基于推力矢量的先進(jìn)概念飛機(jī)飛發(fā)一體氣動(dòng)研究.pdf

1、飛發(fā)一體化是未來戰(zhàn)斗機(jī)發(fā)展的關(guān)鍵技術(shù)和必然趨勢(shì)。通過研究飛機(jī)與發(fā)動(dòng)機(jī)的相互影響，以期減小不利影響，獲得最優(yōu)的飛機(jī)/發(fā)動(dòng)機(jī)匹配。對(duì)于未來高隱身先進(jìn)概念戰(zhàn)斗機(jī)與無(wú)人機(jī)，高度融合的機(jī)身布局、高效的推力矢量技術(shù)是主流趨勢(shì)。本文基于一維流路分析、CFD數(shù)值模擬等技術(shù)，對(duì)一類基于推力矢量技術(shù)的未來概念飛機(jī)飛發(fā)一體化氣動(dòng)性能進(jìn)行了初步的探究。
　　本文首先參考某先進(jìn)概念戰(zhàn)斗機(jī)模型及其飛發(fā)一體化氣動(dòng)性能，通過增加機(jī)翼攻角，機(jī)翼與機(jī)身融合、后體與噴

2、管融合的方法對(duì)飛機(jī)造型進(jìn)行了改進(jìn)；并根據(jù)混合排氣渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的穩(wěn)態(tài)性能計(jì)算程序，確定了發(fā)動(dòng)機(jī)特征截面性能參數(shù)與推進(jìn)系統(tǒng)流路的基本尺寸；針對(duì)所采用的帶鼓包的隱身進(jìn)口的超聲速進(jìn)氣道進(jìn)行了設(shè)計(jì)，編寫了相應(yīng)的幾何造型設(shè)計(jì)程序；采用了近似幾何方法，編寫了噴管設(shè)計(jì)程序，獲得了氣動(dòng)性能相對(duì)較優(yōu)的軸對(duì)稱收擴(kuò)噴管。其次，基于CFD數(shù)值模擬，對(duì)改進(jìn)后的飛機(jī)模型氣動(dòng)性能進(jìn)行了初步研究，分析了該飛機(jī)模型的升力、阻力特性。然后研究了發(fā)動(dòng)機(jī)與飛機(jī)一體化安裝后改型飛機(jī)

3、的飛/推氣動(dòng)性能，并與發(fā)動(dòng)機(jī)未安裝的流場(chǎng)進(jìn)行了對(duì)比分析。結(jié)果表明，動(dòng)力安裝前戰(zhàn)斗機(jī)機(jī)身和機(jī)翼的激波阻力明顯，底部渦流區(qū)較大，機(jī)身底部靜壓較低，底部阻力較大；動(dòng)力安裝后，戰(zhàn)斗機(jī)的總升力與總阻力增加，進(jìn)氣道的流量系數(shù)、噴管的總壓恢復(fù)系數(shù)和發(fā)動(dòng)機(jī)安裝推力都略微減小，底部阻力大大減小。隨后，提出了一種有效可行的射流式推力矢量方案，并分析研究了推力矢量變化下飛機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)系統(tǒng)的氣動(dòng)性能影響以及飛發(fā)一體化流場(chǎng)相互干擾的流動(dòng)機(jī)理。結(jié)果表明，射流推力

4、矢量導(dǎo)致了推力損失、底部阻力增加。推力矢量通過影響機(jī)身上下表面靜壓分布改變了飛機(jī)機(jī)身的升阻力，但對(duì)進(jìn)氣道以及前機(jī)身氣動(dòng)性能影響較小。最后，針對(duì)未來飛機(jī)飛發(fā)一體化需求，設(shè)計(jì)了一種新型三維噴管，并分析了該保形噴管內(nèi)流和與飛機(jī)后體一體化氣動(dòng)性能，結(jié)果表明，保形噴管在內(nèi)流性能上與常規(guī)軸對(duì)稱噴管相當(dāng)，但后機(jī)身/噴管一體化方面具有更良好的氣動(dòng)性能，能夠有效地減小機(jī)身阻力，從而實(shí)現(xiàn)飛機(jī)有效推力的增加，因此更適宜于高度一體化的戰(zhàn)斗機(jī)需求。同時(shí)該保形噴管