基于推力矢量的先進概念飛機飛發(fā)一體氣動研究.pdf

1、飛發(fā)一體化是未來戰(zhàn)斗機發(fā)展的關(guān)鍵技術(shù)和必然趨勢。通過研究飛機與發(fā)動機的相互影響，以期減小不利影響，獲得最優(yōu)的飛機/發(fā)動機匹配。對于未來高隱身先進概念戰(zhàn)斗機與無人機，高度融合的機身布局、高效的推力矢量技術(shù)是主流趨勢。本文基于一維流路分析、CFD數(shù)值模擬等技術(shù)，對一類基于推力矢量技術(shù)的未來概念飛機飛發(fā)一體化氣動性能進行了初步的探究。
　　本文首先參考某先進概念戰(zhàn)斗機模型及其飛發(fā)一體化氣動性能，通過增加機翼攻角，機翼與機身融合、后體與噴

2、管融合的方法對飛機造型進行了改進；并根據(jù)混合排氣渦扇發(fā)動機的穩(wěn)態(tài)性能計算程序，確定了發(fā)動機特征截面性能參數(shù)與推進系統(tǒng)流路的基本尺寸；針對所采用的帶鼓包的隱身進口的超聲速進氣道進行了設(shè)計，編寫了相應(yīng)的幾何造型設(shè)計程序；采用了近似幾何方法，編寫了噴管設(shè)計程序，獲得了氣動性能相對較優(yōu)的軸對稱收擴噴管。其次，基于CFD數(shù)值模擬，對改進后的飛機模型氣動性能進行了初步研究，分析了該飛機模型的升力、阻力特性。然后研究了發(fā)動機與飛機一體化安裝后改型飛機

3、的飛/推氣動性能，并與發(fā)動機未安裝的流場進行了對比分析。結(jié)果表明，動力安裝前戰(zhàn)斗機機身和機翼的激波阻力明顯，底部渦流區(qū)較大，機身底部靜壓較低，底部阻力較大；動力安裝后，戰(zhàn)斗機的總升力與總阻力增加，進氣道的流量系數(shù)、噴管的總壓恢復(fù)系數(shù)和發(fā)動機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和發(fā)動機推進系統(tǒng)的氣動性能影響以及飛發(fā)一體化流場相互干擾的流動機理。結(jié)果表明，射流推力

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