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“玄凤”超四代战斗机

http://www.sina.com.cn  2008年10月08日 17:07  新浪航空
三视图。
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效果图。
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效果图。
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  目 录

  第一章 设计背景3

  第二章 “玄凤”(AF-1)飞机设计特点和指标4

  2.1 “玄凤”战斗机设计特点4

  2.1 几何参数指标11

  2.2 性能参数指标12

  第三章 技术概念创新点详述13

  3.1气动创新点13

  3.1.1自适应前掠机翼13

  3.1.2 自由边条布局16

  3.1.3前缘涡襟翼21

  3.1.4自由尾翼22

  3.1.5 CARET进气道24

  3.1.6 二元矢量喷管25

  3.1.7 隐身性27

  3.1.8 主动控制技术28

  3.2 推进系统创新点28

  3.2.1 脉冲爆震-涡扇组合循环发动机总体设计方案:28

  3.2.2 曙光(SG-1)脉冲爆震-涡扇组合循环发动机工作方式29

  3.2.3 外涵道脉冲爆震发动机模块的设计:30

  3.2.4 内涵道涡轮风扇发动机模块的设计34

  第四章 动力系统分析计算37

  4.1 内涵道涡轮风扇发动机的热力学计算37

  4.2 基于理想脉冲爆震热力循环模型的初步性能计算40

  4.3 组合循环发动机推力性能计算结果44

  4.4 动力性能比较45

  第五章 飞机气动性能分析46

  5.1 升力线斜率46

  5.2 最大升力系数46

  5.3 飞机在阻力特性估算47

  第六章 飞机战斗性能分析49

  6.1 水平机动性能分析49

  6.2 加速性能分析53

  6.3 海平面单位剩余功率性能分析55

  6.4 亚音速巡航速度及超音速巡航点56

  6.4.1 亚音速巡航性能56

  6.4.2 超音速巡航性能56

  第七章 保型伴随无人机方案58

  7.1 “鳐”保型伴随无人机的设计特点58

  7.2 “鳐”保型伴随无人机的飞行性能和战斗任务61

  总结64

  第一章 设计背景

  当今,第四代战斗机的研制已日趋成熟。第四代战斗机区别于前三代的最主要特征的是超高综合性能:隐身(低可探测性),矢量化推力,超音速巡航,超视距空战能力……以隐身技术为代表的全新技术的第四代战斗机彻底改变了空战的全体理念。四代机从诞生的一刻起就几乎公认为“梦幻战机”、“无敌战机”,但是,随着交战双方彼此都投入了所谓的四代机后,双方隐身性能的大大提高势必会降低雷达的探测距离,以及远程武器的命中率。因此,四代机的隐身性将会显著削减“超视距空战”的效果,近空格斗又将成为空战的焦点,在某种程度上,近空格斗时飞机的机动性、敏捷性又将再次主导空战的胜负!由此可见,在保证高隐身性能的前提下,战斗机的大迎角机动性和机敏性,以及过失速机动性将成为新四代机的设计的重点。

  本参赛作品就上述背景提出“玄凤”(AF-1)超四代战斗机的概念设计:它集第四代战斗机优点于一身,并将近距格斗机动性与敏捷性再提高一个层次,成为主宰四代机空战的王者

  第二章 “玄凤”(AF-1)飞机设计特点和指标

  2.1 “玄凤”战斗机设计特点

  为了在第四代战斗机的基础上提高飞机在大攻角下的机动性与敏捷性并兼顾飞机的隐身性和高速飞行性能,“玄凤”集和了多项创新设计

  气动方面:“玄凤”战机采用前掠翼 “玄凤”主翼设计为前掠翼,提高飞机的大迎角可操纵性,并且较后掠翼而言,减小了跨声速阻力。采用了蜂窝结构智能材料制作的柔性机翼作为机翼外段,其翼梢在不同飞行状态可以自如弯曲,翼型可以根据飞行状态自适应改变,保证了不同飞行状态都有较佳的气动性能。“玄凤”战机提出了“自由边条翼”布局的概念,充分利用涡升力,加大了飞机大攻角下的升力系数,并且通过非对称下反弯曲提供飞机在低速大攻角时横航向稳定力矩和操纵力矩;“玄凤”还采用前缘涡襟翼,它利用旋涡产生向前的推力分量,从而有效增升减阻;“玄凤”战机提出了“自由尾翼”可以在不同的飞行状态下分别起到水平尾翼和垂直尾翼的作用;“玄凤”战机进行了优良的翼身融合设计,提高飞机隐身性能的同时减小飞机阻力的减小飞行阻力;采用基于乘波理论的CARET进气道,提高了总压恢复系数的同时,满足隐身性需要。推进系统方面:设计了全新的磁悬浮轴承脉冲爆震发动机-涡轮风扇发动机组合循环动力方案,将两者的结构特点、工作过程合理的融合,在不同的区域阶段都能充分发挥各自的性能优势,得到稳定和强大的推力。采用二元矢量喷管,为全机提供强大可靠的矢量推力,并可通过推力差为全机提供侧向稳定和操纵力矩。同时减少雷达和红外特征,加强了隐身性。控制方面:设计利用主动控制技术,减少甚至取消了飞机的部分安定面,用多余度飞控系统来驱动气动操控面、发动机推力矢量,自主补偿飞机的稳定性,提高了飞机的操纵性和机敏性。隐身性方面:飞机遵循隐身设计的原则,广泛地设计为翼身融合、平行遮蔽等技术,保证了飞机对于雷达和红外的低可探测性。电子设备方面:采用了分布式阵列有源电扫相控阵雷达,弥补了传统相控阵雷达对于侧向探测能力的不足;采用了全向红外侦测告警装置,增加了对于红外格斗弹逼近的预警,加强了战场生存能力。辅助作战方面:飞机背部可挂载一架小型保型无人机,在执行战斗或其他任务时可以作为干扰或辅助战斗。材料方面:飞机大量使用复合材料,在保证强度和强度的情况下,可以大大减轻飞机的重量。几乎避免了由于前掠翼的使用带来的负面效果。

  “玄凤”战机作战假象图:

  “玄凤”三视图:

  第一组:(携带保型伴随无人机)

  第二组:不挂无人机(超声速飞行状态,边条前翼,尾翼立起)

  第三组:不挂无人机(亚音速下,边条紧贴主翼,尾翼展平)

  保型伴随无人机三视图:

  2.1 几何参数指标

  几何设计思路简述:

  空机重量和机长、翼展等尺寸参考同尺寸级别的Su27(空重16T,翼展14.8米),考虑复合材料减重系数0.85估定;由于要求不挂副油箱飞大航程,考虑空重的减小和进行翼身融合设计,因此燃油系数和外挂能力均取略高于Su27水平的值。“玄凤”空重13.6T,油重9.4T。

  由于飞机强调低速机动性,并且考虑到复合材料的减重效果,“玄凤”的设计采用小的空战翼载荷。参考幻影2000等高瞬时转弯率的现有战斗机参数,翼载荷选择 240 千克/平方米。然后根据翼载荷的大小推得飞机的机翼参考面积为72.3平方米。考虑到较好的翼身融合设计,外露面积比率相对较小。为了充分利用涡升力,“玄凤”选择紧贴主翼、展弦比和面积均较大的边条,后掠角定为66度。

  由于前掠翼在相同的马赫数、激波线斜角以及升力系数下,机翼斜掠角明显小于后掠角,因此选择18度较小的前缘前掠角,以增大机翼展弦比,减小诱导阻力系数。参考Su27、F15、幻影2000、F22等高机动性飞机的展弦比、对根梢比和展长进行略微调整,最终确定了3.03适合展弦比。

  考虑到主动控制技术的应用以及隐身措施的需要,飞机的尾翼设计为切尖三角翼,尾容量选择较现有飞机小的数值,尾翼面积定位2*5.25平方米。

  在定出了飞机关键几何参数后,利用投影法、经验法等估算出了飞机的湿润面积约为244平方米,并用作图法估算出了焦点大致位置。

  飞机基本几何参数列如下:

  翼展:14.8米

  前缘前掠角:72度 边条后掠角:66度

  翼尖弦:1.4米 根弦长:4.4米

  机翼总参考面积:72.3平米 总外露面积:48.86平方米

  边条翼面积(外露):2.7×2平方米

  尾翼面积:5.25×2平方米

  空机重量:13.6吨 正常起飞重量:20.3吨

  燃油重量:9.4吨 有效载荷:7吨

  最大起飞重量:29吨

  翼载荷(机炮)半油:237千克每平方米

  浸润面积:244.185平方米

  2.2 性能参数指标

  推力性能设计简注:

  发动机设计气流量参考同级别的现有战机Su27配装AL31的流量(120kg/s)确定,同时有利于设计参数的推算、比较和分析。

  发动机的径向尺寸根据涵道比、设计流量、取0.3左右轮毂比进行估算。涵道比、风扇、压气机压比、涡轮前温度和爆震室等参数的取值依据在“第四章 推进系统热力学计算”中详细介绍。整体性能以全机空战推重比不小于1.6、加力耗油率小于现有涡扇发动机为目标和约束,进行理论计算。这里仅将计算结果列下

  发动机: SG-1*2 TB-PDE组合循环发动机

  发动机直径 1.3米 设计空气流量120kg/s

  发动机推重比:11.5 全机推重比:1.61

  涵道比 0.7 增压比:22.5

  单台最大推力 113KN 加力推力 163KN

  耗油率0.63 10N/Kh 加力耗油率 0.802 10N/Kh

  目标飞行性能:(计算过程在五、第六章详述)

  海平面极限速度 1800KM/h 极限速度: M2(11km)

  最小平飞速度 〈180km/h(不放襟翼)

  实用升限:20000米

  最佳巡航速度:M=0.88

  最大航程:4200KM

  超声速巡航速度:M=1.4

  最佳瞬时转弯角速度:>32度/S (空战挂载)

  空战武器挂载: 近距格斗导弹*4+中距导弹*6 (机腹内置弹舱)

  近距支援保型伴随无人机*1(选挂)、机炮

  部分机载设备: 基于图像分析的全向红外告警器、分布式电扫相控阵雷达、全视野信息化座舱、0-0弹射座椅、内置ECM、光电雷达、复合导航设备

  迎面RCS: 约为0.5平方米

  第三章 技术概念创新点详述

  3.1气动创新点

  3.1.1自适应前掠机翼

  1)前略翼

  通常斜掠翼的使用是为了在一定程度上推迟激波阻力的到来。但较后掠翼,前掠翼具有更多的优势。

  A 失速从翼根开始

  机翼的前掠可以使气流有一个平行于机翼前缘、指向翼根的分量,即气流向机翼的内侧偏转。所以气流分离从根部开始。这种特性与后掠翼全然不同(图4-1-1),可以使前掠翼的副翼效率保持到更大的迎角,飞机大攻角下的横航向操纵性得到根本改善;而后掠翼飞机普遍在大迎角下副翼效率不足。

  B阻力较小

  当前掠翼和后掠翼前缘斜掠角 、A,S, 和激波弦位置相同时,前掠翼激波线的斜掠角要大于后掠翼的,所以前掠翼的压缩性影响和波阻力比后掠翼低;另一种情况,当A,S, 和激波弦向位置,激波线的斜掠角相同,并保证同样的 和M数下,前掠翼的前缘斜掠角要比后掠翼的小。在这两种情况下,前缘未分离时,前掠翼的前缘吸力在自由流方向的分量较后掠翼的大,所以阻力小于后掠翼(图3-1-2)。

  2)自适应外段主翼

  常规飞行器的翼面操纵采用较为复杂的铰链系统,不仅增加飞行器质量,操纵时还易引起结构的振动、噪声和疲劳,并且增升和操纵效率难以得到很大的提升。“玄凤”采用柔性自适应机翼作为外段翼,具有以下功能和特点。

  A 自适应翼型

  设计中飞机的主翼由蜂窝结构智能材料构成,它可以根据来流速度自适应的改变翼型,以满足在各种飞行状态都有最适合的翼型。如:在起飞阶段采用低速平凸翼型,在空战时采用对称翼型,在亚声速经济巡航时采用超临界翼型,在超声速飞行时采用高速翼型如图(3-1-3)。

  B 自适应翼梢弯曲

  柔性翼尖在亚声速巡航时可以弯曲上反,起到翼梢小翼的作用,降低诱导阻力系数, 3-1-4a,3-1-4b。

  超声速机动时,主翼外段翼梢下反弯曲,以提高飞机横向操纵性,增加飞机的机敏性。(图略)。

  3)蜂窝结构智能材料

  蜂窝结构智能材料即在可以进行平面变形的蜂窝结构中增加智能变形材料,通过电流对智能变性材料的刺激,带同蜂窝结构进行相应的变形,在宏观上形成机翼翼型的自适应变化和翼梢的柔性弯曲(如图3-1-5a 3-1-5b示)。

  3-1-5a 单元蜂窝结构变形

  3-1-5b 蜂窝结构宏观变形

  3.1.2 自由边条布局

  边条的有利作用 边条的前缘涡可以产生可观的涡升力,并且由于边条涡与机翼的有利干扰,可以有效推迟机翼分离的发生和发展。

  自由边条 此次设计提出全新自由边条的概念。利用蜂窝结构柔性材料,可以实现边条对称或者非对称的下反弯曲,起到铰链边条的作用。并且,根据飞机在不同的飞行状态下,边条可以通过调整与主翼的纵向距离,控制焦点位置,有效改善飞机的飞行性能与品质。

  A)柔性下反弯曲调节:当迎角大到一定程度时,边条涡在机翼后缘可能发生破裂并向前发展,出现失速。此时,自由边条可以通过对称的柔性下反弯曲有效地延缓涡的破裂并且避免上仰的线性度很好的俯仰力矩,图3-1-6。

  当飞机在大迎角的飞行时,其他操纵面效率较低,自由边条可通过非称下反弯曲来提供可靠的稳定和操纵力矩。

  3-1-7a 自由边条不对称下反弯曲

  B)调整与主翼的距离:在亚音速飞行时,边条紧贴主翼,充分增大升力如图3-1-8.

  飞机加速,在跨音速过程中,边条逐渐向机头前移,在超音速下,边条翼完全前移成为鸭翼。这个前移的过程抑制了焦点的后移,在超音速下提高了配平能力,减小配平阻力,加强了超声速飞行的灵活性、操纵性和机敏性。超声速下,鸭式布局飞机的截面分布也有利于实现“面积率”的原则,降低了超音速飞机的激波阻力,如图3-1-9。

  由图可见,在自由边条的影响下,超音速飞行时,焦点后移量很小。

  低速时采用自由边条而非鸭式布局的原因 自由边条布局在大迎角时可大幅度的提高全机升力系数,明显提高大迎角机动性。鸭式布局也有类似的优点,但从涡升力系数提高的幅度看不如自由边条效果好。

  通常鸭面处在机翼上洗流畅中,大迎角时有失速问题存在。虽然,鸭面可以采用大后掠小展弦比三角翼或梯形翼缓和失速,但是这样的负面影响是升力效率很低。自由边条布局则可以通过自由边条的对称的柔性下发弯曲保证。

  在采用亚音速静不稳定设计时,由于鸭式布局的飞机存在大迎角低头操纵力矩的要求,鸭面载荷过大带来了配平阻力增大和最大配平升力降低的问题。与亚音速下平尾的飞机相比,鸭式飞机就不能采用太大的亚音速静不稳定度,这就直接影响鸭式飞机低速大迎角时的操纵性与机动性,鸭式布局的优势被限制。自由边条布局,很好的避免了这一难题。

  鸭式飞机一般采用大后掠小展弦比鸭面,这种布局差动时的横向操纵效率不高,同时,鸭式飞机的机翼后缘襟副翼通常还要当作俯仰操纵面使用,着陆时还要作为增升装置使用,这些都限制了鸭式飞机后缘襟副翼的横向操纵能力。因此,相较于自由边条-平尾布局,鸭式布局的飞机在横向操纵能力上占劣势

  自由边条组合前掠翼的优势 前掠翼组合自由边条布局,飞机的边条的参考面积远小于鸭式飞机鸭面的参考面积,形状细长。对前掠翼飞机,气流的分离从翼根部开始,在大迎角下,细长的边条可将产生强而稳定的脱体涡,在增加升力系数的同时,有效吹除机翼根部的分离流,改善机翼上表面的流场。两者的有机结合的作用明显的提高了大迎角升力。

  3.1.3前缘涡襟翼

  区别于普通襟翼,它的前缘是尖的,利用尖前缘迫使气流沿襟翼分离形成旋涡,同时使气流在涡襟翼的铰接线上再附体,局限了旋涡始终在襟翼表面,保持了机翼表面的气流不分离。另一方面,旋涡在涡襟翼上表面可以产生很大的吸力,这个吸力将有个向前的推力分量,增大了升力,减小了阻力,图3-1-10。

  综合上述气动特点,飞机大迎角飞行时,机动性能将大大提高,如图3-1-11中给出大攻角右横滚的气动面控制分布。

  3.1.4自由尾翼

  亚音速飞行时,自由尾翼横向展开,充当全动平尾的作用,区别于普通全动平尾的是:自由尾翼由于主动控制技术的采用,得益于纵向放宽静稳定度的设计,面积小于普通平尾。在低速大攻角时,平尾的横侧操纵果比前翼更好。在主动控制系统的帮助下,飞机在低速大攻角时同时具有良好稳定性、机动性与敏捷性。

  跨声速飞行时,随着飞行速度的增大,自由尾翼向上收起,成为V型垂直尾翼。由于传统布局的飞机气动焦点会急剧后移,导致低头力矩显著增大,配平困难,操纵迟缓。而采用自由尾翼后,向上收起的尾翼可以使全机焦点前移,有效缓解跨声速焦点后移带来的飞行品质的恶化,此时,配合同时前移的自由边条,以及主翼的后缘襟翼的偏转,可以以较小的代价做好配平,增加此时飞机的操纵性和机敏性。

  飞机进入超音速飞行后,对于飞机的航向稳定性要求变得突出,此时,与水平面成一定夹角垂直立起(考虑隐身要求)的自由尾翼起到了垂直安定面的作用,在飞控系统的辅助下,加强了飞机在超声速下的航向稳定性。

  整个自由尾翼设计,考虑了飞机在不同飞行状态下对于各轴稳定性的首要需求,用一套尾翼面,在主动控制技术的帮助下,配合自由边条、襟副翼等的操纵耦合辅助,满足了不同飞行状态下纵向、航向、和横向的稳定性和操纵性需求。此设计改变了传统飞机平尾、垂尾同时存在的模式,大大减小了尾翼带来的阻力增大和结构增重的代价。

  3.1.5 CARET进气道

  进气道采用双斜切双压缩面进气道(即CARET进气道)。CARET进气道的设计理念源于50年代末提出的乘波飞行的理论,原理如下:对于一个尖楔体,以高速飞机上常见的尖劈翼型为例,当它超音速飞行时,必然在机翼下方产生一道从前缘开始的斜激波,气流在经过斜激波后会形成一个压力均匀的高压区,且此翼下高压区不受翼上低压区的影响,因此将会产生很高的升力,整个飞行器好像乘在激波上。在此基础上,沿波面进行进气道进口的设计,以利用波后的减速增压均匀流,为了满足飞机的隐身要求,近气道内外壁不能做到与翼面垂直,但就进气道而言,就可看作是由上壁和内壁各产生一道激波,对气流进行压缩。这就是CARET进气道的原理。

  在本战斗机的进气道中,顶面和侧面的两块斜板(图3-1-13)的倾转角度可以通过计算机控制和改变,即进气道的喉道面积和波系结构可以根据飞行马赫数、转速、攻角等参量自适应调节,这样就能使在宽广的飞行条件变化范围下获得高的总压恢复系数,保持良好的性能。

  此外,进气道设计时,有意将进气通路呈S型布置,利用CARET进气道的双压缩斜面,对风扇、压气机等部件形成了有效的遮蔽,减小了正面雷达幅射的回波,提高了隐身性。

  3.1.6 二元矢量喷管

  本次设计的飞机主要要求它具有良好的大迎角机动性,但是在大迎角飞行时,飞机的各操纵舵面的效率不可避免的将有一部分下降。推力矢量化,使推力直接参与飞机运动的控制,可以获得大迎角下飞机的机动性;还可有利于扩大飞机的可使用飞行迎角,实现过失速机动。最新研制的二元矢量喷管,具有俯仰/反推力两个方向的矢量变化(图 3-1-14),配合上带边条的翼身融合气动布局,将使飞机特别适合大迎角飞行。

  使用二元矢量喷管,推力矢量化后的优点:

  ●飞机改变姿态时,使用推力矢量化比传统操纵面更直接,所需时间大大减短;

  ●完全避免了像操纵舵面时所出现的气流分离问题;

  ●使战斗机具有超敏捷性,即过失速机动性和过失速操纵性;

  ●推力矢量化不仅因喷管升力而提供直接升力增量,还因喷管靠近机翼后缘,喷管对机翼形成环流而提供部分间接升力增量,是飞机具有短距起落能力;

  ●可以使用面积较小的尾翼,减少飞机外形上的凸出物和舵面缝隙.提高飞机的隐身能力。

  3.1.7 隐身性

  在设计之初,就将飞机定义为具有较好隐身性能的战斗机。飞机的诸多设计都兼顾了飞机隐身性能。

  ●采用翼身融合技术,有效减小了RCS值;

  ●采用了面积较小的自由尾翼,并且,在超音速飞行时自由尾翼为V形垂直尾翼。并且立起后线条走向与进气道的外罩平行,这是避免将电磁波直接发射会敌方雷达的重要措施之一;

  ●取消了一切外挂物和挂架,采用机内弹舱和保形挂载方式(无人机)。

  ●进气道的进气流所引起的红外辐射,发动机尾喷管,发动机热部件以及发动机尾喷流等的红外辐射是飞机上较强的红外辐射源。为了减小这几方面对飞机隐身性能的影响,飞机采用了S型布置的CARET进气道,利用了双压缩斜面对风扇、压气机等部件形成了有效的遮蔽,减小了正面雷达幅射的回波。另外,在尾喷管处将喷口由传统的圆形改为矩形,以增大喷口周长和表面积,而达到提高燃气冷却速度的目的。

  3.1.8 主动控制技术

  飞机采用主动控制,在各个轴上放宽静稳定度,低速时取消了垂直安定面和方向舵,而以先进的多余度控制系统操纵权动平尾和自由变条来保证飞机在各轴上的稳定性。充分发挥飞行控制的主动性与潜能,减轻结构重量的同时大大增强了飞机的操纵性和机敏性。

  3.2 推进系统创新点

  3.2.1 脉冲爆震-涡扇组合循环发动机总体设计方案:

  作为未来的全面综合战术战斗机的推进系统——“曙光”(CR-1)是一种先进的组合循环发动机。它的设计思想是一种推重比高、耗油率低的高性能发动机。

  “曙光”高性能发动机设计采用新型的脉冲爆震发动机与传统的涡轮风扇发动机相结合的组合循环方案,将两者的结构特点、工作过程合理的融合,充分发挥各自的性能优势,得到稳定和强大的推力。如图4-2-1所示,“曙光”发动机将一个由12个扇形分管的多管脉冲爆震发动机置于一个小涵道比、无混合段的涡轮风扇发动机的外涵道中,由内外函机匣之间的一个与转子平面同轴线的旋转进气阀控制外涵的12个扇形爆震管按一定时序和频率开闭,同时起到推力壁的作用,将爆震管产生的间歇轴向力传递到机身。内外涵道采用共同的进气道和两级风扇,但采用两套独立的供油系统、控制系统以满足两种不同循环在同一时刻所需求的不同燃油流量和膨胀比。

  3.2.2 曙光(SG-1)脉冲爆震-涡扇组合循环发动机工作方式

  脉冲爆震-涡轮风扇组合循环发动机的创新动力,有别于传统的补燃加力涡扇发动机,提出了全新的PDE脉冲爆震加力的概念。

  在不开加力的状态下,SG-1以涡轮风扇发动机独立工作的,外涵道中的脉冲爆震发动机的供油系统、控制系统静息,旋转阀封闭端口偏转安装角90度,成为外涵道的导流叶片。当打开加力,外涵道的供油系统、控制系统、旋转阀开始旋转,涡轮风扇发动机与脉冲爆震发动机同时工作,外涵道的12个PDE在前两级风扇的机械压缩功的帮助下产生可观的“加力”推力。相较与传统的补燃加力,这一设计可以有效减少加力飞行时的耗油量,在相同的加热量下,可获得更大的加力比。并且,随着飞行速度增大,外涵道的流量若恒定油气比0.068供油,PDE发动机的推力将不断增高。此特性和补燃加力涡扇发动机恰恰相反,大大增加了飞机在超声速飞行条件下的可用推力。若控制油气比,保证燃油流量随速度和流量的升高大致恒定,则在推力输出大小变化不大的情况下,耗油率和燃油流量比传统的补燃加力方式大大降低,工作时间也可更长。

  以下分别介绍“曙光”发动机内外涵道的两大模块的详细设计。

  3.2.3 外涵道脉冲爆震发动机模块的设计:

  (1)脉冲爆震发动机的原理:

  脉冲爆震发动机(Pulse Detonation Engine)是一种利用脉冲式爆震波产生推力的新概念发动机。图3-2-2显示了一个典型的吸气时脉冲爆震发动机的爆震室结构。

  脉冲爆震发动机的循环过程包括以下几个基本过程:爆震波的起始,爆震波的传播,燃烧产物的排出或排气过程以及新鲜反应物的填充过程。图3-2-3形象的表示了一个等面积直管,阀门位于头部。循环从填充压力为p1 的反应物开始,然后关闭阀门,用位于封闭端附近的点火源直接起爆或通过缓燃向爆震转变(即DDT)起爆。爆震波以2000m/s左右的爆震波速向开口端传去。在爆震波后是从封闭端发出的Taylor膨胀波扇,以满足封闭端速度为零的条件。Taylor 膨胀波波尾以当地声速c3(约1000m/s)向开口端传去。在封闭端与Taylor膨胀波波尾之间是均匀区。Taylor膨胀波将爆震波C-J 的压力p2降低到均匀区中相对较低的水平p3。这个压力通常称为平台压力,它仍比环境压力p0大得多,因此在封闭端产生推力。当爆震波传出爆震室出口时,由于该处压力远大于环境压力,因此产生一组膨胀波反向传进爆震室,进一步降低爆震室的压力,排气过程得以开始。膨胀波到达封闭端反射为另一组膨胀波向下游开口端传去。非定常排气是由在开口端和封闭端交替产生的一系列压缩波和膨胀波组成的。当爆震室中的压力降低到环境的压力水平时排气过程结束,阀门打开,再次充填新鲜反应物,开始下一个循环。

  以上理想模型中,忽略因燃料和空气的混合而引起的总压损失。一个循环周期的时间等于反应物填充时间、爆震波在爆震室内传播时间以及清除燃烧产物的时间之和。循环最大频率取决于这个周期的长短。

  脉冲爆震发动机的工作循环是间歇性的、周期性的。当爆震频率很高时,例如大于100Hz时,可近似认为工作过程是连续的。由于爆震波能产生较高的压比,可以消除对笨重昂贵的高压供给系统的需要,从而降低推进系统的质量、复杂性、成本及封装体积。

  (2) 脉冲爆震发动机的结构设计:

  “曙光”的脉冲爆震发动机部分由、起爆器、进气阀、爆震室、燃料供应系统、点火系统和控制系统组成。(如图3-2-4,3-2-5)

  3-2-4 曙光发动机的结构

  A 旋转进气阀:如图3-2-5,“曙光”PDE模块采用旋转进气阀来解决进气道中连续流动和爆震室间间歇式流动的矛盾。旋转阀由电机带动旋转,可以使从进气道进来的空气和供油系统的进油通过按一定次序连续进入多管爆震室,同时由计算机调节转速,对发动机的进油、进气时间进行精准的控制,使发动机的循环频率接近不同填充、排气速度下由不同循环周期决定的最大循环频率,降低发动机进口损失。

  外涵道的脉冲爆震发动机不工作的时候,旋转阀的封闭端部分沿旋转平面的某条半径线为轴,旋转90度,成为外涵道的导流叶片,保证了外涵道气体流场的连续和通顺,减小了气流畸变和阻力。

  B 爆震室:“曙光”PDE模块的爆震室是脉冲爆震发动机的核心部件,将喷入的氧化剂和燃料进行混合,点火、起爆,形成和传递爆震波,实现整个循环过程。该爆震室采用扇形截面,可最有效的利用外涵道的面积,减小发动机的直径。经计算,12个扇形爆震分室组合,如图3-2-6所示,构成一个外直径为0.76米,截面总和为0.15平方米的圆环形主爆震室,其几何截面可占据整个外涵道,满足了产生设计推力所需要的空气流量的流通能力。考虑到爆震室长度的最小限制必须大于起爆所需最小长度,以及尽可能的设法增大循环频率,爆震室长度为以1米为适宜。

  图3-2-5 “曙光”发动机的旋转阀与爆震室结构

  C 燃料供应系统、点火系统和控制系统:“曙光”发动机外涵PDE模块采用与内涵相独立的一套燃料供应系统、点火系统和控制系统,实时根据变化的流量,以起爆所需的最佳油气比计算所需燃油流量,通过高压泵向爆震室供油,并以尽可能小的能量电火起爆。

  (3)“曙光”外涵道采用脉冲爆震发动机的优势:

  (A)热循环效率高(地面等压热循环效率为27%,等容热循环效率为47%,爆震热循环效率为49%)。

  (B)结构简单、质量轻、推重比大(大于20)。单位燃料消耗率sfc(specific fuel consumption,简称sfc)低,当飞行马赫数Ma=1时,等容循环的sfc为等压循环的36%,爆震循环的sfc为等压循环的29%)。

  (C)推重比高,若保证油气比始终为0.068,发动机推力随速度升高而加大。

  (D)脉冲爆震发动机中爆震波以超声速传播,燃气压力高,比冲大(大于2100s)

  (E)工作可靠,相对于涡轮喷气发动机,噪声较小。

  (F)由于采用间隙式循环,壁温不高,可采用普通的材料;由于无高速旋转部件,加工相对简单,成本低,相对容易实现。

  (4)外涵道脉冲爆震发动机的基本参数

  综合考虑脉冲爆震发动机的优势,以及与内涵道涡轮风扇发动机的合理配合,将外涵道脉冲爆震发动机的基本参数定制如下:

  ●12个扇形爆震管总截面积:0.15平方米;

  ●发动机径向尺寸:D=1.3 米

  3.2.4 内涵道涡轮风扇发动机模块的设计

  ●涡扇发动机的作用

  内涵道涡扇发动机不但要在非加力状态独自工作,其进一步的作用主要是在发动机加力开启,PDE开始工作时,以其风扇为通过外涵道的气流作预压,提高外涵道中脉冲爆震发动机的循环静温比ψ以及单位推力。同时经预压缩的空气压力和密度均大大提高,流量显著增加而PDE的推力进一步增加。

  ●磁悬浮径向轴承技术:发动机的止推轴承依然采用机械滚子轴承,以保证传力传扭的可靠,而径向轴承则采用新技术的磁悬浮轴承,减小机械摩擦的同时,还可以使用电磁力来直接控制发动机的转速,加快发动机的转速响应。此外,磁悬浮轴承还可以起发电机的作用,将制动过程中消耗动能转化为电能储备起来,必要时作为第二动力使用,加强了能量的循环利用。

  ●涵道比的选择

  小涵道比的涡扇发动机在高空高速飞行时具有较小的阻力,为了兼顾飞机的超音速飞行性能,曙光采用涵道比为0.7的较小涵道进气道。

  ●风扇压比的选择

  根据外涵道脉冲爆震发动机在产生足够的加力推力所需的预压和流量,经过计算,在地面,如采用两级总压比为3的风扇风扇,其预压作用可使无预压的脉冲爆震发动机的循环静温比ψ提高47%,单位推力提高31.8%,流量提高2.79倍,总加力推力提高为同等截面无预压的PDE发动机的3.67倍,满足了飞行器加力推力的需求。

  ●压气机压比的选择

  高压比的涡扇发动机在速度不太大的飞行条件下可以拥有更好的经济性和推力,而在高速下,复杂笨重的转子部件则将成为负担,且经济性和推力显著恶化。高压比的发动机喘振裕度也较低,因此,为了保证发动机在不开加力时拥有较高的推力和较低的油耗,且兼顾低速和高速的性能需求,发动机的低压压气机和高压压气机的压比分别选择为2.5 和 3。

  ●涡轮前温度的选择

  高的涡轮前温度意味着涡扇发动机在设计点拥有低的单位耗油率和高的单位推力。为了满足性能要求,同时兼顾降低成本,减少总耗油,内涵涡扇发动机的涡轮前温度T3*,同时考虑到现有技术的限制,选择1700K为宜。

  ●各效率系数的选择

  考虑到新结构和新工艺的不断成熟应用,在热力学计算过程中,对于压气机效率、涡轮效率、机械效率以及燃烧室总压恢复系数、尾喷管总压恢复系数等衡量部件损失的参数,均取效率较高的参数作初步分析,以期获得更为良好的性能。

  第四章 动力系统分析计算

  4.1 内涵道涡轮风扇发动机的热力学计算

  1)进气道出口截面气流参数的计算

  飞行高度H,该高度上的大气温度 和大气压力 和飞行 数 ,

  亚音速机器到的总压恢复系数 一般在0.97~0.99范围内,超音速进气道的总压恢复系数应根据所采取的进气道型式,飞行速度的大小,用经验方法或计算方法求得。

  2)风扇压气机出口气流参数的计算

  风扇压气机的增压比 和效率

  3)中压压气机出口气流参数的计算

  中气压气机的增压比 ,效率

  4)高压压气机出口气流参数的计算

  高压压气机的增压比 和效率

  5)燃烧室出口气流参数的计算

  涡轮前燃气温度 ,涡轮前燃气得总压

  =

  6)油气比计算

  完全燃烧系数 , 为燃油的低热值, 可查资料得

  油压比:

  7)高压涡轮出口气流参数的计算

  8)低压涡轮出口气流参数的计算

  9)内涵道喷管流速

  取 =1100, =1.3

  当( )<1.85时,

  (亚临界状态)

  当( ) 1.85时,

  (超临界状态)

  10)外涵道喷管流速 (采用变几何收敛-扩张喷管)

  =1.4,

  如果 <1.85,

  如果 1.85,

  海平面静止设计点的热力学计算:

  根据上节所给参数的选择,作为初步定性设计,定压比热为按温度分段定值,忽略燃气和空气的差别,忽略发动机结构产生的内阻力,设计流量定位在120kg/s、进口马赫数设计值定为M=0.5,SG-1不加力状态在海平面设计点,可产生113kN的推力,耗油率0.063

  4.2 基于理想脉冲爆震热力循环模型的初步性能计算

  爆震极限模型来分析和估算“曙光”发动机外涵道的脉冲爆震发动机所能达到的性能。该模型的核心是最经典的、热力学闭式循环分析。为了保证最大循环性能,对循环过程作如下假设:

  ●已爆震混合物的非定常膨胀过程是等熵的(点4-10);

  ●每个流体粒子均经历相同的爆震过程;

  ●忽略循环中由于各种原因造成的一切能量损失;

  图4-2-1为理想PDE循环的温熵图,为了比较,图中还给出了理想等容循环和理想等压循环的温熵图。0-3过程表示绝热、等熵压缩过程,气体温度从来流静温T0升到燃烧室进口静温T3,此过程可通过来流减速扩压或叶轮机机械压缩实现,定义ψ= T3/ T0为循环静温比。从3-4点可用脉冲爆震推进系统中的爆震波模型描述(详见参考文献*)。4-10表示绝热、等熵膨胀过程,气体压力从燃烧室出口静压P4降到自由来流静压P0。从10-0通过理想的等压无摩擦过程使热力学循环封闭,此过程中,排出的燃气放出足够的热量到环境中,从而回到原来的热力学状态。

  对于理想热力学循环,热效率 由下式确定:

  式中 = = , 是燃料空气质量比, 是燃料低热值, 是向环境排出的热量。

  爆震波的C-J马赫数和熵增可表示为:

  无因次加热量: ;

  γ为比热比;Cp为比定压热容;S4,S3分别为4和4的比熵。

  等压过程释放的热量为:

  最终得到的理想脉冲爆震发动机循环热效率为:

  式中: ,静温比:

  比较等压循环热效率:

  等容循环热效率:

  从温熵图和公式都可得,脉冲爆震发动机的循环熵增最低,等容循环次之,等压循环最高,这从热力循环的角度指明了脉冲爆震发动机循环的经济性。

  作为初步估算,当脉冲爆震频率很高时,可近似认为脉冲爆震发动机出口平面流动为定常,忽略燃气流量与空气流量的差别,假设排出的气体理想膨胀到环境压力。当已知循环热效率和加热量,即可得循环可用功,将这些功全部转化为气体的动能,根据动量定理,可得脉冲爆震发动机的单位推力:

  平均推力:

  耗油率:

  比冲:

  热力学计算基准参数选择:

  单台“曙光”中的多管脉冲爆震发动机模块,以外涵道风扇后0.15平方米的面积为爆震室进口截面积,填充速度M=0.5, PDE随马赫数和空气流量,根据燃油流量大致不变的规律而调节变化(约在0.068-0.017范围之内)。

  4.3 组合循环发动机推力性能计算结果

  综合4.1、4.2节给出的热力学初步计算方法,可得组合循环发动机的总推力性能,与平飞需用推力总结如图表:

  4.4 动力性能比较

  最大加力推力(KN)最大推力

  (KN)不加力耗油率

  (KG/daN•H)加力耗油率

  (KG/daN•H)

  F110-400128.9975.620.72.02

  AL31F12576.20.7952.00

  F119156105约0.74~0.81约1.8-1.9

  SG-11631130.630.802

  涵道比空气流量(kg/s)涡轮前温度(K)总压比重量(Kg)推重比

  F110-4000.76118172832.018098.X

  AL31F0.6112166523.815308.14

  F1190.3不详1840约26136010

  SG-10.7120170022.51481

  (期望)11(期望)

  表 4-3-3 SG-1发动机和当代先进发动机设计性能对比表

  通过性能对比可发现,SG-1组合循环发动机的各项性能参数相对于同级别的现有重推发动机有巨大的优势。尤其是其加力状态的耗油率,仅为AL31F或F110-400的40%,F119的不到50%,而最大推力和加力推力都显著提高。

  相信,随着脉冲爆震发动机各项关键技术的突破,以及涡扇发动机结构、材料、气动、冷却等领域中的新技术在工程上的的不断成熟和应用,(如单级分隔式叶片风扇、高级压比的金属基复合材料整体叶环结构的高压压气机、钛铝压气机转子和静子叶片、驻涡稳定燃烧室、燃烧室主动温度场控制、陶瓷基复合材料火焰筒、陶瓷基复合材料涡轮导向叶片、无导向器叶片的对转低压涡轮、双辐板涡轮盘等),SG-1曙光组合循环发动机的概念和理论,终将被应用成为未来先进战斗机的心脏。

  第五章 飞机气动性能分析

  5.1 升力线斜率

  亚音速下:

  式中, 表示外露面积, 表示参考面积

  最大厚度斜掠角: =

  展弦比: ( )

  机身升力因子:

  M=1以下,升力线斜率曲线(给出一簇离散的点):

  M 升力线斜率 M 升力线斜率

  0 0.0469 0.5 0.0495

  0.1 0.0470 0.6 0.0507

  0.2 0.0473 0.7 0.0524

  0.3 0.0478 0.8 0.0546

  0.4 0.0485 0.9 0.0575

  5.2 最大升力系数

  由于采用自适应翼型设计,“玄凤”战斗机的翼型随飞行状态自适应改变,这里暂以NACA64A410、NACA64A212的翼型参数作为参考分析.

  取 (M=0.2时,翼型的最大升力系数)

  前缘斜掠角:

  (查“大展弦比机翼最大升力系数”表得)

  涡升力系数增量:

  =

  =0.2381 (假设最大可用攻角为35度)

  =1.767

  最大升力迎角

  =37.3

  5.3 飞机在阻力特性估算

  零升阻力系数:

  对于战斗机, 取为

  ,

  诱导阻力系数:

  展弦比

  激波阻力系数

  考虑到前掠翼和鸭式布局飞机更有利于超音速“面积率”,取

  由激波阻力 ,

  可得零高度时,飞机各速度下对应的激波阻力系数,列图如下:

  对应于不同马赫数下,总零升阻力系数曲如下:

  图 5-2 总零升阻力系数

  第六章 飞机战斗性能分析

  (忽略二元矢量喷管)

  根据以上提供的气动计算步骤,根据飞行力学的计算方法,可得到飞机作战时的各项飞行性能指标,本节将以图表形式给出各项指标,并作简要比较说明。

  6.1 水平机动性能分析

  转弯角速度的计算:

  A)稳定盘旋角速度:

  在给定的高度上由:阻力与发动机推力相等可得: =F

  为阻力系数,A为翼面积, 为该高度下空气密度

  由此求得

  再根据: 求得

  其中 =0.0118

  升力 F=

  法向过载 其中G为飞机重力

  稳定盘旋角速度

  B)瞬时转弯角速度:

  取 =1.7668

  最大升力值 F=

  此时的法向过载

  瞬时转弯角速度

  根据以上算法,以飞机燃油系数0.23,全重20.3吨(13.6吨空机重+半油+2吨武器)的空战载荷配置作为重量参数,计算结果以图线给出。

  图6-1给出零高度时,飞机瞬时及稳定转弯角速度随飞行速度的变化曲线。海平面高度时,飞机转弯角点速度在0.52马赫(约为554km/h),最大瞬时转弯角速接近34度/秒。

  如图6-2,5000米高度时,瞬时转弯角速度在0.619马赫(即198m/s)达到最大25.3度。

  下面给出当今国际上综合性能极佳的战斗机SU-27,F-15和F-22的转弯性能曲线:

  瞬时转弯角速度的比较:

  如图6-3、6-4,SU-27与F-15的瞬时转弯角点速度分别出现在飞630km/h和715km/h时。F-22则为350节,远远大于“玄凤”战机。SU-27的最大转弯角速度不超过28度,F-15为25度,F-22为28度,而“玄凤”战机可达34度/秒(若放下前缘涡襟翼,可进一步提高瞬时转弯角速度)。可见,“玄凤”飞机在亚音速下转弯性能已经明显优于Su27和F-15;得益于高升力系数的气动设计和较低的翼载荷,持续转弯角速度也将大大领先于上述飞机。

  持续转弯角速度的比较:

  根据传统空战的经验,2度/秒的转弯角速度的优势即足以在持续转弯中获得明显的胜势。得益于高推重比的发动机带来了高SEP值,低的浸润面积比则给予了亚声速时低零升阻力系数,海平面“玄凤”战机的稳定盘旋角速度可以较大范围内保持在20度以上,比Su27和F15的空战挂载海平面持续转弯角速度平均快了5度以上。5000米高度“玄凤”也可转到13度/秒。F-22(满油、空战挂载)的水平面稳定盘旋角速度基本只能保持在17度左右,即使考虑了资料中所使用的F22载油系数和挂载选取高于“玄凤”的水平,一定程度上限制了F22机动能力的发挥,“玄凤”势依然明显。

  转弯性能对比表:

  机型Su27F15F22AF-1

  最佳持续转弯角速度(度/秒)15-2016-21〉16约23度

  最佳瞬时转弯角速度(度/秒)〈28〈252834

  表 6-5 各机型弯性能对比数据

  6.2 加速性能分析

  引用F-15的加速性能图比较分析

  海平面时,“玄凤”战机从最小平飞速度加速到角点速度只需要8秒,显示了飞机巨大的能量补充性。而在11千米高空,只需127秒就能够加速到最大飞行速度,以超声速进入战区接战或快速撤出战区。飞机的加速性对比以上图表F15的加速性能,AF-1在11公里高度上的加速性与F15在3000米高度上相当,若换在在同高度下进行比较,则优势自然显现。

  6.3 海平面单位剩余功率性能分析

  根据飞机单位剩余功率定义:

  SEP=(Pky-Pn)/G,

  参考第四章计算所得的“玄凤”战机需用推力/可用推力曲线,可作出”玄凤”战机海平面单位剩余功率随马赫数的变化曲线。

  6.4 亚音速巡航速度及超音速巡航点

  6.4.1 亚音速巡航性能

  最大升阻比

  奥斯瓦尔多因子

  在巡航时,主翼翼尖自适应上反弯曲,起到了翼梢小翼的作用

  取等效展现比

  巡航升阻比取为最大升阻比的0.86,

  = =13.2

  此时对应的巡航速度 =259.6m/s=934.56m/h

  此时飞机需用推力 F= =18.56kN

  根据热力学分析,发动机在输出此推力时,

  SFC=0.055 kg/N*h

  单位推力油耗 C=2*SFC=0.1107(kg/Nh) (双发)

  每小时消耗燃油 Q=C*F=0.1107*18560(Kg)=2054.5(Kg)

  所以飞机亚音速航程:R=(Mf•V)/(3600•Qf)

  =9400/2054.5*259.6*3.6=4275.9公里

  6.4.2 超音速巡航性能

  根据涡轮发动机的高度特性,在11公里(平流层)以上,环境温度不再随高度上升而上升,因此燃烧室中的加温量不再加大,发动机单位推力不随高度上升而上升,对应的发动机单位推力耗油率(SFC)

  也就不再随飞行高度上升而下降,发动机在此高度的单位推力油耗值最小,因此,飞机巡航高度点的选择点初步定在11公里高度。

  在11000米,根据发动机可用推力(不开加力)与飞行需用推力的焦点,不开加力的情况下,飞机飞行可以速度1.4马赫飞行。

  此时发动机推力约为76KN。

  根据热力学分析,发动机油耗速度 Qf=2.224(kg/s) (双发)

  飞机最大飞行时间 T=9.4*1000/(2.224*3600)(小时)=1.174小时

  所以飞行超音速航程航程:R=448*3.6*1.1714(公里)=1889.6公里

  第七章 保型伴随无人机方案

  由于高生存性、适应性强、低成本、无生命风险等特点,无人机技术的迅速发展将21世纪的空中作战模式推入了新的纪元。尽管无人机在21世纪初还无法完全替代有人驾驶战斗机独立承担争夺制空权的任务,但是它可与有人驾驶战斗机进行有效的战术搭配,大大提高战斗效能。为此,“玄风”战斗机的设计同时考虑了加入一个与之搭配作战的模块化“寄生无人机”——“鳐”。

  7.1 “鳐”保型伴随无人机的设计特点

  •保型尾挂设计

  “鳐”型无人机最大的特点是采用了保型设计,机身扁平,机体的外形与载机“玄风”战斗机的后机身轮廓互相匹配和适应,下表面的轮廓线几乎与“玄风”战斗机背部曲面完全融合,以最大限度的降低载机在携挂其飞行过程中的低可探测性和阻力。如图(7-1)

  “鳐”保型无人机挂在“玄凤”战斗机机后背,会造成全机重心后移一定的幅度,产生一个抬头力矩增量,全机竟不稳定度变大,这个时候,“玄风”战斗机的配平将由平尾、鸭翼和矢量喷管共同承担。显示了传统气动面+主动控制技术+矢量推力结合的优越的配平能力。

  •双模式工作机翼

  “鳐”的机翼即是“鳐”型无人机的气动面,在其外挂飞行的过程中,又可作为“玄风”战斗机的垂直尾翼,提高“旋风”战斗机的航向安定性。

  “鳐”型无人机的机翼采用小后掠角梯形机翼,机翼的上反角可以根据不同的飞行速度自适应改变,以获得最佳的升阻性能和稳定性能。机翼的后缘有一对舵面,也是全机唯一的一对操纵面,在先进的控制系统帮助下,可以完全承担滚转、俯仰、偏航等全部机动动作。

  在“玄凤”战斗机背部外挂飞行时,“玄凤”战斗机的尾翼则始终处于平放位置,即水平尾翼工作状态,而“鳐”的主翼向上反45度立起,充当垂直安定面的作用。如图(7-3)和图(7-4),这个设计一石而鸟,即有效满足了“保型”安装减阻和隐身的需要,又提高了母机飞行的航向安定性。被载机释放后,“鳐”的机翼进一步横向展开,进行独立的机动飞行。

  •进排气和动力方案

  “鳐”式无人机采用一台带小涵道比涡轮风扇发动机,推重比大,耗油小,结构简单。“鳐”式无人机的进气道采用简单的亚声速进气道,和发动机一起安装在机身背部,进气口位于机首处机鼻上方,在各种来流条件下均能保证较好的进气效率。“鳐”式无人机的尾喷管采用固定构造的收敛-扩张喷管,有效降低了推力损失,在尾喷管的后缘还装有类似F117的V形隐身隔板,以降低红外特征和雷达特征。

  •连接、释放和回收机构

  “鳐”式无人机的连接、释放和回收采用“电磁锁”。利用“玄风”战斗机机背曲面和“鳐”的机腹曲面的互相融合进行定位,不依靠任何额外的机械机构传力,而使用一对互异的强电磁极,将两个表面牢牢的吸引传力,不至因飞行过程中其动力的变化而使母机和无人机脱接。电磁锁在回收过程中通电,互相吸引、接近,在连接飞行时紧锁,而在释放无人机时反极,起到推斥作用。

  7.2 “鳐”保型伴随无人机的飞行性能和战斗任务

  “鳐”保型无人机由于其气动外形限制,飞行包线的右半部分比普通有人驾驶战斗机狭小,极限飞行性能不高,且不具备真正意义的超声速飞行性能,但有赖于可观的推重比和很低的翼载荷,使其低速转弯半径和灵活性较高,结合其体积小、隐蔽性好的固有特点,战斗中能够发挥意想不到的效果。

  “鳐”的主要任务有以下几种:

  A 近距格斗“支援协助”任务

  它在激烈的近距空中格斗中,通过自身的传感装置和数据链,能够有效地将长机探测不到的敌机位置和速度信息发送给长机,增大长机武器锁定的窗口、并即使给予长机良好的战术机动建议。同时,它可利用自身的高灵活性和转向性,干扰敌机机动战术,必要时采用微型武器进行攻击,配合长机,形成局部“二打一”的效果。图 8-4 显示了无人机和“玄凤”协同近距格斗作战的几种情况。

  图 7-4 无人机和“玄凤”协同作战路线示意图

  B 中远程空战探测和干扰任务

  在“警察捉小偷”式的BVR超视距空战中,“先敌发现”往往意味着“先敌攻击”和“先敌摧毁”,由于双方战机隐身性的提高,使目标探测变得困难。“鳐”式无人机则可在超视距时被释放,协助参加搜敌寻敌,和有人机形成搜索网络。充当“玄风”战斗机的“第二只眼”。此外,“鳐”还能够携带有源电子干扰吊舱,飞离母机,对空域实施电子干扰。此时“玄风”战斗机的ECM可处在关闭状态,不用担心以反干扰源模式射出的中距弹的威胁。

  C 战场侦察、检测、目标指示、及战斗评估等辅助作战任务。

  通过以上分析可见,挂载“鳐”保型伴随无人机的“玄风”战斗机,在空战中将如虎添翼,发挥更大的效能。

  总结

  “玄凤”战机定位为超四代战斗机,要求在现有四代机的基础上更加凸出大迎角下的机动性与敏捷性,以保证近距空战能力的提高。

  设计利顺沿现阶段技术概念研究的最新趋势,并且在此基础上提出了许多全新的设计和思想。本作品在理论层面上,用工程热力学、空气动力学等理论结合,参考现有机型参数进行对比,以经典理论和半经验法进行概念设计。此后,又按照飞行力学的原理,将各项设计带给飞机的性能改善做了相关理论分析,并给出了计算结果的数据表图。各项数据都显示,“玄凤”战机的概念设计,特别强调了飞行包线的左半部分低速性能,兼顾了高速性能,在重点考虑的飞行和战术指标中,都优于典型的现有四代机,基本满足了设想。

  “玄凤”战机使用的技术在概念上新颖独特,在理论分析上显示出了巨大的优势,但是其中的某些技术就现阶段而言,尚无法在工程实践中实现,还有一列的关键技术需要突破。相信随着航空科学技术的发展进步,“玄凤”战机终有一天会跃出纸面,冲上云霄。

  注:“玄凤”的设计报告完全遵循飞机设计中“概念设计”的理论、逻辑和步骤完成,完成了概念设计中“整体布局、概念草图、性能分析、空气动力计算”等主要工作,在满足各种理论层面约束条件的科学性前提下,放宽现阶段工程实际的约束,力求设计思想的创新和超前,受作者水平所限,难免存在错误和考虑不足之处,希望得到各位专家评委的批评和指证,谢谢。

  相关专题:第三届飞行器设计大赛

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