免费飞机设计：F 35战斗机气动及隐身特性分析

0.2
0.0
-0.2 0.0 0.2 0.4 0.6 0.8 1.0
Cd 图8 飞机亚声速极曲线
14
12 10
MMMaaa===000...356 Ma=0.8
8
6
4
2
0
-2
-4 -5 0 5 10 15 20 25 30 35 α
图9 飞机亚声速升阻比随迎角变化的曲线
全机流线如图10所示。
Cl /Cd
第6期
飞机设计
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F-35是美国、英国等多国联合研制的下一代 低成本、多用途隐身战斗机，主要用于替换现役 的F-14，F-16，F-18等飞机。JSF作为第四代战 斗机，与三代机相比，在战斗机飞机平台，航空 电子系统和机载武器等方面都有一个提升。F-35 作为一种多用途战斗机，在对地攻击和对空作战 两方面都具有明显的优势。
态，全机最大升力系数随着马赫数的增加而减 小，失速迎角都在30°，升力系数曲线在20°以 前基本上呈线性增长，接着在30°时达到最大 值，然后开始减小。而阻力系数曲线随着迎角一 直在增加，马赫数越大，增大的幅度也越大。由 图8可知，极曲线过渡比较平稳，斜率逐渐减小， 符合设计要求。
由图9可知，在Ma=0.5，α=5°时，得到了 最大升阻比，约为13.62。而Ma=0.6时，得到了 最小升阻比，随着飞行速度的提高，而当Ma=0.8 时，升阻比却提高了，约为11.05。
1 外形重建
飞机外形三维重建是进行飞机逆向分析的关 键步骤。由于飞机外形复杂，属于多曲面结构， 且曲面之间过渡连续，所以对曲面重建要求较 高。目前，对于精确的曲面重构一般采用激光扫 描仪获取的大量三维点云数据，然后进行逆向建 模。但对于国外先进的飞机，依靠这种方法显然 是不可行的。本章提出了一种新方法，即根据现 有飞机三视图对飞机进行逆向设计，重建目标体 的三维外形，F-35三视图在CATIA中的显示如图1 所示。
图2 复原后的飞机整体外形
2 F-35气动特性分析
2.1 控制方程的选取 为了加快计算进度，本文采用无粘Euler方程
作为主控方程，对流动特性的确定不会引起太大 的误差，在可接受的范围内[3,4]。 2.2 边界条件的设置
边界条件的合理设置对计算过程及结果有 非常重要的影响。不合理地选取与设置边界条 件会影响计算结果的准确性，甚至使得计算不 能收敛。对飞行器的数值模拟采用如下的边界 条件：
图10 Ma=0.5，α=5°时全机流线图
（2）跨声速飞行状态 由图11可以看出，当飞机处于跨声速范围 的时候，失速迎角较亚声速时候要推迟一些，只 是在Ma=1.0，α =30°时出现了失速，其他情况 下失速要在33°以后，而且升力系数的增长趋势 也不一致，在Ma=0.9，0.95的时候，当迎角超过 20°以后，曲线变得比较平缓，而在Ma=1.0，1.1 时，曲线近似保持原有趋势，可见跨声速流动情 况比较复杂，是飞机飞行需要特殊注意的一个阶 段。 从图12可以看出，飞机的阻力是一直增加 的，而且随着迎角的增加，阻力系数增长较快， 从图13和图14可知，跨声速流动范围内，最大升 阻比在Ma=0.9时取得，其值约为6.706，相对亚声 速流动时降低了很多，而飞机的最大升阻比跟飞
F-35采用类似于F-22战斗机的气动布局，梯 形中单翼，常规水平尾翼，外倾双垂尾和内置弹 舱，并针对机头方向的探测设备进行的隐身性能 优化。其中，机翼和尾翼的前缘后掠角为35°， 后缘前掠角为15°，垂尾外倾角为25°。两个无隔 板非常规进气口位于机头的两侧，无活动部件， 同时满足了气动和隐身两方面的要求，并且与传 统设计相比，降低了复杂性，减轻了质量，双曲 度进气道可以屏蔽整个发动机特征轮廓。进气道 唇口几何外形进行了优化，提高了大迎角性能， 采用了全电子飞行控制系统通过电流体静压作动 器对主飞行控制面进行控制。前三点式起落架， 主轮向内收，前轮向前收。
计算高度条件取主要飞行状态，即海平面以 上10 000 m高空，在此高度下的空气特性为：绝 对温度T=223.15 K；大气压强p=26 435.8 Pa；声速 a=299.46 m/s；空气密度ρ=2.643 58 kg/m3；粘性系 数µ=1.457 1×105N·s/m2。 2.4 计算网格的生成
对称边界——由于本文研究的问题都是关于 纵向问题的讨论，使用对称面边界条件可以节省 计算时间，避免浪费计算资源[5]。
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姜 浩 等：F-35战斗机气动及隐身特性分析
第30卷
2.3 计算参数的设置 战斗机的飞行范围较广，经历了亚声速、跨
声速和超声速3个气动特性变化较大的区域。本 文计算状态主要取Ma=0.3，0.5，0.6，0.8，0.9， 0.95，1.0，1.1，1.3，1.5，共10个飞行马赫数。 计算迎角取0，5，10，15，18，20，23，25， 28，30，33，共11个迎角状态。
Cl
1.8 1.6 1.4 1.2 1.0 0.8 0.6 0.4 0.2 0.0 -0.2
-5 0
MMMaaa===000...356 Ma=0.8 5 10 15 20 25 30 35
α
图6 飞机亚声速升力系数随迎角变化曲线
（b）尾翼翼根局部网格细节 图3 非结构网格及其网格加密
图4 飞机上表面计算网格
Cd
1.0
0.8
0.6 0.4
MMMaaa===000...356 Ma=0.8
0.2
0.0
-5 0 5 10 15 20 25 30 35 α
图7 飞机亚声速阻力系数随迎角变化曲线
第6期
飞机设计
4
Cl
1.8
1.6
1.4
1.2
1.0 0.8
MMaa==00..35
0.6
MMaa==00..68
0.4
利用Gambit进行网格划分，采用非结构网 格[5,6]，某些特殊部位需要进行网格加密处理，如 图3所示，机翼表面网格16.3万，如图4所示，体 网格151万，如图5所示。
（a）机翼翼根前缘局部网格细节
图5 全机计算区域的体网格
2.5 计算结果分析 （1）亚声速飞行状态 综合图6和图7可以看出，在亚声速飞行状
飞机外形的各个部件的特点都不相同，像 机身是由纵向轮廓线、横向截面定义构成，进气 道在纵向上为按一定规律的横向变截面的曲面组 成，在构造曲面时，应抓住部件的具体特点，进 行分块构建。为确保分块建模精确形成，必须先 绘制纵向控制线和截面线构成曲面的轮廓线[2]， 再定义曲面。由CATIA进行曲面的生成，重建后 的飞机外形如图2所示。
远场边界条件——由于本文计算所模拟的飞 行状态涵盖亚声速、跨声速、超声速3个阶段，必 须考虑空气的压缩性，因此采用了无反射压力远 场作为远场边界条件，该边界条件只用于可压气 体流动，气体的密度通过理想气体定律来计算， 计算中需给定无穷远处来流马赫数及其方向。
物面边界——飞行器表面为物面边界，流动 无滑移、无穿透。
摘 要：以F-35战斗机为研究目标，对目标体进行三维外形重建，并对重建后的模型进行气动及隐身特性的 计算和分析，首先采用了基于飞机三视图进行轮廓线提取来重建F-35全机理论外形的方法，引入了基于草图跟 踪的CATIA三视图的标定，大大地提高了模型重建的精度。其次采用非结构网格对F-35的计算区域进行网格划 分，采用EULER方程完成了F-35在亚声速、跨声速及超声速等飞行条件下的流场计算，分析了不同状态下的升 力、阻力和大迎角气动特性。最后利用曲面像素法对F-35全机高频雷达目标特性进行了计算，提出了一种基于 IGS数据转换格式的隐身计算网格生成方法，比较了不同俯仰角及方位角下的RCS特性曲线，分析了对RCS影响 比较大的部件。
and Astronautics , Nanjing 210016 , China )
Abstract : The F-35 fighter is researched as an objet in this paper. Three-dimensional configuration reconstruction of aircraft object is done. The computation and analysis of aerodynamic and stealth characteristic for reconstructed model are investigated. Firstly, a feasible method is adopted to resconstruct F-35 full-aircraft theoretical configuration. The contour is extracted based on three-view drawing. The CATIA 3D drawing calibration based on sketch tracer is introduced. The precision of reconstructed model is highly improved. Secondly, the F-35 full-aircraft spatial computational domain has been divided by unstructured mesh elements. The flow fields at subsonic, transonic and supersonic are calculated by EULER equations, and the lift, drag and high-angle characteristic are analyzed at different states. Lastly, the F-35 high-frequency radar target character has been calculated by curved surface pixel (CSP) method. A mesh generation method for stealth calculation based on IGS format is proposed. The RCS characteristic curves are compared at different pitch angle and direction angle. Some components has great effect on the full-aircraft radar character from RCS curves.
第30卷 第6期 12010年 12月
飞机设计 邹 辉 等：A高IR超CR声A速FT湍D流ES高IG效N模拟算法
文章编号：1673-4599（2010）06-0001-10
Vol. 30 No. 6 Dec 第23001卷0
F-35战斗机气动及隐身特性分析
姜 浩，昂海松
（南京航空航天大学 航空宇航学院，江苏 南京 210016）
Focus OFF
Focus OFF
Focus OFF
图1 3D视图中的飞机草图
飞机外形重建应该遵守原有几何设计准则， 以保证飞机的理论外形，像有些曲面之间是切 矢，曲率连续，不能简单用点连续来代替，这样
构造出来的曲面就会产生明显的分界线，造成不 必要的误差。同时，构造曲面时应严格按所绘制 的轮廓线去定义划分区域，不能简单的以整张曲 面去替换所在区域的全部曲面，这样会造成曲面 过渡问题，使几何图形失真[1]。
关键词：三维重建；草图跟踪；非结构网格；曲面像素法；雷达目标特性
中图分类号：V211.3
文献标识码：A
The Analysis of Aerodynamic and Stealth Characteristic of F-35 Fighter
JIANG Hao , ANG Hai-song ( College of Aerospace Engineering , Nanjing University of Aeronautics
Key words : three-dimensional reconstruction ; sketch tracer ; unstructured mesh ; curved surface pixel method(CSP) ; radar target character
收稿日期：2பைடு நூலகம்10-02-03；修订日期：2010-09-19