|
|
本帖最后由 晨枫 于 2023-2-10 10:28 编辑
. c1 V; p0 b. `' z0 L
- G, ~4 O& g$ u. J N" Z' i& M2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。
H9 L) N, D# W1 p9 K
: k) g+ y) U( q* D$ I8 Y, o( r' x4 n
( W9 M9 i% t/ x2 L$ C' Q' t8 B) y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 w. w# i( T# r* K5 z B) S: Y
( R! d$ d; ^1 z; @
' \3 |/ s" w% W0 m采用射流飞控. }0 t! M0 b- Y. r2 ]3 e
( V( W# I5 L' A6 ?! a5 T: t
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 Z3 @+ K$ j! L
; g2 x3 p6 D1 r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。/ E8 @4 b- p+ w% s
8 m* n! g) }7 ~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。
. n2 x: _( k" ^ F. j: ]/ h
. z6 y* G6 D: X" K$ M0 [/ Q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。
9 p; {. g! d# q. U3 v7 [, [2 b. t. i2 e5 _" x4 `
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。( W0 v" s% W: _
Y6 {: \" N' P
% c( {. b3 L/ TBAe的MAGMA研究机* T# |. [9 }8 l/ D2 N* E, i U
8 B8 G, i! w! H5 D
5 I' d: n0 W* k# t& Q: jMAGMA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 ?: `- r( l. h- r3 ~( w/ P4 M
v* J; F$ v G" }0 _: r1 U0 I, h( x
% \) }6 v+ O0 z+ s9 V5 l0 B
" e! V' R! R. b7 P
: L* H% G; T0 s, R$ L. }7 ~6 Z
MAGMA已经飞起来了
: A8 z% {6 K' N- h9 @# r
. G2 Z: v: p& b% z' R' k% z) VBAe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。+ _: l$ H9 ]! R# e3 @% j) ~
6 k1 K" `1 T% J- S4 C& h! d* Y
; E% w$ b' n. G5 i4 a2 k) E
流体控制也可以用于推力转向
5 s/ \0 ?4 U; C: k$ W% }6 D6 D! o0 U O+ v: X% d$ X
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。9 A- `- d/ |4 J* R/ R7 f
- U6 O, i1 N0 e, E4 ^) l4 m
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。
% V1 G0 W* ?, V# s3 i! V6 K$ g8 P5 n8 ~( T8 D& j+ 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。
* u- K: L! i/ P) c, O/ G. m& g+ O; ~! ] q. h9 c
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。
+ g* C# | A( F: n/ b b3 f1 T6 Y' C2 M" E
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。6 H, d8 ]" c$ _2 m/ {
/ {, J8 _4 X" y( N7 D# ^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。 f6 A: E& _7 R6 A! w" i4 t
& D! h- ?2 N) k" A1 @" l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。5 V7 w2 q( v3 E# D, f
" c' y$ j$ l% u. ]7 Z. V
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
! f" E, o1 D( q
。。。就算战略佯攻也是有模有样。。。
, Y% a, }0 x' o/ h9 Z
