梁彩云，謝業(yè)平，李泳凡，施 磊

（中航工業(yè)沈陽發(fā)動機(jī)設(shè)計研究所，沈陽110015）

0 引言

飛機(jī)與發(fā)動機(jī)之間傳統(tǒng)的設(shè)計方法是以安裝邊為界面，雙方根據(jù)協(xié)調(diào)約定的指標(biāo)參數(shù)分別設(shè)計。這樣，一方面雙方對界面職責(zé)和參數(shù)指標(biāo)會有爭執(zhí)；另一方面為保證飛/發(fā)相容性，雙方在設(shè)計過程中要分別留出一定的調(diào)整空間，使得發(fā)動機(jī)和飛機(jī)均不能發(fā)揮最大設(shè)計潛能，也得不到最優(yōu)的飛機(jī)和發(fā)動機(jī)匹配。尤其在成熟飛機(jī)平臺選取新型發(fā)動機(jī)時，不得不犧牲部分發(fā)動機(jī)性能和功能，而飛機(jī)也得不到最優(yōu)性能。

隨著現(xiàn)代空戰(zhàn)環(huán)境日趨嚴(yán)酷，對戰(zhàn)斗機(jī)的技/戰(zhàn)術(shù)性能提出了更高要求，對其超、跨聲速的機(jī)動性、超大攻角、大側(cè)滑角飛行、以及短距大攻角起飛等非常規(guī)機(jī)動性要求大幅度提高，由此，也對飛機(jī)和發(fā)動機(jī)的匹配設(shè)計提出了更高要求。為提升飛機(jī)與發(fā)動機(jī)的綜合性能、穩(wěn)定性與安全性，需要將飛機(jī)和發(fā)動機(jī)作為1個整體來看待，開展一體化設(shè)計，目標(biāo)是盡可能發(fā)揮各自潛能、減少性能損失，獲得最佳的推進(jìn)系統(tǒng)效能。

按照目前飛機(jī)和發(fā)動機(jī)組成和功能，飛/發(fā)一體化設(shè)計組成主要包括5方面：氣動（性能）一體化、結(jié)構(gòu)一體化、控制一體化、傳動一體化和一體化熱管理設(shè)計。本文著重對航空發(fā)動機(jī)研制中飛/發(fā)氣動一體化技術(shù)的應(yīng)用進(jìn)行分析。

1 國內(nèi)外飛/發(fā)氣動一體化設(shè)計技術(shù)的發(fā)展

在飛行器出現(xiàn)的早期，飛機(jī)與發(fā)動機(jī)的一體化研究重點是發(fā)動機(jī)、進(jìn)氣道、噴管的類型與位置[1]，以及發(fā)動機(jī)的安裝方式、質(zhì)量和體積對推進(jìn)系統(tǒng)的安裝性能的影響等。在20世紀(jì)60年代中期渦扇發(fā)動機(jī)出現(xiàn)時，飛/發(fā)一體化設(shè)計開始逐步成為1項重要技術(shù)，并成立專家機(jī)構(gòu)處理一體化的技術(shù)問題。如美國GE公司專門設(shè)立了發(fā)動機(jī)飛行器系統(tǒng)一體化（EASI）課程[2]，主要面向具有5～10a設(shè)計或系統(tǒng)工程經(jīng)驗的設(shè)計師。學(xué)科范圍包含航空飛行器性能需求、發(fā)動機(jī)循環(huán)參數(shù)選擇、流路設(shè)計、動態(tài)模型、控制一體化、進(jìn)/排一體化、操作性、噪聲、壽命、可靠性及機(jī)械系統(tǒng)等，重點是系統(tǒng)的一體化設(shè)計。

飛/發(fā)一體化設(shè)計重點之一是性能一體化設(shè)計，PW等公司曾為更好地完成空軍的合同，把發(fā)動機(jī)/進(jìn)氣道/飛機(jī)機(jī)體一體化設(shè)計問題作為1項專門聯(lián)合課題來開展[3]。AlanHale等[4]驗證了當(dāng)進(jìn)行發(fā)動機(jī)和進(jìn)氣道設(shè)計時，充分考慮對方開展一體化設(shè)計，其性能和穩(wěn)定性有顯著提升。

國外飛/發(fā)性能一體化評估、設(shè)計主要應(yīng)用試驗與計算的方法。AEDC（ArnoldEngineeringDevelopment Center）[5-7]通過對比F-16和F-15戰(zhàn)斗機(jī)縮比試驗件分別在自由射流條件和風(fēng)洞條件下的試驗結(jié)果來評估進(jìn)/發(fā)相容性；AlanHale等[4]使用“TEACC”計算工具評估前機(jī)身在一定攻角與側(cè)滑角下工作時進(jìn)氣畸變對風(fēng)扇的影響。俄羅斯早期一體化研究主要集中在超聲速飛行器加速、爬高時，因為在加速階段提供剩余推力比升力更重要。近些年，研究工作向較低飛行速度方面擴(kuò)展，直到跨聲速和亞聲速，這得益于采用了1整套由ЦИАМ 和軍事航空技術(shù)學(xué)院聯(lián)合開發(fā)的計算進(jìn)氣道和噴管的模型程序。另外，提出了考慮進(jìn)氣道和噴管特性的用于確定高超聲速飛行器綜合特性和動力裝置安裝推力的算法并開發(fā)了其計算模型，用以解決動力裝置與飛行器一體化問題。這些算法所依據(jù)的原則是將作用于飛行器上的力分解為氣動力和推力，或按另外的定義分解為考慮功能兼容時動力裝置和飛行器的外力和內(nèi)力。

目前，中國飛機(jī)和發(fā)動機(jī)還處于分開設(shè)計階段，飛/發(fā)性能的優(yōu)化設(shè)計主要依靠雙方協(xié)調(diào)確定技術(shù)狀態(tài)，未能實現(xiàn)飛機(jī)和發(fā)動機(jī)性能最優(yōu)化設(shè)計。從20世紀(jì)90年代飛/發(fā)一體化的概念逐步被關(guān)注，在飛/發(fā)一體化基礎(chǔ)理論和仿真方面開展了一些研究，如飛機(jī)/推進(jìn)系統(tǒng)一體化設(shè)計探索研究[8-10]、發(fā)動機(jī)噴管與飛機(jī)后體的一體結(jié)構(gòu)設(shè)計[11]、噴管與后體一體化性能設(shè)計[12-14]等概念研究、計算方法和程序的開發(fā)。但研究進(jìn)展較緩，未形成系統(tǒng)的飛/發(fā)一體化設(shè)計方法與理論。

近年來中國發(fā)動機(jī)研制單位在飛/發(fā)性能一體化設(shè)計方面也開展了一系列探索研究，如飛機(jī)進(jìn)氣道與發(fā)動機(jī)一體化設(shè)計、發(fā)動機(jī)飛行任務(wù)分析、發(fā)動機(jī)非安裝性能和安裝性能計算軟件開發(fā)、發(fā)動機(jī)飛行性能評估方法和基于飛行安裝推力的發(fā)動機(jī)噴管面積優(yōu)化方法研究等，并在現(xiàn)有發(fā)動機(jī)研制過程中逐步驗證，為飛/發(fā)一體化設(shè)計方法的建立奠定了技術(shù)基礎(chǔ)。

2 飛/發(fā)性能一體化設(shè)計涉及的主要技術(shù)

飛/發(fā)氣動一體化設(shè)計涉及的技術(shù)主要包括3方面：飛機(jī)前機(jī)身、進(jìn)氣道與發(fā)動機(jī)一體化設(shè)計，發(fā)動機(jī)尾噴管與飛機(jī)后機(jī)身一體化設(shè)計，飛機(jī)功率提取、環(huán)控系統(tǒng)與發(fā)動機(jī)一體化設(shè)計。

2.1 前機(jī)身、進(jìn)氣道與發(fā)動機(jī)氣動一體化設(shè)計

為滿足越來越復(fù)雜的飛行條件，要求前機(jī)身、進(jìn)氣道與發(fā)動機(jī)在氣動方面能良好地匹配。為防止前機(jī)身附面層影響進(jìn)氣道，需要與前身機(jī)一起綜合考慮進(jìn)氣道布局。另外，發(fā)動機(jī)穩(wěn)定裕度需求與進(jìn)氣流場畸變特性、發(fā)動機(jī)性能與進(jìn)氣道總壓損失等均存在密切關(guān)聯(lián)。

2.1.1 流場匹配

飛行姿態(tài)、飛機(jī)外流場和進(jìn)氣道內(nèi)流道的氣動設(shè)計、發(fā)動機(jī)流量需求等因素均影響進(jìn)氣道出口流場質(zhì)量，流場品質(zhì)對發(fā)動機(jī)性能、氣動穩(wěn)定性均有重要影響。而單獨以進(jìn)氣道或發(fā)動機(jī)為研究對象時，無法研究和確定其相互影響，需開展進(jìn)/發(fā)聯(lián)合數(shù)值計算、全尺寸進(jìn)氣道與發(fā)動機(jī)地面及高空臺聯(lián)合試驗、進(jìn)發(fā)相容性試飛等，逐步降低進(jìn)氣道與發(fā)動機(jī)流場匹配的不確定性。

2.1.2 流量匹配

進(jìn)氣道風(fēng)洞試驗顯示，當(dāng)流量從臨界位置向亞臨界減小到一定值時，通過動態(tài)壓力傳感器觀測到進(jìn)氣道出口總壓呈現(xiàn)出具有明顯主頻特征的脈動，且振幅隨流量的減小而急劇增大。因此，在飛行過程中，當(dāng)進(jìn)氣道流量與發(fā)動機(jī)需求流量不匹配時產(chǎn)生的氣流脈動影響進(jìn)氣道及發(fā)動機(jī)工作的穩(wěn)定性，研究全包線、全狀態(tài)進(jìn)/發(fā)流量匹配是提升飛行器穩(wěn)定性的1條有效途徑。

2.1.3 雷達(dá)隱身性能

轉(zhuǎn)子葉片有較強(qiáng)的雷達(dá)波反射特性，而且葉片轉(zhuǎn)動對雷達(dá)波的反射有加強(qiáng)作用，為了提高進(jìn)氣道的隱身性，可在進(jìn)氣道中引入吸波導(dǎo)流體，但這種隱身裝置可能導(dǎo)致進(jìn)氣道氣動性能的損失。需綜合氣動性能和隱身性能開展進(jìn)氣道及發(fā)動機(jī)的設(shè)計。

2.2 發(fā)動機(jī)尾噴管與飛機(jī)后機(jī)身氣動一體化設(shè)計

機(jī)身后體阻力占全機(jī)阻力的38%～50%[15]，飛行狀態(tài)或發(fā)動機(jī)狀態(tài)發(fā)生改變時，發(fā)動機(jī)噴管噴流跟隨發(fā)生變化，對飛行后體阻力有較大影響。飛機(jī)后體布局、發(fā)動機(jī)噴管外調(diào)節(jié)片形狀對飛行方向投影面積及表面壓力有影響，同時，發(fā)動機(jī)可調(diào)噴管面積的變化也可以影響噴管的投影面積及壓力分布，從而影響整個飛機(jī)后體阻力，導(dǎo)致安裝性能的變化。開展飛機(jī)后體/發(fā)動機(jī)氣動一體化設(shè)計，可以減小飛行后體阻力，提高整個飛行器性能。近年隨著推力矢量技術(shù)的發(fā)展，可由其取代部分傳統(tǒng)飛機(jī)操縱面參與飛機(jī)的控制，向無尾飛機(jī)方向發(fā)展，矢量噴管與飛機(jī)性能一體化設(shè)計更為重要。

2.2.1 以飛行安裝性能為設(shè)計目標(biāo)的設(shè)計方法

發(fā)動機(jī)噴管出口面積對安裝推力及非安裝推力影響對比如圖1所示[16]。從圖中可見，安裝推力與非安裝推力最優(yōu)對應(yīng)的面積存在差別，以飛行安裝性能為設(shè)計、優(yōu)化目標(biāo)的設(shè)計方法是提升飛行器性能的1種重要手段。

圖1 發(fā)動機(jī)噴管面積對安裝、非安裝推力的影響

2.2.2 雷達(dá)、紅外隱身及氣動性能的一體化考慮

飛機(jī)后體與噴管搭接面上的各種不連續(xù)性，以及當(dāng)噴管面積調(diào)節(jié)時調(diào)節(jié)片間出現(xiàn)的搭接或存在的間隙，都可能成為雷達(dá)波反射源。為提高雷達(dá)隱身性能，需結(jié)合飛/發(fā)氣動性能一體化開展飛機(jī)后體型面、結(jié)構(gòu)修型、搭接間隙等設(shè)計工作。尾噴管及其高溫排氣是主要的紅外輻射源，降低飛行器紅外隱身性能時，同樣需結(jié)合飛/發(fā)性能一體化開展修型、摻混、罩擋等設(shè)計，平衡隱身性能與氣動性能。

2.3 飛機(jī)功率提取、環(huán)控引氣與發(fā)動機(jī)性能一體化設(shè)計

在現(xiàn)代戰(zhàn)爭中，飛機(jī)電子對抗技術(shù)越來越復(fù)雜，電子設(shè)備和功能越來越精細(xì)，對發(fā)動機(jī)的提取功率和環(huán)控引氣需求不斷增加，從而降低發(fā)動機(jī)性能和裕度。為此需對飛機(jī)的功率提取和環(huán)控引氣開展與發(fā)動機(jī)的一體化設(shè)計。

2.3.1 環(huán)控引氣參數(shù)與飛機(jī)用氣量的折中

為滿足飛機(jī)座艙和設(shè)備艙等用氣要求，需從發(fā)動機(jī)中引出高壓氣體，經(jīng)熱交換、膨脹后使用，當(dāng)發(fā)動機(jī)引氣位置確定后，環(huán)控引氣系統(tǒng)設(shè)計需兼顧引氣位置壓力高（低空大表速、發(fā)動機(jī)大狀態(tài)）與低（高空小表速、發(fā)動機(jī)小狀態(tài)）時的引氣量。當(dāng)設(shè)計不合理時，容易出現(xiàn)確保低壓力時的用氣量，引氣流量設(shè)計過大，在高壓力時，需分流泄除部分流量，犧牲發(fā)動機(jī)性能。飛/發(fā)雙方需根據(jù)全包線需用艙壓、環(huán)控引氣處壓力、引氣流量共同開展引氣系統(tǒng)設(shè)計，使其既能滿足引氣需求，又不造成發(fā)動機(jī)性能的多余損耗。

2.3.2 功率提取量與發(fā)動機(jī)裕度的權(quán)衡

飛機(jī)對發(fā)動機(jī)提取相同功率時，隨著發(fā)動機(jī)狀態(tài)及飛行狀態(tài)的改變，其對發(fā)動機(jī)性能與穩(wěn)定性的影響也發(fā)生變化。在飛行包線內(nèi)換算功率系數(shù)分布如圖2所示。從圖中可見，飛機(jī)功率提取對發(fā)動機(jī)性能與氣動穩(wěn)定性影響隨功率換算系數(shù)增大而加大。在發(fā)動機(jī)設(shè)計過程中，如果飛機(jī)部門不能按飛行條件和發(fā)動機(jī)使用狀態(tài)給出具體的功率提取要求，發(fā)動機(jī)性能與氣動穩(wěn)定性設(shè)計會面臨較大難題。

圖2 在飛行包線內(nèi)換算功率系數(shù)分布

3 飛/發(fā)性能一體化設(shè)計的主要關(guān)注點

為有效應(yīng)用飛/發(fā)氣動一體化設(shè)計技術(shù)，獲得最佳的飛機(jī)和發(fā)動機(jī)的組合性能，需要在發(fā)動機(jī)設(shè)計過程中融入飛/發(fā)一體化設(shè)計的概念，在性能優(yōu)化、起動和過渡態(tài)性能設(shè)計、穩(wěn)定性設(shè)計、試驗驗證和性能評估中與飛機(jī)方開展一體化交互設(shè)計。

3.1 發(fā)動機(jī)性能優(yōu)化

3.1.1 循環(huán)參數(shù)優(yōu)化

循環(huán)參數(shù)優(yōu)化要綜合考慮部件設(shè)計水平、飛機(jī)性能需求、結(jié)構(gòu)和材料限制。根據(jù)飛機(jī)任務(wù)剖面上對動力裝置的推力/耗油率需求，開展發(fā)動機(jī)作戰(zhàn)任務(wù)分析。

3.1.2 調(diào)節(jié)規(guī)律的優(yōu)化

轉(zhuǎn)速、進(jìn)口可調(diào)葉片角度、噴口面積等調(diào)節(jié)規(guī)律的優(yōu)化設(shè)定應(yīng)綜合考慮發(fā)動機(jī)推力、進(jìn)氣道損失、進(jìn)氣道溢流阻力和飛機(jī)后體阻力，兼顧進(jìn)氣道、發(fā)動機(jī)、尾噴管和飛機(jī)后機(jī)身的綜合效應(yīng)。

3.1.3 雷達(dá)和紅外隱身的影響

無論是采取何種措施實現(xiàn)雷達(dá)和紅外隱身的目的，均會損失發(fā)動機(jī)性能。為此要開展飛機(jī)用于隱身的結(jié)構(gòu)構(gòu)件與發(fā)動機(jī)尾部結(jié)構(gòu)的聯(lián)合氣動設(shè)計，同時充分考慮雷達(dá)和紅外隱身帶來的部件性能的變化。

3.2 穩(wěn)定性設(shè)計

3.2.1 進(jìn)氣道與發(fā)動機(jī)流場相容性

進(jìn)氣道作為發(fā)動機(jī)上游部件，是造成進(jìn)口壓力畸變的主要因素。目前以綜合畸變指數(shù)的單一參數(shù)作為發(fā)動機(jī)穩(wěn)定性開展工作的依據(jù)是不全面的，應(yīng)同步考慮進(jìn)氣道出口畸變流場、發(fā)動機(jī)性能和喘振裕度，避免由于飛/發(fā)雙方設(shè)計準(zhǔn)則的不合適帶來飛行安全或性能損失。

3.2.2 武器發(fā)射時發(fā)動機(jī)擴(kuò)穩(wěn)設(shè)計

武器發(fā)射時產(chǎn)生的尾氣經(jīng)過進(jìn)氣道后會在發(fā)動機(jī)進(jìn)口形成溫度畸變，通常要采取一定的擴(kuò)穩(wěn)措施，以擴(kuò)大發(fā)動機(jī)瞬時穩(wěn)定裕度。因此，擴(kuò)穩(wěn)措施的選取除了考慮武器的發(fā)煙特性，也要考慮進(jìn)氣道對發(fā)煙特性的影響。

3.2.3 飛機(jī)附件功率譜分析

飛機(jī)功率提取是影響發(fā)動機(jī)氣動穩(wěn)定性的降穩(wěn)因子之一，尤其在高空小速度區(qū)域影響最大。在相同的功率情況下，在地面和高空狀態(tài)下發(fā)動機(jī)損失的裕度是不同的。因此，應(yīng)與飛機(jī)共同開展功率提取量及其對發(fā)動機(jī)穩(wěn)定裕度影響的研究，明確飛機(jī)附件功率譜是發(fā)動機(jī)穩(wěn)定性設(shè)計及擴(kuò)穩(wěn)措施采取的條件之一。

3.3 關(guān)注安裝性能和功能

3.3.1 飛機(jī)環(huán)控系統(tǒng)用氣參數(shù)

對發(fā)動機(jī)來說，飛機(jī)環(huán)控系統(tǒng)是1個負(fù)載，引氣量的大小既關(guān)系飛機(jī)環(huán)控系統(tǒng)能力，又影響發(fā)動機(jī)性能和氣動穩(wěn)定性。而且環(huán)控系統(tǒng)的負(fù)載特性影響發(fā)動機(jī)引氣腔的氣流流動，因此，需要針對環(huán)控系統(tǒng)的負(fù)載特性評估發(fā)動機(jī)集氣腔位置、環(huán)控引氣接口尺寸、引氣參數(shù)和發(fā)動機(jī)空中慢車狀態(tài)等。

3.3.2 過渡過程進(jìn)氣道與發(fā)動機(jī)流量的匹配性

在過渡過程中發(fā)動機(jī)和進(jìn)氣道的流量分別根據(jù)自身特性變化，在確定發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速變化的速率時要充分考慮與進(jìn)氣道的流量相容性，適當(dāng)限制一定狀態(tài)的使用。

3.3.3 發(fā)動機(jī)起動特性在裝機(jī)狀態(tài)下的變化

由于進(jìn)氣條件變化和功率提取的存在，裝機(jī)后對發(fā)動機(jī)的起動特性影響較大，尤其是溫度會有所升高，發(fā)動機(jī)強(qiáng)度和壽命設(shè)計要有所考慮。

3.4 聯(lián)合試驗驗證

3.4.1 全尺寸進(jìn)氣道與發(fā)動機(jī)聯(lián)合試驗

在進(jìn)氣道真實的流場和在發(fā)動機(jī)真實的流量需求條件下，通過詳細(xì)參數(shù)測取即可有效評估進(jìn)氣道和發(fā)動機(jī)流場的匹配性，也可評估進(jìn)氣道對發(fā)動機(jī)性能特性的影響，同時尋求全狀態(tài)流量匹配的最優(yōu)規(guī)律，為發(fā)動機(jī)穩(wěn)定設(shè)計、評估和狀態(tài)使用提供有效數(shù)據(jù)支撐。

3.4.2 飛機(jī)環(huán)控系統(tǒng)與發(fā)動機(jī)聯(lián)合試驗

利用飛機(jī)部門提供的模擬飛機(jī)環(huán)控系統(tǒng)的試驗裝置，在發(fā)動機(jī)試車臺架上開展聯(lián)合試驗，模擬真實發(fā)動機(jī)供氣情況下環(huán)控系統(tǒng)的工作情況。測取環(huán)控參數(shù)的變化關(guān)系，同時驗證環(huán)控系統(tǒng)與發(fā)動機(jī)的匹配性。

3.4.3 飛機(jī)功率提取試驗測定和分析

發(fā)動機(jī)安裝在飛機(jī)上進(jìn)行地面開車，測取飛機(jī)功率提取的量值和隨發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速變化的關(guān)系；同時進(jìn)行飛機(jī)和發(fā)動機(jī)全包線功率提取譜的聯(lián)合分析，根據(jù)飛行情況和發(fā)動機(jī)特性表現(xiàn)，反驗證飛機(jī)的功率提取譜。

3.5 與飛機(jī)聯(lián)合開展性能評估方法研究

3.5.1 建立聯(lián)合計算仿真平臺

根據(jù)飛機(jī)飛行的性能（飛行高度、馬赫數(shù)、過載、剩余油量和飛行姿態(tài)角等），結(jié)合飛行動力學(xué)、飛機(jī)的升阻特性和非標(biāo)準(zhǔn)大氣修正特性建立發(fā)動機(jī)安裝性能評估模型，根據(jù)進(jìn)氣道和飛機(jī)后體阻力特性建立發(fā)動機(jī)非安裝性能的評估模型。

3.5.2 建立性能評估的方法和標(biāo)準(zhǔn)

制定和形成飛機(jī)和發(fā)動機(jī)共同遵守的設(shè)計、試驗、考核和評估的方法和準(zhǔn)則。

4 結(jié)束語

隨著中國飛機(jī)和發(fā)動機(jī)研制工作的不斷深入，雙方在一體化設(shè)計方面均有了一定認(rèn)識，但在一體化聯(lián)合設(shè)計實踐方面步伐較慢，尤其中國發(fā)動機(jī)多數(shù)是以換裝為目標(biāo)開展研制的，使得飛機(jī)與發(fā)動機(jī)并未經(jīng)歷1個完整的正向設(shè)計過程，成為阻礙飛/發(fā)一體化設(shè)計技術(shù)發(fā)展的主要因素。隨著對飛機(jī)綜合性能需求的進(jìn)一步認(rèn)識和新型戰(zhàn)機(jī)作戰(zhàn)使用要求的提高，對飛/發(fā)一體化設(shè)計技術(shù)的需求會越來越高。目前飛機(jī)和發(fā)動機(jī)雙方的技術(shù)條件的傳遞主要還是以劃界面、提指標(biāo)的方式開展，在此方式下飛機(jī)和發(fā)動機(jī)雙方應(yīng)在各自設(shè)計過程中不斷滲入聯(lián)合設(shè)計的概念，逐步形成相容設(shè)計的程序、準(zhǔn)則、考核標(biāo)準(zhǔn)，為飛/發(fā)一體化設(shè)計技術(shù)的成熟奠定基礎(chǔ)。

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