低可探測特征是現(xiàn)代及未來隱身飛機(jī)應(yīng)具備的最主要特征之一。低可探測S彎噴管可大幅降低航空發(fā)動(dòng)機(jī)排氣系統(tǒng)的紅外輻射強(qiáng)度和電磁散射信號,顯著增強(qiáng)飛機(jī)的隱身能力,因此,低可探測S彎噴管已成為目前備受關(guān)注的隱身技術(shù)之一。本文圍繞隱身飛機(jī)用排氣系統(tǒng),開展了低可探測S彎噴管型面設(shè)計(jì)方法、復(fù)雜流動(dòng)機(jī)理、參數(shù)影響規(guī)律及其與發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)匹配性能評估技術(shù)研究。主要內(nèi)容包括:1、根據(jù)低可探測S彎噴管的S彎構(gòu)型、圓轉(zhuǎn)方截面過渡以及二元噴口的典型結(jié)構(gòu)特征,提出了基于多參數(shù)耦合的變截面S彎噴管設(shè)計(jì)方法,建立了完全遮擋高溫渦輪部件的低可探測條件,實(shí)現(xiàn)了不同構(gòu)型的低可探測S彎噴管設(shè)計(jì)。設(shè)計(jì)過程主要包括,噴管中心線變化規(guī)律設(shè)計(jì)、噴管沿程流通截面設(shè)計(jì)、完全遮擋渦輪的低可探測約束條件的建立以及噴管的型面生成。低可探測S彎噴管涉及到的可變幾何參數(shù)包括,中心線的曲線個(gè)數(shù)、各段S彎曲線的軸向長度、各段S彎曲線的縱向偏距、各S彎曲線的變化規(guī)律,各段S彎通道的出口面積及其變化規(guī)律、各段S彎通道的出口寬度及其變化規(guī)律、各段S彎通道的出口高度及其變化規(guī)律以及各段S彎通道的出口截面形狀參數(shù)及其變化規(guī)律。低可探測S彎噴管的完全遮擋高溫渦輪的低可... 

【文章來源】：西北工業(yè)大學(xué)陜西省 211工程院校 985工程院校

【文章頁數(shù)】：162 頁

【學(xué)位級別】：博士

【部分圖文】：

F-117A戰(zhàn)斗轟炸機(jī)在隱身戰(zhàn)機(jī)計(jì)劃發(fā)展的同時(shí)，美國空軍也在發(fā)展可隱秘地穿透前蘇聯(lián)領(lǐng)空的全新型戰(zhàn)

B-2 隱身轟炸機(jī)及其發(fā)動(dòng)機(jī)安裝在飛機(jī)上的結(jié)構(gòu)簡圖如圖 1-2 和 1-3 所示。為了縮減雷達(dá)信號特征，機(jī)身采用飛翼布局設(shè)計(jì)[24]，無垂直尾翼，整機(jī)涂覆吸波材料，機(jī)身外部無任何武器掛架，發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)艙隱埋在機(jī)翼中，發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道設(shè)計(jì)成 S 形以避免電磁波直接照射到發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口處的風(fēng)扇。為了抑制紅外信號特征，埋入式的發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)艙各裝備了 2 臺(tái)F118-110 非加力渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)，采用了彎數(shù)更多、彎度更大的 S 彎噴管以實(shí)現(xiàn)對發(fā)動(dòng)機(jī)高溫渦輪出口端面以及噴管高溫壁面的有效遮擋，在進(jìn)氣道內(nèi)側(cè)配置狹長的輔助進(jìn)氣道用來吸收不穩(wěn)定的邊界層氣流并降低發(fā)動(dòng)機(jī)噴口外側(cè)的溫度，噴管外側(cè)布置了引射裝置以進(jìn)一步降低噴管排氣溫度，飛機(jī)鋸齒狀的后緣可強(qiáng)化熱噴流與冷空氣的摻混。采用燃料添加劑和尾部導(dǎo)流系統(tǒng)消除凝結(jié)尾跡，以降低視覺信號特性。深埋在機(jī)身內(nèi)部的發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲很小，可降低飛機(jī)的聲覺信號特征[5, 25]。

B-2 隱身轟炸機(jī)及其發(fā)動(dòng)機(jī)安裝在飛機(jī)上的結(jié)構(gòu)簡圖如圖 1-2 和 1-3 所示。為了縮減雷達(dá)信號特征，機(jī)身采用飛翼布局設(shè)計(jì)[24]，無垂直尾翼，整機(jī)涂覆吸波材料，機(jī)身外部無任何武器掛架，發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)艙隱埋在機(jī)翼中，發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道設(shè)計(jì)成 S 形以避免電磁波直接照射到發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口處的風(fēng)扇。為了抑制紅外信號特征，埋入式的發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)艙各裝備了 2 臺(tái)F118-110 非加力渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)，采用了彎數(shù)更多、彎度更大的 S 彎噴管以實(shí)現(xiàn)對發(fā)動(dòng)機(jī)高溫渦輪出口端面以及噴管高溫壁面的有效遮擋，在進(jìn)氣道內(nèi)側(cè)配置狹長的輔助進(jìn)氣道用來吸收不穩(wěn)定的邊界層氣流并降低發(fā)動(dòng)機(jī)噴口外側(cè)的溫度，噴管外側(cè)布置了引射裝置以進(jìn)一步降低噴管排氣溫度，飛機(jī)鋸齒狀的后緣可強(qiáng)化熱噴流與冷空氣的摻混。采用燃料添加劑和尾部導(dǎo)流系統(tǒng)消除凝結(jié)尾跡，以降低視覺信號特性。深埋在機(jī)身內(nèi)部的發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲很小，可降低飛機(jī)的聲覺信號特征[5, 25]。

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
[1]一種雙Ｓ形二元排氣系統(tǒng)紅外特性的模型實(shí)驗(yàn)[J]. 王丁,吉洪湖,盧浩浩,王浩.  航空動(dòng)力學(xué)報(bào). 2017(12)
[2]一種高推力和低紅外特征的雙S形二元排氣系統(tǒng)[J]. 王丁,吉洪湖,黃偉.  工程熱物理學(xué)報(bào). 2017(09)
[3]不同形式噴管紅外抑制特性試驗(yàn)研究[J]. 張勃,李經(jīng)警,袁帥,吉洪湖.  紅外與激光工程. 2017(04)
[4]反隱身預(yù)警雷達(dá)的發(fā)展動(dòng)態(tài)與新技術(shù)[J]. 劉建言,艾俊強(qiáng),王健.  電訊技術(shù). 2017(02)
[5]波瓣混合器對雙S形二元排氣系統(tǒng)紅外特性的影響[J]. 王丁,吉洪湖,盧浩浩.  紅外與激光工程. 2017(02)
[6]美國自適應(yīng)發(fā)動(dòng)機(jī)研究的進(jìn)展與啟示[J]. 孫明霞,梁春華.  航空發(fā)動(dòng)機(jī). 2017(01)
[7]截面變化類型對雙S形二元排氣系統(tǒng)性能的影響[J]. 王丁,吉洪湖,劉常春,王亞駿.  推進(jìn)技術(shù). 2017(01)
[8]隱身目標(biāo)探測技術(shù)現(xiàn)狀與發(fā)展研究[J]. 甘杰,張杰.  現(xiàn)代雷達(dá). 2016(08)
[9]LRS-B管窺美國新型遠(yuǎn)程打擊轟炸機(jī)計(jì)劃[J]. 張有.  坦克裝甲車輛. 2016(12)
[10]B-21來了! 對美國空軍“遠(yuǎn)程打擊轟炸機(jī)”的解析[J]. 費(fèi)邊.  坦克裝甲車輛. 2016(08)

博士論文
[1]短/垂起降飛機(jī)用推進(jìn)系統(tǒng)性能模擬及三軸承偏轉(zhuǎn)噴管設(shè)計(jì)技術(shù)研究[D]. 劉帥.西北工業(yè)大學(xué) 2016
[2]固定幾何氣動(dòng)矢量噴管流動(dòng)機(jī)理及性能評估技術(shù)研究[D]. 史經(jīng)緯.西北工業(yè)大學(xué) 2015

碩士論文
[1]超短擴(kuò)壓進(jìn)氣道設(shè)計(jì)方法與流動(dòng)特性研究[D]. 李佳祎.國防科學(xué)技術(shù)大學(xué) 2013
[2]二元噴管出口寬高比和擴(kuò)張段冷卻對紅外輻射特性的影響[D]. 吳博.南京航空航天大學(xué) 2012
[3]S彎通道單邊膨脹噴管氣動(dòng)和紅外特性數(shù)值研究[D]. 楊承宇.南京航空航天大學(xué) 2009
[4]一種無人機(jī)S彎進(jìn)氣道設(shè)計(jì)與氣動(dòng)特性研究[D]. 馬高建.南京航空航天大學(xué) 2007



本文編號：3384058