|
|
本帖最后由 晨枫 于 2023-2-10 10:28 编辑
3 h( a8 T8 }/ _& `( P
' U4 j/ `2 f4 i ~$ [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。+ G% o4 N! H" N) Z6 |; g/ o- F( K# r
, S' r: e0 s/ H7 p' U% T
$ N! b1 y3 ?% d# K
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1 g( _$ c8 h& S4 w) x
: I/ ^+ \* d6 q4 k
* }+ b, N' {/ Z4 ]3 Y- y
采用射流飞控3 ]- O: P+ e G1 q
& j. w. i5 @9 l8 [9 ?' K1 |7 ^/ 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。
0 A* R7 ~+ i* Z% w: K' k) B2 w3 K* W% E8 L3 L2 D% L
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。! i/ e) @3 [& }! M
4 W2 R- `& j5 R
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。: D7 _1 y) j* [9 Q/ t
5 q3 S! J S( D3 x) j3 ` X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。5 u7 y! z/ v( a3 H; k
l Y% O7 m( U& E, ~; ^# @
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。' w1 n# j2 x$ d/ h1 O. v; N/ Y9 l S
# {8 ~- _+ ?) Y. x6 \( j( f
3 I c) ?- j' t7 @5 m7 C4 Q
BAe的MAGMA研究机
; B9 \* I1 Z4 q3 D* G
) M7 {) m- ]9 g
0 J; E" R+ x" O* b/ F7 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
1 ]4 ?! R2 @. P' A( N% y& r) } h0 v9 u* m5 R) D
4 x/ S( L; P- l8 s1 m! \
0 j% p/ D) B9 H, E
* P/ z6 z9 L5 |& |0 N8 E
MAGMA已经飞起来了$ B* M) e" i4 x' b6 q
/ `' T' Z6 y8 B- u3 p9 z
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。9 x6 F# C$ U5 _7 M, B7 ^
$ p& g8 Y& K' b: [- o9 O
$ B+ w1 ?$ E1 Y/ O! u
流体控制也可以用于推力转向
. U/ S- `3 d+ O1 N. |7 z3 u
9 V v3 s+ F3 e; L/ [' M+ xBAe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。& x$ t, J! x; G6 D, {+ k# B; B
! C: E1 q- t6 F7 [
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。
$ Z) r' P6 M& {
+ [/ _& V3 q6 o8 K3 S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。
% @9 r5 `% X# q/ G* X
2 m3 _ T* T* ?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。- U& L: \, j- \3 z5 K- r* M# J7 g
+ L$ r* b' v: [& q# v& j" Z
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。
/ l/ y' W$ u, E* N: q/ m
5 s0 [" P& S) b6 B9 H( L4 C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。
+ u: I& W: n$ W% C% Q, e* b
* i; ~* s3 z( C7 G* z% ]* F; [8 p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。
4 Z1 u2 K7 U1 n" _9 ^- y# M3 j; J' Z7 p: X6 m9 n" L7 L
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
) ]! `& M5 A+ Q" ^. p9 h
。。。就算战略佯攻也是有模有样。。。
# D) a: g" g1 ~0 a r7 ]
