|
|
本帖最后由 晨枫 于 2023-2-10 10:28 编辑 1 N; \1 N2 L2 k! m1 t- \' l: U
4 ~; @% P: w; V
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。
% U" W; Y8 T9 X8 b4 ?! D: b* x& S2 X
y1 u/ w8 l# L2 r. A+ \. E/ y. G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
( A1 Q8 l1 z% Z
0 w8 z' E' b! k/ R! [
; z% _; G; Z8 T6 u S( s, V
采用射流飞控
" F1 G2 X5 V3 V% E: |: |( H+ p# k! C* V5 h+ i
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。
. P, _7 }5 ^: h: v4 e7 ~2 ]- \1 b$ z! V
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 C1 Q9 m, h) G% A U6 G
: Z0 ~ h' I0 ]: k" f6 q0 I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。
% b7 [: P0 S- j1 _9 P
2 ^' x0 A' ?8 P3 H/ g5 D6 ?+ F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。1 N2 Y8 x* @1 x# p4 j
) {" Y* i2 y( l
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。
+ j% p6 I, R7 ~* E5 k( N# E- `3 e. H. k9 |" W7 U/ F% u7 ]6 S
3 X+ }% p+ R: X3 p
BAe的MAGMA研究机5 U6 }; h! [$ U% F1 k8 e
7 ^6 `' Y& O% e9 i) ?3 F1 s
8 b( r& P- \% H# {7 M' w3 d
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
1 W0 G! c, C7 L; g& ]* d+ b$ }" M4 v7 s1 p2 o
/ W: m" B: U& t0 a( a6 S" \
+ B& M. S0 O2 R( r1 F4 }3 a
2 ^' f8 S7 X Z- Y- f
MAGMA已经飞起来了7 z4 Z$ J( q% s( S6 f k o' M# M
2 v# F0 ]" T" ^$ p! Z; L& L# N
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。7 E; V9 o$ ]1 g
5 N8 V% {6 v. }/ X1 W
/ p9 [- ]& w( X0 q% I; H1 D流体控制也可以用于推力转向. {3 ]& ?; K% a+ W
, \, L: P1 t6 a% V6 |5 J- JBAe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。
; p! K2 c4 i- d
0 i# f$ @8 ]( r6 P# @* h# z( _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。
1 c7 ~! {7 n' X2 n) C& T. ]+ C+ d: C) R w2 H, [
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。
! A2 u: d% S" n- G8 m
' s2 ]& J! c1 s 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。
$ N; l1 L f- V: J' T, J9 f+ J. r7 V; T7 M7 j _
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。
- y; P- f" `7 c4 p; S1 [ D% X& S; g
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。
0 \# n" k' I7 R7 H
; S$ C1 a" N) X9 t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。
" ~: R2 J+ a6 C$ k1 g. N+ ^
/ M. G, Q: M9 `7 ]7 [) O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。。。
