航 空 概 论2

LOGO 航空概论 信计1102班41163035王强自110541151144苟磊 由Nordri 设计提供 LOGO 由Nordri 设计提供 2012年1月10日美国 航空周刊 报导 NASA在2011年8月开始用F 15B对新型可变截面超音速进气口飞行测试 最高速度达到M1 74 研究飞行系列共有8次飞行 1月5日完成了最后一次试验 此后进入数据分析阶段 这个所谓 开槽中心体进气口实验 ChanneledCenterbodyIntakeExperiment 简称CCIE 采用TechLand研究公司设计的可变槽道中心体技术 用于解决低超音速到高超音速飞行里大范围调节空气流量和激波位置的问题 CCIE如果研制成功 将是超音速飞行技术的一件大事 第一部分CCIE新型可变截面超音速进气口 由Nordri 设计提供 4 19 2020 NASA的F 15吊挂一个试验吊舱 测试CCIE的性能 4 19 2020 超音速飞机尽管飞行速度超过音速 但涡喷和涡扇发动机都是在亚音速下工作的 一般要求在M0 4 0 5 这样可以确保风扇 高低压压气机叶片的叶尖速度在音速以下 否则引起的激波不仅严重影响效率 也容易损坏涡轮机械 另外 燃烧室里的燃烧扩散速度的理论极限也为音速 再快就是爆炸了 所以 超音速飞机的进气口不仅要把进气理顺 最重要的是把超音速的进气气流降低到亚音速 进气口的总压恢复系数 发动机的实际进气压力与自由空气压力之比 推力和油耗的影响很大 一般说来 总压恢复系数提高1 推力要求可以降低1 3 进气口形状和边界层分离装置对飞机气动阻力的影响自不待言 4 19 2020 飞行体在前飞时 前方的空气压力波按照音速传导 飞行速度低于音速时 压力波的传导快于飞行体 其结果是空气在前方及时闪避 好像船首波推开波浪一样 飞行速度达到音速的时候 压力波的传导和飞行速度等同 前方空气不再可能闪避 而是被压缩叠加在一起 密度急剧增高 形成垂直于前进方向的平面激波 极大地增加了飞行阻力和对飞行体结构的应力 这就是所谓的音障 飞行速度超过音速后 平面激波变成锥面激波 锥面的角度和速度有关 速度越高 锥度越尖锐 飞行阻力实际上下降了 就好象从拖着一面墙前进变为拖着一把倒开的伞前进 由于激波对气流的减速作用 激波的位置和形状对超音速进气口设计至关重要 4 19 2020 飞行器从亚音速向超音速过渡时 压力波的传播方式在达到音速时发生突变 超音速飞行时有激波现象 4 19 2020 在亚音速 进气口可以采用NACA进气口或者皮托管进气口 NACA进气口直接在机体表面开孔 气流 掉 进进气口 NACA进气口没有任何突出 气动阻力最小 但总压恢复很差 最多也就90 左右 现在除了发电机 空调 辅助动力进气口等对总压恢复没有要求的情况 已经极少使用 皮托管进气口就是伸入气流中的简单圆管 民航客机大多使用这样的设计 总压恢复几达100 皮托管进气口的唇口钝度很重要 较钝的唇口有利于避免大迎角或者侧滑飞行时的气流畸变问题 在起飞和低速飞行边界层问题不明显时 也有利于增加实际捕获面积 增加进气流量 但速度接近音速时 较钝的唇口形成明显的激波 阻力大大增加 皮托管进气口也直接用于低超音速飞机 不过速度进一步提高时 进气口阻力明显增加 唇口尖锐也只能推迟阻力的增加 F 16就是一个例子 平直的圆管切口会形成一个垂直于前进方向的正激波 对于气流的减速明显 但阻力也同样明显 4 19 2020 F 16的皮托管进气口则可以用于超音速飞行 不过进气损失较大 限制了最大速度 4 19 2020 米格 21采用带中心锥的圆形进气口 4 19 2020 幻影2000是典型的使用中心半锥的半圆进气口 4 19 2020 F 4 鬼怪 式则采用带可调斜板的矩形进气口 4 19 2020 F 14也采用带可调斜板的矩形进气口 不过斜板顶置而不是侧置罢了 4 19 2020 超音速飞机通常使用带中心锥的圆形进气口或者带斜板的矩形进气口 前者总压恢复更好 但唇口阻力稍大 调节机构也较复杂 常用于M2以上的飞机 矩形进气口相对简单 常用于M2以下的飞机 圆形进气口的一个变种是半圆进气口 中心锥就变为半锥 也有采用1 4圆进气口的 中心锥自然改为1 4锥 矩形进气口的斜板可以水平放置 也可以垂直放置 超音速进气口把气流减速到亚音速 最后一关总是正激波 正激波越强 减速作用越显著 但总压恢复也越糟糕 这就是采用皮托管进气口的F 16的推重比远远高于F 104但最大速度还略低一点的原因 一般来说 皮托管进气口在M2的总压恢复只有72 左右 而M1 1时则可达到99 9 因此 皮托管进气口极少用于持续的M1 4以上的飞行 换句话说 即使给F 16换装F 22的F119发动机 M1 6的超音速巡航也几乎是不可能的事情 就像给刘翔带上口罩跑110米跨栏一样 4 19 2020 斜面可以产生斜激波 4 19 2020 使用斜激波的话 气流减速作用有所下降 但总压恢复随之增加 值得注意的是 减速作用和总压恢复不是线性关系 比如说 在M2的时候 一道10度的斜激波可以把气流减速到M1 66 减速幅度达到17 但总压恢复只损失1 4 也就是说 依然有98 6 的总压恢复 如果M1 66的进气进入皮托管进气口 气流将减速至M0 65 皮托管内总压恢复为87 2 考虑到10度斜激波的总压恢复 系统总压恢复为86 远远优于单纯的皮托管进气口 或者说 推力要求下降几达18 2 如果仔细匹配飞行速度和斜激波的角度 使用单道斜激波的超音速进气口可以达到95 的总压恢复 推力要求下降几达30 4 19 2020 这就似乎所谓外压缩进气口的原理 在进气口外形成激波 将气流减速到一定的程度 然后由皮托管进气口完成剩余的减速过程 显然 用渐次增加角度的多道斜激波可以逐渐使气流减速 提高总压恢复 采用一道斜激波加一道正激波的就是二波系进气口 采用两道斜激波加一道正激波的就是三波系进气口 以此类推 如果采用无穷多道连续改变角度的斜激波 这就是理论上最优的等熵进气口 不考虑气流和进气口表面的摩擦损失的话 可以达到100 的总压恢复 对于每一个气流速度 有一个特定的等熵表面 实际速度偏离理想速度的时候 总压恢复急剧下降 所以等熵进气口很难实际使用 洛克希德D 21三马赫无人机由M 21 专门改装的双座SR 71 在高空高速下投放飞行 只有一个固定的巡航速度 采用降落伞回收 所以不需要适用于较大的速度范围 是唯一的已知采用等熵进气口的例子 要适应较大的速度范围 需要采用可调锥或可调斜板 根据飞行速度 采用最优的斜激波角度 提高总压恢复系数 4 19 2020 各种进气口设计在不同速度下的总压恢复 右面自上而下 皮托管 一波系 二波系 三波系 四波系 4 19 2020 DSI采用圆滑过渡 可以在较大范围里近似等熵进气口 所以具有较高的总压恢复能力 4 19 2020 斜激波可以由圆锥或者斜板产生 圆锥产生的是圆锥激波 斜板产生的是平面激波 使用圆锥和斜板是因为圆锥激波和平面激波的机制和性质容易从理论上确定 圆锥和斜板也容易在机械上做到可调 平面激波是最简单的情况 可以从理论上确定自由空气气流速度 斜板角度 激波角度和减速作用的关系 圆锥激波虽然是二维的 但可以通过坐标转换简化成一维的问题 更加复杂形状产生的激波在理论上不容易研究 用计算流体力学则受到计算机能力的限制 所以直到近些年才有应用 F 35和 枭龙04 使用的DSI进气口就是例子 F 22的加莱特进气口也是二维的激波 超越了矩形进气口的平面激波了 4 19 2020 但外压缩进气口有一个本质缺陷 渐次增加角度的斜激波迫使气流流动角度也渐次增加 也就是说 气流不再以平行于前进方向流动 而是被斜激波 顶 向外侧 在M3时 气流最终会以40度的角度向外流动 所以皮托管也需要扭转40度 才能相对气流方向形成正激波 把气流减速到M0 4 0 5 然后在扩张段同时完成扭转和扩张 使用半径很大的圆弧过渡会导致结构肥大和气动阻力增加 急剧改变气流方向则可能导致气流分离和总压恢复损失 4 19 2020 采用斜激波的外压缩进气口需要对进气方向有一个扭转 所以外压缩进气道都有一定的S形 4 19 2020 苏 27下垂的机头起到外压缩锥面的作用 进气道向两侧 外八字 则是顺应外压缩气流方向的结果 4 19 2020 外激波和正激波的位置有一个配合问题 但在不同速度下 完美的配合不容易 从左到有是超临界 临界 亚临界情况 超临界时 正激波后退 导致进气道内减速不足 压临界时 正激波前出 在进气口外产生交互作用 形成 漏气 4 19 2020 另外 斜激波不能进入进气口 否则坚硬如石的斜激波可能造进气口结构损坏 大大加强结构的话重量代价太大 考虑到速度和斜激波角度匹配不理想的情况 或者飞行姿态导致斜激波变形 斜激波的位置应该在进气口唇口前方 但两者之间的空隙会导致 漏气 引起总压恢复损失 内压缩进气口和外压缩进气口相反 气流在达到进气口的时候没有任何减速 所有减速都是在进气口内完成 内压缩进气口的内部先收缩 然后在喉道后扩张 像一个蜂腰 唇口和收缩段相当于一个斜板 斜激波从尖锐的唇口向内部后方倾斜 和对面方向的唇口和收缩段的激波形成X形 激波的互相作用使得交点后的激波角度较小 或者更接近垂直 所以X有点变形 前半平缓 后半陡峭 4 19 2020 进气气流在经过两道激波后有效减速 喉道形成的正激波进一步把气流减速到M0 4 0 5 这也可以理解成反向的拉瓦尔喷管 拉瓦尔喷管是瑞典人古斯塔夫拉瓦尔发明的 是对气流的一个特殊性质的巧妙应用 在气流速度低于音速时 流道收缩使气流加速 河流变窄的地方流速加快就是这个道理 但气流速度高于音速时 流道收缩反而使气流减速 这好比羊群通过拥挤的隘口终于跑开来 才能加速 拉瓦尔喷管在亚音速段收缩 使气流加速到音速 在超音速段扩张 把气流进一步加速 内压缩进气口反过来 超音速段收缩减速 亚音速段则改为扩张减速 4 19 2020 拉瓦尔喷管 4 19 2020 内压缩进气口避免了外压缩进气口扭转气流方向的问题 也没有唇口 漏气 问题 但内压缩进气口有一个启动问题 如果简单地把内压缩进气口置于超音速气流之中 唇口首先形成正激波 这就变成内部有一个蜂腰的皮托管进气口了 为了启动内压缩进气口 必须用某种方法把唇口的正激波 吸 进来 形成内部的斜激波 通常是用下游的放气门实现 但即使如愿启动了内压缩进气口 内激波也是不稳定的 一有风吹草动 就会回到唇口的正激波 所以内压缩进气口在实际上无法单独使用 一般是使用外压缩和内压缩结合的混合压缩进气口 4 19 2020 从左到右 外压缩 内压缩 混合压缩 4 19 2020 和外压缩一样 混合压缩也可以有三波系 四波系和等熵等多种形式 混合压缩三波系为一道外斜激波 一道内斜激波 一道正激波 混合压缩四波系可以有两道外斜激波 一道内斜激波 也可以是一道外斜激波 两道内斜激波 再加一道正激波 通常混合压缩多波系都是一道内斜激波 混合压缩的优缺点介于外压缩和内压缩之间 减小了启动问题 也减少了气流方向扭转问题 巡航速度高于M2 5的飞机需要采用混合压缩进气口 三马赫的SR 71和B 70首先采用混合压缩进气口 至今也是仅有的已知例子 4 19 2020 内压缩的设计比外压缩复杂得多 不光要考虑启动问题 内斜激波的 接地点 如果和正激波有一段距离 内斜激波在进气道避免的反射还会引起新的斜激波 极大地增加了分析和设计的复杂性 但混合压缩进气口不能完全避免内压缩的启动问题 SR 71和B 70采用一套复杂的辅助进排气门 就是为了解决内压缩的启动问题 可以前后移动的中心锥则控制喉道和正激波的位置 但用激波系减速是一个问题 另一个问题是进气流量 不同推力要求显然需要不同的进气流量 而进气流量受到喉道面积的节制 固定几何形状的中心锥很难对很大的进气流量要求范围达到喉道面积和进气流量的最优匹配 4 19 2020 如果按照最高速度设计的话 喉道面积较小 以保证足够的内压缩 但较低速度时 需要加大喉道面积 避免过度的内压缩导致喉道的正激波被 顶 出进气口 不仅造成启动和发动机不稳定工作问题 像直立的石墙一样的正激波还极大地增加阻力 扫到机体甚至可能结构损坏 SR 71的操控特性暴戾 只有在较小的飞行包线里可以稳定飞行 和混合压缩进气口不无关系 理想的混合压缩进气口应该在可以在控制内激波位置的同时 还可以独立控制喉道面积 如果中心锥可以改变直径 根据进气流量需要改变喉道面积 这就可以解决这个难题 但平滑地改变中心锥直径在机械上很难实现 CCIE另辟蹊径 CCIE在中心锥上有很多可以开闭的槽道 这些槽道好象沿中心锥的轴向切开的开口 槽道开启使得中心锥截面形状好像齿轮一样 使得喉道面积增加 填满则使中心锥截面形状恢复圆形 减小喉道面积 4 19 2020 CCIE在概念上不复杂 但在分析和设计上难度很高 由于齿轮一样的截面形状 圆锥激波的形状变得高度复杂 齿牙的个数 大小和深度都使得斜激波的形状改变 原来简单的一道圆锥激波变成高度复杂的多道圆锥激波和平面激波的叠加 激波的交互作用 在壁面的反射进一步增加了分析和设计的难度 除了用超级计算机进行计算流体力学分析外 NASA的飞行试验正是为了掌握第一手数据 实测气流温度 速度 压力分布 确定激波形状和位置 以及次生激波的影响 现阶段的测试还只是用一个具有固定开槽的中心锥和几个不同尺寸的进气口搭配进行 在几个关键的设计点上采集数据 并和常规的圆形截面中心锥相比较 飞行测试主要集中在等效于M1 3 1 5和高度在12 000米的设计条件 为此F 15B需要在M1 74下飞行 NASA将根据对测试结果的分析 完善分析和设计防范 4 19 2020 CCIE在中心锥上开槽 4 19 2020 CCIE的下一步是连续可调的中心开槽 在机械实现方面 这增加了很多难度 包括可动斜板和中心锥开槽壁板之间的密封问题 可调斜板对接处的密封问题 还有其他的常规的可靠性和重量问题 NASA还没有确定进一步飞行测试连续可调CCIE的时间 CCIE有望解决超音速进气口设计的一个传统难题 对于M2 5甚至M3以上的超音速飞行的影响很大 但对于M2以下的飞行没有太明显的效果 在高超音速飞行重新得到重视的今天 CCIE具有特殊的意义 TechLand的CCIE本来就是为火箭助推高超音速喷气飞行器设计的 对高超音速侦察机 轰炸机和巡航导弹的作用不言而喻 CCIE对M2 5以上超音速巡航的先进超音速客机也是关键技术 4 19 2020 第二部分无人作战飞机的路线斗争 一般认为 过去20年里最重要的军事技术进步来自于两个方面 精确制导弹药和无人机 精确制导弹药是另外一个话题 但无人机的作用已经超过早期的侦察 通信中继 反雷达等作战支援任务 开始承担直接的战斗任务 在可预见的未来 无人作战飞机将成为航空科技和空军战略战术的重要组成部分 不过无人作战飞机的发展正在面临一个微妙的转折点 无人作战飞机最终或许会承担空战任务 但在可预见的将来 无人作战飞机的主要任务还是对地攻击 这一点在各国和各军种之间没有太大的分歧 但无人作战飞机作为有人对地攻击飞机的替代 还是作为有人对地攻击飞机的补充 以自主作战为主 还是以人工监控为主 这是一个很大的分歧 而且正在美国海军和美国空军的无人作战飞机研发计划中体现出来 4 19 2020 美国国防先进研究计划局 简称DARPA 在2000年向波音和诺斯罗普各拨款200万美元 研究无人作战飞机的问题 包括在海洋环境的抗腐蚀 航母上的起落 甲板和机库运作 与海军指挥通信体系的整合 与舰队强电磁环境的电磁相容性等问题 诺斯罗普的方案为X 47A 这是一种无垂尾的纯飞翼设计 平面形状像一个梭镖头 或者说像前缘比后缘更尖锐的菱形 采用全复合材料构造 单台JT 15D涡扇的推力只有14 2千牛 但对于这架正常起飞重量只有2 2吨的小飞机来说够用了 进气口在机背 还有S形进气道 但为了控制成本 喷口是简单圆形 没有任何雷达或者红外隐身的考虑 一年后的2001年7月30日 X 47A下线 2003年2月23日首飞成功 X 47A具有机内武器舱 可以携带一枚225千克的训练炸弹 但X 47A没有进行过投弹试验 X 47A没有着陆尾钩 也没有航母甲板上停放必须的系留挂钩 维修舱盖缺乏专门设计的固定搭扣 甲板上的风一大 就吹得乒乓乱响 2006年2月 DARPA的计划中止 美国海军和美国空军分道扬镳 美国海军按X 47B继续研发无人作战飞机 4 19 2020 4 19 2020 X 47B比X 47A更大 起飞重量和F 16相当 航程约4 000公里 留空时间6小时以上 和F 16一样 采用一台普拉特惠特尼F100 220涡扇发动机作为动力 但速度为高亚音速 巡航速度为0 45马赫 甚至低于民航客机 和X 47A的梭镖形平面形状不同的是 X 47B采用人字形平面形状 或者说把菱形的两侧沿前缘向外向后延伸 形成机翼 后缘则呈W形 从隐身来说 梭镖形是雷达反射特征最低的 没有和前进方向或者侧向垂直的边缘或平面 如果左前右后和右前左后的边缘也两两对齐的话 那就是理想菱形 只在两个方向上形成回波尖峰 F 117的前身HaveBlue在初始设计时就是梭镖形的 但梭镖形或理想菱形没有机翼 完全靠升力体产生升力 气动控制面的控制力矩很短 飞行稳定性特别糟糕 所以HaveBlue后来实际飞行时 改成人字形平面 既增加升阻比 也增加气动控制力矩 不过隐身性能略有损失 B 2的原始设计是简单人字形平面 也是由于静态稳定性裕度太低 只有把原本简单W形的后缘改成双W形 增加靠后的气动控制面 帮助提高静态稳定性 但基本布局依然是人字形的 X 47B的人字形的机翼部分前缘后掠角小于菱形部分 有利于增加翼展和展弦比 增加升力 也改善中低速的升阻比 但隐身性能稍受损失 4 19 2020 X 47B重新设计了机翼 增加了升阻比 4 19 2020 X 47B具有完善的舰载起降设备 4 19 2020 X 47B是按照作战飞机的重量和尺寸设计的 而不单是研究机 X 47B解决了X 47A的上舰问题 也有一个全尺寸机内弹仓 不过X 47B没有火控系统 只能进行武器投放试验 不能试验完整的攻击程序 尤其是不能试验从任务下达 目标捕获 目标识别和确认 防空火力压制 包括电子对抗 攻击效果评估的实战全过程 X 47B计划装载红外 光电 合成孔径雷达 电子侦察和测向侦听等设备 不过X 47B将重点试验航母上的运作 包括任务规划 自主起飞 自动编队飞行 远程任务更新 自主空中加油 自主着陆等技术 这是舰载无人作战飞机的技术基础 X 47B在2011年2月4日在加利福尼亚的爱德华空军基地首飞成功 计划2013年开始上舰试验 X 47B可以挂载2 000公斤的炸弹 更大的X 47C计划挂载能力达到4 500公斤 4 19 2020 X 47B的内置弹舱载弹量2 000公斤 确实在一定程度上可以取代F 35C 4 19 2020 波音X 45是DARPA计划的另一部分 X 45也经历了几代演进 在气动设计上 X 45A是比X 47B更夸张的人字形 机体部分不再是菱形 而是拉长的六边形 两侧靠后的位置延伸出一对机翼 相对于X 47B来说 X 45A的设计比较传统 可算是高度隐身修形的传统机体 机翼布局 只是没有平尾和垂尾 第一架X 45A在2002年5月22日首飞 第二架随后也首飞成功 X 45A最初是为防空压制研制的 用于在高威胁环境下攻击敌人的雷达 指挥中心和导弹阵地 相对长大的机体有全尺寸机内武器舱 用于武器投放试验 2004年4月18日 X 45A在爱德华空军基地成功地进行了首次投弹试验 250磅的制导炸弹准确地击中了目标 X 45A具有高度自主飞行能力 2004年8月1日 成功地进行了单人同时控制两架X 45A的试验 2005年2月4日 在一次模拟巡逻 攻击中 两架X 45A在空中巡逻 接到攻击命令后 在自动评估两机的距离 挂载武器的种类和数量 燃油状态后 自动确定由最近的那架X 45A执行攻击 地面控制确认自动决策后 其中一架X 45A自动改变航向 转入攻击航线 并成功地执行了攻击 在此期间 另一个隐蔽目标突然出现 第二架X 45A自动转入攻击 也在模拟攻击中摧毁了目标 这是自主巡逻 自主攻击能力的重要演示 验证了比预案攻击难度高得多的对突发目标的自动识别和攻击 代表了无人作战飞机发展的里程碑 这两架X 45A现在华盛顿国家航空航天博物馆和代顿美国空军博物馆里陈列展出 波音对于全自主飞行不陌生 80年代的 秃鹫 就是自主起飞 巡航和降落的 4 19 2020 X 45A的尾喷管隐身处理 4 19 2020 波音随后设计了X 45B和更大的X 45C 两者采用更 纯粹 的人字形布局 前缘较为尖锐 后缘是浅W形 进气口依然在机背 诺斯罗普X 47系列也采用机背进气口 这不仅改善隐身 还简化了机腹的设计 有利于布置大型机内武器舱 X 45家族里最大号的X 45C依然比X 47B小 采用一台通用电气F404涡扇发动机 较小的X 45A索性采用小巧玲珑的霍尼韦尔F124涡扇 2006年 美国空军中止了X 45计划 但波音转向美国海军 以X 45C为基础 推出具有航母起飞着陆能力的X 45N 不过诺斯罗普最终以X 47B赢得了美国海军的研发合同 4 19 2020 2007年下线的唯一一架X 45C 后被改装为 鳐鱼 原型机 4 19 2020 波音没有放弃 以X 45N为基础 研制了 鳐鱼 2010年5月10日公诸于世 鳐鱼 不从属于美国军方正在进行的任一具体的项目 是波音的自费研发项目 用于验证情报收集 监视 侦察 防空压制 电磁攻击 对地猎歼 自主空中加油等技术 鳐鱼 在2011年4月27日在爱德华空军基地首飞 与此同时 DARPA还在继续和无人机有关的研究 用F 16 F 18 A 10作无人化改装 用于和有人驾驶的同型飞机作对比研究 无人化改装的F 18已经成功地进行了自动空中加油的试验 飞机的起飞 巡航 着陆依然有人控制 在进入空中加油状态时 转入自动控制 飞行员双手脱离操纵杆 但可以在一旦出现问题的时候立刻接过控制 这样的由有人控制作备份的无人机作战研究还将用于更多高难度 高风险的试验项目 包括全自主对地攻击甚至全自主空战的研究 4 19 2020 2011年8月 这架F A 18D验证了无人操纵自主着舰技术 4 19 2020 美国海军和空军的无人作战飞机研究在更实用的层面上进行 美国海军是把无人作战飞机作为舰载航空力量的例行组成部分设计的 飞机需要日常出动 需要考虑长期使用的全寿命费用 维修和升级要求 因此 美国海军的无人作战飞机较大较重 技术程度较复杂 特别强调自主能力 美国海军计划在5年内验证无人作战飞机的航母操作常规化 实战化 为大规模装备做好准备 但美国空军的重点则是把无人作战飞机作为有人作战飞机的补充 而不是替代 具体来说 有人作战飞机依然是主力 无人作战飞机是在有人作战飞机不够用 不值得用或者面临过度风险时才出动的补充和增援 因此 美国空军的无人作战飞机相对较小 较简单 另一个重要特点是要求能长期贮存 在需要的时候可以迅速投入使用 换句话说 无人作战飞机对于美国海军是舰载航空力量的有机组成部分 而对于美国空军来说更像可以重复使用的具有更高智能的巡航导弹 美国空军和海军的不同技术路线是各自对无人作战飞机的定位决定的 4 19 2020 海军航空兵受到航母起落的制约 很难在技术上超越同时代的空军作战飞机 毕竟机场跑道更加容易满足重型高性能飞机的起落要求 陆基作战飞机也不必为上舰改装而承受额外的重量和复杂性代价 正因为此 在传统上 海航更加注重战术 武器和训练的作用 而不在航空技术上执意开拓前沿 但无人作战飞机似乎正在悄悄地打破这一传统 4 19 2020 美国海军正在重新审视未来作战飞机的采购计划 可能会在F 35B和C之间下马一种 并把采购总数压缩下来 节约的经费转用于实战化的X 47B一级或者更大更重的无人作战飞机 和美国空军有所不同的是 无人作战飞机对以航母为主力的美国海军有特别的吸引力 无人作战飞机并不一定比有人作战飞机便宜 要达到相当的作战能力 就需要相当的机体 发动机和机载系统 省下的飞行员座舱和生命保障设备被遥控和自主控制设备取代 在成本和重量上不会有原则性的差别 无人作战飞机也不比有人作战飞机的飞行性能更高 超过飞行员生理极限的机动性也意味着超过现有机体 动力和气动控制的极限 大幅度提高机动性意味着大幅度提高尺寸 重量和成本 况且用相对较大较重和更为昂贵的无人作战飞机去和小巧 一次性使用的空空导弹拼机动性不是一个明智的做法 但通过多次空中加油 无人作战飞机可以轻易地超过有人作战飞机的航程和留空时间 而且不受飞行员生理限制的影响 这对美国海军十分重要 在潜在对手 说白了就是中国 反介入和战区阻入能力迫使美国航母退到离海岸线1 500海里 约2 700公里 以外的远海后 舰载作战飞机的航程和留空时间就特别重要 F 18E那样800来公里的作战半径对由海到陆的作战作用甚微 即使反复空中加油 也受到飞行员生理限制而影响留空时间 4 19 2020 事实上 无人作战飞机不仅不需要考虑飞行员搜救问题 连飞行员训练都可以省却 自主起飞 着陆和一般飞行控制在技术上没有不可解决的困难 因此无人机控制员可以更像一个战术指挥官 负责评估战场态势和制定战术决定 而不是深陷于具体的飞行操作 这有两方面的影响 一是省却了新飞行员的入门训练 二是省却了老飞行员保持飞行技能的经常性训练 这不光节约了训练设施 也节约了飞行小时数和相关的燃油 维修 折旧费用 这些具体的因素累加起来 对航母操作是不小的改观 4 19 2020 英国空军航电专家在MQ 9起飞前为其调整mode4敌我识别密码 事关机密 需要在暗盒内完成 4 19 2020 无人机控制员通过屏幕 游戏杆 踏板和键盘操控无人机 多个大屏幕用于显示机上系统状态 战场态势地图 作战指令等 控制终端还有相当于聊天室一样的功能 可以和前线官兵或其他无人机控制员保持联络 无人机控制员并无过载等剧烈飞行造成的生理挑战 原则上不一定非要飞行员才能担当 传统上 美国空军的飞行员都是军官 这是美国空军创始人阿诺德将军坚持的结果 尽管在二战前期还有 飞行军士 飞行员 美国陆军一直用士官作直升机飞行员 资深士官的待遇可比中级军官 但依然是专业飞行员 不具备指挥职责 另一方面 军官的主要职责是指挥 没有专业技术军官的空间 由于这个传统 美国陆军对启用军士和士官作为无人机控制员毫无心理和组织上的障碍 美国海军在飞行员问题上追随美国空军 所有飞行员也必须是军官 但现在在无人机控制员问题上松动了 开始启用军士和士官 美国空军依然坚持无人机控制员必须是军官 不过不再坚持必须具有飞行员资格 对缓解无人机控制员的人手紧张有所帮助 4 19 2020 MQ 9的远程控制室 如同在玩电脑游戏 4 19 2020 相对于有人机飞行员来说 无人机控制员的 飞行小时 要高得多 动辄每年1 200小时以上 相比之下 美国陆军直升机飞行员一般每年在450小时左右 美国空军战斗机飞行员每年的飞行小时约180小时 其中实战飞行小时要少得多 不过无人机控制员大部分的 飞行小时 是监视 只有3 的时间才涉及发射 地域火 反坦克导弹之类的实际攻击 在多年使用无人机的基础上 美国空军组建了无人机武器学校 用于在已经有一定经验的无人机控制员中培养飞行尖子 和战斗机飞行员的TopGun学校是一个意思 无人机武器学校也作战术研究 比如防空压制 失去通信和人工监控后的自主攻击和返航等 不过现在美国空军的无人机控制员高度紧缺 无奈之中只有把教官也派上去 4 19 2020 尽管美国空军和美国海军在无人作战飞机上采取不同的技术路线 两家在下一代轰炸机和伴随的无人作战飞机上或许会形成交集 美国海军和空军远景规划的核心是海空一体战 在海空一体战概念里 美国空军的下一代轰炸机不再是单纯的 炸弹卡车 而是集指挥 控制 情报收集 电磁攻击 信息攻击和硬杀伤为一体的现代常规战略打击平台和作战网络的核心 美国海军的舰载无人作战飞机则作为炮灰和打手 两者组网作战 利用先进的隐身 长航时 大航程 网络和ISR 意为情报 监视 侦察 技术 将传统的直接打击和先进的电磁攻击相结合 不仅用物理毁坏的传统方式摧毁对方目标 还用网络攻击使对方的信息网络失能 使空中力量达到一个新的境界 无人机还可作为预警机 加油机 电子战飞机的平台 进一步增加舰载无人机的作战能力 4 19 2020 舰载无人作战飞机将具有高度自主能力 无人机控制员指定任务时间表 飞行途径 目标 攻击方式和武器选择 由飞机自主起飞 编队飞行 进入和退出攻击 返航直至在航母上降落 还可以自动完成空中伙伴加油 如果作战计划有变 无人机控制员可以在无人机飞行途中远程上载更新的作战计划 但不需要在任何时间直接遥控飞行和作战动作 然而 在目标高度敏感的作战环境下 高度自主的无人作战飞机容易由于误伤而损害作战目的 在敌方依然具有有效防空探测和空中拦截能力的高威胁作战环境下 高度自主的无人作战飞机的生存力受到严重威胁 在这样的情况下 人工监控甚至干预就十分必要 人的主观能动性和应变能力是高度复杂任务成功的保证 或许美国海军和空军关于无人作战飞机的路线斗争会以 同流合污 而告终 4 19 2020 第三部分变 变 变 未来的可变发动机 变 变 变 之变循环的YF120YF120不是普通的航空发动机 而是变循环发动机 GE 通用电气公司 开发的这个发动机在低速时以涡轮风扇发动机方式工作 在高速时以近似涡轮喷气发动机的方式工作 相比之下 它的竞争对手 PW 普拉特惠特尼公司 的YF119则是一台常规的涡轮风扇发动机 上世纪八九十年代航空界有一场惊心动魄的龙虎斗 美国空军的第五代 超音速巡航的隐身战斗机的竞争 在竞争的决战阶段 飞机方面剩下两个对手 YF 22和YF 23 发动机方面也是两个对手 YF120和YF119 4 19 2020 YF120 4 19 2020 竞争试飞中 装YF120的YF 22在性能上比装YF119的YF 22强 装YF120的YF 23也比装YF119的YF 23强 这个结果是合情合理的 因为YF120凭借变循环在超音速巡航时用适合超音速飞行的涡喷方式工作 而在亚音速时用适合亚音速飞行的涡扇方式工作 相比之下 YF119只用一种固定的涡扇方式工作 但是 美国空军认为YF120虽然在性能上强过YF119 却比YF119技术风险高 研制费用大 最终 美国空军放弃了YF120而选择了YF119 今天 我们看到的美国第五代战斗机F 22A猛禽 使用的就是由性能逊于YF120的YF119发展而来的F119常规涡轮风扇发动机 即使在技术先进性方面比不上YF120 F119直到2011年的今天 仍然是世界上最先进的战斗机发动机 下图是F 22A的两台F119打开加力的照片 4 19 2020 YF120虽输掉了竞争 其优异的性能和创新性的变循环方案却使其在航空发动机业拥有举足轻重的地位 这个地位重要到什么地步 我在另外一篇文章中会说明 而本文则旨在分析YF120的变循环方案 首先请大家看一看GE的经典变循环方案 YF120就是基于这个方案发展而来 4 19 2020 图中的发动机是双转子 其中低压转子由一级低压涡轮驱动 带动两级低压转子风扇 高压转子由一级高压涡轮驱动 带动一级高压转子风扇 图中表示为Core drivenstage3 和五级高压压气机 在高压涡轮和低压涡轮之间 有一级可变距涡轮导向叶片 图中表示为Variablelow pressureturbine 希望大家注意 上述结构中有两个常规发动机没有的东西 高压转子风扇 Core drivenstage3 和有可变距涡轮导向叶片 Variablelow pressureturbine 4 19 2020 除了上述在叶片上的两个新颖设计外 这个变循环发动机方案在机体上还有三处常规发动机没有的东西 1 处于低压转子风扇后面 高压压气机前面 高压转子风扇外环的前可变截面旁路引射器 图中表示为Variable areabypassinjector 2 处于低压涡轮后面的后可变截面旁路引射器 图中表示为Variable areabypassinjector 3 处于发动机后部的同心环形声学喷口 图中表示为Coannularacousticnozzle 4 19 2020 下面介绍一下这个变循环方案的工作方式 在图中下半部所示的亚音速状态 发动机的前可变截面旁路引射器后移 使得通过低压转子风扇的部分气流像常规涡扇发动机那样流过发动机外涵 同时高压转子风扇像普通高压压气机一样工作 此时的发动机是一台典型的涡扇发动机 流经外涵的风扇气流在发动机后部 通过打开的后可变截面旁路引射器进入同心环形声学喷口 并通过打开的同心环形声学喷口与从发动机内涵排气混合 从而降低喷气温度 改善声学特性 在亚音速状态 可变距涡轮导向叶片偏转 使得低压涡轮吸收更多的功率 带动低压转子风扇以较高功率工作 使得风扇产生较大比例的推力 4 19 2020 在图中上半部所示的超音速巡航状态 前可变截面旁路引射器前移 使得低压转子风扇的全部气流都通过高压转子风扇 而绝大部分通过高压转子风扇的气流进入高压压气机 仅有极少部分从前移的前可变截面旁路引射器后部进入外涵 主要用来冷却发动机 此时 发动机以近似涡喷发动机的方式工作 之所以说近似 是因为此时仍有极少部分外涵气流用来冷却发动机 这是常规涡喷发动机所没有的 这个外涵气流可以保证发动机的涡轮以比常规涡喷发动机更高的温度工作 从而提高发动机效率 在超音速巡航状态 可变距涡轮导向叶片通过变距使得低压涡轮吸收较少的功率 导致喷气的功率损失较小并产生更大的推力 上面说的是GE的经典变循环方案 YF120为了提高可靠性和维护性 对这个经典方案作了更改 4 19 2020 总体结构1 独特的高压转子风扇 如下图所示 如果按照传统的纯涡扇或纯涡喷发动机的说法 YF120是2 5 1 1布局 即 两级风扇 低压压气机 五级高压压气机 单级高压涡轮 单级低压涡轮 4 19 2020 但是YF120既不是纯涡扇 也不是纯涡喷 我觉得用2 1 4 1 1来概括YF120的总体布局更合适 即 两级低压转子风扇 低压压气机 单级高压转子风扇 高压压气机 四级高压压气机 单级高压涡轮 单级低压涡轮 其中的 单级高压转子风扇 高压压气机 就是上图中标示的 核心机 风扇 同样的部件也出现在GE经典变循环发动机的图上 请注意下图中的 Core drivenstage3 4 19 2020 总体结构2 对转双转子和高低压涡轮之间无导向器 与F119一样 YF120的高压转子与低压转子的旋转方向相反 这个反转双转子的一个关键优点是可以去掉高低压涡轮之间的涡轮导向器 无论是涡轮还是涡轮导向器 都是要承受高温燃气和高应力的部件 需要极高的加工工艺 YF120大胆地利用了这个优势 去掉了高低压涡轮之间的涡轮导向器 相比之下 F119出于降低技术风险的保守考虑 仍然保留了高低压涡轮之间的导向器 上面关于总体结构的分析 指出了YF120的两个关键特点 独特的高压转子风扇和取消了高低压涡轮之间的导向器 下面分析YF120的变循环方式与GE经典变循环方式的不同之处 4 19 2020 最关键的不同 用两组风扇活门代替前变截面旁路引射器 请大家注意下图中标示为 可调外涵 的活门与标示为 主外涵 的另一组活门 4 19 2020 这个不同的着重点就是 YF120更强调高压风扇在涡扇状态的风扇作用 即 YF120在涡扇状态是两级低压转子风扇和一级高压转子风扇同时通过大开的 可调外涵 活门与 主外涵 活门向外涵排气 而GE经典变循环方案却是在涡扇状态主要依靠低压转子风扇向外涵排气 我认为YF120在这里比GE的经典方案更前进了一部 因为YF120在涡扇状态是高低压转子风扇同时成为涡扇中的 扇 而经典方案则是主要由低压转子风扇成为涡扇中的 扇 当进入超音速巡航模式时 YF120与GE经典方案类似 通过调节 可调外涵 活门与 主外涵 活门 仅仅使极少的气流通过外涵用以冷却发动机 从而进入近似涡喷发动机的模式 当然 GE经典方案用的前可变截面旁路引射器 Variable areabypassinjector 而不是两组活门 4 19 2020 另外的一个不同 YF120取消了利用同心环形声学喷口 Coannularacousticnozzle 排放外涵气流 可变距涡轮导向叶片的作用是调节涡轮通过燃气所吸收的功率 这个功率是用来带动风扇和压气机的 这种调节作用的存在 使得变循环发动机无论在涡扇和涡喷模式都可顺利运转 GE经典方案是有可变距涡轮导向叶片的 其位置在高压涡轮和低压涡轮之间 但是YF120大胆地取消了高压涡轮和低压涡轮之间的导向器 根本不可能在这个位置有可变距涡轮导向叶片 如果YF120有可变距涡轮导向叶片 则处于高压涡轮前 燃烧室后面的高压涡轮导向叶片不是传统的固定式 而是可变距的 但是高压涡轮导向叶片直接受到从燃烧室排出的高温高压燃气冲击 将其做成可变距的技术难度是非常大的 如果YF120的确用了可变距高压涡轮导向叶片 我就非常理解美国空军为什么要置其优异的性能而不顾 放弃YF120了 4 19 2020 那么是否有可能YF120没有可变距涡轮导向叶片呢 我觉得大概是可以的 原因是YF120有三组主要的调节活门和可调的喷口 这些活门和喷口的综合调节 可以在没有可变距涡轮导向叶片的情况下保证发动机在涡扇和涡喷状态有效工作 当然 这种没有可变距涡轮导向叶片的调节 其效果要打折扣 使得YF120只能以较窄的范围在涡扇和涡喷之间转换 我觉得从公布的数据看 YF120以涡扇方式工作时 涵道比是零点三二 仍然是比较小的战斗机发动机涵道比 在这个狭窄的范围内调节 没有可变距涡轮导向叶片大概是可以实现的 说明 本段所说YF120的三组活门指的是前面YF120结构图中标示的 可调外涵 活门 主外涵 活门 VABI 活门 总结一下 这个关键疑点是 YF120是否有可变距涡轮导向叶片 我的分析是 可能有也可能没有 如果有 就是技术挑战非常大的可变距涡高压轮导向叶片 如果我是美国空军 也一定要放弃YF120 如果没有 就是综合利用各种活门和喷口来实现狭小范围的调节 而YF120在涡扇状态恰恰仅仅有0 32的涵道比 4 19 2020 美国航空业瞄准2018左右的天空 正在用一系列的 复杂的而又精密配合的计划 开发新一代的航空发动机 这个正在轰轰烈烈 交互支持地推进的庞大计划体系的核心之一 就是一个被称作ACE的技术 ACE在这里是AdaptiveCycleEngine的缩写 可以翻译为适应性循环发动机 ACE适应性循环发动机技术是GE变循环发动机技术的进一步发展 GE变循环可以实现发动机在涡轮喷气模式和小涵道比涡轮风扇发动机模式之间的转换 而ACE适应性循环则进一步扩大了转换的范围 发动机不但可以用涡喷模式在高速工作 也可以用较大涵道比的涡扇模式在起飞 空中待机之类的低速下非常省油 非常高效率地工作 甚至有人认为 以ACE为核心的下一代发动机标志着航空发动机的又一次革命 就类似从涡轮喷气发动机到涡轮风扇发动机的革命 我在变 变 变 之变循环的YF120中提到GE的变循环在航空发动机业有非常重要的地位 就是指这个ACE适应性循环很可能是下一代发动机的核心技术 4 19 2020 ACE在近似涡喷模式和较大涵道比涡扇模式间的转换 非常值得谈的 有两个关键 一个细节 和一个感慨 第一个关键是低压转子风扇后的涵道活门 下图中下方最左边方块所示 可以改变发动机的涵道比 低速时活门开启 低压转子风扇把大部分气流排放到涵道中而不进入核心机 高速时活门关闭 则相当部分气流进入核心机 这与GE变循环在原理上一样 但技术的进步会使ACE的这一段有大得多的变化范围 这个大得多的变化范围主要通过两方面实现 一是为驱动这两级低压转子风扇使用了两级低压涡轮而不是GE变循环中的单级低压涡轮 并且针对低压涡轮有我在下一篇文章中会说到的热端创新 二是低压转子风扇及其前 后的可变距静子叶片虽技术进步而可以通过前面说的两级低压涡轮和热端创新而提供的巨大功率变化而在大范围改变压比 关于可变距风扇 压气机导向叶片 已经在五六十年代的J79发动机上大量使用 并在诸如F100 F119等许多发动机上使用 是非常成熟并在继续发展的技术 4 19 2020 第二个关键是第二级低压转子风扇的外端 所谓外涵道叶片上风扇 上图中上方最左侧方块所示 这个创新性的外风扇在低速时 可以通过前述两级低压涡轮提供的巨大功率 在可变距静子叶片的协助下以高压比工作 增加发动机的涵道比 在高速时 因为低压涡轮提供功率减小 外涵道叶片上风扇在可变距静子叶片的协助下以低压比工作 提供类似现有发动机的外廓气流的作用 4 19 2020 上图中高压转子风扇前面有一条斜线 这条斜线与前面一条上端截止于内涵道内壁 下端截止于高低压转子外廓德的纵线 构成了高压转子风扇的导向叶片 这个叶片被用一条曲线代表的核心发动机外壁分隔成了位于上面的内涵道部分和位于下面的压气机部分 其中内涵道部分在上述斜线和纵线之间还有一条纵线 这条中间纵线和斜线的内涵道部分 构成了这个导向叶片的可动后缘 这个可动后缘与位于高压转子风扇后面的静子叶片 极可能也是可变距的 一道 调节高压转子风扇的压比 使其既在低速时与低压转子风扇一起实现为较大涵道比涡扇作贡献 又在高速时使发动机在极小涵道比的近似涡喷方式工作 4 19 2020 基于这个细节 我有一个感慨 本来还有一个非常简便的方法调节内涵道 就是在内涵道后面加调节内涵道活门 这与ACE本来就有的中涵道活门是一个原理 区别就是内涵道活门不会象中涵道活门那样在高速时全部关闭 而是开一个小口使发动机在极低涵道比下工作 ACE之所以不用这个简单的办法 应该是其开发者自信采用高压转子风扇前后的可调导向叶片足以产生同样的效果 因为这些导向叶片无法取消 无法被替代 所以取消了内涵道活门 这种不畏冒险的自信 已经使得GE输掉了YF120与YF119的竞争 却在ACE上依然如故 怎能不令我感慨 4 19 2020 一系列的技术创新正在围绕着ACE适应性循环而处于紧锣密鼓的开发之中 我仅就自己能理解的 谈一谈其中三个方面的创新 这些创新不一定都会实现 而且肯定在开发过程中会不断改进和完善 所以我下面谈的东西很可能与未来真正出现的下一代发动机会有不同 4 19 2020 第一个方面的创新是发动机热端在可调节涡轮上的创新 这个方面有两大关注点 可变距涡轮导向叶片和涡轮间燃烧器 先说可变距涡轮导向叶片 如下图所示 ACE继续使用在F119和YF120上开发出来的互相反转的双转子结构 并理所当然地取消了高压涡轮和低压涡轮之间的导向器 对于这种在较大涵道比和极小涵道比之间大幅度转换的发动机而言 既然没有高低压涡轮之间的导向器 就极可能需要使高压涡轮导向叶片成为可变距的可调节形式 考虑到高压涡轮导向叶片需要承受刚刚从燃烧室喷出的高温高压燃气 将其做成可变距是非常大的