STOVL型战斗机变循环发动机性能数值模拟

针对短距起飞垂直降落型(STOVL)战斗机的发动机特性进行分析。在常规双轴涡扇发动机性能模拟程序的基础上,添加了升力风扇与滚转控制喷管部件模块,并加入了尾喷管喉道面积、模式选择阀门面积和低压涡轮导向器面积等调节变量,编写了带升力风扇的变循环发动机整机性能数值模拟程序,选取超音速巡航状态设计点,确定设计点各参数,计算分析了带升力风扇的STOVL型变循环发动机在超音速巡航状态、海平面静止状态及STOVL状态的性能参数。研究结果表明:这种创新的变循环推进系统,通过改变发动机有效涵道比,提供了较大的推力增加,同时降低了耗油率。

短距起飞垂直降落飞行器飞行品质研究

根据短距起飞垂直降落(STOVL)飞行器的特点,结合AGARD 577飞行品质规范,从操纵效能和模态特性两方面对短距起飞垂直降落飞行器在飞行品质方面提出要求。基于短距起飞垂直降落飞行器六自由度模型仿真,对飞行器在短距起降过渡状态下的操纵效能进行评估。以等效系统拟配思想,采用遗传算法与最小二乘法的混合算法,对带L_1自适应控制器的高阶飞行器模型进行低阶等效拟配。采用该低阶模型,对飞行器在不同飞行阶段下纵向与横航向的模态特性进行评估。结果表明,该飞行器在短距起降阶段具备一级飞行品质。

双轴承旋转喷管型面设计及数值模拟研究

针对短距/垂直起降战斗机高机动飞行的迫切需求及其矢量喷管机械结构复杂笨重的问题,提出了基于轴对称双喉道气动矢量喷管设计的双轴承旋转喷管,通过采用双轴承结构和双喉道气动矢量喷管相结合的方式,减少驱动结构,使喷管能更高效、轻便地实现短距/垂直起降,并且赋予了飞行器平飞模态高机动飞行的潜力。基于典型轴对称双喉道气动矢量喷管构型,开展了双轴承旋转喷管的型面设计和运动规律研究,利用数值模拟开展关键设计参数对喷管流场的影响研究,获得喷管的性能变化规律。结果表明,短距/垂直起降模态下,典型构型的双轴承旋转喷管推力矢量角最大可达108°,满足短距/垂直起降飞行器对喷管的要求。凹腔段的长短轴比值对喷管短距/垂直起降模态的性能影响较大,相同落压比条件下,长短轴比值越大,喷管的总推力系数越低,推力矢量角越大,并且推力矢量角最大差值达到41°。本文所提出的双轴承旋转喷管可为未来具备短距/垂直起降、高机动性能的飞行器动力系统提供一种新的解决方案。

短距起飞/垂直降落飞机升力系统研究进展

短距起飞/垂直降落(STOVL)升力系统是一种允许飞机在极短跑道甚至无跑道条件下起降的航空技术,提供了飞行器在受限空间和复杂环境中实施起降操作的能力,对军用和民用领域都有重要意义。尽管国际上对STOVL飞机的研究已有历史,但敏感或专用技术的信息并未广泛共享。为深入探索STOVL飞机升力系统的关键技术、难点和发展方向,在全面分析和总结最新研究进展和技术挑战的基础上,针对该领域的研究进展进行综述,特别是针对F-35B飞机深入探讨了STOVL飞机升力系统的关键技术,包括升力风扇、三轴承矢量喷管和整机推进系统性能等。在此基础上总结归纳了国内外学者在复杂结构设计、动力系统建模、环境影响评估和性能优化等方面的研究,为STOVL飞机的研发与优化设计提供方向参考。

基于常规发动机发展STOVL推进系统的总体性能方案

结合F135-PW-600发动机构型,开展基于常规涡扇发动机发展短距起飞/垂直降落(STOVL)推进系统的总体性能方案研究,分析了影响性能方案的各升力部件参数,完成了针对总升力提升的方案优化。研究结果表明:以提高总升力为目标,升力风扇应选取低功耗、小压比、大流量的参数组合;滚转喷管引气量应由风扇裕度、滚转力及其力矩控制需求共同决定;增加外涵道调节机构和重新设计低压涡轮等措施,可将推进系统总升力最高提升近20%;保持主发动机部件不变,通过多学科优化设计,综合考虑质量等结构参数及耗油率等性能参数影响,可使短垂推进系统净收益提升近20%。

S弯D形矢量喷管参数化设计及气动特性研究

为了满足战机对垂直/短距起降能力的要求,基于曲率控制方法对具有D形出口的S弯喷管进行参数化设计,进而可实现喷管尾段的大角度偏转。随后对不同偏转角、落压比以及设计参数的S弯D形矢量喷管气动特性进行数值模拟,对比并分析了喷管的气动特性。计算结果显示:无偏转条件下,随着落压比π从1.5增大至3.5,喷管流量系数先增大后平稳,在π=2.5时达到最大值,推力系数先增大后减小,且推力方向为飞行器产生一定的抬头力矩;落压比恒定时,随着偏转角度从0°增大至90°,喷管流量系数、推力系数下降,矢量超前角由负值不断增大至+6°左右;设计参数中预留偏转角对喷管气动性能影响较大,而S弯中心线控制系数对气动性能影响较小。本文提出的S弯D形喷管具有较好的气动性能,小偏转角度下矢量角变化趋势较为一致,亦可通过出口段偏转实现发动机推力的大角度矢量偏转。

国外两栖舰船与短距/垂直起降飞机的舰机适配性分析

为提升我国两栖攻击舰远程攻击能力,对国外舰机适配性进行分析。分析国外短距/垂直起降飞机(short/vertical takeoff and landing,SVTOL)的技术现状,从舰船总体设计角度开展舰机适配性分析并提出关键技术,结合美国、日本、意大利的大型两栖舰船具体分析舰载机上舰的改装工程。结果表明,该分析可为国内相关领域科研生产提供参考。

垂直起降飞行器升力突降动态过程的数值模拟研究

针对短距/垂直起降(STOVL)飞行器动态起飞过程,采用基于雷诺时均方程的标准k-ε模型数值模拟STOVL飞行器气动流场,研究STOVL飞行器吸附力大小,获得了动态过程吸附力随冲击高度变化曲线,发现升力板下壁面主涡结构的存在和运动影响升力板静压沿程分布。在无量纲冲击高度小于3时,吸附力曲线斜率增大,吸附作用增加,并对比稳态结果,发现动态过程吸附力要大于稳态过程,在无量纲高度为1.5时,两者相差26%。流场响应迟滞是造成稳态、动态过程结果差异的原因。

三轴承旋转喷管矢量偏转规律及流场特性研究

基于短距/垂直起降战斗机用三轴承旋转喷管的特殊设计要求,通过几何约束条件开展了三轴承旋转喷管型面设计方法及运动规律推导与研究,研究了非线性和线性两种喷管矢量角控制规律下的三段筒体随时间的旋转规律。根据小型涡轮喷气发动机的几何尺寸,利用发展的型面设计方法和喷管筒体旋转规律,设计了小尺寸三轴承旋转喷管,并利用CFD数值模拟技术对该喷管的流场特性进行了计算与分析。通过CFD数值模拟技术得到了不同矢量角下喷管的三维流动特性及不同落压比下的气动特性。结果表明:采用喷管矢量角非线性控制规律可以减少非线性控制变量,保证喷管机动性的前提下减小了喷管的设计难度和控制复杂度;基于小型涡轮喷气发动机设计的三轴承旋转喷管0°的推力系数较理想喷管低,90°的推力系数较理想喷管高,喷管在地面最大落压比下0°比90°推力系数高约1%。

S/VTOL战斗机及其推进系统的技术研究

短距起飞/垂直降落战斗机集固定翼和旋翼飞机的优势于一身,由于其出色的性能一直广受关注,但由于技术难度大,迄今为止,世界范围内仅有3型战斗机真正装备部队使用,分别是英国"鹞式"战斗机、前苏联雅克-38战斗机和美国F-35B战斗机。按照短距起飞/垂直降落战斗机推进系统提供升力和推力的方式,将其推进系统分为共用型、组合型和复合型3种类型。介绍了3种短距起飞/垂直降落战斗机推进系统的工作原理、应用和发展,并分析了其优缺点,给出了推进系统研制发展的启示及建议。

先进短距起飞垂直着陆飞机的建模与仿真研究

先进短距起飞垂直着陆(ASTOVL)飞行/推进综合控制技术的实现,需要进行大量的理论研究和仿真计算,以确定最优控制律。通过用全量非线性方程来描述的该类依靠气动舵面和推力矢量融合控制技术的飞机运动状态,建立了六自由度的飞机动力学数学模型。由于没有对刚体飞机数学模型和气动数据进行线性化处理,因而所建模型不仅能较全面地反映STOVL飞机的实际运行特性,而且具有较强的通用性。最后,以某型号STOVL飞机为背景,在MATLAB5.2/Simulink环境下研究和开发了飞行数字仿真器,介绍了仿真软件的设计思想和程序架构,并通过数字仿真验证了该仿真器的正确性。

S/VTOL战斗机用推力矢量喷管技术的发展及关键技术分析

S/VTOL(short/vertical take-off and landing)战斗机用推力矢量喷管是飞机实现短距起飞垂直降落,摆脱对跑道的依赖,减小航母的设计难度,及显著提高飞机机动性能的关键技术,已成为第4代战斗机和战斗机用航空发动机的设计标志。结合不同时期推力矢量喷管的特征和不同战斗机对推力矢量的技术要求,对短距起飞垂直降落战斗机用矢量喷管的结构特点、工作原理及发展状况进行了归纳及总结。详细提出了S/VTOL战斗机用推力矢量喷管的关键技术,并对开展S/VTOL战斗机用矢量喷管技术研究提出建议。

三轴承旋转喷管型面设计与分析

通过对短距/垂直起降用三轴承旋转喷管工作原理的分析,给出了型面设计的技术指标,并对三轴承旋转喷管型面进行了分析,探讨了等直段、型面过渡段、收缩喷管段的设计方法。同时,基于某型涡喷发动机开展了数值模拟分析,发现喷管推力矢量有效偏转角与喷管偏转角度大致呈线性关系,且前者约为后者的1.021倍,则设计的三轴承旋转喷管具有产生矢量推力的能力,满足了型面设计的要求。

短距起飞/垂直降落飞机外流场特性研究

为探索和研究短距起飞/垂直降落(STOVL)飞机,在垂直降落状态时的外流场特性和热燃气再吸入等飞推一体化关键问题,对STOVL飞机F-35B进行了飞机机身重构和网格划分,利用Fluent软件完成了F-35B外流场的三维数值模拟。研究了垂直降落状态下飞机不同离地高度和不同喷管面积下的热燃气再吸入问题。同时,给出了进气道入口截面、地面和机身的温度分布,直观说明了其升力系统方案的外流场技术特点。结果表明:为防止热燃气再吸入,应合理选择升力风扇喷口与主发动机喷口的面积相对值,并结合实际所需升力比,尽量减小两个喷口的面积比。

基于控制分配的推力矢量短距起飞垂直降落飞机减速过渡控制

针对推力矢量型短距起飞垂直降落飞机由平飞到悬停的减速过渡过程中面临非线性、控制量冗余且耦合等问题,本文建立了含执行器约束的推力矢量短距起飞垂直降落飞机六自由度非线性数学模型,提出一种基于智能控制分配的减速过渡过程控制方法:以非线性增量动态逆方法设计控制律,获得虚拟控制指令。考虑执行器执行能力和过渡过程期望指标设计优化函数,使用改进的粒子群算法在线解算实际控制量。仿真实验验证了该方法在过渡过程中具有指令跟踪精度高,对气动参数摄动与外界风干扰鲁棒性强等优点。

三轴承转向喷管转向机构工作原理及运动规律

三轴承转向喷管作为大偏角矢量喷管的典型代表,是现代飞机实现短距/垂直起飞降落(以下简称短垂)功能必不可少的部件。基于三轴承转向喷管的工作原理——三轴共面理论,开展三轴承转向喷管的运动规律研究。运用坐标转换完成了运动规律方程的推导,并以计算实例和运动仿真技术对其正确性进行了验证。通过本研究,完成了三轴承转向喷管技术转向工程应用的理论研究和运动仿真验证,为我国短垂推进系统研制奠定了一定的技术基础。

短距起飞/垂直降落飞机动力装置特点及关键技术分析

动力装置是短距和垂直起落(STOVL)飞机设计的关键,直接影响其研制的成败。对国外3种典型的STOVL飞机进行分析,结合不同STOVL飞机需求对4类动力装置特征、结构特点、工作原理及发展状况进行归纳及总结。详细提出STOVL飞机动力装置的6类关键技术并进行了技术评价,对发展装备和开展技术研究提出建议,综合分析认为动力装置技术是中国发展STOVL飞机的瓶颈,需要重点研究并予以突破。

STOVL推进系统模式转换过程建模及分析

在通过对离合器组件的动力学分析建立离合器动态性能计算模型的基础上,根据短距起飞/垂直降落(STOVL)推进系统各部件在不同工作状态下的耦合关系,建立了STOVL推进系统模式转换过程的共同工作方程组,即其动态性能仿真模型,并提出了STOVL推进系统短垂模式与常规模式相互转换的控制策略,对比了不同离合器接合速度下模式转换过程中的性能参数特点。结果表明:建立的仿真模型在模式转换过程中与国外文献数据相比最大误差为3.76%;提出的控制策略可保证模式转换过程中STOVL推进系统无超温、超转现象,且喘振裕度变化在0.1%以内;模式转换过程中离合器接合时间越短,其瞬时摩擦产热量越大,但总产热量越小。

基于高阶LADRC的V/STOL飞机悬停/平移模式鲁棒协调解耦控制

针对垂直/短距起降(V/STOL)飞机在悬停/平移模式下存在的动力学耦合、推力矢量控制冗余以及易受扰动风影响的问题,提出了一种基于高阶线性自抗扰控制(LADRC)的鲁棒协调解耦控制方法。首先根据V/STOL飞机的概念方案,建立了推力矢量模型和扰动风影响下的非线性悬停/平移运动模型。然后在此基础上,给出了该模式下位置和姿态的协调控制策略,据此通过控制量变换设计了六通道的自抗扰解耦控制律,其中利用LADRC对总扰动的实时估计补偿能力避免了多推力矢量的冗余控制。仿真比较结果验证了LADRC对悬停/平移模式控制的有效性以及对飞机内部参数摄动和外界突风干扰的鲁棒性。

Retarded Harrier Maneuver as a New and Efficient Approach for Fixed-Wing Aircraft to Achieve S/VTOL

Modern day VTOL fixed-wing aircraft based on quadplane design is relatively simple and reliable due to lack of complex mechanical components compared to tilt-wings or tilt-rotors in the pre-80’s era. Radio-controlled aerobatic airplanes have thrust-to-weight ratio of greater than unity and are capable of performing a range of impressive maneuvers including the so-called harrier maneuver. We hereby present a new maneuver known as the retarded harrier that is applicable to un/manned fixed-wing aircraft for achieving VTOL flight with a better forward flight performance than a quadplane in terms of weight, speed and esthetics. An airplane with tandem roto-stabilizers is also presented as an efficient airframe to achieve VTOL via retarded harrier maneuver, and detailed analysis is given for hovering at 45° and 60° and comparison is made against the widely adopted quadplane. This work also includes experimental demonstration of retarded harrier maneuver using a small remotely pilot airplane of wingspan 650 mm.