周紅 高翔 王占學(xué) 秦浩

摘要：將飛機氣動特性、發(fā)動機性能以及進(jìn)/排氣系統(tǒng)安裝損失等模塊集成為飛機/發(fā)動機一體化計算模型。對比分析了帶CDFS的雙外涵變循環(huán)發(fā)動機（CDFS VCE）、帶FLADE的雙外涵變循環(huán)發(fā)動機（FLADE VCE），以及同時帶FLADE和CDFS的三外涵變循環(huán)發(fā)動機（ACE）和混排渦扇發(fā)動機（MFTF）裝于不加力超聲速巡航戰(zhàn)斗機的飛行性能。結(jié)果表明，相比于MFTF，安裝VCE后，飛機的起飛重量減少3%?4%，且FLADE VCE的性能最佳，ACE次之，CDFS VCE再次之。在亞聲速巡航狀態(tài)，VCE進(jìn)/排氣系統(tǒng)的安裝阻力較MFTF顯著降低，安裝耗油率降低2%?3%;在超聲速巡航或超聲速盤旋階段，VCE的性能優(yōu)勢不甚明顯。

關(guān)鍵詞：變循環(huán)發(fā)動機;飛行性能;一體化設(shè)計;流量匹配;安裝性能

中圖分類號：V235.16? 文獻(xiàn)標(biāo)識碼：A???? DOI：10.19452/j.issn1007-5453.2019.03.001

飛機/發(fā)動機一體化設(shè)計是一個相對寬泛的概念，在不同的時期有著不同的研究重點。二戰(zhàn)前，飛機/發(fā)動機一體化僅涉及推進(jìn)器安裝特性的修正。20世紀(jì)60年代左右，側(cè)重于進(jìn)氣道/排氣管/飛機的相互影響和安裝損失的預(yù)測研究。1973年，在美國的超聲速巡航飛機研究（Supersonic Cruise Aircraft Research，SCAR）項目中，飛機/發(fā)動機一體化設(shè)計被正式列為研究領(lǐng)域之一，詳細(xì)研究了超聲速巡航飛機與不同類型動力裝置之間的設(shè)計約束與相互影響，飛機/發(fā)動機一體化設(shè)計的研究內(nèi)容得到了極大的補充，其重要程度也得以體現(xiàn)。為此，1990年6月，美國工業(yè)界專門召開了推進(jìn)器/機體一體化會議，對SCAR項目中飛機/發(fā)動機一體化設(shè)計方面的研究成果進(jìn)行了總結(jié)。隨后，在美國的高速研究項目、多任務(wù)戰(zhàn)斗機技術(shù)中，飛機/發(fā)動機一體化設(shè)計技術(shù)得以進(jìn)一步發(fā)展。20世紀(jì)末，飛機/發(fā)動機一體化技術(shù)作為一種設(shè)計流程更是成為了美國航空航天局（NASA）劉易斯/格倫研究中心的培訓(xùn)課程之一。

國內(nèi)方面，20世紀(jì)90年代，北京航空航天大學(xué)開發(fā)了飛機/發(fā)動機一體化評估平臺[11]，但計算精度受當(dāng)時的計算機限制。21世紀(jì)初，西北工業(yè)大學(xué)分析了戰(zhàn)斗機[12]和民用飛機[13]對推進(jìn)器的性能需求，并據(jù)此優(yōu)化了渦扇發(fā)動機的循環(huán)參數(shù)。

1原理分析

在飛機和發(fā)動機的方案設(shè)計階段，首先要明確飛機飛行任務(wù)的主要性能指標(biāo)及任務(wù)剖面。飛機與發(fā)動機的設(shè)計參數(shù)互為設(shè)計輸入與設(shè)計約束，為將飛機與發(fā)動機的設(shè)計關(guān)系解耦，可將飛機/發(fā)動機一體化設(shè)計計算過程分為飛機氣動特性計算、飛機與發(fā)動機的約束分析、飛機飛行任務(wù)分析、發(fā)動機性能計算、飛機與發(fā)動機重量（質(zhì)量）評估、進(jìn)/排氣系統(tǒng)安裝損失等模塊。再通過各個模塊之間的參數(shù)傳遞和迭代計算，實現(xiàn)飛機與發(fā)動機的一體化設(shè)計。

在約束分析中，根據(jù)飛機的主要指標(biāo)要求，得出飛機機翼載荷W/S）和推力載荷（F/W）的約束關(guān)系，再由關(guān)鍵飛行航段的約束邊界進(jìn)而確定W/S和F/W_TO的可行解區(qū)域。

在任務(wù)分析中，通過計算各航段的燃油消耗量迭代出飛機的起飛重量，再結(jié)合約束分析中選取的和F/W，即可得到起飛重量W、發(fā)動機起飛推力F和機翼面積S等飛機和發(fā)動機的關(guān)鍵設(shè)計參數(shù)。

根據(jù)發(fā)動機起飛推力F量級選取發(fā)動機進(jìn)口流量大小和發(fā)動機臺數(shù)，繼而選擇發(fā)動機類型、循環(huán)設(shè)計參數(shù)，進(jìn)一步計算得到發(fā)動機的輪廓尺寸與詳細(xì)重量。

計算不同飛行條件下發(fā)動機的安裝特性，并將發(fā)動機的性能參數(shù)、重量等參數(shù)返回至約束分析和任務(wù)分析中，更新W/S和F/W的約束邊界，重新計算得到飛機的飛行性能，直至滿足預(yù)先設(shè)定的任務(wù)要求。飛機/發(fā)動機一體化設(shè)計計算流程和參數(shù)的傳遞如圖1所示。

發(fā)動機性能計算、發(fā)動機重量評估、進(jìn)/排氣系統(tǒng)安裝損失計算、飛機升阻特性、約束分析、任務(wù)分析的計算方法可參考相關(guān)文獻(xiàn)。本文基于C++編程語言開發(fā)了包含上述計算模塊的飛機/發(fā)動機一體化設(shè)計計算軟件，用于飛機/發(fā)動機一體化設(shè)計的對比分析。

2飛行性能指標(biāo)及任務(wù)剖面

本文對比分析了帶CDFS的雙外涵變循環(huán)發(fā)動機、帶FLADE的雙外涵變循環(huán)發(fā)動機、同時帶FLADE和CDFS的三外涵變循環(huán)發(fā)動機（Adaptive Cycle Engine，ACE）三種變循環(huán)發(fā)動機以及混排渦扇發(fā)動機（Mixed Flow Turbine Fan，MFTF）對不加力超聲速巡航戰(zhàn)斗機的設(shè)計及其飛行性能的影響。

任務(wù)剖面如圖2所示，不加力超聲速巡航戰(zhàn)斗機的主要性能指標(biāo)見表1，任務(wù)剖面的詳細(xì)描述見表2。假定飛機的永久性有效載荷W=100kg。

3一體化設(shè)計方案與對比

3.1初步方案

由圖1可知，飛機/發(fā)動機一體化設(shè)計流程需要反復(fù)的迭代，受篇幅限制，本文只給出第一次和最終的結(jié)果。根據(jù)第一次約束分析和任務(wù)分析，初步得到的飛機總體設(shè)計參數(shù)，見表3。

表1中，W、W、W和W分別為飛機起飛總重量、飛機空重、有效載荷重量和燃油重量，S為機翼面積，F(xiàn)為發(fā)動機起飛推力，R和t分別為飛行任務(wù)的總航程和總航時。

通過發(fā)動機參數(shù)循環(huán)分析，所得的發(fā)動機主要循環(huán)設(shè)計參數(shù)，見表4。

表4中，B為涵道比，π為增壓比，T為燃燒室出口總溫，F(xiàn)為發(fā)動機單位推力。

根據(jù)發(fā)動機起飛推力F=113.7kN的要求，選取發(fā)動機臺數(shù)為一臺，對于不帶FLADE的雙外涵變循環(huán)發(fā)動機（CDFS VCE）和混排渦扇發(fā)動機（MFTF），選取發(fā)動機進(jìn)口換算流量m=100kg/s;對于帶FLADE的雙外涵變循環(huán)發(fā)動機（FLADE VCE）和三外涵道變循環(huán)發(fā)動機（ACE），取FLADE涵道比B=0.1765，為保持風(fēng)扇進(jìn)口換算流量為100kg/s，則發(fā)動機進(jìn)口總換算流量m=117.65kg/s。根據(jù)最大速度飛行條件（H=12192m、Ma=1.8），選取二維外壓式進(jìn)氣道及軸對稱收/擴噴管，并且取進(jìn)氣道進(jìn)口捕獲面積A=0.46m。對于CDFS VCE和MFTF，取飛機后體最大截面面積A=0.67m。對于帶FLADE的FLADE VCE和ACE，由于FLADE的存在使得發(fā)動機最大外徑增加，因而取A=0.75m。

3.2約束分析

分別將MFTF、CDFS VCE、FLADE VCE、ACE這4種發(fā)動機的安裝性能代入至約束分析與任務(wù)分析中，并將任務(wù)分析所得的瞬時重量比返回至約束分析中，經(jīng)過反復(fù)的迭代后，4種發(fā)動機最終的約束邊界如圖3所示，圖中紅色的點表示前一次迭代過程所選取的W/S和F/W，本文對于安裝4種發(fā)動機的飛機均取W/S為300kg/m，F(xiàn)/W為1.0。由圖3可知，最終迭代的結(jié)果均保證了所選取的取W/S和F/W在解空間范圍內(nèi)，而且不加力超聲速巡航和亞聲速作戰(zhàn)盤旋是關(guān)鍵的約束邊界條件。

3.3飛行性能對比

由任務(wù)分析最后迭代所得的飛機和發(fā)動機設(shè)計參數(shù)，見表5。表中的對比是以MFTF作為基準(zhǔn)，對比1是CDFS VCE與MFTF之比，即CDFS VCE的數(shù)值與MFTF的數(shù)值之差再除以MFTF的數(shù)值的百分比，對比2是FLADE VCE與MFTF相比，對比3是ACE與MFTF相比。

表中t、t、t分別表示第4、第8、第13航段的水平加速階段的加速時間。

相比于MFTF，安裝三種變循環(huán)發(fā)動機時飛機的起飛總重量均有所減少。其中，CDFS VCE的總?cè)加拖牧繙p少4.51%，使得起飛總重量和機翼面積減少2.96%，且起飛距離減少1.07%，而第4、第8、第13這三個航段的加速時間均減少了3%左右。

FLADE VCE表現(xiàn)出的工作性能最佳，其總?cè)加拖牧繙p少6.35%，起飛總重量和機翼面積減少4.17%，而且起飛距離減少5.22%，跨聲速加速階段（第8、第13航段）的加速時間減少約4%。ACE的工作性能則介于CDFS VCE和FLADE VCE之間，其總?cè)加拖牧繙p少5.01%，起飛總重量和機翼面積減少3.29%，起飛距離減少4.41%，跨聲速加速階段（第8、第13航段）的加速時間減少約3%。對于相同的飛行任務(wù)航段，在安裝不同的發(fā)動機時，飛機的總航程和總航時差異不大。

4種發(fā)動機在各個飛行航段的燃油消耗量占航段總?cè)加拖牧康谋壤鐖D4所示。由圖4可知，第9個航段的超聲速巡航階段所消耗的燃油最多，占到總?cè)加拖牧康?1%左右;第6、第17航段的亞聲速巡航階段以及第7、第18航段的待機（空戰(zhàn)巡邏）階段所消耗的燃油量也占到總?cè)加拖牧康?%?10%;第11航段的超聲速盤旋階段的耗油量約為7%。因此，降低飛機飛行任務(wù)總?cè)加拖牧康年P(guān)鍵在于減小超聲速巡航、亞聲速巡航、待機以及超聲速盤旋階段發(fā)動機的耗油率。

4種發(fā)動機在各個飛行航段的燃油消耗量對比如圖5所示。由圖5可知，F(xiàn)LADE VCE在第9航段的超聲速巡航、第6和第17航段的亞聲速巡航、第7和第18航段的待機或巡邏、第11航段的超聲速盤旋等階段所消耗的燃油量均是最少的，而MFTF在所有航段的燃油消耗量均是最多的。

3.4分航段性能對比

由于第6、第7、第17、第18航段的工作狀態(tài)相近，后文將重點對比分析第9航段的超聲速巡航、第6航段的亞聲速巡航以及第11航段的超聲速作戰(zhàn)盤旋階段的性能。

在亞聲速巡航階段，MFTF、CDFS VCE、FLADE VCE、ACE的工作性能見表6。表中數(shù)據(jù)對應(yīng)于發(fā)動機在航段結(jié)束時刻的工作狀態(tài)。

在亞聲速巡航階段，相比于MFTF，由于CDFS VCE處于雙外涵模式，在滿足相同的巡航推力的要求下，CDFS VCE的進(jìn)口流量m增大11.2%，在相同的A及A的條件下，CDFS VCE的進(jìn)氣道阻力D降低37.7%，后體阻力D降低4.77%，安裝耗油率sfc降低2.39%。

對于FLADE VCE和ACE，由于FLADE涵道打開，發(fā)動機進(jìn)口流量m增大20%左右，使得D降低的幅度高達(dá)60%以上。此外，帶FLADE導(dǎo)致飛機后體的最大截面面積增大（A=0.75m），因此，F(xiàn)LADE VCE和ACE的D相比于MFTF反而增大10%左右。但總的來說，F(xiàn)LADE VCE的sfc比MFTF低3.11%，ACE的sfc比MFTF低2.85%。

在超聲速巡航階段，MFTF、CDFS VCE、FLADE VCE、ACE這4種發(fā)動機在超聲速巡航階段、超聲速盤旋階段的的工作性能分別見表7、表8。

在超聲速巡航和超聲速盤旋階段，由于CDFS VCE、FLADE VCE和ACE三種變循環(huán)發(fā)動機均處于單外涵模式，此時變循環(huán)發(fā)動機的工作狀態(tài)與MFTF接近，發(fā)動機進(jìn)口流量也相差不大。因此，在超聲速巡航和超聲速盤旋階段，變循環(huán)發(fā)動機相比于MFTF的性能優(yōu)勢不如亞聲速巡航階段的明顯。

在超聲速巡航階段，為滿足飛機超聲速飛行時的推力需求，可通過減小噴管喉部面積來增強核心機的做功能力。由于變循環(huán)發(fā)動機的做功能力較強，使得其噴管喉部面積減小的程度要弱于MFTF。在發(fā)動機進(jìn)口流量相差不大的情況下，CDFS VCE的后體阻力較MFTF下降近7%。盡管FLADE VCE和ACE所對應(yīng)飛機的后體最大截面面積較大，但此時FLADE VCE和ACE的后體阻力略微小于MFTF。再結(jié)合進(jìn)氣道阻力的減小，變循環(huán)發(fā)動機在超聲速巡航階段的安裝耗油率比略低于MFTF。

在超聲速盤旋階段，由于MFTF不開加力燃燒室時的做功能力偏弱，為滿足飛機超聲速盤旋時的推力需求，MFTF的加力燃燒室供油量增加，導(dǎo)致MFTF的噴管出口面積較大，使得MFTF后體阻力反而最小，但也無法彌補由于加力燃燒室供油量增大而造成的安裝耗油率的上升。

4結(jié)論

本文建立并耦合了飛機氣動特性、約束分析、任務(wù)分析、發(fā)動機穩(wěn)態(tài)性能與重量評估、進(jìn)/排氣系統(tǒng)安裝損失等計算模型，開發(fā)了飛機/發(fā)動機一體化設(shè)計計算軟件。對比分析了安裝CDFS VCE、FLADE VCE、ACE和MFTF這4種發(fā)動機時，不加力超聲速巡航戰(zhàn)斗機的飛行性能，可得出如下結(jié)論：

（1）在亞聲速巡航階段，變循環(huán)發(fā)動機通過打開最外涵道，可增大發(fā)動機進(jìn)口流量，從而減小進(jìn)/排氣系統(tǒng)的安裝阻力，降低安裝耗油率。

（2）在超聲速巡航和超聲速盤旋階段，變循環(huán)發(fā)動機處于單外涵工作模式，此時的安裝性能優(yōu)勢表現(xiàn)不明顯。

（3）對于不加力超聲速巡航戰(zhàn)斗機的飛行任務(wù)，CDFS VCE、FLADE VCE和ACE的性能均優(yōu)于MFTF，且以FLADE VCE的性能最佳，ACE的性能介于CDFS VCE與FLADEVCE之間。

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