國(guó)外射流飛行控制技術(shù)發(fā)展及前景分析

2019 年8 月，美國(guó)國(guó)防預(yù)先高級(jí)研究計(jì)劃局（DARPA）發(fā)布了“帶有效應(yīng)器的革命性飛機(jī)控制”跨部局公告，旨在演示驗(yàn)證采用射流飛行控制技術(shù)之后飛機(jī)的飛行品質(zhì)，解決工程應(yīng)用問題。此前，英國(guó)“巖漿”無(wú)人機(jī)于2019 年5 月成功完成使用射流飛行控制系統(tǒng)的首飛，表明國(guó)外射流飛行控制技術(shù)日趨成熟。該技術(shù)一旦實(shí)用化，可能對(duì)飛機(jī)設(shè)計(jì)帶來較大影響。

1 技術(shù)原理

飛機(jī)通常在機(jī)翼和尾翼上布置襟翼、副翼、方向舵、升降舵等操縱面，飛行員通過控制操縱面偏轉(zhuǎn)，改變翼面的形狀，影響翼面流場(chǎng)，從而控制升力/阻力分布及變化，產(chǎn)生控制力矩，達(dá)到改變飛行狀態(tài)、保持飛行姿態(tài)或改善飛機(jī)起降性能等目的。射流飛行控制技術(shù)則是沿飛機(jī)翼面噴射高速流動(dòng)的氣體或通過射流控制發(fā)動(dòng)機(jī)排氣方向，形成偏轉(zhuǎn)力矩，以控制飛機(jī)的俯仰、滾轉(zhuǎn)和偏航，達(dá)到控制飛機(jī)的作用。

射流飛行控制技術(shù)主要有兩種控制途徑。一是機(jī)翼環(huán)量控制，是將部分發(fā)動(dòng)機(jī)引氣壓縮后通過噴嘴沿翼面向后緣噴出，形成偏轉(zhuǎn)力矩，通過調(diào)節(jié)噴氣流量可直接控制偏轉(zhuǎn)力矩大小，起到與控制操縱面偏轉(zhuǎn)相同的飛行控制效果；二是射流推力矢量，將部分發(fā)動(dòng)機(jī)引氣壓縮后，經(jīng)轉(zhuǎn)向機(jī)構(gòu)從發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴口后面吹向發(fā)動(dòng)機(jī)排出的氣流，使發(fā)動(dòng)機(jī)排氣轉(zhuǎn)向，并且通過調(diào)節(jié)引氣流量來控制發(fā)動(dòng)機(jī)排氣偏轉(zhuǎn)程度，達(dá)到飛行控制的目的。

2 發(fā)展情況

迄今，北約組織、英國(guó)BAE 系統(tǒng)公司已對(duì)射流飛行控制技術(shù)進(jìn)行了較為持續(xù)、系統(tǒng)的研究，并開始進(jìn)入裝機(jī)試飛階段，DARPA 也正在啟動(dòng)研究工作。

2.1 北約組織“創(chuàng)新控制效應(yīng)器”項(xiàng)目

北約組織從20 世紀(jì)70 年代開始實(shí)施“創(chuàng)新控制效應(yīng)器”項(xiàng)目，開發(fā)機(jī)翼翼尖和中段前緣噴氣、機(jī)翼后緣噴氣和射流矢量推力等射流飛行控制技術(shù)，尋求替換傳統(tǒng)襟翼等。但在當(dāng)時(shí)，該技術(shù)所需發(fā)動(dòng)機(jī)引氣量過大，對(duì)飛行性能的影響難以承受，導(dǎo)致研究進(jìn)展緩慢。

2013 年，隨著飛機(jī)、發(fā)動(dòng)機(jī)和增材制造等技術(shù)發(fā)展，北約組織的科學(xué)與技術(shù)機(jī)構(gòu)聯(lián)合英國(guó)BAE 系統(tǒng)公司、美國(guó)洛馬公司、美國(guó)空軍科學(xué)研究辦公室、英國(guó)國(guó)防部國(guó)防科技實(shí)驗(yàn)室等成立AVT-239 任務(wù)組，決定對(duì)“創(chuàng)新控制效應(yīng)器”（ICE）技術(shù)應(yīng)用于未來無(wú)人機(jī)系統(tǒng)開展5 年性能評(píng)估。評(píng)估工作針對(duì)兩款有可能應(yīng)用射流飛行控制技術(shù)的無(wú)尾布局飛機(jī)開展，一種是采用65°后掠三角翼的ICE-101，另一種是采用53°后掠λ 翼的“賽肯”（SACCON，“穩(wěn)定和控制技術(shù)構(gòu)型”的縮略語(yǔ)）。任務(wù)組為開展評(píng)估而構(gòu)想了典型想定的三個(gè)飛行段，分別是：在9150m 高度分別以馬赫數(shù)0.9（ICE-101）和0.8（“賽肯”）“進(jìn)入戰(zhàn)場(chǎng)”；以規(guī)避等機(jī)動(dòng)動(dòng)作“退出戰(zhàn)場(chǎng)”和“起降”。

聚焦“進(jìn)入戰(zhàn)場(chǎng)”的第一階段評(píng)估于2017 年12 月完成，結(jié)果是：“進(jìn)入戰(zhàn)場(chǎng)”過程中，控制飛行姿態(tài)所需的引氣量是發(fā)動(dòng)機(jī)總引氣量的3%（ICE-101）或1.8%（“賽肯”），可以承受；在此過程中，射流飛行控制系統(tǒng)對(duì)航程的影響為1%，可以接受；“進(jìn)入戰(zhàn)場(chǎng)”階段，機(jī)翼后緣噴氣的飛行控制效果與機(jī)翼翼尖和中段前緣噴氣相比更好；“退出戰(zhàn)場(chǎng)”和“起降”階段，機(jī)翼翼尖和中段前緣噴氣則更適用；對(duì)于無(wú)尾布局的飛機(jī)，必須使用射流推力矢量來控制飛機(jī)偏航。北約組織現(xiàn)已規(guī)劃了下一階段評(píng)估，著重對(duì)“退出戰(zhàn)場(chǎng)”和“起降”階段繼續(xù)開展深入評(píng)估，并評(píng)估飛機(jī)射流飛行控制系統(tǒng)的故障率和冗余架構(gòu)設(shè)計(jì)。

2.2 英國(guó)BAE 系統(tǒng)公司的相關(guān)研究

2004 年起，英國(guó)BAE 系統(tǒng)公司在英國(guó)工程與物理科學(xué)委員會(huì)的支持下， 聯(lián)合克蘭菲爾德、萊斯特、利物浦等多所大學(xué)，實(shí)施了“無(wú)操縱面飛行器綜合工業(yè)研究”項(xiàng)目。此間，該公司在其“日蝕”無(wú)人機(jī)上測(cè)試了機(jī)翼環(huán)量控制和射流推力矢量技術(shù)。2010年，該公司集成項(xiàng)目研究成果，開發(fā)出“惡魔”無(wú)人機(jī)用于射流飛行控制系統(tǒng)試飛，雖保留副翼作為備份，但在試飛中未使用。

射流飛行控制系統(tǒng)的兩種主要控制途徑圖解

2012 年起，該公司聯(lián)合曼徹斯特大學(xué)，通過增材制造技術(shù)制造了射流噴口、機(jī)翼后緣和機(jī)尾等部件，基于53°后掠λ 翼的“賽肯”方案開發(fā)了“巖漿”無(wú)人機(jī)，第一架機(jī)僅采用傳統(tǒng)舵面飛行控制系統(tǒng)，于2017 年9 月首飛，驗(yàn)證了飛行性能；第二架僅采用射流飛行控制，于2019 年5 月首飛，驗(yàn)證了技術(shù)可行性。BAE 公司將繼續(xù)推進(jìn)射流飛行控制工程化。

2.3 DARPA 啟動(dòng)射流飛行控制技術(shù)項(xiàng)目研究

DARPA 在2018 年8 月發(fā)布了“為飛機(jī)設(shè)計(jì)流動(dòng)控制方法”項(xiàng)目信息征詢， 旨在演示無(wú)舵面的飛機(jī)達(dá)到一級(jí)飛行品質(zhì)，并通過射流飛行控制完成極短距起降。2019 年8 月又發(fā)布“帶有效應(yīng)器的革命性飛機(jī)控制”項(xiàng)目跨部局公告， 尋求在飛機(jī)設(shè)計(jì)早期引入射流飛行控制技術(shù)和相關(guān)設(shè)計(jì)工具，依托射流飛行控制技術(shù)優(yōu)化飛機(jī)布局。該項(xiàng)目擬分4 個(gè)階段，分別關(guān)注設(shè)計(jì)開發(fā)過程、控制回路分析和建模技術(shù)、部件測(cè)試／制造／組裝／地面試驗(yàn)、飛行演示驗(yàn)證。

3 技術(shù)優(yōu)勢(shì)和難點(diǎn)

射流飛行控制技術(shù)若能實(shí)用化，有望提升飛機(jī)的隱身等性能，并給飛機(jī)設(shè)計(jì)帶來重要變化。但是，該技術(shù)的全面實(shí)用化仍有技術(shù)難點(diǎn)待突破。

3.1 技術(shù)優(yōu)勢(shì)

采用射流飛行控制系統(tǒng)可為飛機(jī)帶來如下優(yōu)勢(shì)：（1）減小機(jī)翼外形尺寸。通過取消布置在翼面外緣的襟翼、副翼等操縱面，翼面外形尺寸將明顯縮小，飛機(jī)結(jié)構(gòu)重量（質(zhì)量）也隨之減輕。（2）降低使用維護(hù)成本?？扇∠驕p少操縱面及其驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)，從而減少零部件數(shù)量，提高系統(tǒng)可靠性；同時(shí)還可規(guī)避操縱面頻繁的檢查維修需求，既降低成本又提高飛機(jī)使用效率。（3）降低飛機(jī)噪聲。襟翼、副翼等操縱面是飛行噪聲的一個(gè)重要來源，用射流飛行控制系統(tǒng)代替后，飛機(jī)噪聲將大幅降低，這對(duì)提高民用飛機(jī)的乘坐舒適性尤為有用。（4）提高軍用飛機(jī)隱身性能。對(duì)軍用飛機(jī)來說，襟翼、副翼等操縱面及為安裝這些部件而形成的一系列尖銳邊緣、開口、凸出物、臺(tái)階、縫隙等，是不可忽視的雷達(dá)反射源。采用射流飛行控制系統(tǒng)后，這些反射源幾乎全部消失，加上機(jī)翼尺寸減小，可有效降低雷達(dá)截面積（RCS）。（5）提高機(jī)動(dòng)性和敏捷性。射流飛行控制系統(tǒng)與其他技術(shù)手段相結(jié)合，有望顯著提高未來軍用飛機(jī)的機(jī)動(dòng)性和敏捷性。

3.2 當(dāng)前存在的主要難點(diǎn)

射流飛行控制系統(tǒng)真正實(shí)用化還面臨一些難點(diǎn)，主要有：（1）飛機(jī)能耗增加。通過液壓機(jī)構(gòu)等驅(qū)動(dòng)操縱面的能耗較低，采用射流飛行控制系統(tǒng)需發(fā)動(dòng)機(jī)額外提供能量，并配備專用輔助裝置來壓縮空氣以提供高速射流，能耗增加。（2）可靠性難以保證。遇到發(fā)動(dòng)機(jī)故障、燃油耗盡、翼面表面遭到破壞等情況時(shí)可能失去飛行控制能力。（3）適用范圍受限。目前射流飛行控制系統(tǒng)可用于代替飛機(jī)翼面后緣的襟翼、副翼、方向舵等，如何替代前緣襟翼，尚待進(jìn)一步研究和解決。（4）制造比較困難。射流噴口內(nèi)部具有復(fù)雜形態(tài)、結(jié)構(gòu)，以實(shí)現(xiàn)對(duì)射流流場(chǎng)、狀態(tài)參數(shù)的設(shè)計(jì)，最大化射流飛行控制效果；翼面后緣和機(jī)尾須設(shè)計(jì)結(jié)構(gòu)復(fù)雜的突起、臺(tái)階、孔等曲面結(jié)構(gòu)，以使高速射流在機(jī)翼環(huán)量控制過程中與翼面始終貼合；曲面材料須承受高速射流的氣動(dòng)熱，避免因變形影響飛行控制效果。

4 幾點(diǎn)看法

射流飛行控制系統(tǒng)可能大幅提高軍、民用飛機(jī)性能，有望成為使未來飛機(jī)性能取得突破的重要源泉，將會(huì)很大程度上拓展未來飛機(jī)概念設(shè)計(jì)的空間，給新一代飛行器的設(shè)計(jì)思想帶來革命性影響。該技術(shù)雖還面臨一些挑戰(zhàn)，但“巖漿”無(wú)人機(jī)的成功首飛表明其技術(shù)成熟度已有明顯提高。隨著國(guó)外航空強(qiáng)國(guó)持續(xù)推進(jìn)研發(fā)，未來可能首先應(yīng)用于亞聲速無(wú)人機(jī)，特別是小型隱身無(wú)人機(jī)。

我國(guó)南京航空航天大學(xué)等機(jī)構(gòu)也開展了射流飛行控制技術(shù)開發(fā)及原理樣機(jī)試制和試飛，積累了基礎(chǔ)技術(shù)和工程經(jīng)驗(yàn)，但實(shí)際應(yīng)用還有較大距離。需求牽引方面，可借鑒北約組織的經(jīng)驗(yàn)，分任務(wù)、分飛行階段開展射流飛行控制系統(tǒng)的適用性、使用效能等分析，確保技術(shù)探索的審慎性。在效用和需求明確后， 推動(dòng)工業(yè)部門、大學(xué)和其他科研機(jī)構(gòu)聯(lián)合開發(fā)技術(shù)和產(chǎn)品，盡快縮小差距。