|
|
本帖最后由 晨枫 于 2023-2-10 10:28 编辑
, s. r6 }. y9 Y- B( \0 P6 X7 Z! I' C8 \4 b0 D8 e; d& |
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。
7 @: q8 }. x. m0 z; P7 Y" @% C- A( F% M$ a! c
1 o5 Q1 P8 N- b) E. X
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
4 R- ^4 P! ^5 H6 c/ V5 ~2 Q* R
, ^/ q4 w, `1 `, g0 K) t
8 _) ^" M: T. b% b# q d
采用射流飞控
. L6 N; [- E$ z' K3 ^
, a, g. m8 ~! P i) D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 m1 q; j6 Y4 F7 R- x, K
- J! R0 H2 N0 c+ f! O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。
1 @- l/ r/ e4 E& p
- B/ e& V2 _: F1 x* e3 n2 S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。5 o" z- V% {* s2 U0 A. X
; v* b8 j& [5 h7 K& 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。
2 E) S3 x! w5 ]- v# @6 j0 _, Z$ p8 l/ p! t, h8 f2 u- y
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。( A' [# o/ F* Z _, x: }
! Y a2 [) l/ [6 R# g6 f
8 W" {% Q7 a0 L
BAe的MAGMA研究机$ w k! z, ^! r- Y) L$ A9 P! T: W
+ G& C/ l1 |1 {- B/ Y; {% f8 Z M
2 I8 ]6 I& ]7 L. uMAGMA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
# c. x6 n! p5 S1 m1 {1 x8 h0 a( `4 h8 ?+ J U) k3 P( m4 [
& d! ?; z5 O b, ~
3 [) U x( h* D# z
N# O2 `* K/ T3 O- V& ^/ q+ w- k; EMAGMA已经飞起来了6 _1 ? V4 y, @" K# d
b, s1 S3 T9 XBAe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。
0 k! e/ @& [8 m" b I. J4 v1 Z% E; N" q
" H+ y: o) Q5 I1 H& ~' X& D流体控制也可以用于推力转向
& g S9 k5 r$ k h
' ]7 _7 l& S9 ?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。
8 y5 t7 b4 A3 ~4 E8 u* J Z3 n. h4 ~0 t b8 a5 q8 o
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。
. _ w2 i* f# y- [3 {1 T* j! @, P7 w0 T% V- F9 B
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。3 r6 N- m- n$ _! V4 z7 `; R* \" y
$ Y9 Y3 X( Q0 I0 H) `/ E& n3 s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。# z5 X8 P L5 ^: P# d
4 V8 H {4 W/ b x8 r4 ]
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。
2 k& @9 f( X1 ~7 ^: q4 m
( i6 m' C! r+ b( w- `+ 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。, u. N8 `5 ~' g! \
9 P D. Z+ f H8 y% V" V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。
- @- ?- _: D" ?/ U& ^4 z4 C
8 ~# e/ Z3 I0 g" u L. n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
5 H( C% S; N* O5 d2 P4 h
。。。就算战略佯攻也是有模有样。。。3 c& W, {8 g( S4 O% [, H) p
; R2 X y- y5 _$ ] E) D, j A7 `
