|
|
本帖最后由 晨枫 于 2023-2-10 10:28 编辑
! m3 o- p$ K4 u; V4 ^: @1 R- t' Z: x9 n
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。. f9 O' v5 m R# N* T
. Z1 K2 \4 M9 y" [5 Q8 D5 {; Q
" E" u3 f- L6 C. G( u' v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- t, |8 j. r0 g- P' f2 l3 ?
! I' X- g. w! b& n* ]- W1 F F2 `
! H& }4 R9 ~. }
采用射流飞控
7 x3 n) l; E3 A: s1 B" h0 W+ w8 G# [8 o# O; O" n) g* N8 F( ^! 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。
9 m1 @+ E; j5 V v5 F+ b& z7 E, w/ M: l, n6 q
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。
7 D. _% L$ O- o5 B9 W* F- q: T' [
3 Q1 Y( f9 O0 ^, m5 A" \6 G W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。
" W- y( }4 Q4 Z4 D3 o' T9 H" O3 L, T3 A( e( u
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。6 j: y* H' _) U$ p
5 Y; b* Q/ c* o1 r2 \0 M
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 n! t# ~+ d8 C9 i1 |; F- r
1 C. i1 M/ n9 i0 \6 T1 C
/ C9 F7 ~5 f4 T
BAe的MAGMA研究机' A6 Y) P. o* g6 l
% Q' x0 O4 T3 G: r
6 D, s: W. Z$ P
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
) A3 F% ]8 n8 I( m' h4 S
8 H* M+ ]5 F! l \% ], g9 g7 V0 z
6 n2 X& M9 l8 p' j/ d) j2 t/ m2 [
# A5 @8 z& P" D$ l @) L
) E; F: [9 M% ^4 Y. ~3 w) b- {% JMAGMA已经飞起来了
6 S ]- t1 Z- G# ^. ^5 E. q9 d* e; L6 f8 o* p
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。
) y7 \) D( R: x6 H6 s
0 ^' T5 p# T2 s1 s* E
: }# d% m$ t; E% C: o1 ^& l( {4 [
流体控制也可以用于推力转向/ x' K& q& S" Y: p. ^0 ~" _
5 D2 m8 f, X6 F9 g' O( u/ U( t
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。
0 ]( L: v( }# X2 e! y( E
( f+ u! t2 a- g( e) E& f3 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。
" |+ j' G" _# g1 p
% @$ p! u) k W$ d8 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。
4 u+ u5 W0 q) _! u M
: k& x; T4 p4 x, ~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。6 H5 U1 W$ @1 L8 [
" |9 O8 K+ r [# u/ L& w
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。
0 ?2 ]: S3 \$ w3 }3 m# U' c
. i6 M9 d5 y: l0 R3 o: B. R( ?; w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。- _: a2 z: k( D6 K; [) N
# l% @' k5 ~; c! {' ~9 d% g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。
- r" @7 l0 c3 ]! t! a- g, n( b r P
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
: |0 g- R- I; P' K
。。。就算战略佯攻也是有模有样。。。
2 g4 k P' c; ]6 f: c: G
