基于升力體環(huán)流控制技術(shù)的改良氣動模型

韓思琦

摘 要：基于升力體環(huán)流控制技術(shù)的改良氣動模型，氣動舵面及其后續(xù)升級就一直與飛行器的迭代密切相關，升力體環(huán)流控制技術(shù)則是對傳統(tǒng)氣動舵面的全面革新，在不大幅增加對核心機功率要求，不采用推力矢量的情況下，能實現(xiàn)飛行器機動性和可操縱性的跨步式提升。目前，新的多用途、多功能。隱身性的飛行器的研制，已經(jīng)成為現(xiàn)在世界各個國家軍事的研究和發(fā)展的方向和重點。隱身的功能在軍事空軍上有巨大的潛力，隱身技術(shù)即將成為各個國家軍隊競相于高科技武器的裝備上的核心技術(shù)。就目前升力體環(huán)流控制技術(shù)改良模型的基本架構(gòu)，升力體環(huán)流控制技術(shù)的組成，升力體環(huán)流控制技術(shù)方面做出詳細闡述。

關鍵詞：升力體環(huán)流控制；核心機；氣動模型

中圖分類號：TG76 文獻標識碼：A 文章編號：1671-2064（2018）19-0088-03

1 前言

自從大氣層內(nèi)飛行器被大規(guī)模工程應用，氣動舵面及其后續(xù)升級就一直與飛行器的迭代密切相關，但基于翼端壓力載荷差動的傳統(tǒng)氣動舵面在“逃逸層、超低空”與“附面層解耦”時——即飛行包線的兩個極端上存在的舵效差、效率低、可靠性不足等問題日趨突顯，限制了飛行器任務包線的外拓與氣動效率的提升[1]。因此界內(nèi)產(chǎn)生了“機械偏轉(zhuǎn)量”與“改良氣動操縱”的兩種思想。其中前者以沃爾夫?qū)恼哿靼逶O計和NASA的X-31驗證機為先導，并擁有F110、F135系列矢量高推比渦扇裝機的成就；后者則滲透入新型機設計的各領域，包括采用非常規(guī)翼形、邊條翼與鴨翼的氣動機提升、翼身融合模型等，尤以F104“星式”的“附面層操縱”為引領者。而本文所論述的升力體環(huán)流控制技術(shù)則是對傳統(tǒng)氣動舵面的全面革新，在不采用推力矢量，不大幅增加對核心機功率要求的情況下，能實現(xiàn)飛行器的機動性和可操控性的跨步式提高。

2 關于升力體環(huán)流控制技術(shù)改良模型的基本架構(gòu)

在改良模型設計中應熟悉了解架構(gòu)的總體的尺寸設計，發(fā)動外形的整體布局設計，在飛行力學中的具體性能的設計，核心機的選擇上的設計，對模型機設備的整體布置的重量分布設置以及對改良的傳統(tǒng)氣動舵面的設計。在結(jié)構(gòu)設計中，要注重整體結(jié)構(gòu)受力形式選擇、受力組成構(gòu)件的分布、開口的分布、分離面和所連接樣式的設計。完成好整體的設計設計出適合的，滿足要求的機體結(jié)構(gòu)。要注重各個構(gòu)件之間和構(gòu)件與內(nèi)部裝載間的形狀協(xié)調(diào)、位置。

其改良模型的基本架構(gòu)包括遙控器、飛控、電調(diào)、電機、機架、正反槳葉、電池、GPS、夜航燈和防撞圈等。其中遙控器是向飛控發(fā)出信號實現(xiàn)飛；飛控是核心，它是飛行器的大腦，來保持自身穩(wěn)定飛行，接收遙控器發(fā)出的信號，并將信號傳輸給電調(diào)來告訴它將如何飛行；電調(diào)是飛控的控制信號，其轉(zhuǎn)變成電流的大小，來控制電機的轉(zhuǎn)速。其中包括動力裝置、機翼、機身、起落裝置尾翼組成。動力裝置是在動力裝置上，主要用來產(chǎn)生力量，其包括拉力和推力，使模型機前進。其次還可為機身上的其他用儲存電量的裝置[2]?，F(xiàn)在飛機動力裝置應用較廣泛的有：航空活塞式發(fā)動機加螺旋槳推進器、渦輪噴氣發(fā)動機、渦輪螺旋槳發(fā)動機和渦輪風扇發(fā)動機。除了發(fā)動機本身，動力裝置還包括一系列保證發(fā)動機正常工作的系統(tǒng)。機翼的主要功用是產(chǎn)生升力，以支持飛機在空中飛行，同時也起到一定的穩(wěn)定和操作作用。在機翼上一般安裝有副翼和襟翼，進行對副翼的操作可以使機身實現(xiàn)滾動操作襟翼可以提升升力，加大升力。在機翼上還可安裝核心機，起落時用的架子。在不同用途的飛行機上其機翼形狀、大小也各有不同。機身的主要主要用處是能承載東西，其中包括乘客，物品，和一些設備，可以將飛機的其他部件如連接成一個整體。起落裝置是飛機的起落架大都由減震支柱和機輪組成，功能是能實現(xiàn)平穩(wěn)起飛，平穩(wěn)下降，安全著地和滑翔，地面滑行和停放時支撐飛機。尾翼包括水平和垂直尾翼。水平尾翼由固定的水平安定面和可動的升降舵組成，有的高速飛機將水平安定面和升降舵合為一體成為全動平尾。垂直尾翼中包括固定翼尾垂直的和能動性的裝置。尾翼的作用是操縱機身的視角和偏俯度，進而能確保機身能平穩(wěn)地飛行。

3 關于升力體環(huán)流控制/補償技術(shù)

3.1 采用升力體環(huán)流控制技術(shù)的作用

在采用升力體環(huán)流技術(shù)的同時，會帶來很多便利之處和增強性能提高上的作用。它能提升人造升力體的航向控制能力與頭部指向性能，能減少控制機構(gòu)的結(jié)構(gòu)死重，能提高流體附層的簡潔度，能全面降低升力體的多方向電磁反射性能，提高雷性隱身性能，并能配合其它技術(shù)，提高系統(tǒng)集成度，提高控制機構(gòu)的可靠性等。綜合以上在采用升力體環(huán)流技術(shù)性能提高上的作用做出以下五部分詳細的說明。

3.1.1 提升人造升力體的航向控制能力與頭部指向性能

采用升力體環(huán)流控制技術(shù)在航向控制能力上會比不采用的更具有靈活性和能動性，在飛控的時間能更好的控制其方位，能行之有效的減少飛行器的意外碰觸事件發(fā)生[3]。在其航向控制能力的前提下，在頭部指向性能上的提高也會更加明顯，在控制了方位的同時能使飛行的位置更加精準，提高了飛行的效率也避免了一些其他事故的發(fā)生。

3.1.2 減少控制機構(gòu)的結(jié)構(gòu)死重

采用升力體環(huán)流控制技術(shù)，可增強飛行器的機動性和靈敏性，進而減少控制機構(gòu)的結(jié)構(gòu)死重現(xiàn)象的發(fā)生。機構(gòu)覺得結(jié)構(gòu)死重現(xiàn)象會給飛行器帶來很大的弊端，最嚴重的情況下會使飛行器死機，直接在空中掉落，此技術(shù)的采用會使飛行器在未來的發(fā)展中實現(xiàn)質(zhì)的跨越。

3.1.3 有助于提高流體附層的簡潔度，優(yōu)化氣動性能

采用升力體環(huán)流控制技術(shù)能使飛行器在飛行狀態(tài)下所受的阻力會有所減少，升力會有所提高，力的方向會更準確，力的大小會加大，其自身飛行的穩(wěn)定性會有所提高，有利于使渦系更加穩(wěn)定，推遲了渦的破裂，提升了很好的渦升力。并且有助于提高流體附層的簡潔度進而提高飛行的速度和效率。

3.1.4 全面降低升力體的多方向電磁反射性能，提升雷達隱身性能

采用升力體環(huán)流控制技術(shù)提高其雷達隱身技術(shù)，并在隱身性能、生存能力、自我分析能力上加速提高。多方向的電磁反射性能，其雷達的反射面積越大，目標在雷達屏上的點就會越大，同樣的同等的雷達就可以在更遠的地方探測到這個目標反之就不能，隱身飛機就是通過促進雷達波的散射（比如說機身設計得光滑）或者折射（比如說棱角的機頭，傾斜尾翼）等來降低飛機的雷達反射面積，從而達到電子隱身的目的，像F22的正面雷達截面約只有0。001平方米，普通L波段偵查雷達和X/C波段火控雷達根本無法偵測。目前，新一代多用途、多功能。隱身性的飛行器的研制，已經(jīng)成為現(xiàn)在世界各個國家軍事的研究和發(fā)展的方向和重點。隱身的功能在軍事空軍上有巨大的潛力，隱身技術(shù)即將成為各個國家軍隊競相于高科技武器的裝備上的核心技術(shù)[4]。

3.1.5 配合其它技術(shù)，提高系統(tǒng)集成度，提高控制機構(gòu)的可靠性

采用升力體環(huán)流控制技術(shù)可以配合其氣動模型和其他技術(shù)的相結(jié)合，進而提高整個氣動模型的集成度，來提高控制機構(gòu)的可靠性和實用性。

3.2 升力體環(huán)流控制技術(shù)的系統(tǒng)組成

升力體環(huán)流控制技術(shù)的基本原理是通過人為制造流體環(huán)流，以中壓來干涉附面層，渦扇來制造可用壓力差。

3.2.1 核心機

適用于大氣層內(nèi)飛行器時，動力源包括中壓、渦扇、液體或固體火箭等，使用壓力機與多級能閥和增壓機。當適用于大氣層內(nèi)飛行時，動力源包括電動機、熱力輪機或?qū)Ｓ脷庠矗捎玫蛪汗べ|(zhì)泵與高壓泵。核心機提供的力有兩部分構(gòu)成，一部分是渦噴直接提供的力渦噴力，另一部分是渦輪驅(qū)動風扇提的力渦扇力。這兩部分力占的比值決定了核心機的基本構(gòu)造，也就是說這渦輪是要把力分配給風扇還是直接噴出去，這也是渦扇核心機區(qū)別和比渦噴發(fā)動機更復雜的原因，渦扇力（渦輪驅(qū)動風扇力）和渦噴力的比值決定了涵道比，這兩個力的比值不同決定了渦扇發(fā)動機的最根本設計，由核心機的渦輪驅(qū)動風扇力和渦噴力比值可以看出太行系列的核心機技術(shù)很前沿，已經(jīng)為環(huán)流控制技術(shù)奠定了動力基礎。

3.2.2 舵效噴口

替代傳統(tǒng)的水平舵、垂直舵、副翼、襟翼等舵面的作用。具有可調(diào)流量、流速，可調(diào)矢量的功能，也是該系統(tǒng)的關鍵部位。對材料提出高比模量、高可塑性的要求，對實際工藝提出批量生產(chǎn)異性多元噴管的要求。發(fā)動機推力方向都和飛機前進方向一致[5]。前邊是尾翼配平。只有尾翼產(chǎn)生抬頭力矩。尾翼面積小，偏轉(zhuǎn)角度大。后邊是矢量配平。整個機身、機翼都產(chǎn)生抬頭矢量。偏轉(zhuǎn)角度小。矢量配平，機身、機翼、尾翼都在一個相對平整的流場中，所以阻力小一些。尾翼配平，尾翼和機身、主翼有偏轉(zhuǎn)角，在流場中產(chǎn)生擾亂，阻力增大。另外，尾翼已經(jīng)有了較大偏轉(zhuǎn)角度，很難再增加偏轉(zhuǎn)角度使飛行器抬頭機動。起飛時，其升力風扇上部和下部的排風口打開，矢量噴口向下，發(fā)動機運轉(zhuǎn)輸出動力，兩個向下的力升起飛機；達到一定高度后，矢量噴口恢復正常位置，機頭抬起一定角度，升力風扇排風口關閉，切斷動力攻擊，噴氣發(fā)動機全推力，利用其大于1的推重比，推起飛機完成水平方向的加速和飛行。

3.2.3 （前緣）干涉噴口

替代傳統(tǒng)的前緣機動襟翼，甚至部分取代近距離耦合鴨翼的干涉功能的作用。技術(shù)要求低于舵效噴口，只需具有可調(diào)流量的功能。噴口的工作原理是發(fā)動機前裝有空氣壓縮機，在壓縮機轉(zhuǎn)子有葉片，在核心機發(fā)動之后，壓縮機會吸入外部的空氣而進行旋轉(zhuǎn)，在外界的空氣被吸進來以后，這事壓縮機就會實現(xiàn)一點點的往后壓縮，會使被吸入的氣體的濃度增大，當然其中的壓力也會隨之增加，當壓縮機實現(xiàn)最后一次的壓縮時，這時氣體的壓力就會達到最大值。渦輪軸上裝渦輪盤，渦輪盤周圈裝滿葉片，會通過渦輪旋轉(zhuǎn)再一點點向后壓，壓縮機就會實現(xiàn)一點點的往后壓縮，會使被吸入的氣體的濃度增大，最后，通過尾部噴口噴出。產(chǎn)生反作用力，使飛機向前飛。

3.2.4 基于任務計算機的飛、推、（火）一體操作的系統(tǒng)

備份有三余度液壓應急操縱系統(tǒng)。如果發(fā)生應急情況（如安全協(xié)議外的操作，或飛控系統(tǒng)損壞）而增加飛行器中數(shù)據(jù)處理的負擔，這時會通過對液壓電動泵進行控制的形式，進而盡可能地減少液體壓出現(xiàn)的一系列的問題和故障，從而減輕飛行器中處理的困難[6]。當減少了困難的情況下，會使機身更具有靈敏性和高效性的發(fā)展。進而實現(xiàn)任務計算機的飛，推、（火）一體操作的整個過程。

3.2.5 前緣進氣口

如果采用噴氣式發(fā)動機，可以與熱機進氣口整合，具體建議在低壓渦輪后并聯(lián)管路，若無高涵道比進氣口或者不具有外涵道，應選裝預增壓風扇、二級壓機、低壓渦輪。當空氣流過機身時，在離機身很近的地方受摩擦影響，流速減慢，氣流紊亂，尤其是離機身表面幾毫米甚至幾厘米以內(nèi)的地方，稱“附面層”。如果附面層中的不穩(wěn)定氣流進入發(fā)動機，會擾亂發(fā)動機內(nèi)的流場，使之工作不穩(wěn)定。而前緣進氣口可以使飛行器更具有穩(wěn)定性，靈敏性和可操作性。

4 結(jié)語

基于升力體環(huán)流控制技術(shù)的改良氣動模型中，所才能用的技術(shù)運用到實際民事生活和軍事生活，將會是這方面很大的進步和質(zhì)的跨越，將會提高國家軍事上的能力。其中該技術(shù)中升力體環(huán)流控制技術(shù)在應用于氣動模型渦輪中，推進了該模型的每一個其組成的部件，其中可以用來改善氣動和熱力性能，如果以后的發(fā)動機能采用升力體環(huán)流控制的技術(shù)，就可能會提高氣動模型飛行器的性能，并能減輕其重量[7]。升力體環(huán)流控制技術(shù)是對傳統(tǒng)氣動舵面的全面革新，在不采用推力矢量，不大幅增加對核心機功率要求的情況下，實現(xiàn)飛行器機動性、可操縱性的跨代式提升。目前國內(nèi)研究升力體環(huán)流控制技術(shù)的改良氣動模型距離國外的水平還有一定的差距，要綜合考慮到其在民用生活的領域和在軍事上的重要性，我們國家要加大這方面的研究和投入加各個方面力量的投入，鼓勵和支持該技術(shù)的發(fā)展，將該技術(shù)發(fā)展到成熟并能應用到實際的領域。新一代多用途、多功能。隱身性的飛行器的研制，已經(jīng)成為現(xiàn)在世界各個國家軍事的研究和發(fā)展的方向和重點。隱身的功能在軍事空軍上有巨大的潛力，隱身技術(shù)即將成為各個國家軍隊競相于高科技武器的裝備上的核心技術(shù)。

參考文獻

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