开拓航空新天地

吴　戈

人类对航空技术的探索还远未结束,近年正在研究的一些新技术也许将使今后的飞行器打破传设计,广泛应用新技术新成果,创造出惊人的飞行性能。下面介绍一下先进飞行器前沿技术的一些情况。

计算机和验证机

计算机和技术验证机这两种东西本来不大相关,但在新的航空科技复兴的背后,前者从工具的角度,后者从方法的角度发挥着重要的作用。

计算空气动力学(CFD)在各个方面都取得了长足进步,CFD软件的运行平台越来越便宜,而且功能空前强大,从而可以模拟复杂流动现象,解决和分析许多流动问题。虽然在设计阶段,风洞和飞行试验仍然非常必要,但相比之下,CFD使飞机细节设计的成本大大降低。

计算机也使飞行控制发生着革命性的变化。20世纪70年代,人工增稳的电传操纵系统是数字式和模拟式计算机的早期应用,使F-16战斗机在设计中采用放宽飞机的静稳定性成为可能。今天的计算机技术又达到了更高的水平,设计师们在设计飞机时允许各个方向都是静不稳定的,电传操纵系统也将实现对飞机气动力和推力的一体化控制。

进入原型机制作阶段后,信息技术可以有效地兼顾进度、成本和质量三个要素。波音的“鬼怪”工程队在X-32和X-36等一系列原型机设计就充分借助了计算机辅助设计和制造。著名飞机设计师伯特·鲁坦也创造出了利用气动验证机大大缩短设计周期的方法,他最新的缩比原型机——“亚当”M309双发轻型飞机从签合同到首飞只用了不到10个月。

目前,利用先进信息技术提供的更高效的数据传输和更灵巧的控制系统,使飞行器在研制中先制造低成本的缩比无人原型机成为可能,这对降低研制成本和提高效率具有重要意义。

高技术需要大投入,在经费有限的今天,面对更高的技术指标,必然出现更多的验证项目。1990以来,美国国防部先进研究计划局(DARPA)、航空航天局(NASA)和空军等部门一方面加强了相互的合作,同时,它们开展的试验机项目数量超过前30前的总和。比如NASA和空军、国家空间侦察办公室联合开展的某些空间研究项目正被移植到以飞机为载体的计划中,重点瞄准军事和经济领域里的应用。

信息技术也提供了方便快捷的交流手段和一体化的产品监督手段,从而使项目管理更加高效,这在美军的“环球鹰”无人机等一批先进概念技术验证(ACTD)计划中已发挥了重要作用。作为同类装备中的高端产品,“暗星”隐身无人机避免了这类项目常见的昂贵和拖延的通病。相比之下,美国过去的X翼飞机、X-29前掠翼飞机和F-15短距起降等先进技术验证机,每个项目都耗时好几年,花费超过10亿美元。

长航时直升机

80年代,DARPA曾研制过一种“琥珀”小型直升机,续航时间超过28小时,并具有非常好的可靠性。目前,它的设计者亚伯拉罕·卡莱姆又在加州维克托维尔(Victorville)为该局研制“开拓者A160”。“开拓者A160”的续航时间可达到30～48小时、实用升限16760米、不加油航程达3700～5500公里,这些性能都大大超过了现有直升机的纪录。

这种直升机的基础是对直升机设计理论的重新认识。常规直升机旋翼的转速范围很窄。为了实现各种复杂的控制,桨叶之间铰接在一起。为了减轻重量,桨叶采取柔性结构设计。这些都使旋翼系统变得非常复杂,从动力学角度又很容易引起振动。

常规直升机旋翼的额定转速一般都是它的最大转速,因为这样可以减小直升机飞行状态下前行桨叶与后行桨叶间的速度差,维持飞行稳定。小型直升机的旋翼转速一般限制在450～500转/分钟以下,以保证直升机以设计巡航速度飞行时,前行桨叶相对气流处于亚音速状态(大约为M06)。在直升机的速度或重量显著低于额定值时,旋翼工作转速远远大于所需要的值。这样一来,桨叶的升阻比就会降低,发动机输出功率增大,造成很大的浪费。

“开拓者A160”的旋翼是一种无铰刚性旋翼,直径比通常的直升机旋翼要大,在相同的飞行重量下,旋翼载荷小了很多。更重要的是,它的转速可以降到其最大转速的40%。也就是说,它能以150～350转/分钟的转速工作,桨尖速度只有M025。同时,它的桨叶由根部向梢部逐渐变细,相对厚度也不断变化,以最大限度地提高升阻比。为了避免振动,桨叶做得又轻又硬,而且桨叶在上下、前后和扭转三个方向的刚度也由根部向梢部逐渐降低,使桨尖比桨根柔软许多。上述要求用常规的材料是无法实现的,一切都归功于定向缠绕的碳纤维复合材料的应用。

这一系列先进技术使“开拓者A160”在低速度、小重量情况下的气动效率获得了惊人的改善。再加上在“琥珀”无人机研制中开发的功率300千瓦的高性能往复式发动机,使这种无人直升机的航程和续航时间有了重大突破,最大速度达到每小时260公里。因为旋翼转速非常低的缘故,它还出人意料地安静。

在“开拓者”系列中,由洛勒尔(Loral)公司设计的W570型曾参加“蒂尔2+”项目的竟争,虽然没有中标,但它在技术概念上显然更为先进。“开拓者A160”的研制始于1998年,开始改装了一架罗宾逊R22轻型直升机,以试验A160无人机自主飞行控制系统。在当年2月失事前,已经靠自主飞行控制成功地飞行了215小时。对于一架垂直起降飞行器来说,这已经是一项令人羡慕的成就了。目前,该机独特的旋翼系统正在进行地面试验。试验表明,虽然偶尔有振动问题,但绝大多数时段运行良好,性能数据令人满意。

鸭式旋转翼飞行器

为了扩大垂直起降飞行器的性能包线,“鬼怪”工程队和DARPA还在进行另一个项目——“蜻蜒”鸭式旋翼无人验证机,计划耗资2400万美元,用3年时间进行设计、制造和试飞。

直升机与固定翼飞机在外表上大相径庭,但实际上直升机的旋翼和固定翼飞机的机翼在基本原理上差别不大,目的都是产生升力。只不过直升机旋翼是在旋转中产生升力,将机体垂直抬起,而且其前飞也主要靠这种升力的一个分量,而固定翼飞机要靠发动机的向前推力使机翼在空气中运动,从而产生升力,逐渐将飞机抬起来。正因为如此,二者就各有长短,固定翼飞机无法垂直起飞,直升机速度无法太快。将两者的优势结合起来的设想早已五花八门,其中最常见的当然是将旋翼和机翼的功能合一,先旋转,实现垂直起飞后再将其锁定,成为固定的机翼,利用喷气等推进方式实现快速前飞。

然而,这种设想看似简单,却蕴含着复杂的空气动力学和飞行力学难题,因而多年来步履维艰。

这种飞机将早已存在的概念——翼尖喷气直升机和可固定旋翼直升机——和最新的三翼面固定翼飞机思路融合在一起,采用了带鸭翼的可固定旋翼(CRW)布局,可以说别具匠心。

这种CRW概念与80年代中期的X翼概念全然不同,X翼飞机有一个复杂的驱动和传动机构系统,试图在飞行中将正承受着载荷的4叶旋翼停下来,作为固定翼飞机的机翼用。CRW则将依靠两片较厚的旋翼,象直升机那样垂直起飞、悬停和转换到前飞状态,随着前飞速度增大,前面的鸭翼和后面的尾翼襟翼下偏,它们所产生的升力可逐渐减轻旋翼所受的载荷,更容易转换到常规的靠机翼产生升力的喷气飞行。当时速达到220公里时,旋翼就可完全卸载,并锁定在侧面位置,鸭翼和水平尾翼的襟翼上偏复位,象固定翼飞机一样,承担起在空中飞行所需的各种力和力矩。过渡过程在时速110～220公里之间完成。

常规的直升机旋翼系统需要庞大、笨重而复杂的传动装置,而CRW的旋翼与众不同,它是靠反作用驱动系统旋转。该系统将发动机喷流通过旋翼主轴向上引导到旋翼桨叶内的钛合金通道内,加压的气体作为翼尖喷流排出。旋翼没有前缘滞后或挥舞机构,但有变距铰。由于主旋翼不是由机械系统驱动,不会产生扭矩,因此也不需要抗扭矩尾桨。

综合推进系统将引导并约束发动机产生的喷流进入其两叶旋翼系统,或进入机尾常规喷管生产推力,或两者兼顾。由活门系统在旋翼翼尖管道和常规的尾喷管之间分配发动机喷流。其实,这种推进方式也早在20世纪50年代就有人提出,只是相关技术发展到现在才有了实现的可能。它最大的优点是旋翼状态飞行和固定翼状态飞行共用一台发动机的动力,为增加有效载荷提供了可能。

这一概念从1990年起就在不断完善,计划第一阶段研制和试验全尺寸的综合推进系统。同时降低风验,完善技术,研究飞行控制律和导航系统,包括用一个六自由度模拟器验证飞行力学性能,各种相关技术也将进行单独的试验。第二阶段将进行系统验证、详细设计和样机制造。

该机的初步布局是机身长54米,水平尾翼翼展26米,鸭翼翼展24米,机高2米,旋翼直径约37米,重590公斤,估计最大速度将超过695公里/小时。 头两架主要用于试验的验证机,有效载荷不大,采用曾用于AGM-129先进巡航导弹的低涵道比威廉姆斯F-112涡轮风扇发动机。

波音公司声称,这种飞行器的尺寸和性能可根据需要升级,比如作为2～25吨级的无人机,并可以用旋翼后掠的方式使其速度提高到高亚音速。另外,随着普通直升机旋翼尺寸的增加,发动机功率增大,转速降低,旋翼扭矩迅速增大,严重限制了直升机的大型化。而“蜻蜓”的桨尖喷气旋翼在这方面很有吸引力。

有得必有失,这种飞行器也有与生俱来的弱点。首先是旋翼载荷达到了直升机的上限,和CH-53E相等,这在需要悬停作业时是个大问题。另外,低涵道比涡扇发动机在亚音速巡航时并不理想,尤其是在飞行高度很低时。对称翼型同样也只是一个折衷的方案,它必须在两个方向都能很好地产生升力。

当然,这种飞行器如果成功,在充分结合直升机的垂直起降能力和喷气式固定翼飞机的高速飞行能力方面将是一个新的突破。它将能从有限区域(如小型舰艇甲板)起降,可用于侦察、通信、武器投放和城市战等,潜在用途非常广泛。

安静超音速平台

常规起降飞机也有很多改进余地,其中一个重要目标就是既能以超音速巡航飞行,又不产生音爆。音爆是长期困扰超音速客机的问题,目前DARPA也在开展这个兼具军事和民用价值的研究。该部门相信,只有采取革命性的综合技术措施才可望突破这一难题。

去年初,洛克希德-马丁公司透露了一种与“湾流”公司联合研究的可能用于“安静超音速平台”的设计方案。该方案采用双发动力装置,机翼展长17米、前缘后掠角极大、弦长沿展向渐窄,不同一般的锥形长鼻机头,主翼与倒V字形尾翼重叠。据说,采用这些设计都可能与音爆抑制的考虑有关。

洛克希德公司拒绝透露设计细节,但要想完全消除音爆,从原理上讲是根本不可能的,所以“安静超音速平台”的目标只是尽量减弱音爆强度,最终弱到地面听不到。

超音速飞机产生的激波是一个N形波,也就是说有两个压力陡增过程。一个对应于机首,另一个对应于机尾。空气在流过机首处的激波后压力陡增,经过机身的膨胀区,压力逐渐降低,然后在机尾处再次通过激波而增压,最后在尾流区恢复到正常值。N形压力波传至地面,在地面的人们听起来就是两声爆炸声,这就是所谓音爆。

20世纪70年代,一个名叫理查德·西贝斯的研究者提出,音爆效应可以通过将飞机机首做成钝体来减弱。这样的话,在机首激波的顶端就形成了一个“压力针”(局部高压区),使那里的空气温度和音速大大升高,可减缓其它大部分区域的压力剧增程度。西贝斯还建议将机翼做成边条一样沿机身全长分布,借此减小机首激波的峰值。他的最后结论是,如果激波强度足够弱,音爆就可以不被地面上的人听到。

1996年,已经是科罗拉多大学教授的西贝斯分析了超音速飞机的音爆信号特征,结果显示:音爆的压力峰值有可能降至每平方英寸045磅,完全可以符合有关国家对超音速陆上飞行的环保规范。

同时,摩根·斯特恩也为前麦道公司提出过一个类似方案,其机首安装了可变前缘的前舵。目的和西贝斯的设想基本一致,也是想产生一个高压区。同时他还提议用机翼后缘襟翼打开的方法增加后机身处的压力,以此减弱尾激波的强度。

洛克希德-马丁公司方案中的锥形机首也是想产生“压力针”,它那后掠角极大的箭形机翼沿机身分布很长,倒V形尾翼或许是为了产生额外升力,而且会比机翼内侧后缘产生升力的效果要好得多。

20世纪30年代,德国著名空气动力学家阿道夫·布兹曼曾提出过超音速双层翼的飞机布局。从理论上讲,这是一种外部没有激波产生的布局。洛克希德-马丁公司希望遵循这一思路,通过利用主翼和尾翼间的有利影响实现消除或减弱音爆的目的。

目前,虽然计算流体力学和风洞试验显示,到达地面的激波强度可能达到人耳听不到的程度,但由于音爆现象较为复杂,缩比验证机试验可能作用不大,只有全尺寸原型机试验才能提供足够有力的证据。

另外,DARPA还要求各公司考虑其它的音爆抑制方法,特别提到了等离子体技术在超音速减阻中的应用。这也能减弱激波的强度,从而抑制音爆。俄罗斯研究人员从20世纪70年代就在开展这方面的研究,据说已有所突破,但美国空军研究实验室所进行的一系列试验,至今仍不完全了解其中的机理。例如,激波强度减弱的原因是空气加热,还是气体分子结构的激发,抑或两者兼而有之,还没有一个一致的解释。

要实现超音速巡航,另一些主要关键技术还包括超音速层流控制。它能减小飞机阻力,进而降低油耗,减轻飞机重量。NASA于90年代开展的高速研究项目中曾在F-16L试验机上安装了相关实验装置。目前,DARPA倾向于运用了层流控制技术的自适应外形,而不是NASA试验过的复杂的、难以维护的机翼吸气技术。新型高涵道比发动机,罗·罗公司已计划研制涵道比达2∶1的超音速巡航发动机。

一旦“安静超音速平台”取得成功,无疑将具有重大军事意义。美国空军的空天远征部队迫切需要远程超音速飞机担当侦察、危机快速反应和打击的重任,使美国空军在新的技术层次上重建远程全球打击能力。超音速运输机也将大大增强美国本土和战场间的人员装备输送能力。至于超音速公务机和大型客机的经济价值就不必多说了。

飞控、推进与隐身三位一体

先进固定翼飞机发展的另一个方向是飞行控制与推进系统一体化,并与隐身有机结合起来。到2007年,美国空军和NASA将试飞一种验证机,不仅没有尾翼,连常规的气动控制装置和控制面都没有,由推力系统取而代之。最终,连推力喷管都要隐蔽地融合于机身,形成理想的干净简洁的气动外形。

取消气动控制装置和控制面可以减少重量、阻力和复杂性,同时由于消灭了缝隙和可动部件,就可以采用在各个方向雷达反射截面都最小的外形。由于双基地雷达等反隐身技术正在发展,飞机的全方向隐身日益重要,而取消垂尾这种雷达反射最强的部件当然意义不小。一个挑战是现在F-22所用的考虑了隐身的推力矢量喷管的重量、成本和复杂性都较高。

目前正在开展的“缩合高性能涡轮发动机技术”(IHPTET)计划中,通用电气和阿利逊先进项目部正在试验一种喷管。它采用射流技术来改变喷管的出口面积,并实现推力矢量控制,而不必改变喷管的实际形状。这样做的好处在于取消了高温高负载的活动部件,这些部件的维护工作量很大。它还使灼热的喷管结构可以与周围的机体结构一体化,从而减轻重量。固定喷管的外轮廓可以充分配合整个机体的隐身外形的需要。其内部形状可以根据气动效率和热效率的需要充分优化,而不必受实现可变几何形状的需要的束缚。在射控喷管中,来自压缩机的高压空气进入喉道周围的引射器,然后打开阀门,高压空气可使喉道的边界层加厚,从而减少喉道的面积。

据NASA的资料,推力矢量控制可以通过在喷管的扩散段使用引射器来实现,在喷流的一侧注入高压空气,会在喷流中产生一个斜激波,它会使喷流偏离引射点。NASA的试验表明,喷流偏转角度可以由改变通过引射器的流量来实现,最大可达到15度。

波音的X-36无人研究机可能采用了只能控制偏航方向的简单射控喷管。它没有可见的活动部件,其设计是X-36项目中唯一的绝密部分。美国空军研究实验室发现,射控喷管技术可用于改善混合,减少喷流的峰值温度,从而有利红外隐身。在相关项目中,该实验室正在研究便宜的高温复合材料喷管结构,有不少材料可以与隐身飞机的雷达吸波材料兼容。

将推力矢量控制与飞行控制一体化的工作也在继续。1998年3月,NASA宣布开始VECTOR(推力矢量、超短距起降、控制与无尾飞行研究)计划,在一架X-31验证机上装一台沃尔沃公司的RM12发动机和通用电气公司的轴对称推力矢量喷管(AVEN),以及先进大气数据系统,并取消了垂尾。发起者包括美国海军和瑞典。后者当时试图研制JAS39的无尾型,超短距起降研究的目的是满足舰载的要求。采用的方法包括以过失速迎角低速进场,利用推力矢量阻止飞机进一步上仰,以便短距着舰。

美国空军和NASA的ACTIVE(一体化飞行器先进控制技术)计划,自1996年开始进行首次飞行以来,进展顺利。它采用了80年代中期为短距起降/机动技术验证(S/MTD)计划而改装的一架F-15B,增加了俯仰/偏航推力矢量喷管。该计划的目的是获得推力矢量控制的详细数据,以研究相关的控制律,而不是验证某些极端的飞行性能。1999年4月完成的第一阶段试飞,采用了运用神经网络技术的智能飞控系统(IFCS)。该系统能实时精确调整控制律,调整系统增益,以实现飞行员的机动指令。常规飞控系统的控制律是由软件决定的,并根据飞机的布局(重量和外挂等)来调节,而运用神经网络技术的飞控系统在理论上能控制飞机的任何布局状态,甚至在飞机受损时控制未知的布局。

ACTIVE的成功使美国空军、NASA和企业界提出了一个后续计划。按照此计划,由空军研究实验室、NASA、洛克希德-马丁和普惠公司组成的联合小组,正在研究一种的推力矢量试验机X-44A。这是一种以F-22的机体、发动机和机载系统为基础的技术验证机。该机也称为MANTA,即多轴无尾飞机(Multi-Axis No-Tail Aircraft)。目前正在进行可行性研究,要到2007年才会试飞,但现在就已编入X系列,说明该项目较受高层重视。它除了有俯仰、偏航推力矢量喷管,估计还采用了无尾布局,甚至没有可动的气动控制面。这将使其结构简化、重量减轻、载油量增加,并更加隐身。X-44A的技术,加上射控喷管以及超音速巡航方面的成果,将产生新的一代隐身与气动效率相结合的高性能飞机。

未来的战略运输机

先进飞行器的另一个重要方向就是改善大型亚音速飞机的性能,这主要针对未来大型战略运输机、加油机甚至战略轰炸机,当然后者很可能是以巡航导弹/无人战斗机载机的面目出现。美国空军近年来日益重视远程攻击型飞机发展,不久完全可能提出新一代战略轰炸机的研制方案。

美国空军与NASA联合开展的一项Revcon计划就与此密切相关。波音的“鬼怪”工程队对连翼机的研究已有多年,目前已提出了一种集情报、监视与侦察(ISR)功能于一身的无人飞机方案。它采用菱形翼布局,美国空军研究实验室将该机称作“传感器”飞机,其前翼前缘和后翼后缘将装有超大型电子控制天线阵,每个天线阵覆盖一个象限,既可作为主动或被动传感器,也可作为数据链天线。它还将携带用于探测空中目标的远程红外搜索跟踪系统,以及三维激光成像系统等光电传感器。

该机采用的连翼布局是一种“共面”设计,即前后翼处在同一平面上,发动机和燃料装在机身内,主要的控制翼面装在前翼后缘,在翼尖还有扰流器式的副翼。目前计划将一架S-3“北欧海盗”反潜机改装成载人连翼原型机。

连翼布局和翼身融合体布局都是未来运输机和加油机考虑的方案,洛克希德-马丁公司提出了一种连翼布局的变型——盒式翼。它与典型的连翼布局的区别在于前后翼的翼尖通过端板相连,这不仅消除了翼尖干扰,端板还可容纳外侧空中加油套管,将可取代KC-135的空中加油机。

波音则正和NASA联合验证一种原来由麦道公司研究过的翼身融合体(BWB)布局。这种布局在B-2那种典型飞翼布局上又进了一步,主要用于超大型飞机。它将宽大的三角形机体与较薄的外翼结合起来,比传统的圆柱形机身有更好的空间/面积比。该布局的展向载荷比B-2更均衡,从而可进一步减轻重量。它还采用了先进的飞控系统,并利用配平油箱使重心后移,以减小配平阻力。与B-2不同的是,它的外翼上还有前缘缝翼和襟翼,从而允许更高的翼载荷。

BWB布局还将充分利用超高涵道比发动机,其涵道比高达20,而目前的发动机一般只有6～8。这种发动机效率更高,但要装在常规布局的飞机上,发动机短舱会大大增加阻力,还需要更长的发动机吊挂结构和起落架,使重量大为增加,从而抵消发动机带来的好处。在BWB布局上,这种发动机将装在机身中段的后缘。

BWB布局最大的挑战之一是制造非圆柱形的增压舱结构,裁剪复合结构,制造弯曲而刚度较高的面积而重量轻的蒙皮。另外,高涵道比发动机由于其核心机部分较小,难以为机舱增压提供足够的空气,因此BWB布局需要电动辅助动力系统。

现有的BWB布局方案翼展达75米,目前已制造了一个14%的缩比模型,翼展105米,装3台威廉姆斯WR24发动机,专用于研究BWB布局的低速稳定性和操纵品质,计划明年初试飞。

同时,洛克希德-马丁公司还在研究超大型盒式翼飞机,包括最终可能替代C-5“银河”大型运输机的超级军用运输机,其有效载荷超过159吨。它的设计难度比BWB布局要稍小些,主轮轮距较小的起落架直接装在机身下,更能适应现有机场和地勤设施。

责任编辑:思空 ■