岳奎志，齊紅德，柳文林，郁大照

（1.海軍航空工程學(xué)院飛行器工程系，山東煙臺(tái)264001；2.海軍裝備部，沈陽(yáng)110034）

隱身作戰(zhàn)飛機(jī)具有低雷達(dá)散射截面（Radar Cross Section，RCS）特性，降低被敵方雷達(dá)發(fā)現(xiàn)概率，從而提高飛機(jī)生存力與戰(zhàn)斗力，因而受到各國(guó)軍方親睞[1-4]。

國(guó)內(nèi)外專家學(xué)者對(duì)飛機(jī)的隱身和氣動(dòng)方面的學(xué)術(shù)研究已經(jīng)比較深入。文獻(xiàn)[5]基于多學(xué)科設(shè)計(jì)優(yōu)化方法研究飛機(jī)總體設(shè)計(jì)，建立根據(jù)飛機(jī)外形幾何模型自動(dòng)生成各學(xué)科分析模型的生成器；文獻(xiàn)[6]基于灰關(guān)聯(lián)度分析理論，提出了氣動(dòng)/隱身綜合性能的量化評(píng)判模型；文獻(xiàn)[7]研究了戰(zhàn)斗機(jī)的雙立尾對(duì)等外傾對(duì)飛機(jī)雷達(dá)散射截面特性的定量影響；文獻(xiàn)[8]研究了作戰(zhàn)飛機(jī)在外掛武器和內(nèi)掛武器條件下飛機(jī)RCS 特性的影響；文獻(xiàn)[9]對(duì)飛行器隱身技術(shù)進(jìn)行研究，并對(duì)飛行器的隱身歷史和發(fā)展展望進(jìn)行了論述；文獻(xiàn)[10]使用計(jì)算流體力學(xué)（Computational Fluid Dynamics，CFD）理論模擬在亞聲速條件下前緣后掠角為65°的三角翼的氣動(dòng)特性；文獻(xiàn)[11]研究了非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格在CFD 航空領(lǐng)域中的應(yīng)用；文獻(xiàn)[12]使用CFD方法對(duì)噴氣式教練機(jī)和無(wú)人戰(zhàn)斗機(jī)等飛機(jī)的飛行動(dòng)力學(xué)進(jìn)行評(píng)估。在飛機(jī)概念設(shè)計(jì)中，F(xiàn)-22、F-35、X-45、X-47 和T-50 等型號(hào)的隱身飛機(jī)空戰(zhàn)能力很強(qiáng)，但對(duì)面攻擊能力較弱，不能內(nèi)掛遠(yuǎn)距超聲速反艦導(dǎo)彈攻擊航空母艦等大型載機(jī)平臺(tái)，從而降低了隱身飛機(jī)的性能指標(biāo)。B-2 隱身飛機(jī)轟炸能力很強(qiáng)，但空戰(zhàn)能力較弱，機(jī)動(dòng)性能差。而具有戰(zhàn)斗和攻擊能力的隱身作戰(zhàn)飛機(jī)恰好可以彌補(bǔ)二者的缺點(diǎn)。因此，本文對(duì)隱身殲擊轟炸機(jī)（簡(jiǎn)稱：殲轟機(jī)）進(jìn)行總體設(shè)計(jì)，并從隱身和氣動(dòng)角度對(duì)概念飛機(jī)進(jìn)行分析，期望對(duì)飛機(jī)總體與隱身設(shè)計(jì)提供參考依據(jù)與技術(shù)支持。

1 飛機(jī)概念設(shè)計(jì)

概念設(shè)計(jì)的飛機(jī)為單座、雙發(fā)、正常式布局隱身融合體超聲速隱身殲轟機(jī)。該殲轟機(jī)總體布置：1 對(duì)后掠梯形機(jī)翼，1對(duì)差動(dòng)平尾，1對(duì)外傾雙立尾，1對(duì)固定外傾尾鰭，1 對(duì)前緣襟翼，1 對(duì)襟副翼，1 對(duì)S 彎進(jìn)氣道，進(jìn)氣道入口為無(wú)附面層隔道的超聲速進(jìn)氣道，1對(duì)矢量推力渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)，前三點(diǎn)式起落架，1個(gè)內(nèi)埋式大型武器艙，機(jī)翼下有6個(gè)武器外掛點(diǎn)。

在殲轟機(jī)概念設(shè)計(jì)中，采用CATIA 軟件，設(shè)計(jì)出殲轟機(jī)的三維數(shù)字樣機(jī)，見圖1；設(shè)計(jì)出殲轟機(jī)掛載武器基本方案，見圖2。

圖1 殲轟機(jī)三維數(shù)字樣機(jī)Fig.1 3D prototype of fighter-bombers

圖2 殲轟機(jī)武器掛載方案Fig.2 Weapon carried types of the fighter bomber

從圖1中可知，該殲轟機(jī)采取的隱身技術(shù)手段包括：

①雙立尾外傾，降低飛機(jī)側(cè)向RCS特性；②S彎進(jìn)氣道，無(wú)附面層隔道超聲速進(jìn)氣口，降低發(fā)動(dòng)機(jī)的RCS特性；③大型武器彈艙內(nèi)埋，降低飛機(jī)掛載武器時(shí)的RCS特性；④機(jī)翼與平尾采用平行原則設(shè)計(jì)，降低飛機(jī)RCS波峰的數(shù)量；⑤翼身融合體設(shè)計(jì)，降低飛機(jī)的臺(tái)階、鉚釘螺釘?shù)却稳跎⑸湓吹腞CS特性；⑥艙門口蓋有鋸齒縫隙，座艙與前機(jī)身平滑過(guò)渡，降低臺(tái)階等次弱散射源的RCS特性。

如圖2所示，殲轟機(jī)武器掛載方案：

①方案1。內(nèi)掛2×5枚中距空空導(dǎo)彈；②方案2。內(nèi)掛1枚遠(yuǎn)距超聲速反艦導(dǎo)彈；③方案3。內(nèi)掛1枚中距空面導(dǎo)彈+內(nèi)掛5枚中距空空導(dǎo)彈。

殲轟機(jī)的概念設(shè)計(jì)的基本參數(shù)見表1。

表1 殲轟機(jī)概念設(shè)計(jì)的基本參數(shù)Tab.1 Basic parameters of the conceptual design of fighter bomber

對(duì)殲轟機(jī)進(jìn)行概念設(shè)計(jì)之后，要對(duì)飛機(jī)進(jìn)行隱身特性數(shù)值模擬和氣動(dòng)特性數(shù)值模擬，以分析概念設(shè)計(jì)的殲轟機(jī)隱身和氣動(dòng)特性的優(yōu)劣。

2 RCS特性數(shù)值模擬

2.1 測(cè)試方法

本文采用自編的RCSAnsys軟件數(shù)值模擬飛機(jī)的RCS特性，該軟件采用的算法為物理光學(xué)法和等效電磁流法相綜合的算法。

物理光學(xué)法計(jì)算面元散射的公式如下：

等效電磁流法計(jì)算邊緣繞射的公式如下：

作戰(zhàn)飛機(jī)的RCS疊加公式如下：

式（3）～（5）中：σ為作戰(zhàn)飛機(jī)的RCS/m2；σ為作戰(zhàn)飛機(jī)的RCS 算數(shù)平均值/m2；σdBsm為作戰(zhàn)飛機(jī)的RCS/dBsm。

2.2 殲轟機(jī)RCS特性數(shù)值模擬

本節(jié)采用飛機(jī)概念設(shè)計(jì)環(huán)節(jié)中使用CATIA 軟件設(shè)計(jì)殲轟機(jī)的三維數(shù)字樣機(jī)，將其轉(zhuǎn)化成后綴為“stl”格式，再導(dǎo)入自編的RCSAnsys 軟件，對(duì)殲轟機(jī)進(jìn)行RCS特性數(shù)值模擬。

數(shù)值模擬的初始條件為：

水平極化方式，算法為物理光學(xué)法和等效電磁流法綜合模擬算法，理論公式見式（1）～（3），雷達(dá)波段為X、S 和UHF波段，雷達(dá)入射波俯仰角為-5°、0°、+5°、+10°和+15°，飛機(jī)的方位角為0°～360°，雷達(dá)入射波方位為圓錐形入射。

數(shù)值模擬結(jié)果：

得出殲轟機(jī)的RCS特性曲線，見圖3。

得出各個(gè)雷達(dá)波段的殲轟機(jī)的前向、側(cè)向和尾向的RCS均值，見表2。

得出飛機(jī)RCS強(qiáng)度分布特性，見圖4。

圖3 殲轟機(jī)RCS特性曲線Fig.3 RCS characteristic curve of the fighter bomber

表2 殲轟機(jī)的RCS均值 dBsmTab.2 The RCS average value of the fighter bomber

圖4 殲轟機(jī)的RCS強(qiáng)度分布的三視圖Fig.4 Three views of the RCS intensity distribution of the fighter bomber

從圖3中可知，在雷達(dá)入射波為X波段，入射波俯仰角為0°，飛機(jī)前向±30的RCS 均值為σdBsm=-4.728 dBsm，飛機(jī)側(cè)向±30°的RCS 均值為σdBsm=15.179 dBsm，飛機(jī)尾向±30°的RCS 均值為σdBsm=10.029 dBsm。

從表2中可知：雷達(dá)入射波俯仰角在-5°～15°內(nèi)，①殲轟機(jī)在X波段雷達(dá)照射下，飛機(jī)前向±30°的RCS 均值σdBsm≤-4.728 dBsm，飛機(jī)側(cè)向±30°的RCS均值σdBsm≤15.930 dBsm，飛機(jī)尾向±30°的RCS 均值σdBsm≤11.639 dBsm；②殲轟機(jī)在S波段雷達(dá)照射下，飛機(jī)前向±30°的RCS 均值σdBsm≤4.509 dBsm，飛機(jī)側(cè)向±30°的RCS 均值σdBsm≤14.612 dBsm，飛機(jī)尾向±30°的RCS 均值σdBsm≤17.926 dBsm；③殲轟機(jī)在UHF波段雷達(dá)照射下，飛機(jī)前向±30°的RCS 均值σdBsm≤-4.010 dBsm，飛機(jī)側(cè)向±30°的RCS均值σdBsm≤10.928 dBsm，飛機(jī)尾向±30°的RCS 均值σdBsm≤7.220 dBsm。

從圖4中可知?dú)炥Z機(jī)的RCS強(qiáng)度分布情況：①飛機(jī)的前向雷達(dá)罩、座艙蓋和進(jìn)氣道入口處的鼓包等部位RCS強(qiáng)度偏大；②飛機(jī)側(cè)向的前機(jī)身、中機(jī)身和后機(jī)身的RCS 強(qiáng)度偏大；③飛機(jī)后向的發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪葉片和矢量噴管的RCS 強(qiáng)度偏大。對(duì)這些RCS 強(qiáng)度偏大的部位，在飛機(jī)詳細(xì)設(shè)計(jì)階段需要進(jìn)行優(yōu)化處理，以進(jìn)行縮減飛機(jī)的RCS特性。

對(duì)殲轟機(jī)進(jìn)行隱身特性數(shù)值模擬，可以估算概念設(shè)計(jì)飛機(jī)的隱身性能，對(duì)下一步飛機(jī)縮減RCS特性所采取的措施也提供指導(dǎo)依據(jù)。

飛機(jī)隱身氣動(dòng)一體化概念設(shè)計(jì)，不僅要數(shù)值模擬飛機(jī)的RCS特性，也要數(shù)值模擬飛機(jī)的氣動(dòng)特性。

3 CFD數(shù)值模擬

本文對(duì)殲轟機(jī)的超聲速巡航性能進(jìn)行CFD 數(shù)值模擬，包含理論基礎(chǔ)和CFD分析。

3.1 理論基礎(chǔ)

殲轟機(jī)的湍流數(shù)值模擬理論采用標(biāo)準(zhǔn)的k-ε方程，而流體力學(xué)控制理論采用三維N-S方程。

標(biāo)準(zhǔn)的k-ε方程為：

流體力學(xué)控制理論三維N-S方程為：

式（6）～（10）中：ρ為流體密度；k為湍動(dòng)能；t為時(shí)間；ui為時(shí)均速度；μ為流體動(dòng)力粘度；μt為湍動(dòng)粘度；σk為與湍動(dòng)能k 對(duì)應(yīng)的Prandtl 數(shù)；Gk為由于平均速度梯度引起的湍動(dòng)能k的產(chǎn)生項(xiàng)；Gb是由于浮力引起的湍動(dòng)能k的產(chǎn)生項(xiàng)；ε為湍動(dòng)耗散率；YM為湍流中脈動(dòng)擴(kuò)張的貢獻(xiàn)；Sk為用戶定義的源項(xiàng)；σε為與耗散率ε 對(duì)應(yīng)的Prandtl 數(shù)；C1ε、C2ε和C3ε為經(jīng)驗(yàn)常數(shù)；Sε為用戶定義的源項(xiàng)；u為速度矢量，u、v 和w是速度矢量u 在x、y 和z方向上的分量；p為流體微元體上的壓力；div()為散度；grad()為梯度；Su為動(dòng)量守恒方程u方向的廣義源項(xiàng)；Sv為動(dòng)量守恒方程v方向的廣義源項(xiàng)；Sw為動(dòng)量守恒方程w方向的廣義源項(xiàng)。

3.2 CFD分析

本節(jié)采用在飛機(jī)概念設(shè)計(jì)環(huán)節(jié)中使用CATIA 軟件制作的殲轟機(jī)的三維數(shù)字樣機(jī)，將其轉(zhuǎn)化成后綴為“stp”格式，再導(dǎo)入Workbench軟件的Fluent模塊，生成幾何模型，然后進(jìn)入生成網(wǎng)格環(huán)節(jié)。在生成網(wǎng)格環(huán)節(jié)中，采用“Proximity and Curvature”方式，殲轟機(jī)生成四面體非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，見圖5，在流場(chǎng)中生成網(wǎng)格的數(shù)量為34 136 530個(gè)。

圖5 殲轟機(jī)的網(wǎng)格示意圖Fig.5 Grid chart of the fighter bomber

在利用Fluent 求解器求解環(huán)節(jié)中，由于來(lái)流馬赫數(shù)為1.5 Ma，空氣具有壓縮性，所以采用密度基求解器。殲轟機(jī)在空氣流場(chǎng)中的湍流模型采用標(biāo)準(zhǔn)的k-ε方程，見式（6）和式（7），流體力學(xué)控制采用三維N-S方程，見式（8）、（9）和（10）。

在定義流體的物理屬性環(huán)節(jié)中，來(lái)流為理想氣體，由于來(lái)流速度小于5 Ma，所以定壓比熱和熱傳導(dǎo)率可以近似設(shè)為常數(shù)。在操作環(huán)境設(shè)置中，來(lái)流壓強(qiáng)設(shè)為101 325 Pa。在邊界條件設(shè)置環(huán)節(jié)中，來(lái)流速度為510 m/s，飛機(jī)的俯仰角為0°。在Fluent 求解過(guò)程中，殘差精度取10-5，其他條件取默認(rèn)值。

本節(jié)采用Fluent 軟件，對(duì)概念設(shè)計(jì)的殲轟機(jī)進(jìn)行計(jì)算流體力學(xué)分析，數(shù)值模擬得出以下結(jié)論。

1）殲轟機(jī)及其流場(chǎng)的壓強(qiáng)分布云圖，見圖6。從圖6中可知，殲轟機(jī)及其空氣流場(chǎng)的壓強(qiáng)分布情況。

從圖6a）中可知，在距機(jī)頭為15 m的yz的平面內(nèi)殲轟機(jī)的流場(chǎng)及飛機(jī)前向表面的壓強(qiáng)分布情況：①機(jī)翼上表面壓強(qiáng)小，從小于6×104Pa 開始逐漸向1.016×105Pa 呈等高線遞增狀態(tài)分層向外過(guò)度分布；②機(jī)翼下表面壓強(qiáng)大，從1.3×105Pa 開始向1.016×105Pa 呈等高線狀態(tài)遞減分層向外過(guò)度分布；③雙立尾前緣壓強(qiáng)偏大，其值約等于1.2×105Pa；④飛機(jī)雷達(dá)罩前端點(diǎn)部位壓強(qiáng)大于1.5×105Pa；⑤飛機(jī)進(jìn)氣道入口處凸包的壓強(qiáng)大于1.5×105Pa；⑥S彎進(jìn)氣道喉部表面的壓強(qiáng)小于6×104Pa。

從圖6b）中可知，在飛機(jī)對(duì)稱的xz 平面內(nèi)殲轟機(jī)的流場(chǎng)及飛機(jī)側(cè)向表面的壓強(qiáng)分布情況：①飛機(jī)中機(jī)身上方的xz 平面內(nèi)壓強(qiáng)小，從8×104開始逐漸向1.016×105Pa 呈等高線平穩(wěn)遞增狀態(tài)分層過(guò)度分布；②飛機(jī)座艙上方和進(jìn)氣道入口后下方的xz 平面內(nèi)壓強(qiáng)偏小，從小于6×104開始開始逐漸向1.016×105Pa呈等高線遞增狀態(tài)分層過(guò)度分布；③飛機(jī)雷達(dá)罩前方和進(jìn)氣道入口前下方的xz 平面內(nèi)壓強(qiáng)偏大，從大于1.5×105開始開始逐漸向1.016×105Pa 呈等高線遞減狀態(tài)分層過(guò)度；④飛機(jī)尾部后方的壓強(qiáng)偏大，從大于1.1×105開始開始逐漸向1.016×105Pa 呈等高線遞減狀態(tài)分層過(guò)度分布。

從圖6c）中可知，在xy 平面內(nèi)殲轟機(jī)的流場(chǎng)及飛機(jī)上表面的壓強(qiáng)分布情況：①飛機(jī)上表面壓強(qiáng)偏小，最小處集中在座艙蓋上方和后方、進(jìn)氣道入口的上方、機(jī)翼上表面前部，最小處壓強(qiáng)均小于6×104Pa；②飛機(jī)機(jī)頭雷達(dá)罩前端、進(jìn)氣道入口前緣、機(jī)翼前緣、平尾前緣和雙立尾前緣的壓強(qiáng)偏大，最大處壓強(qiáng)大于1.5×105Pa；③機(jī)翼翼尖后部壓強(qiáng)拖著一條的壓強(qiáng)變化帶；④機(jī)翼尾部后方的壓強(qiáng)偏大。

圖6 殲轟機(jī)的壓強(qiáng)分布云圖Fig.6 Pressure distribution of the fighter bomber

2）殲轟機(jī)及其流場(chǎng)的速度分布云圖，見圖7。從圖7中可知，在空氣來(lái)流速率為510 m/s的條件下，空氣流場(chǎng)在殲轟機(jī)周圍的速度分布情況。

從圖7a）中可知，在距機(jī)頭為15 m的yz的平面內(nèi)殲轟機(jī)周圍的流場(chǎng)的速度分布情況：①飛機(jī)靜止，飛機(jī)本身速率為0 m/s；②飛機(jī)表面有附面層，飛機(jī)表面附近的空氣流體速率小于300 m/s；③飛機(jī)上表面速率偏大，機(jī)翼上方的yz 平面內(nèi)的空氣流體的速率從大于600 m/s 向外一直降到510 m/s，機(jī)翼上方氣流成蘑菇狀，飛機(jī)被激波包圍著；④機(jī)翼下方氣流速率偏小，氣流速率從300 m/s 向外擴(kuò)張一直升至510 m/s。

從圖7b）中可知，在xz 平面內(nèi)，飛機(jī)周圍空氣流場(chǎng)的速率：①機(jī)頭前方的氣流速率偏小，從450 m/s向外一直升至510 m/s；②座艙蓋上方的氣流速率偏大，最大值大于600 m/s；③中機(jī)身上方的氣流速率偏大，最大值大于550 m/s；④中機(jī)身下方的進(jìn)氣口附近氣流速率偏大，最大值大于600 m/s；⑤飛機(jī)尾部流場(chǎng)氣流速率偏小，最小值小于300 m/s。

從圖7c）中可知，在xy 平面內(nèi)，飛機(jī)周圍空氣流場(chǎng)的速率：①以機(jī)身的xz 平面為對(duì)稱面，飛機(jī)周圍流場(chǎng)氣流速率左右對(duì)稱；②飛機(jī)雷達(dá)罩前方流場(chǎng)速率為450m/s；③飛機(jī)進(jìn)氣口的凸包后側(cè)附近速率偏小，最小處小于300 m/s，這是因?yàn)橥拱騺y了飛機(jī)的附面層；④飛機(jī)進(jìn)氣道入口兩側(cè)氣流速率偏大，最大處大于550 m/s；⑤機(jī)翼前緣速率偏小，最小處小于400 m/s；⑥機(jī)翼翼尖處，氣流速率偏大，最大處大于600 m/s；⑦機(jī)翼后緣氣流成湍流狀態(tài)，流速小于來(lái)流速率，速率從400 m/s 逐漸增加至510 m/s；⑧飛機(jī)尾噴管后方的速率偏小，空氣來(lái)流速率小于300 m/s。

圖7 殲轟機(jī)的速度分布云圖Fig.7 Velocity distribution of the fighter bomber

在分析超聲速殲轟機(jī)周圍空氣流場(chǎng)的來(lái)流壓強(qiáng)和來(lái)流速率的同時(shí)，CFD數(shù)值模擬還得出飛機(jī)整機(jī)的升力系數(shù)、阻力系數(shù)和升阻比。超聲速隱身殲轟機(jī)在來(lái)流速率為510 m/s時(shí)，飛機(jī)迎角為0°時(shí)，經(jīng)過(guò)Fulent軟件數(shù)值模擬，得出飛機(jī)的升力系數(shù)、阻力系數(shù)和升阻比，具體數(shù)值見表3。

表3 升力系數(shù)和阻力系數(shù)Tab.3 Lift and drag characteristics

殲轟機(jī)的阻力系數(shù)偏大的原因?yàn)椋猴w機(jī)的大型彈艙內(nèi)埋，再加上彈艙兩側(cè)有進(jìn)氣道，3個(gè)起落架艙也在機(jī)身中，這些都被機(jī)身包圍，導(dǎo)致飛機(jī)機(jī)身的橫截面積偏大，飛機(jī)阻力偏大，所以阻力系數(shù)偏大，升阻比偏小。解決方案：采用先進(jìn)推力矢量的渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)，提高飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)的推力，來(lái)減小飛機(jī)阻力增大對(duì)飛機(jī)性能的影響。

4 小結(jié)

本文對(duì)殲轟機(jī)進(jìn)行概念設(shè)計(jì)，并對(duì)其進(jìn)行隱身特性數(shù)值模擬和氣動(dòng)特性數(shù)值模擬，得出以下結(jié)論：①超聲速隱身殲轟機(jī)概念設(shè)計(jì)總體布置方案基本可行；②殲轟機(jī)隱身特性：在X波段雷達(dá)照射下，飛機(jī)前向±30°的RCS 均值≤-4.728 dBsm，飛機(jī)測(cè)向±30°的RCS 均值≤15.930 dBsm，飛機(jī)測(cè)向±30°的RCS 均值≤11.639 dBsm。③殲轟機(jī)超聲速飛行時(shí)，飛機(jī)周圍的來(lái)流有激波，飛機(jī)的升力系數(shù)為0.507 6、阻力系數(shù)為0.090 1，升阻比約等于5.633 7。

本文的殲轟機(jī)的概念設(shè)計(jì)，期望對(duì)飛機(jī)總體與隱身設(shè)計(jì)提供理論依據(jù)與技術(shù)基礎(chǔ)。

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