|
|
本帖最后由 晨枫 于 2023-2-10 10:28 编辑
- u5 D9 |1 R7 K) j1 m/ M
) t9 r8 F) ~5 T( N' N0 _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。
$ l0 [9 j9 o+ v; S
2 |7 g; Z" f/ ^) I. }9 [; W
3 T2 c5 c0 h. `% ]: |8 v7 H
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
- D) m4 v N& k0 G0 [! o0 ?6 A5 y' {- |' T
6 t D0 @$ E4 Q2 O _2 W采用射流飞控: f2 K, x; p* Z
& Q7 ^' o* M& r4 w& B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。0 V2 p c6 |( x) c; a
: z* M* W$ c s3 a
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。
1 I& F P" q' n3 {8 C) k
Y: \& ?& m4 p5 n# a- 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。
. o) [# O, b0 p/ r" A Y" b; h1 B# K" [5 I G% u# k" O
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。4 ^. N& p# l/ x/ |; y. }
- g2 K9 f+ }3 L, 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。
5 ]2 t9 r' W/ p: F& B
( v) ^+ P$ ~/ L6 L" A1 I1 H
* U$ C$ L0 g4 M$ W! {, f: gBAe的MAGMA研究机
q S& L& D& e( h, Q3 l) D( `1 S
7 y! K7 K$ \, H: N7 j
9 M, s) K- s @8 q" @1 n" vMAGMA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% `( y, ]; ^3 {( N1 Z. m
8 I: p) H0 e; @) T4 l+ Y4 X
$ z1 j; P3 C7 B& [
% O; u) d/ Q/ k) M9 i0 F
6 A9 j5 L& _) d! l8 hMAGMA已经飞起来了
) U J$ V: \4 L# V& d" H- C7 T% C! c/ O0 m
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。% F6 K1 `0 o" T8 ?/ C
5 r$ Y' _/ ?# } Y1 A& p
& B# d% f6 ?- R j6 g+ G
流体控制也可以用于推力转向
( J' d+ X0 j8 o1 ~3 q1 n& R0 |
4 o$ r. [" d5 fBAe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。7 ~, |0 K' w/ B% ? O
7 P- h+ Q' |3 ~5 J3 ^5 W* B: V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。
0 _6 r" K! i% |( {4 R; B; s
7 s0 Q9 n4 ?% v# s( a0 v0 J2 q" z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。
5 {( U8 z2 t1 e
* p# k3 `- K/ Y& a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。
$ }6 z9 r5 d; u: \+ T/ J
+ `% q$ v% g4 v. I1 }$ ?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。- v4 \8 ]4 a+ i) f$ `% A4 _9 Y% C
$ n' `: a i; ~7 C: u2 y2 j
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。
" v6 O) e. F) M ~- m, D; m1 r; y3 Y( ^' o3 F
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。
) j! f2 r, A1 a% V' Z
$ X! m/ R" e& a# e% z+ X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
' [' u9 O$ Y" R
。。。就算战略佯攻也是有模有样。。。 n" W6 X8 h4 @; i' ^1 Z
+ E& C9 p) J) a4 i/ M
