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标  题: 尝试取代老迈方向舵的努力
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标  题: 尝试取代老迈方向舵的努力
发信站: BBS 水木清华站 (Sun Dec 19 18:46:47 1999)


尝试取代老迈方向舵的努力
Designers Try to Replace The Venerable Rudder

Michael A. Dornheim/Los Angles
Aviation Week & Space Technology / November 11, 1996

洛克西德马丁（Lockheed Martin）公司已经挑选了几种有关无尾翼战
机的设计，以作为「冰」（ICE）计划第二阶段的候选设计研究工作。
有一些构型也被用在「回复」（Restore）计划当中，所谓的回复计划
是一项发展工作，关于持续地测量与适型控制系统，以克服战损或机
械故障时，气动力学效应的改变当成一般构型上的改变。该计划是应
用在无尾翼飞机之上。
最主要的气动力学挑战是如何产生足够的偏航动量来满足敏捷的战斗
机运动性能。垂直尾翼能够产生良好的偏航动量，但是它却是个良好
的雷达反射截面。想要减低雷达截面积，就得诉诸一些奇怪的装置，
像是从机身中拉开来的方向舵，以及那些老旧的设计，诸如从一九四
一年就开始使用的spoiler-slot-deflector。这些控制装置比起老旧
的方向舵拥有更多的偶合控制力矩，让飞行控制软体得负担更多的计
算工作在控制飞行之上。
诺斯若普（Northrop）公司的B-2轰炸机是唯一的军用无尾翼载具，它
使用分离的副翼来偏航。这是在一九四零年代前，该公司发展的YB-
35无尾翼轰炸机时的技术。分离的副翼也可以在美国航空暨太空总署
（NASA）与麦道（McDonnell Douglas）公司的无尾翼实验战斗机X-
36中找到。「蚌壳（clamshells）的俯仰与滚转动量很小，很适合一
架拥有薄翼的次音速飞机。」多色特（Ken Dorsett）如是说，他是洛
克西德马丁公司稳定与控制组的资深工程师。
但是麦道与诺斯若普在「冰」计划中被踢了出来，因为洛克西德马丁
公司工程师们相信，对一架超音速战机来说，它还是不能提供有力的
控制效应来获得战斗机所需的机动性能。
「冰」计划是由美国空军与海军空战中心所共同出资赞助，由美国空
军莱特实验室（Wright Laboratories）的飞行动力董事会（Flight
Dynamics Directorate）负责，而洛克西德马丁公司则是承包商。此
计划的第一阶段从九四年九月开始到九六年五月结束，耗资仅三十七
万美金。波音也是第一阶段的承包商之一，但是在第二阶段时被剔除
。第二阶段从九六年三越到九七年五月，耗资七十五万五千美金。洛
克西德马丁公司本身资金赞助的研究则是从九零年就已经开始。
「回复」计划则是由美国空军科学研究办公室（USAF Office of Sc-
ientific Research）出资，同样也是由飞行动力董事会管理。为期三
年的合约价值一百万美金，此计划从九六年十月开始。其主要承包商
为洛克西德马丁，次要承包商为在夏洛特（Charlottesville）的巴龙
机构（Barron Associates）。这两个公司的角色是为了接续之前的研
究计划，它叫做自行设计控制器计划（self-designing controller
program, SDCP）。其目的是为了看看有尾翼传统飞机的飞行控制方法
。价值八十万美金的SDCP计划执行时间是从九四年到九六年，还包括
了一架卡尔斯班（Calspan）的NF-16D VISTA，一架在飞行中可以改变
其稳定度的测试机（Variable Inflight Stability Test Aircraft）
。
麦道公司与汉尼威（Honeywell）公司所组成的研究小组也在执行另一
个「回复」计划的合约。他们的工作是在用模拟的方法来实验无尾翼
飞机的适型控制逻辑。
「冰」计划在一开始就得研究六个相互影响的概念，并且得评估它们
的重量、雷达迹讯、所需的液压制动力以及其他的参数。空军的构型
有一个六十五度前缘的后掠翼，单引擎，所要担负的是混合战斗机与
攻击机的角色。该计划同样也制定了海军版本，海军版采用了前翼与
钻石主翼的构型，它的后掠角度较少，以适应海军较低的航舰进场速
度。这两个构型也在风洞中测试，空军版采用了5.6%大小的模型，海
军版则是2.5%。
有三个关键性的飞行状况足以限制控制面的设计，多色特这样说，它
们分别是在三十度攻角时的滚转度、在进场与降落的过程中必须保有
第一级（Level One）的飞行操控能力、以及在三百节左右推负G时的
滚转度，因为在那个时候向量推力的作用较小。
「所有这三种情况都限制在偏航的力道不足，」多色特如是说，「一
旦你把控制面面积变大，大到满足偏航动量的需求时，滚转与俯仰也
满足需求了。」
全动式的翼尖是第二阶段冰计划的一个控制面选择方案。它主要的作
用是在翼尖提供阻力用来偏航，但是它却在俯仰与滚转度上产生了非
线性的力量。这些力道很难掌控，例如说当攻角改变后，滚转的动量
方向实际上将会反过来。
翼尖只会以尾端向下的方式活动，多色特这样说，在低攻角大约五到
十度时，它会在传统的方向产生滚转的动量。也就是说假如右翼尖后
缘向下，那么飞机会向左滚转。控制系统将会打下左边的升降副翼来
中和此滚转动量，而其他的翼后援控制面也会打下来，以免飞机向下
俯冲。最终的作用也就是飞机会向右偏航，因为右翼尖产生的阻力会
比左边升降副翼产生的阻力还要大。
但是在五到十度攻角以上的情况时，同样的右翼尖运动却会造成向右
滚转的情况，因为气流将快速地变成紊流而丧失升力。多色特如是说
，这会造成一个更强的偏航力量，但是飞行控制软体必须要处理方向
反转的滚转动量。这也就需要一个复杂的飞行控制软体来应付这类信
号反转的情况。
为什么要搞得这么复杂？「因为设计者想要低可见度与敏捷度，」多
色特如是说，「一个大问题是控制面会产生俯仰与偏航力矩，但是偏
航动作却只需要偏航力矩而已。」
向量推力对无尾翼飞行控制来说，是一个很明白的选择。在合理的向
量角度，大约在十五到二十度之间，向量推力是「非常有力的，尤其
在两百节以下。但是在两百节到到两百五十节以上的情况里，气动力
学控制面会更有效率地产生控制的动量。」多色特这样说，他用来评
估效率的方法是将偏航动量除以控制器的重量，这个数字会随着速度
而改变。
所谓的spoiler slot deflector （SSD）控制方法，是有一个传统的
扰流器（spoiler）在翼的上表面，以及在翼的下表面相同位置处有一
个deflector，但它的铰链却是装在后头（aft-hinged），当它开启时
，会在翼表面形成一条沟槽（slot）。当deflector要向外开启时，它
的铰链会和扰流器连接在一起，而扰流器所受到的气流压力会减缓整
个装置的转动动量。SSD已经在北美（North American）公司的A-5以
及XF-107飞机上使用。
因为它拥有良好的气动力学效应，因此在第二阶段中已经选用它作为
控制方法的一种。当开启右翼的SSD时，会减少右翼的升力及增加阻力
，导致一个有力的向右滚转与偏航力矩，而其俯仰力矩是非线性。但
是SSD却会严重地影响到翼后端的升降副翼，甚至可能导致升降副翼产
生反作用，因此它一样得需要复杂的飞行控制软体。将SSD与升降副翼
的位置好好地安排，会使得它们两者都能够更加顺畅地运作。多色特
是这样子说的。另一个装用SSD的限制是机翼下的挂载物结构。
「它是一个有很大副作用的控制面。它产生了和滚转力矩一样强劲的
偏航力矩，在拥有最大升力时很有用。但是在最大升力的范围外有一
些反效果。」多色特这样子表示。
前缘襟翼（leading edge flaps, LEP）的作用是产生涡流，而它最有
效率的时候是在前失速（pre-stall）的攻角，也就是二十到三十度的
范围。内侧（inboard）的前缘襟翼被用来产生俯冲的力矩，外侧（
outboard）的前缘襟翼还可以用来控制滚转与偏航。将右边的前缘襟
翼放下后将会使飞机向左偏航，因为右边的翼前缘产生更多的吸力。
多色特这样子表示。一般来说，这样一来飞机会向右滚转，不过这个
效果不一定，而且有时还会反过来。
升降副翼就和传统的方式一样运作，不过它会产生更大的偏航力矩，
因为它的铰链县是斜的，可以提供一些分力，同时它也位于远离重心
之处，所以它的力臂也变长了。而它产生的额外滚转力矩可以用打开
相关的扰流器抵销。例如当降下右翼的升降副翼时，得打开右边的扰
流器以抵销滚转力矩，这样会让飞机向右偏航。这种「穷人的蚌壳」
（poor man*s clamshell）技术曾被用在美国海军取消订单的A-12无
尾翼攻击机上。
而内侧的俯仰襟翼只被用来控制俯仰而它却能够产生较大的动量。无
尾翼飞机得用外侧与内侧的控制翼面来分别控制俯仰与滚转功能，因
为它可以避免某一轴向的活动会影响到其他轴。
曾有装载翼下表面的扰流器被测试过，但却被放弃了。「它在高攻角
时会产生很大的滚转力矩，但我们却得不到足够的偏航力道，因此它
并非很划算。」多色特如是说，它的滚转反应会令人搞错。在低攻角
的情况下，该扰流器的表现像是襟翼，而且会增加升力，但是在高攻
角的情况下。它造成的结果却是在反方向造成强力的滚转。
可张开的方向舵（deployable rudder）铰链是和翼前缘平行的，很像
是一个斜向的扰流器，它的平面固定在一个斜角，而不会像普通的方
向舵一样会摆动。
因为测试的结果不是那么出色，所以在第二阶段中将不会继续研究它
。
当张开右边方向舵时，会产生大量向左的力量，但不会产生很多向右
的偏航力矩，因为它的位置是这样的接近重心。在高攻角时也不是那
么有效，而且在三百节以上需要很大的致动力才能将它张开。
在第一阶段中曾定出三种最后的构型，它们都有升降副翼、俯仰襟翼
、以及俯仰与偏航的向量推力。其中两种会进入第二阶段测试，一种
包含SSD、另一种则包括全动式翼尖。「这两种控制方法都很简单，但
都有足够的控制力量，而且我们有优雅简洁的解决方案。」多色特如
是道。
在「冰」计划的第二阶段中将会对这两种构型在细节上作修正。有更
多的风洞实验会举行，这包含8%大小的模型作滚转平衡测试（rotary
balance test），此项测试对空军与海军构型都会进行实验，以测得
它们的螺旋特性（spin characteristics）。
「回复」计划的飞行控制软体会一直收集控制面感测器的资料，以对
小型的气流扰动作出回应，像是小型的紊流等等。假如其结果并不是
收敛的（converge），那么还有一种选择，就是去测量控制面的效应
直到十分微小的程度。在维持飞行员的操纵性质一致性上，增益（
gain）会不断地改变。假如某片控制面损坏了，它所造成的气动力学
效应会被立即侦知并且将其消除，这包括其他两个轴的偶合作用。这
种适型控制的架构应该能够和「冰」计划的构型合作无间，虽然「冰
」计划中的控制面效应在某种情况下会反过来，其效应也是很难预测
的。
军事工业已经研究战斗损害很多年了。有效的演算法对于平顺的飞行
以及快速地估计出控制导数是非常重要的，这是巴龙机构的忠告。另
一个问题是处理器科技还不够好。「我们每秒钟得计算出所有参数和
解算方程组以产生控制增益达三十到五十次之多。」波登（David S.
 Bodden），洛克西德马丁公司飞行控制系统的经理如是说。在十六位
元机器上头需要每秒两百万到五百万的运算，而在近几年，这项科技
才成熟到能够运用的地步。
自行设计控制器计划的五次试飞是在九六年六七月间，由一架NF-16D
VISTA机所执行。在第四次试飞中，飞机使用适形控制器降落成功。而
在最后一次试飞中，左水平尾翼的功能被取消，但飞机依然成功地降
落。「在飞机上并没有已经计算好的增益值，方程式采用的是即时得
到的参数，」波登如是说，「这项科技与演算法已被证实能够有效地
控制飞行。」
「回复」计划的最后结果将是一个飞行员模拟计划，模拟的飞机是「
冰」计划中一个高精密度细节的构型。设计的考量也将决定如何使用
控制系统来达到最好的操作性能、或是最小的结构负荷或者是其他的
目标。

                                                Ladious Supp


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※ 来源:·BBS 水木清华站 smth.org·[FROM: 210.39.3.50]

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