吳　戈

人類對航空技術(shù)的探索還遠(yuǎn)未結(jié)束,近年正在研究的一些新技術(shù)也許將使今后的飛行器打破傳設(shè)計(jì),廣泛應(yīng)用新技術(shù)新成果,創(chuàng)造出驚人的飛行性能。下面介紹一下先進(jìn)飛行器前沿技術(shù)的一些情況。

計(jì)算機(jī)和驗(yàn)證機(jī)

計(jì)算機(jī)和技術(shù)驗(yàn)證機(jī)這兩種東西本來不大相關(guān),但在新的航空科技復(fù)興的背后,前者從工具的角度,后者從方法的角度發(fā)揮著重要的作用。

計(jì)算空氣動力學(xué)(CFD)在各個方面都取得了長足進(jìn)步,CFD軟件的運(yùn)行平臺越來越便宜,而且功能空前強(qiáng)大,從而可以模擬復(fù)雜流動現(xiàn)象,解決和分析許多流動問題。雖然在設(shè)計(jì)階段,風(fēng)洞和飛行試驗(yàn)仍然非常必要,但相比之下,CFD使飛機(jī)細(xì)節(jié)設(shè)計(jì)的成本大大降低。

計(jì)算機(jī)也使飛行控制發(fā)生著革命性的變化。20世紀(jì)70年代,人工增穩(wěn)的電傳操縱系統(tǒng)是數(shù)字式和模擬式計(jì)算機(jī)的早期應(yīng)用,使F-16戰(zhàn)斗機(jī)在設(shè)計(jì)中采用放寬飛機(jī)的靜穩(wěn)定性成為可能。今天的計(jì)算機(jī)技術(shù)又達(dá)到了更高的水平,設(shè)計(jì)師們在設(shè)計(jì)飛機(jī)時允許各個方向都是靜不穩(wěn)定的,電傳操縱系統(tǒng)也將實(shí)現(xiàn)對飛機(jī)氣動力和推力的一體化控制。

進(jìn)入原型機(jī)制作階段后,信息技術(shù)可以有效地兼顧進(jìn)度、成本和質(zhì)量三個要素。波音的“鬼怪”工程隊(duì)在X-32和X-36等一系列原型機(jī)設(shè)計(jì)就充分借助了計(jì)算機(jī)輔助設(shè)計(jì)和制造。著名飛機(jī)設(shè)計(jì)師伯特·魯坦也創(chuàng)造出了利用氣動驗(yàn)證機(jī)大大縮短設(shè)計(jì)周期的方法,他最新的縮比原型機(jī)——“亞當(dāng)”M309雙發(fā)輕型飛機(jī)從簽合同到首飛只用了不到10個月。

目前,利用先進(jìn)信息技術(shù)提供的更高效的數(shù)據(jù)傳輸和更靈巧的控制系統(tǒng),使飛行器在研制中先制造低成本的縮比無人原型機(jī)成為可能,這對降低研制成本和提高效率具有重要意義。

高技術(shù)需要大投入,在經(jīng)費(fèi)有限的今天,面對更高的技術(shù)指標(biāo),必然出現(xiàn)更多的驗(yàn)證項(xiàng)目。1990以來,美國國防部先進(jìn)研究計(jì)劃局(DARPA)、航空航天局(NASA)和空軍等部門一方面加強(qiáng)了相互的合作,同時,它們開展的試驗(yàn)機(jī)項(xiàng)目數(shù)量超過前30前的總和。比如NASA和空軍、國家空間偵察辦公室聯(lián)合開展的某些空間研究項(xiàng)目正被移植到以飛機(jī)為載體的計(jì)劃中,重點(diǎn)瞄準(zhǔn)軍事和經(jīng)濟(jì)領(lǐng)域里的應(yīng)用。

信息技術(shù)也提供了方便快捷的交流手段和一體化的產(chǎn)品監(jiān)督手段,從而使項(xiàng)目管理更加高效,這在美軍的“環(huán)球鷹”無人機(jī)等一批先進(jìn)概念技術(shù)驗(yàn)證(ACTD)計(jì)劃中已發(fā)揮了重要作用。作為同類裝備中的高端產(chǎn)品,“暗星”隱身無人機(jī)避免了這類項(xiàng)目常見的昂貴和拖延的通病。相比之下,美國過去的X翼飛機(jī)、X-29前掠翼飛機(jī)和F-15短距起降等先進(jìn)技術(shù)驗(yàn)證機(jī),每個項(xiàng)目都耗時好幾年,花費(fèi)超過10億美元。

長航時直升機(jī)

80年代,DARPA曾研制過一種“琥珀”小型直升機(jī),續(xù)航時間超過28小時,并具有非常好的可靠性。目前,它的設(shè)計(jì)者亞伯拉罕·卡萊姆又在加州維克托維爾(Victorville)為該局研制“開拓者A160”?！伴_拓者A160”的續(xù)航時間可達(dá)到30～48小時、實(shí)用升限16760米、不加油航程達(dá)3700～5500公里,這些性能都大大超過了現(xiàn)有直升機(jī)的紀(jì)錄。

這種直升機(jī)的基礎(chǔ)是對直升機(jī)設(shè)計(jì)理論的重新認(rèn)識。常規(guī)直升機(jī)旋翼的轉(zhuǎn)速范圍很窄。為了實(shí)現(xiàn)各種復(fù)雜的控制,槳葉之間鉸接在一起。為了減輕重量,槳葉采取柔性結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)。這些都使旋翼系統(tǒng)變得非常復(fù)雜,從動力學(xué)角度又很容易引起振動。

常規(guī)直升機(jī)旋翼的額定轉(zhuǎn)速一般都是它的最大轉(zhuǎn)速,因?yàn)檫@樣可以減小直升機(jī)飛行狀態(tài)下前行槳葉與后行槳葉間的速度差,維持飛行穩(wěn)定。小型直升機(jī)的旋翼轉(zhuǎn)速一般限制在450～500轉(zhuǎn)/分鐘以下,以保證直升機(jī)以設(shè)計(jì)巡航速度飛行時,前行槳葉相對氣流處于亞音速狀態(tài)(大約為M06)。在直升機(jī)的速度或重量顯著低于額定值時,旋翼工作轉(zhuǎn)速遠(yuǎn)遠(yuǎn)大于所需要的值。這樣一來,槳葉的升阻比就會降低,發(fā)動機(jī)輸出功率增大,造成很大的浪費(fèi)。

“開拓者A160”的旋翼是一種無鉸剛性旋翼,直徑比通常的直升機(jī)旋翼要大,在相同的飛行重量下,旋翼載荷小了很多。更重要的是,它的轉(zhuǎn)速可以降到其最大轉(zhuǎn)速的40%。也就是說,它能以150～350轉(zhuǎn)/分鐘的轉(zhuǎn)速工作,槳尖速度只有M025。同時,它的槳葉由根部向梢部逐漸變細(xì),相對厚度也不斷變化,以最大限度地提高升阻比。為了避免振動,槳葉做得又輕又硬,而且槳葉在上下、前后和扭轉(zhuǎn)三個方向的剛度也由根部向梢部逐漸降低,使槳尖比槳根柔軟許多。上述要求用常規(guī)的材料是無法實(shí)現(xiàn)的,一切都?xì)w功于定向纏繞的碳纖維復(fù)合材料的應(yīng)用。

這一系列先進(jìn)技術(shù)使“開拓者A160”在低速度、小重量情況下的氣動效率獲得了驚人的改善。再加上在“琥珀”無人機(jī)研制中開發(fā)的功率300千瓦的高性能往復(fù)式發(fā)動機(jī),使這種無人直升機(jī)的航程和續(xù)航時間有了重大突破,最大速度達(dá)到每小時260公里。因?yàn)樾磙D(zhuǎn)速非常低的緣故,它還出人意料地安靜。

在“開拓者”系列中,由洛勒爾(Loral)公司設(shè)計(jì)的W570型曾參加“蒂爾2+”項(xiàng)目的竟?fàn)?雖然沒有中標(biāo),但它在技術(shù)概念上顯然更為先進(jìn)?！伴_拓者A160”的研制始于1998年,開始改裝了一架羅賓遜R22輕型直升機(jī),以試驗(yàn)A160無人機(jī)自主飛行控制系統(tǒng)。在當(dāng)年2月失事前,已經(jīng)靠自主飛行控制成功地飛行了215小時。對于一架垂直起降飛行器來說,這已經(jīng)是一項(xiàng)令人羨慕的成就了。目前,該機(jī)獨(dú)特的旋翼系統(tǒng)正在進(jìn)行地面試驗(yàn)。試驗(yàn)表明,雖然偶爾有振動問題,但絕大多數(shù)時段運(yùn)行良好,性能數(shù)據(jù)令人滿意。

鴨式旋轉(zhuǎn)翼飛行器

為了擴(kuò)大垂直起降飛行器的性能包線,“鬼怪”工程隊(duì)和DARPA還在進(jìn)行另一個項(xiàng)目——“蜻蜒”鴨式旋翼無人驗(yàn)證機(jī),計(jì)劃耗資2400萬美元,用3年時間進(jìn)行設(shè)計(jì)、制造和試飛。

直升機(jī)與固定翼飛機(jī)在外表上大相徑庭,但實(shí)際上直升機(jī)的旋翼和固定翼飛機(jī)的機(jī)翼在基本原理上差別不大,目的都是產(chǎn)生升力。只不過直升機(jī)旋翼是在旋轉(zhuǎn)中產(chǎn)生升力,將機(jī)體垂直抬起,而且其前飛也主要靠這種升力的一個分量,而固定翼飛機(jī)要靠發(fā)動機(jī)的向前推力使機(jī)翼在空氣中運(yùn)動,從而產(chǎn)生升力,逐漸將飛機(jī)抬起來。正因?yàn)槿绱?二者就各有長短,固定翼飛機(jī)無法垂直起飛,直升機(jī)速度無法太快。將兩者的優(yōu)勢結(jié)合起來的設(shè)想早已五花八門,其中最常見的當(dāng)然是將旋翼和機(jī)翼的功能合一,先旋轉(zhuǎn),實(shí)現(xiàn)垂直起飛后再將其鎖定,成為固定的機(jī)翼,利用噴氣等推進(jìn)方式實(shí)現(xiàn)快速前飛。

然而,這種設(shè)想看似簡單,卻蘊(yùn)含著復(fù)雜的空氣動力學(xué)和飛行力學(xué)難題,因而多年來步履維艱。

這種飛機(jī)將早已存在的概念——翼尖噴氣直升機(jī)和可固定旋翼直升機(jī)——和最新的三翼面固定翼飛機(jī)思路融合在一起,采用了帶鴨翼的可固定旋翼(CRW)布局,可以說別具匠心。

這種CRW概念與80年代中期的X翼概念全然不同,X翼飛機(jī)有一個復(fù)雜的驅(qū)動和傳動機(jī)構(gòu)系統(tǒng),試圖在飛行中將正承受著載荷的4葉旋翼停下來,作為固定翼飛機(jī)的機(jī)翼用。CRW則將依靠兩片較厚的旋翼,象直升機(jī)那樣垂直起飛、懸停和轉(zhuǎn)換到前飛狀態(tài),隨著前飛速度增大,前面的鴨翼和后面的尾翼襟翼下偏,它們所產(chǎn)生的升力可逐漸減輕旋翼所受的載荷,更容易轉(zhuǎn)換到常規(guī)的靠機(jī)翼產(chǎn)生升力的噴氣飛行。當(dāng)時速達(dá)到220公里時,旋翼就可完全卸載,并鎖定在側(cè)面位置,鴨翼和水平尾翼的襟翼上偏復(fù)位,象固定翼飛機(jī)一樣,承擔(dān)起在空中飛行所需的各種力和力矩。過渡過程在時速110～220公里之間完成。

常規(guī)的直升機(jī)旋翼系統(tǒng)需要龐大、笨重而復(fù)雜的傳動裝置,而CRW的旋翼與眾不同,它是靠反作用驅(qū)動系統(tǒng)旋轉(zhuǎn)。該系統(tǒng)將發(fā)動機(jī)噴流通過旋翼主軸向上引導(dǎo)到旋翼槳葉內(nèi)的鈦合金通道內(nèi),加壓的氣體作為翼尖噴流排出。旋翼沒有前緣滯后或揮舞機(jī)構(gòu),但有變距鉸。由于主旋翼不是由機(jī)械系統(tǒng)驅(qū)動,不會產(chǎn)生扭矩,因此也不需要抗扭矩尾槳。

綜合推進(jìn)系統(tǒng)將引導(dǎo)并約束發(fā)動機(jī)產(chǎn)生的噴流進(jìn)入其兩葉旋翼系統(tǒng),或進(jìn)入機(jī)尾常規(guī)噴管生產(chǎn)推力,或兩者兼顧。由活門系統(tǒng)在旋翼翼尖管道和常規(guī)的尾噴管之間分配發(fā)動機(jī)噴流。其實(shí),這種推進(jìn)方式也早在20世紀(jì)50年代就有人提出,只是相關(guān)技術(shù)發(fā)展到現(xiàn)在才有了實(shí)現(xiàn)的可能。它最大的優(yōu)點(diǎn)是旋翼狀態(tài)飛行和固定翼狀態(tài)飛行共用一臺發(fā)動機(jī)的動力,為增加有效載荷提供了可能。

這一概念從1990年起就在不斷完善,計(jì)劃第一階段研制和試驗(yàn)全尺寸的綜合推進(jìn)系統(tǒng)。同時降低風(fēng)驗(yàn),完善技術(shù),研究飛行控制律和導(dǎo)航系統(tǒng),包括用一個六自由度模擬器驗(yàn)證飛行力學(xué)性能,各種相關(guān)技術(shù)也將進(jìn)行單獨(dú)的試驗(yàn)。第二階段將進(jìn)行系統(tǒng)驗(yàn)證、詳細(xì)設(shè)計(jì)和樣機(jī)制造。

該機(jī)的初步布局是機(jī)身長54米,水平尾翼翼展26米,鴨翼翼展24米,機(jī)高2米,旋翼直徑約37米,重590公斤,估計(jì)最大速度將超過695公里/小時。 頭兩架主要用于試驗(yàn)的驗(yàn)證機(jī),有效載荷不大,采用曾用于AGM-129先進(jìn)巡航導(dǎo)彈的低涵道比威廉姆斯F-112渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)。

波音公司聲稱,這種飛行器的尺寸和性能可根據(jù)需要升級,比如作為2～25噸級的無人機(jī),并可以用旋翼后掠的方式使其速度提高到高亞音速。另外,隨著普通直升機(jī)旋翼尺寸的增加,發(fā)動機(jī)功率增大,轉(zhuǎn)速降低,旋翼扭矩迅速增大,嚴(yán)重限制了直升機(jī)的大型化。而“蜻蜓”的槳尖噴氣旋翼在這方面很有吸引力。

有得必有失,這種飛行器也有與生俱來的弱點(diǎn)。首先是旋翼載荷達(dá)到了直升機(jī)的上限,和CH-53E相等,這在需要懸停作業(yè)時是個大問題。另外,低涵道比渦扇發(fā)動機(jī)在亞音速巡航時并不理想,尤其是在飛行高度很低時。對稱翼型同樣也只是一個折衷的方案,它必須在兩個方向都能很好地產(chǎn)生升力。

當(dāng)然,這種飛行器如果成功,在充分結(jié)合直升機(jī)的垂直起降能力和噴氣式固定翼飛機(jī)的高速飛行能力方面將是一個新的突破。它將能從有限區(qū)域(如小型艦艇甲板)起降,可用于偵察、通信、武器投放和城市戰(zhàn)等,潛在用途非常廣泛。

安靜超音速平臺

常規(guī)起降飛機(jī)也有很多改進(jìn)余地,其中一個重要目標(biāo)就是既能以超音速巡航飛行,又不產(chǎn)生音爆。音爆是長期困擾超音速客機(jī)的問題,目前DARPA也在開展這個兼具軍事和民用價值的研究。該部門相信,只有采取革命性的綜合技術(shù)措施才可望突破這一難題。

去年初,洛克希德-馬丁公司透露了一種與“灣流”公司聯(lián)合研究的可能用于“安靜超音速平臺”的設(shè)計(jì)方案。該方案采用雙發(fā)動力裝置,機(jī)翼展長17米、前緣后掠角極大、弦長沿展向漸窄,不同一般的錐形長鼻機(jī)頭,主翼與倒V字形尾翼重疊。據(jù)說,采用這些設(shè)計(jì)都可能與音爆抑制的考慮有關(guān)。

洛克希德公司拒絕透露設(shè)計(jì)細(xì)節(jié),但要想完全消除音爆,從原理上講是根本不可能的,所以“安靜超音速平臺”的目標(biāo)只是盡量減弱音爆強(qiáng)度,最終弱到地面聽不到。

超音速飛機(jī)產(chǎn)生的激波是一個N形波,也就是說有兩個壓力陡增過程。一個對應(yīng)于機(jī)首,另一個對應(yīng)于機(jī)尾?？諝庠诹鬟^機(jī)首處的激波后壓力陡增,經(jīng)過機(jī)身的膨脹區(qū),壓力逐漸降低,然后在機(jī)尾處再次通過激波而增壓,最后在尾流區(qū)恢復(fù)到正常值。N形壓力波傳至地面,在地面的人們聽起來就是兩聲爆炸聲,這就是所謂音爆。

20世紀(jì)70年代,一個名叫理查德·西貝斯的研究者提出,音爆效應(yīng)可以通過將飛機(jī)機(jī)首做成鈍體來減弱。這樣的話,在機(jī)首激波的頂端就形成了一個“壓力針”(局部高壓區(qū)),使那里的空氣溫度和音速大大升高,可減緩其它大部分區(qū)域的壓力劇增程度。西貝斯還建議將機(jī)翼做成邊條一樣沿機(jī)身全長分布,借此減小機(jī)首激波的峰值。他的最后結(jié)論是,如果激波強(qiáng)度足夠弱,音爆就可以不被地面上的人聽到。

1996年,已經(jīng)是科羅拉多大學(xué)教授的西貝斯分析了超音速飛機(jī)的音爆信號特征,結(jié)果顯示:音爆的壓力峰值有可能降至每平方英寸045磅,完全可以符合有關(guān)國家對超音速陸上飛行的環(huán)保規(guī)范。

同時,摩根·斯特恩也為前麥道公司提出過一個類似方案,其機(jī)首安裝了可變前緣的前舵。目的和西貝斯的設(shè)想基本一致,也是想產(chǎn)生一個高壓區(qū)。同時他還提議用機(jī)翼后緣襟翼打開的方法增加后機(jī)身處的壓力,以此減弱尾激波的強(qiáng)度。

洛克希德-馬丁公司方案中的錐形機(jī)首也是想產(chǎn)生“壓力針”,它那后掠角極大的箭形機(jī)翼沿機(jī)身分布很長,倒V形尾翼或許是為了產(chǎn)生額外升力,而且會比機(jī)翼內(nèi)側(cè)后緣產(chǎn)生升力的效果要好得多。

20世紀(jì)30年代,德國著名空氣動力學(xué)家阿道夫·布茲曼曾提出過超音速雙層翼的飛機(jī)布局。從理論上講,這是一種外部沒有激波產(chǎn)生的布局。洛克希德-馬丁公司希望遵循這一思路,通過利用主翼和尾翼間的有利影響實(shí)現(xiàn)消除或減弱音爆的目的。

目前,雖然計(jì)算流體力學(xué)和風(fēng)洞試驗(yàn)顯示,到達(dá)地面的激波強(qiáng)度可能達(dá)到人耳聽不到的程度,但由于音爆現(xiàn)象較為復(fù)雜,縮比驗(yàn)證機(jī)試驗(yàn)可能作用不大,只有全尺寸原型機(jī)試驗(yàn)才能提供足夠有力的證據(jù)。

另外,DARPA還要求各公司考慮其它的音爆抑制方法,特別提到了等離子體技術(shù)在超音速減阻中的應(yīng)用。這也能減弱激波的強(qiáng)度,從而抑制音爆。俄羅斯研究人員從20世紀(jì)70年代就在開展這方面的研究,據(jù)說已有所突破,但美國空軍研究實(shí)驗(yàn)室所進(jìn)行的一系列試驗(yàn),至今仍不完全了解其中的機(jī)理。例如,激波強(qiáng)度減弱的原因是空氣加熱,還是氣體分子結(jié)構(gòu)的激發(fā),抑或兩者兼而有之,還沒有一個一致的解釋。

要實(shí)現(xiàn)超音速巡航,另一些主要關(guān)鍵技術(shù)還包括超音速層流控制。它能減小飛機(jī)阻力,進(jìn)而降低油耗,減輕飛機(jī)重量。NASA于90年代開展的高速研究項(xiàng)目中曾在F-16L試驗(yàn)機(jī)上安裝了相關(guān)實(shí)驗(yàn)裝置。目前,DARPA傾向于運(yùn)用了層流控制技術(shù)的自適應(yīng)外形,而不是NASA試驗(yàn)過的復(fù)雜的、難以維護(hù)的機(jī)翼吸氣技術(shù)。新型高涵道比發(fā)動機(jī),羅·羅公司已計(jì)劃研制涵道比達(dá)2∶1的超音速巡航發(fā)動機(jī)。

一旦“安靜超音速平臺”取得成功,無疑將具有重大軍事意義。美國空軍的空天遠(yuǎn)征部隊(duì)迫切需要遠(yuǎn)程超音速飛機(jī)擔(dān)當(dāng)偵察、危機(jī)快速反應(yīng)和打擊的重任,使美國空軍在新的技術(shù)層次上重建遠(yuǎn)程全球打擊能力。超音速運(yùn)輸機(jī)也將大大增強(qiáng)美國本土和戰(zhàn)場間的人員裝備輸送能力。至于超音速公務(wù)機(jī)和大型客機(jī)的經(jīng)濟(jì)價值就不必多說了。

飛控、推進(jìn)與隱身三位一體

先進(jìn)固定翼飛機(jī)發(fā)展的另一個方向是飛行控制與推進(jìn)系統(tǒng)一體化,并與隱身有機(jī)結(jié)合起來。到2007年,美國空軍和NASA將試飛一種驗(yàn)證機(jī),不僅沒有尾翼,連常規(guī)的氣動控制裝置和控制面都沒有,由推力系統(tǒng)取而代之。最終,連推力噴管都要隱蔽地融合于機(jī)身,形成理想的干凈簡潔的氣動外形。

取消氣動控制裝置和控制面可以減少重量、阻力和復(fù)雜性,同時由于消滅了縫隙和可動部件,就可以采用在各個方向雷達(dá)反射截面都最小的外形。由于雙基地雷達(dá)等反隱身技術(shù)正在發(fā)展,飛機(jī)的全方向隱身日益重要,而取消垂尾這種雷達(dá)反射最強(qiáng)的部件當(dāng)然意義不小。一個挑戰(zhàn)是現(xiàn)在F-22所用的考慮了隱身的推力矢量噴管的重量、成本和復(fù)雜性都較高。

目前正在開展的“縮合高性能渦輪發(fā)動機(jī)技術(shù)”(IHPTET)計(jì)劃中,通用電氣和阿利遜先進(jìn)項(xiàng)目部正在試驗(yàn)一種噴管。它采用射流技術(shù)來改變噴管的出口面積,并實(shí)現(xiàn)推力矢量控制,而不必改變噴管的實(shí)際形狀。這樣做的好處在于取消了高溫高負(fù)載的活動部件,這些部件的維護(hù)工作量很大。它還使灼熱的噴管結(jié)構(gòu)可以與周圍的機(jī)體結(jié)構(gòu)一體化,從而減輕重量。固定噴管的外輪廓可以充分配合整個機(jī)體的隱身外形的需要。其內(nèi)部形狀可以根據(jù)氣動效率和熱效率的需要充分優(yōu)化,而不必受實(shí)現(xiàn)可變幾何形狀的需要的束縛。在射控噴管中,來自壓縮機(jī)的高壓空氣進(jìn)入喉道周圍的引射器,然后打開閥門,高壓空氣可使喉道的邊界層加厚,從而減少喉道的面積。

據(jù)NASA的資料,推力矢量控制可以通過在噴管的擴(kuò)散段使用引射器來實(shí)現(xiàn),在噴流的一側(cè)注入高壓空氣,會在噴流中產(chǎn)生一個斜激波,它會使噴流偏離引射點(diǎn)。NASA的試驗(yàn)表明,噴流偏轉(zhuǎn)角度可以由改變通過引射器的流量來實(shí)現(xiàn),最大可達(dá)到15度。

波音的X-36無人研究機(jī)可能采用了只能控制偏航方向的簡單射控噴管。它沒有可見的活動部件,其設(shè)計(jì)是X-36項(xiàng)目中唯一的絕密部分。美國空軍研究實(shí)驗(yàn)室發(fā)現(xiàn),射控噴管技術(shù)可用于改善混合,減少噴流的峰值溫度,從而有利紅外隱身。在相關(guān)項(xiàng)目中,該實(shí)驗(yàn)室正在研究便宜的高溫復(fù)合材料噴管結(jié)構(gòu),有不少材料可以與隱身飛機(jī)的雷達(dá)吸波材料兼容。

將推力矢量控制與飛行控制一體化的工作也在繼續(xù)。1998年3月,NASA宣布開始VECTOR(推力矢量、超短距起降、控制與無尾飛行研究)計(jì)劃,在一架X-31驗(yàn)證機(jī)上裝一臺沃爾沃公司的RM12發(fā)動機(jī)和通用電氣公司的軸對稱推力矢量噴管(AVEN),以及先進(jìn)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng),并取消了垂尾。發(fā)起者包括美國海軍和瑞典。后者當(dāng)時試圖研制JAS39的無尾型,超短距起降研究的目的是滿足艦載的要求。采用的方法包括以過失速迎角低速進(jìn)場,利用推力矢量阻止飛機(jī)進(jìn)一步上仰,以便短距著艦。

美國空軍和NASA的ACTIVE(一體化飛行器先進(jìn)控制技術(shù))計(jì)劃,自1996年開始進(jìn)行首次飛行以來,進(jìn)展順利。它采用了80年代中期為短距起降/機(jī)動技術(shù)驗(yàn)證(S/MTD)計(jì)劃而改裝的一架F-15B,增加了俯仰/偏航推力矢量噴管。該計(jì)劃的目的是獲得推力矢量控制的詳細(xì)數(shù)據(jù),以研究相關(guān)的控制律,而不是驗(yàn)證某些極端的飛行性能。1999年4月完成的第一階段試飛,采用了運(yùn)用神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)技術(shù)的智能飛控系統(tǒng)(IFCS)。該系統(tǒng)能實(shí)時精確調(diào)整控制律,調(diào)整系統(tǒng)增益,以實(shí)現(xiàn)飛行員的機(jī)動指令。常規(guī)飛控系統(tǒng)的控制律是由軟件決定的,并根據(jù)飛機(jī)的布局(重量和外掛等)來調(diào)節(jié),而運(yùn)用神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)技術(shù)的飛控系統(tǒng)在理論上能控制飛機(jī)的任何布局狀態(tài),甚至在飛機(jī)受損時控制未知的布局。

ACTIVE的成功使美國空軍、NASA和企業(yè)界提出了一個后續(xù)計(jì)劃。按照此計(jì)劃,由空軍研究實(shí)驗(yàn)室、NASA、洛克希德-馬丁和普惠公司組成的聯(lián)合小組,正在研究一種的推力矢量試驗(yàn)機(jī)X-44A。這是一種以F-22的機(jī)體、發(fā)動機(jī)和機(jī)載系統(tǒng)為基礎(chǔ)的技術(shù)驗(yàn)證機(jī)。該機(jī)也稱為MANTA,即多軸無尾飛機(jī)(Multi-Axis No-Tail Aircraft)。目前正在進(jìn)行可行性研究,要到2007年才會試飛,但現(xiàn)在就已編入X系列,說明該項(xiàng)目較受高層重視。它除了有俯仰、偏航推力矢量噴管,估計(jì)還采用了無尾布局,甚至沒有可動的氣動控制面。這將使其結(jié)構(gòu)簡化、重量減輕、載油量增加,并更加隱身。X-44A的技術(shù),加上射控噴管以及超音速巡航方面的成果,將產(chǎn)生新的一代隱身與氣動效率相結(jié)合的高性能飛機(jī)。

未來的戰(zhàn)略運(yùn)輸機(jī)

先進(jìn)飛行器的另一個重要方向就是改善大型亞音速飛機(jī)的性能,這主要針對未來大型戰(zhàn)略運(yùn)輸機(jī)、加油機(jī)甚至戰(zhàn)略轟炸機(jī),當(dāng)然后者很可能是以巡航導(dǎo)彈/無人戰(zhàn)斗機(jī)載機(jī)的面目出現(xiàn)。美國空軍近年來日益重視遠(yuǎn)程攻擊型飛機(jī)發(fā)展,不久完全可能提出新一代戰(zhàn)略轟炸機(jī)的研制方案。

美國空軍與NASA聯(lián)合開展的一項(xiàng)Revcon計(jì)劃就與此密切相關(guān)。波音的“鬼怪”工程隊(duì)對連翼機(jī)的研究已有多年,目前已提出了一種集情報(bào)、監(jiān)視與偵察(ISR)功能于一身的無人飛機(jī)方案。它采用菱形翼布局,美國空軍研究實(shí)驗(yàn)室將該機(jī)稱作“傳感器”飛機(jī),其前翼前緣和后翼后緣將裝有超大型電子控制天線陣,每個天線陣覆蓋一個象限,既可作為主動或被動傳感器,也可作為數(shù)據(jù)鏈天線。它還將攜帶用于探測空中目標(biāo)的遠(yuǎn)程紅外搜索跟蹤系統(tǒng),以及三維激光成像系統(tǒng)等光電傳感器。

該機(jī)采用的連翼布局是一種“共面”設(shè)計(jì),即前后翼處在同一平面上,發(fā)動機(jī)和燃料裝在機(jī)身內(nèi),主要的控制翼面裝在前翼后緣,在翼尖還有擾流器式的副翼。目前計(jì)劃將一架S-3“北歐海盜”反潛機(jī)改裝成載人連翼原型機(jī)。

連翼布局和翼身融合體布局都是未來運(yùn)輸機(jī)和加油機(jī)考慮的方案,洛克希德-馬丁公司提出了一種連翼布局的變型——盒式翼。它與典型的連翼布局的區(qū)別在于前后翼的翼尖通過端板相連,這不僅消除了翼尖干擾,端板還可容納外側(cè)空中加油套管,將可取代KC-135的空中加油機(jī)。

波音則正和NASA聯(lián)合驗(yàn)證一種原來由麥道公司研究過的翼身融合體(BWB)布局。這種布局在B-2那種典型飛翼布局上又進(jìn)了一步,主要用于超大型飛機(jī)。它將寬大的三角形機(jī)體與較薄的外翼結(jié)合起來,比傳統(tǒng)的圓柱形機(jī)身有更好的空間/面積比。該布局的展向載荷比B-2更均衡,從而可進(jìn)一步減輕重量。它還采用了先進(jìn)的飛控系統(tǒng),并利用配平油箱使重心后移,以減小配平阻力。與B-2不同的是,它的外翼上還有前緣縫翼和襟翼,從而允許更高的翼載荷。

BWB布局還將充分利用超高涵道比發(fā)動機(jī),其涵道比高達(dá)20,而目前的發(fā)動機(jī)一般只有6～8。這種發(fā)動機(jī)效率更高,但要裝在常規(guī)布局的飛機(jī)上,發(fā)動機(jī)短艙會大大增加阻力,還需要更長的發(fā)動機(jī)吊掛結(jié)構(gòu)和起落架,使重量大為增加,從而抵消發(fā)動機(jī)帶來的好處。在BWB布局上,這種發(fā)動機(jī)將裝在機(jī)身中段的后緣。

BWB布局最大的挑戰(zhàn)之一是制造非圓柱形的增壓艙結(jié)構(gòu),裁剪復(fù)合結(jié)構(gòu),制造彎曲而剛度較高的面積而重量輕的蒙皮。另外,高涵道比發(fā)動機(jī)由于其核心機(jī)部分較小,難以為機(jī)艙增壓提供足夠的空氣,因此BWB布局需要電動輔助動力系統(tǒng)。

現(xiàn)有的BWB布局方案翼展達(dá)75米,目前已制造了一個14%的縮比模型,翼展105米,裝3臺威廉姆斯WR24發(fā)動機(jī),專用于研究BWB布局的低速穩(wěn)定性和操縱品質(zhì),計(jì)劃明年初試飛。

同時,洛克希德-馬丁公司還在研究超大型盒式翼飛機(jī),包括最終可能替代C-5“銀河”大型運(yùn)輸機(jī)的超級軍用運(yùn)輸機(jī),其有效載荷超過159噸。它的設(shè)計(jì)難度比BWB布局要稍小些,主輪輪距較小的起落架直接裝在機(jī)身下,更能適應(yīng)現(xiàn)有機(jī)場和地勤設(shè)施。

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