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,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。

計算機和驗證機

計算機和技術(shù)驗證機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軟件的運行平臺越來越便宜,而且功能空前強大,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)計階段,風(fēng)洞和飛行試驗仍然非常必要,但相比之下,CFD使飛機細(xì)節(jié)設(shè)計的成本大大降低。

計算機也使飛行控制發(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)字式和模擬式計算機的早期應(yīng)用,使F-16戰(zhàn)斗機在設(shè)計中采用放寬飛機的靜穩(wěn)定性成為可能。今天的計算機技術(shù)又達(dá)到了更高的水平,設(shè)計師們在設(shè)計飛機時允許各個方向都是靜不穩(wěn)定的,電傳操縱系統(tǒng)也將實現(xiàn)對飛機氣動力和推力的一體化控制。

進(jìn)入原型機制作階段后,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”工程隊在X-32和X-36等一系列原型機設(shè)計就充分借助了計算機輔助設(shè)計和制造。著名飛機設(shè)計師伯特·魯坦也創(chuàng)造出了利用氣動驗證機大大縮短設(shè)計周期的方法,他最新的縮比原型機——“亞當(dāng)”M309雙發(fā)輕型飛機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)更多的驗證項目。1990以來,美國國防部先進(jìn)研究計劃局(DARPA)、航空航天局(NASA)和空軍等部門一方面加強了相互的合作,同時,它們開展的試驗機項目數(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目正被移植到以飛機為載體的計劃中,重點瞄準(zhǔn)軍事和經(jīng)濟領(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,從而使項目管理更加高效,這在美軍的“環(huán)球鷹”無人機等一批先進(jìn)概念技術(shù)驗證(ACTD)計劃中已發(fā)揮了重要作用。作為同類裝備中的高端產(chǎn)品,“暗星”隱身無人機避免了這類項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、X-29前掠翼飛機和F-15短距起降等先進(jìn)技術(shù)驗證機,每個項目都耗時好幾年,花費超過10億美元。

長航時直升機

80年代,DARPA曾研制過一種“琥珀”小型直升機,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)有直升機的紀(jì)錄。

這種直升機的基礎(chǔ)是對直升機設(shè)計理論的重新認(rèn)識。常規(guī)直升機旋翼的轉(zhuǎn)速范圍很窄。為了實現(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。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)直升機旋翼的額定轉(zhuǎn)速一般都是它的最大轉(zhuǎn)速,因為這樣可以減小直升機飛行狀態(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,以保證直升機以設(shè)計巡航速度飛行時,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)動機輸出功率增大,造成很大的浪費。

“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”無人機研制中開發(fā)的功率300千瓦的高性能往復(fù)式發(fā)動機,使這種無人直升機的航程和續(xù)航時間有了重大突破,最大速度達(dá)到每小時260公里。因為旋翼轉(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)計的W570型曾參加“蒂爾2+”項目的竟?fàn)?雖然沒有中標(biāo),但它在技術(shù)概念上顯然更為先進(jìn)。“開拓者A160”的研制始于1998年,開始改裝了一架羅賓遜R22輕型直升機,以試驗A160無人機自主飛行控制系統(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)是一項令人羨慕的成就了。目前,該機獨特的旋翼系統(tǒng)正在進(jìn)行地面試驗。試驗表明,雖然偶爾有振動問題,但絕大多數(shù)時段運行良好,性能數(shù)據(jù)令人滿意。

鴨式旋轉(zhuǎn)翼飛行器

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

直升機與固定翼飛機在外表上大相徑庭,但實際上直升機的旋翼和固定翼飛機的機翼在基本原理上差別不大,目的都是產(chǎn)生升力。只不過直升機旋翼是在旋轉(zhuǎn)中產(chǎn)生升力,將機體垂直抬起,而且其前飛也主要靠這種升力的一個分量,而固定翼飛機要靠發(fā)動機的向前推力使機翼在空氣中運動,從而產(chǎn)生升力,逐漸將飛機抬起來。正因為如此,二者就各有長短,固定翼飛機無法垂直起飛,直升機速度無法太快。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)然是將旋翼和機翼的功能合一,先旋轉(zhuǎn),實現(xiàn)垂直起飛后再將其鎖定,成為固定的機翼,利用噴氣等推進(jìn)方式實現(xiàn)快速前飛。

然而,這種設(shè)想看似簡單,卻蘊含著復(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。

這種飛機將早已存在的概念——翼尖噴氣直升機和可固定旋翼直升機——和最新的三翼面固定翼飛機思路融合在一起,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翼飛機有一個復(fù)雜的驅(qū)動和傳動機構(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,作為固定翼飛機的機翼用。CRW則將依靠兩片較厚的旋翼,象直升機那樣垂直起飛、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構(gòu),但有變距鉸。由于主旋翼不是由機械系統(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)動機產(chǎn)生的噴流進(jìn)入其兩葉旋翼系統(tǒng),或進(jìn)入機尾常規(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)動機噴流。其實,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)在才有了實現(xiàn)的可能。它最大的優(yōu)點是旋翼狀態(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,計劃第一階段研制和試驗全尺寸的綜合推進(jìn)系統(tǒng)。同時降低風(fēng)驗,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證飛行力學(xué)性能,各種相關(guān)技術(shù)也將進(jìn)行單獨的試驗。第二階段將進(jìn)行系統(tǒng)驗證、詳細(xì)設(shè)計和樣機制造。

該機的初步布局是機身長54米,水平尾翼翼展26米,鴨翼翼展24米,機高2米,旋翼直徑約37米,重590公斤,估計最大速度將超過695公里/小時。 頭兩架主要用于試驗的驗證機,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。

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,并可以用旋翼后掠的方式使其速度提高到高亞音速。另外,隨著普通直升機旋翼尺寸的增加,發(fā)動機功率增大,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。首先是旋翼載荷達(dá)到了直升機的上限,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)合直升機的垂直起降能力和噴氣式固定翼飛機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)計方案。該方案采用雙發(fā)動力裝置,機翼展長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頭,主翼與倒V字形尾翼重疊。據(jù)說,采用這些設(shè)計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度,最終弱到地面聽不到。

超音速飛機產(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)于機首,另一個對應(yīng)于機尾?？諝庠诹鬟^機首處的激波后壓力陡增,經(jīng)過機身的膨脹區(qū),壓力逐漸降低,然后在機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)可以通過將飛機機首做成鈍體來減弱。這樣的話,在機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。西貝斯還建議將機翼做成邊條一樣沿機身全長分布,借此減小機首激波的峰值。他的最后結(jié)論是,如果激波強度足夠弱,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)。同時他還提議用機翼后緣襟翼打開的方法增加后機身處的壓力,以此減弱尾激波的強度。

洛克希德-馬丁公司方案中的錐形機首也是想產(chǎn)生“壓力針”,它那后掠角極大的箭形機翼沿機身分布很長,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現(xiàn)消除或減弱音爆的目的。

目前,雖然計算流體力學(xué)和風(fēng)洞試驗顯示,到達(dá)地面的激波強度可能達(dá)到人耳聽不到的程度,但由于音爆現(xiàn)象較為復(fù)雜,縮比驗證機試驗可能作用不大,只有全尺寸原型機試驗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,但美國空軍研究實驗室所進(jìn)行的一系列試驗,至今仍不完全了解其中的機理。例如,激波強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。它能減小飛機阻力,進(jìn)而降低油耗,減輕飛機重量。NASA于90年代開展的高速研究項目中曾在F-16L試驗機上安裝了相關(guān)實驗裝置。目前,DARPA傾向于運用了層流控制技術(shù)的自適應(yīng)外形,而不是NASA試驗過的復(fù)雜的、難以維護(hù)的機翼吸氣技術(shù)。新型高涵道比發(fā)動機,羅·羅公司已計劃研制涵道比達(dá)2∶1的超音速巡航發(fā)動機。

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)征部隊迫切需要遠(yuǎn)程超音速飛機擔(dān)當(dāng)偵察、危機快速反應(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。超音速運輸機也將大大增強美國本土和戰(zhàn)場間的人員裝備輸送能力。至于超音速公務(wù)機和大型客機的經(jīng)濟價值就不必多說了。

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,并與隱身有機結(jié)合起來。到2007年,美國空軍和NASA將試飛一種驗證機,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,飛機的全方向隱身日益重要,而取消垂尾這種雷達(dá)反射最強的部件當(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)動機技術(shù)”(IHPTET)計劃中,通用電氣和阿利遜先進(jìn)項目部正在試驗一種噴管。它采用射流技術(shù)來改變噴管的出口面積,并實現(xiàn)推力矢量控制,而不必改變噴管的實際形狀。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散段使用引射器來實現(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。NASA的試驗表明,噴流偏轉(zhuǎn)角度可以由改變通過引射器的流量來實現(xiàn),最大可達(dá)到15度。

波音的X-36無人研究機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)計是X-36項目中唯一的絕密部分。美國空軍研究實驗室發(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)項目中,該實驗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)計劃,在一架X-31驗證機上裝一臺沃爾沃公司的RM12發(fā)動機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/機動技術(shù)驗證(S/MTD)計劃而改裝的一架F-15B,增加了俯仰/偏航推力矢量噴管。該計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)能實時精確調(diào)整控制律,調(diào)整系統(tǒng)增益,以實現(xiàn)飛行員的機動指令。常規(guī)飛控系統(tǒng)的控制律是由軟件決定的,并根據(jù)飛機的布局(重量和外掛等)來調(diào)節(jié),而運用神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)技術(shù)的飛控系統(tǒng)在理論上能控制飛機的任何布局狀態(tài),甚至在飛機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)計劃。按照此計劃,由空軍研究實驗室、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機X-44A。這是一種以F-22的機體、發(fā)動機和機載系統(tǒng)為基礎(chǔ)的技術(shù)驗證機。該機也稱為MANTA,即多軸無尾飛機(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,說明該項目較受高層重視。它除了有俯仰、偏航推力矢量噴管,估計還采用了無尾布局,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。

未來的戰(zhàn)略運輸機

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的性能,這主要針對未來大型戰(zhàn)略運輸機、加油機甚至戰(zhàn)略轟炸機,當(dāng)然后者很可能是以巡航導(dǎo)彈/無人戰(zhàn)斗機載機的面目出現(xiàn)。美國空軍近年來日益重視遠(yuǎn)程攻擊型飛機發(fā)展,不久完全可能提出新一代戰(zhàn)略轟炸機的研制方案。

美國空軍與NASA聯(lián)合開展的一項Revcon計劃就與此密切相關(guān)。波音的“鬼怪”工程隊對連翼機的研究已有多年,目前已提出了一種集情報、監(jiān)視與偵察(ISR)功能于一身的無人飛機方案。它采用菱形翼布局,美國空軍研究實驗室將該機稱作“傳感器”飛機,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。

該機采用的連翼布局是一種“共面”設(shè)計,即前后翼處在同一平面上,發(fā)動機和燃料裝在機身內(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。目前計劃將一架S-3“北歐海盜”反潛機改裝成載人連翼原型機。

連翼布局和翼身融合體布局都是未來運輸機和加油機考慮的方案,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。

波音則正和NASA聯(lián)合驗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。它將寬大的三角形機體與較薄的外翼結(jié)合起來,比傳統(tǒng)的圓柱形機身有更好的空間/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,其涵道比高達(dá)20,而目前的發(fā)動機一般只有6～8。這種發(fā)動機效率更高,但要裝在常規(guī)布局的飛機上,發(fā)動機短艙會大大增加阻力,還需要更長的發(fā)動機吊掛結(jié)構(gòu)和起落架,使重量大為增加,從而抵消發(fā)動機帶來的好處。在BWB布局上,這種發(fā)動機將裝在機身中段的后緣。

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)動機由于其核心機部分較小,難以為機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,專用于研究BWB布局的低速穩(wěn)定性和操縱品質(zhì),計劃明年初試飛。

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

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