先進(jìn)概念戰(zhàn)斗機(jī)氣動(dòng)性能飛發(fā)一體初步研究.pdf

1、飛發(fā)一體化是現(xiàn)代以及未來戰(zhàn)斗機(jī)發(fā)展的必然趨勢。一體化的目的是研究飛機(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。對于未來先進(jìn)概念戰(zhàn)斗機(jī)與無人機(jī)，發(fā)動(dòng)機(jī)背負(fù)式安裝與布局是主流趨勢。這種發(fā)動(dòng)機(jī)安裝與布局方式在發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)系統(tǒng)與戰(zhàn)斗機(jī)的流場特性相互干擾與影響更為復(fù)雜，一體化的要求更高。本文基于一維流路分析、CFD數(shù)值模擬以及優(yōu)化等技術(shù)，對一類未來概念戰(zhàn)斗機(jī)飛發(fā)一體化的氣動(dòng)性能進(jìn)行了初步的探究。
　　首先

2、，參考國內(nèi)外先進(jìn)概念戰(zhàn)斗機(jī)與無人機(jī)的設(shè)計(jì)特征，初步建立了飛機(jī)的三維幾何造型，并根據(jù)飛機(jī)對發(fā)動(dòng)機(jī)推力的要求，編寫了混合排氣渦扇發(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；針對所采用的“C”形進(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，并且為了改善啟動(dòng)特征，對進(jìn)氣道進(jìn)行了改進(jìn)設(shè)計(jì)；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)性能相對較優(yōu)的噴管。
　　其次，基于CFD數(shù)值模擬，對

3、原始飛機(jī)模型氣動(dòng)性能進(jìn)行了初步研究，分析了原始飛機(jī)模型的升力、阻力特性。針對原始飛機(jī)模型阻力較大的后體部分，編寫了原始飛機(jī)幾何模型修改程序，并基于ISIGHT軟件，運(yùn)用梯度算法對原始飛機(jī)模型的阻力特性進(jìn)行了優(yōu)化改型。改型減小了機(jī)身底部面積，更為平緩地改善了機(jī)身上下表面到機(jī)身后部的過渡，這些改進(jìn)有效地減小了原型飛機(jī)的阻力。
　　本文隨后研究了發(fā)動(dòng)機(jī)與飛機(jī)一體化安裝后改型飛機(jī)的飛推氣動(dòng)性能，并與發(fā)動(dòng)機(jī)未安裝的流場進(jìn)行了對比分析。結(jié)果表

4、明，動(dòng)力安裝前戰(zhàn)斗機(jī)機(jī)身底部渦流區(qū)較大，流動(dòng)損失較大，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)減小與噴管的總壓恢復(fù)降低，發(fā)動(dòng)機(jī)安裝推力減小。
　　最后，分析研究了動(dòng)力安裝位置變化對戰(zhàn)斗機(jī)/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)一體化流場相互干擾的流動(dòng)機(jī)理。結(jié)果表明，發(fā)動(dòng)機(jī)間距由小變大時(shí)，進(jìn)氣道的流量系數(shù)先減小后增大，噴管的總壓恢復(fù)先增大后減小，戰(zhàn)斗機(jī)的總升力與總阻力逐漸減小，但減小的幅