|
|
本帖最后由 晨枫 于 2023-2-10 10:28 编辑 7 b% J7 J7 M! Z. ~, m. V# k2 G
9 Z0 I8 @# T& y+ d5 H, D8 I2 q- V2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。
: d- p! k) j) L+ [" F
8 |' g( f# ]& ?7 r, _: o7 E+ s. k: v
. d0 ?: h8 E/ j: _, I
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
3 F. S/ j. W( K4 |) g, D. ^' o2 Y: G( d& b
9 B8 L, ~: J, O: w" k$ x- F
采用射流飞控5 U6 ~& l" r$ H# V
) p+ L: U4 v% K9 w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。
1 u1 S+ B# j7 x L$ I
$ ^& N; L) n' z2 _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。
4 |( ~* c' t O: R: l" P5 P' Y" M v1 j9 U
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。% a9 G! u0 p2 r
: A5 ?' X1 t& l8 D
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" ^3 d5 t; x$ _- _# m) W V) Y& N( ^. ^) P
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 x1 d. Y+ t# f+ m2 z0 Y+ i
) ?6 q, \2 ?& S& R- i
3 z, _' p9 a5 t7 B& _: g
BAe的MAGMA研究机2 x1 ]+ v1 K0 ^! K* G* _+ P, D
* i3 ]" m) V5 k& O
; g! L* `/ O+ X9 h3 g4 GMAGMA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, ?, K# G$ @, a f( f
7 n& \: |- p: E! B, _
; Z V6 g1 q3 \& ~7 | J9 k6 v2 ~1 \% C% b# _* Z+ V) a
2 ]" s4 \4 k/ {8 D3 s* u
MAGMA已经飞起来了$ k# T% x3 S+ L* I5 O
. Z& [: e6 g, U* A7 eBAe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。
& W5 [* Z; g, @1 B* ^( w! \% `6 z, G H, }1 {* @* n
o% K- ?+ n' h& u! I
流体控制也可以用于推力转向0 X6 M' c! v3 E: K
% a: [ p% D0 V/ t+ P" u6 d! y
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。) L7 p; o( E H& O* ], s
) E. [: _7 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。* [2 R+ j* |% l8 g9 {: _
6 W& l" N4 I1 R/ M& }9 K& P6 o
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。
; S) h \% c8 ?6 G
" w: @, g# G, D) u) K0 {6 v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。
& j& S6 f/ j9 A* q1 y6 F) Y$ ]/ V$ }# t0 G1 F J& k
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。+ ?( A% y M; O9 m
! [ N; u' M4 [* _! k* t" w- 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。% q- t2 w6 y* t: z5 @* \4 k
4 w4 S6 G: a3 X% ^
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。
7 k& [3 U: ~2 F
: H& {; r- x6 E/ \5 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。。。
! Q$ s/ q% `' C1 P8 I
