|
|
本帖最后由 晨枫 于 2023-2-10 10:28 编辑 % ]. P; R3 [9 K( ?* w
3 v) w- F, Q( U, }/ M) ]! z2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。
3 T b4 s, {! M7 B1 X2 _$ _- }9 E( J+ j0 w
# T( n+ d' ]$ r
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, g1 T0 e- m; `% o0 s, X# }
( C( n( Q/ I1 j4 L7 H: i
0 ?) q' p2 S! s5 L3 x
采用射流飞控
( Z% x! i# D7 l l6 y, o+ n0 E5 z: T' X6 s5 |$ p' V4 U" g7 [4 ?- X+ ]
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。
' z3 ^$ x% T7 {( d4 x+ p, \* ~
4 H. H2 o4 ]; I5 E8 {' z+ f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。
, @# \; p, n/ t4 g; \0 |) i/ R+ c
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。
F2 M5 |1 e2 N$ Z$ o2 O2 O- c8 A
( a* U: ~: | B( }' {, {1 s7 P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。
2 H; q" y' X4 x* _; k/ V! l7 K: h2 W3 j% ]
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。+ f* a: Z) p( q7 c! N; \
7 ~1 L1 l6 A; V- }
; U( d1 L l E$ ]# @- D* X) ABAe的MAGMA研究机
, E% B! B) a5 K: W1 Z& Q
8 J- {7 h \3 A O( G4 T% T" v+ K5 T
+ }) e3 @7 Q. n' c: _. MMAGMA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
6 u( a2 C" n% Y2 y3 r2 Z* a5 r$ k- Q7 r) A5 ~
/ ?. }& U& s3 ?7 h
3 J( G: P; H' ?: m/ j5 J2 f
# p, w9 s" Q1 t: XMAGMA已经飞起来了. i8 V* R+ f" B, y( Z0 {3 V9 Y
( n5 F- Q2 p( |3 R3 h9 [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。" q1 S9 ^+ f- H% B
6 o" \" J, V8 J; Y
' a/ D$ g2 Q. K
流体控制也可以用于推力转向
! f5 w$ c: g: g; S6 c9 x$ {* f o1 O+ W( |' x5 P I
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。% y; K* P, ^0 j: @
5 T% U: g& u' f. a$ S) y3 c' `
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 T0 g/ A% b0 B6 G) o3 n; G' H+ U3 e5 v" L$ B6 V
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。
- _8 [# O/ I/ [4 m- g" k; t) S2 K! v5 B
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 I0 e2 [2 I* s8 Z3 _# K6 g
+ n5 X$ q: D% _ u. Y' M/ `, K9 `
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。/ n6 T. a! N+ |$ L" x0 A
- f$ o/ j X) f) T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。* z0 u* E; \6 g9 e3 i% ?) I" {
6 v0 G# N8 } W0 v
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。! m, O- y' I7 l4 [$ f# s& Q
2 u* o$ K u( h3 f
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。。。
