# F# d( K2 K; C' n/ f/ |, c
9 S7 o' \9 @. x- V# f6 F2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。
- `# B* K, I. _! X) X
: r* @4 F6 d3 |: p/ u; @3 T
# T7 z3 G' L2 Y; N! `
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& H* B4 O6 b" ^
3 f9 {1 |! }6 R) a7 X/ t
; g) Q5 j" X, l8 c6 Q* @% \8 ]采用射流飞控$ b6 [4 h3 V4 z" H% L$ I4 k+ A
. t& J3 ]+ G! z4 T6 ~, n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。! Y' I* _9 e V( G
+ g( A! L, G! u. N1 e9 m3 y- j
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。' e5 V+ l1 B9 f: l
% ]4 ?& U* b1 [ q! {
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。/ r& |3 g# {+ I7 l4 ?
0 e9 T5 F: b# U) m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。9 {6 z( p) R; m6 h) q* S
8 s* l: s+ b6 i+ k) Y9 i* @
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。
. e+ y9 b6 ~/ b# B" s, o& b0 O1 R, u! }9 d; H9 U5 x) ^
' ^, c1 a* O$ d! j" T$ O5 oBAe的MAGMA研究机! d! Z* |) _% R7 t% l* w
7 ~0 `+ l. O* N4 e4 s' x) h* h
+ c* E: u }4 v* [" l' G8 |
MAGMA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! W+ `4 i% D G4 w; k
$ y: q% H0 n$ F' Z; z( [, P. p
+ N, P; `7 o7 } i; B7 L8 V
! H8 Z$ l0 m s4 t [5 ?$ K! C$ T
0 g+ r: `2 B! L) }# X) _' TMAGMA已经飞起来了- S4 Q4 d( U- f0 A
2 F0 W9 j3 C0 z$ Y
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。
6 h1 |! J" x7 ?6 N% ?& B" p G" y/ ?6 t/ d
0 `8 R2 {; N" }/ g
流体控制也可以用于推力转向
# _' t9 h& P* S* ] F0 u% L* ]- j, n
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。2 s7 w( J! M0 E7 l
* w6 d0 C4 W* ^! h9 G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。4 v) t8 }% b# c3 g; O( i+ {
4 b: h0 G( ]/ x2 t0 b! m
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。# v9 t* ^1 ^; e" r
. V: L H0 B1 F* ~# c/ M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。. q& z' Z) x5 H% d
9 t( F- @9 ]4 A9 d+ J: g
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。* O5 p5 x( D+ t/ s+ ]/ }( \
5 `# \5 f t) f0 L- d s( w S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。" ?$ M7 H0 i! _& \
# p: F+ Q& l1 m/ I
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 c9 k N# K8 |5 m" S7 R& P2 I" z
( ~5 E# N: J, q( Y8 U$ i* 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
|