从空战制胜机理演变看未来战斗机发展趋势

制空权是当代战争一切空中行动的前提条件,而承担空中优势重任的战斗机的研发工作长期以来为各军事大国所重视。数十年来,美军在空战理论、战斗机研发和空战实践等方面具有领先优势,已率先完成由能量机动制胜向信息机动制胜的空战能力转变。随着自主、人工智能、无人、通信、计算等技术的快速进步,美军正在塑造以下一代战斗机为核心,以复杂空战系统为基本空战单元的新空战形态,认知机动制胜将是未来空中对抗的制胜机理。本文将系统梳理空战制胜机理的演变历程,结合当前技术发展与布局,研判未来战斗机发展趋势。     

先进舰载战斗机强度设计技术发展与实践

舰载战斗机是航空母舰上的主要武器,为满足舰面起飞、着舰和停放等要求,舰载机需围绕起落架系统、拦阻钩系统和翼面折叠系统等"特征结构"进行设计。先进舰载战斗机着舰冲击能量是陆基飞机的6倍以上、拦阻带来的水平载荷超过陆基飞机的15倍,因此特征结构的高载荷对强度设计提出了更高的要求。围绕舰载机"特征结构"及"特征载荷",开展了主要的设计工作,包括："特征载荷"计算,即起落架载荷、拦阻载荷和折叠载荷计算;"特征结构"的强度设计及试验验证,包括起落架系统、拦阻系统、翼面折叠系统的动力学仿真计算、静/疲强度分析、折叠翼面的非线性颤振分析以及综合试验验证;"特征载荷"对其他机体结构强度的影响分析,包括着舰载荷对起落架支撑结构强度的影响、拦阻载荷对后机身支撑结构强度的影响、拦阻着舰的全机动力学响应以及着舰载荷与拦阻载荷的共同作用对全机结构强度的影响;体现舰载机"特征结构"强度特点的试验验证方法等。上述研究成果已成功应用于先进舰载战斗机设计中。     

基于任务的飞机大迎角飞行品质评定准则

针对现代战斗机大迎角飞行品质缺少量化评定准则的问题,在常规飞行品质评定准则的基础上,采用基于任务的飞行品质评定方法,通过主观评估和客观评估,对多个具有不同电传操纵特性的飞机进行飞行品质评定,由此建立了定量的横向和纵向的大迎角飞行品质评定准则.将所得到的基于任务的大迎角飞行品质评定准则与常规飞行品质评定准则对比,结果表明:具有更大阻尼比和更大短周期操纵期望参数,在横向具有更大滚转模态时间常数的飞机,其大迎角飞行品质等级更优.建立的这一准则更适用于战斗机大迎角飞行的飞行品质评定研究,并可作为现代战斗机的设计标准.      

舰载机弹射起飞安全性的影响因素分析

为了全面考察舰载机（CBA）弹射起飞系统的安全性能,在绝对坐标系下,利用自然坐标法,建立了弹射起飞过程的多体耦合动力学模型,结合舰载机弹射仿真曲线,从舰载机加速度和飞行轨迹两方面研究了不同参数对弹射安全的影响规律。仿真结果表明:在弹射滑跑阶段,弹射力对水平加速度影响较大,在自由飞行阶段,发动机推力对水平加速度影响较大,而起飞重量在整个弹射过程对加速度均有明显影响;定力栓临界值的增大对加速度、飞行轨迹影响不大,但需要考虑其带来的结构振动和时延效应;较长的剩余甲板可以增加离舰升力,从而有效减小离舰下沉量;舰船纵摇可引起飞行轨迹大幅下沉,应避免舰船纵摇位移最大的时刻离舰起飞,其中舰船运动引起牵制杆的提前释放也应是控制弹射时间的考虑因素之一;弹射起飞安全性设计是一个多变量寻优过程,单一要素的优化难以得到满意结果,需综合分析各要素的影响。      

舰载机前机身结构地面弹射冲击响应

以舰载机前机身结构和前起落架部分构件为研究对象,分析其在地面弹射过程中,弹射力冲击下的动态响应。通过地面弹射模拟试验和刚柔耦合模拟对比分析,发现试验结果与模拟结果基本吻合,从而验证了地面模拟弹射冲击加载试验方法的可靠性及刚柔耦合模拟方法的可行性。由试验结果和模拟分析,可得出弹射过程中飞机前机身结构最大过载传递路径和应变分布,同时给出了前机身动态应力分布。地面弹射试验和模拟为舰载机的结构设计、强度校核以及整机弹射试验提供了参考依据。     

偏流板回流对舰载机进气道温升影响分析

为了探究舰载机起飞时发动机尾喷流撞击偏流板( Jet Blast Deflector,JBD)后反射回流对进气道温升的影响,以模型机和喷气偏流板为研究对象,通过求解三维雷诺平均纳维-斯托克斯方程和Menter SST湍流模型方程,对舰载机准备起飞时的飞机内、外流场进行了数值模拟。利用线积分卷积方法对流场进行了可视化显示,分别研究了JBD不同倾角以及不同环境风速情况下,喷流回流对进气道温升的影响。计算结果表明：环境风速保持不变,在JBD倾角由30°逐步增大到60°的过程中,进气道出口截面面平均温升(ΔTav )总体呈增大趋势,当倾角由45°变为50°,进气道出口截面面平均温升陡增;对于特定的JBD倾角,在环境风速逐步增大过程中,存在一个临界风速,当风速小于临界风速时,进气道出口截面ΔTav随风速增加而增大。当风速大于临界风速时,进气道出口截面ΔTav随风速增加而显著降低。计算结果对于偏流板布局选择具有一定的指导意义。     

空气中逸散水蒸气传热及相变过程的行为研究

针对航母舰载机蒸汽弹射器滑道逸散水蒸气的传热与凝结现象,建立空气/水蒸气/凝结水三流体的流动、传热及相变过程数学模型。其中具有描述水蒸气复杂过程热力学行为的IAPWS模块以自定义程序并入模型中,利用Eulerian-Eulerian模型加入质量传递、能量传递和动量传递方程来实现水蒸气流动过程中传热传质问题的研究;在质量传递模型中加入液滴成核和生长理论模型,研究水蒸气的凝结过程。结果表明:在流动过程中,空气-水蒸气-液态水三流体混合,温度逐渐趋于一致;进气道入口压力越低,发动机对水蒸气的吸入量越大;伴随空气流动的水蒸气温度不断下降,并且会因有凝结现象发生;随着空气来流速度的增加,水蒸气的吸入量也会呈现先增加后下降的趋势;随着水蒸气流速的提高,水蒸气进气量上升,空气所占比例有所下降,但仍然是主导地位。      

舰载高级教练机动力发展途径与未来趋势

为探索舰载高级教练机动力发展途径与未来趋势,综述了高级教练机发动机发展的3个阶段,重点分析了舰载高级教练机对配套动力的使用性能要求和国外舰载高级教练机发动机现状。研究发现:舰载高级教练机配套动力应根据飞机平台动力的需求,在成熟涡扇发动机的基础上围绕长寿命、宽包线、低油耗、强性能保持、易保障维修及“适海性”等相关要求进行改进研制,或选择一款成熟的舰载战斗机动力降状态使用,并且未来将向更大推质比、更低耗油率、更大提取功率、更长使用寿命和飞发一体化设计的方向不断发展。     

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。     

舰载作战飞机发动机的发展

介绍了舰载作战飞机发动机的研制背景、技术要求、研制进展和应用潜力,总结了其在研制原则、研制思想、综合能力提高等方面的特点和经验。