题目：后机身蒙皮壁温数值求解及影响因素分析

以美国的F-22为代表的第四代战斗机主要特点是具有突出的隐身性能、超音速巡航能力、超常规机动性和全环境作战能力。战斗机的后机身蒙皮分布着大面积8-14μm波段的红外辐射源，是影响飞机红外隐身性能的重要因素，其中发动机内高温燃气和高马赫数飞行时外界气流对后机身的气动加热是后机身的两个主要热源。因此研究发动机壁面散热特点，探索抑制蒙皮温度的有效方法是我国研制第四代隐身机，提高高空作战能力的必然要求。本文以某型涡扇发动机为研究对象，考虑发动机表面散热和外部气动作用的影响，发展了求解后机身蒙皮壁温的计算方法，从发动机散热的角度，提出一系列冷却降温措施。主要内容包括两部分：第一部分为工程计算，发展了基于一系列工程计算经验公式的蒙皮温度计算方法和程序，初步分析冷气流量，壁面发射率及发动机短舱结构等因素对飞机蒙皮温度的影响；第二部分为数值计算。首先进行两个相关算例验证，证明了流固耦合计算方法在求解内外流场与结构温度场耦合问题时的准确性与可行性。在此基础上，发展了一种用于求解后机身蒙皮壁温的数值求解方法，详细分析不同飞行状态下冷气流量、冷气温度、隔热层厚度、隔热材料及壁面发射率等因素对温度的影响，综合得到降低蒙皮温度的优化方案。 结果表明，后机身蒙皮壁温分布与飞行状态有很大关系。壁面是否采取隔热措施，隔热材料的导热系数，隔热层厚度及壁面发射率是影响壁温的主导因素，冷气量，冷气温度变化对壁温作用不明显。采取综合优化方案可以极大地降低后机身蒙皮温度，达到更理想的降温效果和隐身目的，为下一步飞机红外隐身研究指出可行的发展方向。