|
|
本帖最后由 晨枫 于 2023-2-10 10:28 编辑 k7 x' |4 b5 w. M
2 C6 I3 y% e* s2 H! 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。
* S% m0 R7 c- D: L; U" G: _1 l [
3 z5 j& u7 [8 e* G# V
; Z/ c5 o' ?) p0 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2 _* D' B0 i, w5 F+ e( o
5 Z9 n' o* A; R7 M6 G+ |2 U: A
* y% I4 [( S5 I$ g3 b- @
采用射流飞控
& {0 @8 [, J3 m
2 u+ r B! |% h$ x/ B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。
f% g# I, R" J5 J# V% M* m/ ~% Y* M
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。$ h/ Z8 h! N( u
9 H) \) J5 m8 g/ 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。
7 X2 n# v( G, U T. ?; n6 ]9 J" y! {+ r! k6 h3 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。$ D" `/ g0 g% _1 G
. j5 h" h$ `6 i2 {
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。8 V7 r) ]% N9 `; g& K
. G" t& N7 }* ~
# W! F/ f! {8 L4 M) x6 ^6 Y. M' a* x
BAe的MAGMA研究机4 D$ I' q, j9 a$ _# h
4 ?# W; Z4 e4 C; K
2 e/ x7 {4 p# R1 }* r( F1 VMAGMA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( y/ A. y1 }' @7 c/ N- X9 a! v) ~! ]6 v5 |3 z
$ W4 k1 G* B9 U9 @ _
$ Z! u* ^$ D5 f9 n
* t. @6 X' [; P% ]6 J" b5 d& I; M
MAGMA已经飞起来了& f( k0 P g% E- g
" M. h' W1 W w0 k, OBAe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。
! u8 H" L- K1 r3 T. e$ }7 r3 E! M( S% L
% T0 G" ^. \5 l流体控制也可以用于推力转向, j8 A7 v8 a6 p
2 [9 J- p- V6 O0 Q% Q' q
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。
$ J' r( H% ~- e# K/ @; |4 _/ [* ^$ K! W- H6 G" W( _, l
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。
5 F# F7 S8 n" d( \7 c( ^9 ?& M2 i. M) m$ k
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。+ g2 l$ [+ o: G4 b g+ n
: \+ R: q( q* R7 [# j/ ^
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。& K m, r; Q/ x0 j' ?
2 z0 s# G9 N0 r4 f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。
4 y6 {% Q+ ~2 k) G
+ |7 H3 O/ h/ ]+ ]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。
: A# A M. g' m: {) P" c6 Q
/ z: ]/ ^9 n# G' U' V, 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。. S S. z. B: u: N O) p4 N4 w
0 D$ Z# z0 N/ O _( G; r# D
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。。。
