|
|
本帖最后由 晨枫 于 2023-2-10 10:28 编辑 + p4 t( D5 @, l: g8 I% L
! T8 Z# m+ A8 U ]1 K" w: _
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。
) j, W2 w& A- v0 q0 D( ?. k5 b- c& S" S- A% n- e
' U, K5 Q. w7 P* C; Y1 y2 ]$ m* w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/ y) t& G) U; ~- L% R( [$ B" u0 J& z
/ z0 }2 e7 U8 x ^; D2 {7 k+ C
# L; V! M/ N: ?采用射流飞控
) X0 j- o9 A& G* W
' P6 b) U/ G$ t. M% s# t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。
$ ~. e* j' |7 Y4 J
* c! {3 W5 G" o# Z6 g' I) b) M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。
, q- H3 i9 S/ \# o8 N2 m& G4 ~ `+ Y# G9 m
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。
8 F. o0 U) ^% n% N! c# f3 X9 x1 k* l! K, \
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。$ j7 w% q- L+ ` m( X$ C
/ x4 R3 f. l4 |4 s! `2 l6 g
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。5 a0 d( R* a( I, x: a4 j6 T
8 [3 {: T3 ], u6 ^9 q" A! t
% p4 V" T! k- o* x5 EBAe的MAGMA研究机
) m/ J/ Y( J6 b7 p; a9 i" d, F! L" U3 N2 U# v6 k; |, ?
( R# ^' n( O+ Q& n
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$ V) W" }# v* Y( n% W/ c
* ^. n) b, @& z
% f, g3 q% C, u: p$ m1 n
/ K1 X- t5 ~- T- o. w7 X+ {1 u
7 ]: H5 `0 o$ f) X0 w; FMAGMA已经飞起来了8 f. r# J, {5 O3 p' Z
& L3 P1 U6 s' R" z/ K! T& W
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。
$ p* q0 I8 V. H) V" `; x8 O: s* S% p" u7 E) ^" y! M
# x% w4 t. X, o) U2 F+ M8 l6 C
流体控制也可以用于推力转向
) S# X }1 @$ |0 u4 R6 J0 o( R. y0 f
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。! H Q0 k# A; R ?; \
% B- x; n- d' T Z! Q
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。
5 s: G+ \. S4 N4 u8 s4 Y
8 ? c% h! R$ M0 k, e4 ]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。: r0 J% a P) r- j
% x: S) k% j0 }9 N7 Y8 ]
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。
, o' H2 g X: D1 Y$ K
1 h6 B+ `: q$ r h/ d: a- r' D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。" H" S- ?9 A* v! M
1 f9 \7 B8 S p3 L; u) N: `- U
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。! ^; q/ R% O7 l: E8 V7 E
/ B; w3 m1 L! L, f3 Z6 q/ j; \2 ~
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。6 y5 b2 z, D6 [
- @' v0 h6 D5 X) Z5 g
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。。。& H% h& J$ h, K
: g2 Q8 x- Z/ v- S' U1 k
