关于六代机的一点拙见(附原创设计J-XX战斗机系列)[已拜读]

刘小虎他爹 收藏 16 5046
导读:关于对未来战斗机的机动性能探讨 曾经一段时期,航空界对重视亚、跨音速区域机动格斗性能的设计思想产生过质疑:如果战机能使用中距空空导弹在视距外消灭敌机,那
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关于对未来战斗机的机动性能探讨


曾经一段时期,航空界对重视亚、跨音速区域机动格斗性能的设计思想产生过质疑:如果战机能使用中距空空导弹在视距外消灭敌机,那么近距格斗中的高机动性又能起到什么作用呢?然而后来人们很快便发现现有的中距空空导弹并不能确保在足够的距离上可靠地消灭所有敌机,最后的胜负往往还是需要通过近距格斗来完成。于是,如何增强战斗机的机动性能仍然会是各国今后努力探索的重要技术之一。

近距格斗对战斗机最主要的要求是具有高的瞬时机动能力(含高的最大瞬时盘旋角速度、高加减速能力等),不仅能在进行攻击时快速地将自身的轴线指向攻击方向,还能将自己始终处于对手转弯半径的内侧,以率先进入攻击位置并先敌开火。如果依靠常规的控制舵面,飞行员可以控制飞机的俯仰角速度(通过推/拉操纵杆控制升降舵偏角实现)、滚转角速度(通过压杆控制副翼偏转角实现)、偏航角速度(通过蹬方向舵或方向舵偏角实现)、纵向加速度(通过油门杆和减速板操纵实现),但是垂直加速度和横向加速度却不能很好地控制,因此为进一步提高飞机机动性能,有必要使飞机在这两个自由度上具有有效的控制能力,这就是所谓的“非常规机动”。

非常规机动的技术实现有“直接力控制机动”和“过失速机动”两种(当然两者也可以结合起来),前者是指在不改变飞机飞行姿态的情况下,通过适当调整操纵面直接提供附加的升力或侧力,使飞机作垂直方向或侧向的平移运动来改变飞机的航迹,目前不少主动控制技术(ACT)/随控布局(CCV)飞机均已具有这种能力,它们通常都采用气动操纵面来实现直接力控制,如采用前后缘襟翼对称偏转、水平鸭翼对称偏转加上后缘襟翼偏转等方法实现飞机保持水平姿态的上升或下降,采用方向舵结合飞机重心前的偏航控制面实现侧向平移等,然而试验证明这种依赖常规空气舵面的控制方式效果并不显著,因此人们开始把眼光集中到“过失速机动”上来。

在传统的飞行理论中,飞机的迎角是不能够超过失速迎角的,否则就会失速,进入尾旋甚至坠毁。而且研究表明,典型战斗机在中等到大迎角时的不稳定度和偏航力矩很大,这种不稳定主要来自于诸如机头附近的轻微缺陷和机体运动中受到小扰动之类因素造成的前机身不对称尾迹。此外,虽然静态产生的流场能使人们对大迎角飞行的空气动力复杂性得到一些了解,但这些情况并不能精确表征在急剧动态机动飞行过程中所预期的种种影响。翼面在运动过程中涡破裂变化的位置变化导致机翼上的压力发生很大的变化,这一特性称为动态失速,如果飞机的控制系统基于静态要求,则动态失速对这些飞机的稳定性和操纵性的影响将是很严重的。随着现代航空科技的发展,特别是随着以下几种关键技术的出现,突破这种一度无法突破的失速边界已成为可能,这些技术包括:(A)能达到最大性能的大推重比飞机设计;(B)采用空气喷气推进的多轴推力矢量能力;(C)先进数字式飞行控制系统,能有效综合机体和推进系统控制从而在整个扩展的飞行包线内实现“无忧虑”操纵。

80年代初,联邦德国的赫布斯特(Wolfgang Herbst)首先提出过失速机动的概念,即飞机从常规飞行状态,拉杆作大角度跃升使迎角达到失速迎角(对大多数战斗机约在30°~40°),并在减速过程中使迎角达到70°,在速度非常小的状态下,迅速改变飞机速度矢量和机头指向的一种机动形式。一般说来飞机的最大瞬时盘旋角速度在马赫数0.4~0.6之间最大,所以要在格斗中争取优势,就要求飞机能从最大马赫数尽快地减速至中、低速度,而飞机在进行过失速机动时,由于大迎角下自身受到的气动阻力较大,飞机的速度可以迅速降低。当速度下降到每小时几十公里时,飞行员控制飞机绕立轴、横轴或纵轴进行旋转,从而可使机头快速指向任意方向,随后推杆减小迎角从过失速状态下退出,进行俯冲增速并恢复到常规飞行状态。在过失速状态下飞机的瞬时盘旋角速度比常规机动瞬时盘旋角速度可以提高一倍左右,机头快速指向攻击方向后,便可发射具有全向攻击和大离轴攻击能力先进格斗导弹对敌方进行攻击。

说白了就是让飞机能够在很大的迎角和很低的速度下稳定飞行,并使其具有更高的转弯角速度,即具备“过失速机动”性能,以此获得空战格斗中的战术优势(当然这一切的前提是飞机的可操控性要得到保证)。

推力矢量技术是指通过偏转发动机喷流的方向获得额外操纵力矩的技术。普通飞机通常在小迎角下飞行和作战,在这种状态下飞机的机翼和尾翼都能够产生足够的升力,因此其操纵面的效率足以保证飞机机动的需要;当飞机迎角增大时,由于气流分离等因素的影响,飞机升力面将不能产生足够的升力以保持对飞机姿态的控制,此时即使飞机发动机工作正常,也无法使飞机在空中保持平衡。然而当飞机采用(俯仰)推力矢量技术之后,由于发动机喷管了上下偏转,这样产生的推力可不通过飞机的重心,从而形成可控制飞机俯仰姿态的俯仰力矩,此时推力就发挥了和飞机升降舵相同的作用(它们的本质区别在于前者是一种直接力控制手段)。由于推力的产生只与发动机有关系,所以只要发动机能在超过失速迎角的条件下工作,推力就能够为飞机提供配平力矩(但若要在此状态下保持稳定飞行,则要求机翼此时仍能产生足够升力)。

采用推力矢量技术后,飞机由这种直接力控制方式提供的控制力矩不受飞机本身姿态的影响,可以保证飞机在操纵舵面几近失效的低速、大迎角条件下利用推力矢量提供的额外操纵力矩来控制飞机机动,第四代战斗机基本的4S要求中包括“超机动性”(其它3S为隐身、超音速巡航和短距起降),因此推力矢量技术是第四代战斗机的重要技术特征之一。

目前,推力矢量技术已经发展出现许多不同的形式,主要包括像早期X-31A验证机采用的折流板式偏折喷口、F-22应用的二元推力矢量喷管和MIG-29OVT采用的三维推力矢量喷管这三种,其中折流板式推力矢量技术存在推力损失问题,二元推力矢量喷管又无法提供偏航控制力矩,唯有三元推力矢量喷管可向任意方向推进,可提供飞机任意方向的推力矢量,但由于其喷口设计过于复杂且技术难度最高,目前仍是许多国家的研究重点。

但是,尽管推力矢量控制方式有种种缺点,却也并不能妨碍像X-31A这样的高机动性验证机能够做出许多令人匪夷所思的**迎角机动动作,并在与现役高机动性战斗机进行模拟空战时取得过交换比为32:1的极高获胜率。由

此可见,过失速战术对获得优势会很有效,但是由于过失速战术伴随着高能量损失可能发生负作用,所以不应该长时间使用,这也是现有推力矢量技术的不足之处和本人所设想的新型推力矢量控制技术正好能够弥补的。

前面说了那么多关于推力矢量技术的事,也该让大家换换新鲜空气了。下面,就该我设想的先进推力矢量飞控技术上场了。

我的设想是在飞机的机头两侧、机翼外段两侧各上下布置2个姿态控制喷口,由发动机风扇提供气流,可有控制地向四个方向产生推力,继而实现对飞机姿态的有效控制。有人说这个设想已经不稀罕了,早在英国“鹞”式战斗机上都有了。没错是早有了,但是严格说这和我的设想并不是一个概念。“鹞”式机头和机翼上的姿态喷口功能单一,只是用来负责在飞机起降或者悬停状态下提供水平和航向稳定性而已,并不参与到真正的飞行过程,更谈不上其他作用。而我所设想的这种先进推力矢量控制技术将是革命性的突破(单就飞机的飞行控制方面而言)。像“鹞”式或者其他你能想到的具有垂直/短距起降能力的固定翼飞机一样,我在几乎同样的位置布置了功能不同的装置,不单单提供稳定性,我还要用它来完成对整个飞机的飞行控制,甚至颠覆传统飞机上用了上百年的的襟副翼设计。

采用这种设计的优点如下:

1、取消所有气动控制面:

回到传统飞机的设计当中,如果有人告诉你一架飞机上没有可活动的舵面,甚至连襟副翼都没有。你会怎么想?这人是个傻子吧?!没有襟副翼怎么飞啊?看着阿,能飞的这就来了!我们知道,飞机的俯仰、滚转几乎都是通过襟副翼及各个气动控制面的偏转差动来实现的,没有这些东西,飞机就完了。而我设想的这个飞控技术就是用来终结这些东西的,通过布置在机翼上的姿态控制喷口,配合机头和发动机尾喷口的引流板,可以使飞机产生俯仰、滚转、偏航等通过襟副翼所能达到的所有能力,而且更快更精准更高效。

2、更高的机动性能:

说到飞机的机动性能,F-22机动性能大概是最好的了,那么我再问一个问题:F-22躲得过格斗导弹吗?答案当然是不能了。那么我们是不是可以认为空空导弹的机动性比飞机好呢?我想答案也几乎是肯定的。尤其是一些采用了推力矢量控制系统的导弹,比如R-73、AIM-9X。更有甚者,机动性更高的“爱国者”的PJLC一3导弹,还在导弹前部采用了姿态控制与机动控制系统,而正是这一系统决定了PAC-3系统的出色拦截能力。同样,我的这个设想也正是出于提高飞机的可操控性而产生的,比如格斗空战中强调的机头指向性,与其像传统飞机那样通过调节气动操作面或者推力矢量的控制方式,倒不如像导弹那样直接在机头上做功来的直接,也再不用担心大迎角操控力下降的问题了,相信应用这种技术后的飞机随便都能做个“普加乔夫眼镜蛇”玩玩了~~想想航天飞机用机头的姿态控制发动机在太空转向的镜头吧……

3、真正的无尾设计:

垂直尾翼是组成飞机的大部件中唯一可提供航向静稳定力矩的部件,其它部件如机身起航向静不稳定作用,所以垂尾在航向静稳定性中起着十分重要的作用,有的高速飞机为保证航向静稳定性把垂尾和方向舵做得很大,但这使飞机阻力和重量增加,且加大飞机纵向配平难度;采用双垂尾尽管在一定程度上可解决这个问题,但它与单个大面积垂尾一样将严重增大了飞机的侧向雷达散射截面积(RCS)。由于机头姿态控制喷口的应用,便可完全取代垂直尾翼的作用,结合其他喷口的作用,在满足航向稳定性的同时,即使飞机的速度很低,发动机所提供的推力较小的情况下也能使用更小的力矩来进行更快速的航向与姿态控制。更重要的是还能极大地减小飞机侧向的RCS水平。

4、极短距起降能力:

使用这种姿态控制技术的飞机不仅其机动性大大提高,而且还具有前所未有的短距起落能力,因为使用此技术的飞机的升力和推力在升力方向的分量都有利于减小飞机的离地和接地速度,缩短飞机的滑跑距离。另外,处于机头的姿态控制喷口可以实现推力反向,使得飞机降落后的制动力也大幅提高,着陆滑跑距离更加缩短了。我突然想到了瓦良格,呵呵


与灵巧结构技术的结合运用    

灵巧结构由掩埋或附着在飞机结构中的传感器和作动器等主执行装置组成。它能感知外界的刺激并实时或近实时地由主动控制装置作出响应。灵巧结构的关键技术之一是在复合结构材料中掩埋合金导体,这些电子元件将会被放置到飞机的表层蒙皮里,这样它们可以充当通讯和电子作战的触角天线。内置传感器可以监视机身的情况,并且可以让飞机控制系统对在战争中飞机的损伤作出自动判断。它们能根据电场或磁场的变化改变形状。这种改变即使很小,对性能增强也有很大影响。     灵巧结构通过对空气动力流场控制和形状自适应结构的控制,也就是通过改变机翼的形状、弯曲度或影响气流流过升力体设计的机身的流场条件,实现对飞机的升力、阻力的控制和改善飞机的操纵品质。使飞机机翼产生扭转,可以减少结构的震动。这种结构可减少飞机结构尺寸、重量和功率消耗。在航空电子学方面,它可实现多功能、多模式、多波段传感器一体化,改善结构的感知能力、信号处理能力和低可探测性特征。


相信应用了先进矢量喷气控制技术和形状自适应结构蒙皮后的未来战斗机,不管是有人驾驶还是无人驾驶的,在显著提高机动性能的同时,减少甚至取消传统的襟副翼及尾翼设计,既优化结构,减轻重量,又能大幅提高飞机的隐身性能。


说到这,突然想起了最近美国和小日本都提出的所谓第六代战斗机概念,我不知道第六代战斗机到底应该是个什么样,只是想说一句:对于未来的发展,不管是六代机还是什么武器装备,那不是美国人,更不是日本人、俄国人说了算的!我们一定要有自己的理念和思路,一定要摆脱人云亦云、一味模仿的错误观念,我们应该有开拓创新勇于突破的精神,否则就只能被人牵着鼻子走,永远跟在别人屁股后面吃灰。


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三种不同时期的方案

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阶段一:基本型,仅机头应用姿态控制系统,保留传统襟副翼

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阶段二:“传统”型,在基本型的基础上增加鸭翼,保留更多传统特征

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阶段三:目标机,全部取消传统控制翼面,全面应用推力矢量姿态控制技术

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姿态控制技术应用原理


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最能直观表现“姿态与机动控制系统”工作状态的一幅图

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“鹞”的姿态控制喷口

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F-35的姿态控制喷口


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《绝密飞行》EDI UCAV 红圈为自适应变弯机翼 黄圈为发动机喷流引射板

本文内容于 2012/5/2 22:00:48 被billlongll编辑

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