|
|
本帖最后由 晨枫 于 2023-2-10 10:28 编辑 * r5 ]. _* b) F9 ^
3 }% A+ l A3 n9 |5 E; x2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。
0 K' h5 e6 w b% U) O" r
0 h" [6 n: c+ {: k* n3 B+ n3 t
" s+ J9 Z) c1 L( a3 e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# P4 @# X, I, R! z6 ~. G7 v
) y/ k1 b$ Y4 a) r5 x' w+ M+ l& o% p7 B
( ^; n. L3 ]) A! o: B采用射流飞控/ m/ c. c0 C% {( J1 G4 t
' G7 ~1 V0 x! b% Z9 y, x! Y5 m/ G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。
* ^% y3 |( p+ }" k$ }; o5 b1 C) E3 ^: k' O
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。
5 O/ J" }! N F
2 S7 ]$ G2 Q: e" K7 E \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。
7 Z# D& {3 V- ?! M4 U, K f H; ?0 y9 }0 S$ s" e' G9 m2 { C) z" D& V+ j
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。
) i* N' R! \/ H/ B6 g0 Z* ]* z; G# u8 X
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。
1 d" k4 T& s* R# j2 l
/ S) J0 |5 l7 i- p& F# q
) N( u. M* n( B6 e0 h: IBAe的MAGMA研究机
* @4 @7 ?( R( D# ?: O. H: ?; k* O1 v0 r$ `0 D
0 k, k/ V5 v2 @
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$ f' e7 `( \2 c* b" o9 q( ^
4 ~% N/ Z- c* `! a) d
8 T' u' E1 r1 @) h/ b$ c3 S! K5 e6 T
+ {3 p( }1 J T3 q
MAGMA已经飞起来了
+ @/ \5 q; p% q6 v' m% n- T1 H4 F% d" Q+ w3 [, J
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。& k K( N3 G8 h$ x8 H* v" y3 o0 P+ x
* C" x0 K3 g$ X8 U9 Z7 t
& I" J! D$ Q/ U/ \
流体控制也可以用于推力转向
& q; s1 {: E }# c6 c. p
, ?! r& t* l" ~' C, A. hBAe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。
) k/ Z! A8 t4 W( ]
! ]! G T+ S' s3 J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。
9 M; C1 e7 \" e1 R7 I% O, N y7 ~, _1 j7 C1 c9 F: {# y
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。: f- H7 R* N0 z" Q2 N
3 l0 W- C# ]. v0 O2 p" c0 V5 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。 {- d. |' W6 O1 \+ M! N
; I S. I* g- d+ H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。! z/ j ]) ]1 I
7 R7 _3 }1 ?- ]: r; r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。& d: \$ |/ m' O/ W
5 i7 y8 I1 `$ }: q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。
8 b/ i @+ o7 c( Q$ y8 b$ \
& [2 n; h/ i. y7 x& a, Z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
|