飛/發性能一體化技術在航空發動機設計中的應用

梁彩云，謝業平，李泳凡，施 磊

（中航工業沈陽發動機設計研究所，沈陽110015）

0 引言

飛機與發動機之間傳統的設計方法是以安裝邊為界面，雙方根據協調約定的指標參數分別設計。這樣，一方面雙方對界面職責和參數指標會有爭執；另一方面為保證飛/發相容性，雙方在設計過程中要分別留出一定的調整空間，使得發動機和飛機均不能發揮最大設計潛能，也得不到最優的飛機和發動機匹配。尤其在成熟飛機平臺選取新型發動機時，不得不犧牲部分發動機性能和功能，而飛機也得不到最優性能。

隨著現代空戰環境日趨嚴酷，對戰斗機的技/戰術性能提出了更高要求，對其超、跨聲速的機動性、超大攻角、大側滑角飛行、以及短距大攻角起飛等非常規機動性要求大幅度提高，由此，也對飛機和發動機的匹配設計提出了更高要求。為提升飛機與發動機的綜合性能、穩定性與安全性，需要將飛機和發動機作為1個整體來看待，開展一體化設計，目標是盡可能發揮各自潛能、減少性能損失，獲得最佳的推進系統效能。

按照目前飛機和發動機組成和功能，飛/發一體化設計組成主要包括5方面：氣動（性能）一體化、結構一體化、控制一體化、傳動一體化和一體化熱管理設計。本文著重對航空發動機研制中飛/發氣動一體化技術的應用進行分析。

1 國內外飛/發氣動一體化設計技術的發展

在飛行器出現的早期，飛機與發動機的一體化研究重點是發動機、進氣道、噴管的類型與位置[1]，以及發動機的安裝方式、質量和體積對推進系統的安裝性能的影響等。在20世紀60年代中期渦扇發動機出現時，飛/發一體化設計開始逐步成為1項重要技術，并成立專家機構處理一體化的技術問題。如美國GE公司專門設立了發動機飛行器系統一體化（EASI）課程[2]，主要面向具有5～10a設計或系統工程經驗的設計師。學科范圍包含航空飛行器性能需求、發動機循環參數選擇、流路設計、動態模型、控制一體化、進/排一體化、操作性、噪聲、壽命、可靠性及機械系統等，重點是系統的一體化設計。

飛/發一體化設計重點之一是性能一體化設計，PW等公司曾為更好地完成空軍的合同，把發動機/進氣道/飛機機體一體化設計問題作為1項專門聯合課題來開展[3]。AlanHale等[4]驗證了當進行發動機和進氣道設計時，充分考慮對方開展一體化設計，其性能和穩定性有顯著提升。

國外飛/發性能一體化評估、設計主要應用試驗與計算的方法。AEDC（ArnoldEngineeringDevelopment Center）[5-7]通過對比F-16和F-15戰斗機縮比試驗件分別在自由射流條件和風洞條件下的試驗結果來評估進/發相容性；AlanHale等[4]使用“TEACC”計算工具評估前機身在一定攻角與側滑角下工作時進氣畸變對風扇的影響。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 和軍事航空技術學院聯合開發的計算進氣道和噴管的模型程序。另外，提出了考慮進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力。

目前，中國飛機和發動機還處于分開設計階段，飛/發性能的優化設計主要依靠雙方協調確定技術狀態，未能實現飛機和發動機性能最優化設計。從20世紀90年代飛/發一體化的概念逐步被關注，在飛/發一體化基礎理論和仿真方面開展了一些研究，如飛機/推進系統一體化設計探索研究[8-10]、發動機噴管與飛機后體的一體結構設計[11]、噴管與后體一體化性能設計[12-14]等概念研究、計算方法和程序的開發。但研究進展較緩，未形成系統的飛/發一體化設計方法與理論。

近年來中國發動機研制單位在飛/發性能一體化設計方面也開展了一系列探索研究，如飛機進氣道與發動機一體化設計、發動機飛行任務分析、發動機非安裝性能和安裝性能計算軟件開發、發動機飛行性能評估方法和基于飛行安裝推力的發動機噴管面積優化方法研究等，并在現有發動機研制過程中逐步驗證，為飛/發一體化設計方法的建立奠定了技術基礎。

2 飛/發性能一體化設計涉及的主要技術

飛/發氣動一體化設計涉及的技術主要包括3方面：飛機前機身、進氣道與發動機一體化設計，發動機尾噴管與飛機后機身一體化設計，飛機功率提取、環控系統與發動機一體化設計。

2.1 前機身、進氣道與發動機氣動一體化設計

為滿足越來越復雜的飛行條件，要求前機身、進氣道與發動機在氣動方面能良好地匹配。為防止前機身附面層影響進氣道，需要與前身機一起綜合考慮進氣道布局。另外，發動機穩定裕度需求與進氣流場畸變特性、發動機性能與進氣道總壓損失等均存在密切關聯。

2.1.1 流場匹配

飛行姿態、飛機外流場和進氣道內流道的氣動設計、發動機流量需求等因素均影響進氣道出口流場質量，流場品質對發動機性能、氣動穩定性均有重要影響。而單獨以進氣道或發動機為研究對象時，無法研究和確定其相互影響，需開展進/發聯合數值計算、全尺寸進氣道與發動機地面及高空臺聯合試驗、進發相容性試飛等，逐步降低進氣道與發動機流場匹配的不確定性。

2.1.2 流量匹配

進氣道風洞試驗顯示，當流量從臨界位置向亞臨界減小到一定值時，通過動態壓力傳感器觀測到進氣道出口總壓呈現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，當進氣道流量與發動機需求流量不匹配時產生的氣流脈動影響進氣道及發動機工作的穩定性，研究全包線、全狀態進/發流量匹配是提升飛行器穩定性的1條有效途徑。

2.1.3 雷達隱身性能

轉子葉片有較強的雷達波反射特性，而且葉片轉動對雷達波的反射有加強作用，為了提高進氣道的隱身性，可在進氣道中引入吸波導流體，但這種隱身裝置可能導致進氣道氣動性能的損失。需綜合氣動性能和隱身性能開展進氣道及發動機的設計。

2.2 發動機尾噴管與飛機后機身氣動一體化設計

機身后體阻力占全機阻力的38%～50%[15]，飛行狀態或發動機狀態發生改變時，發動機噴管噴流跟隨發生變化，對飛行后體阻力有較大影響。飛機后體布局、發動機噴管外調節片形狀對飛行方向投影面積及表面壓力有影響，同時，發動機可調噴管面積的變化也可以影響噴管的投影面積及壓力分布，從而影響整個飛機后體阻力，導致安裝性能的變化。開展飛機后體/發動機氣動一體化設計，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的發展，可由其取代部分傳統飛機操縱面參與飛機的控制，向無尾飛機方向發展，矢量噴管與飛機性能一體化設計更為重要。

2.2.1 以飛行安裝性能為設計目標的設計方法

發動機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對應的面積存在差別，以飛行安裝性能為設計、優化目標的設計方法是提升飛行器性能的1種重要手段。

圖1 發動機噴管面積對安裝、非安裝推力的影響

2.2.2 雷達、紅外隱身及氣動性能的一體化考慮

飛機后體與噴管搭接面上的各種不連續性，以及當噴管面積調節時調節片間出現的搭接或存在的間隙，都可能成為雷達波反射源。為提高雷達隱身性能，需結合飛/發氣動性能一體化開展飛機后體型面、結構修型、搭接間隙等設計工作。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，同樣需結合飛/發性能一體化開展修型、摻混、罩擋等設計，平衡隱身性能與氣動性能。

2.3 飛機功率提取、環控引氣與發動機性能一體化設計

在現代戰爭中，飛機電子對抗技術越來越復雜，電子設備和功能越來越精細，對發動機的提取功率和環控引氣需求不斷增加，從而降低發動機性能和裕度。為此需對飛機的功率提取和環控引氣開展與發動機的一體化設計。

2.3.1 環控引氣參數與飛機用氣量的折中

為滿足飛機座艙和設備艙等用氣要求，需從發動機中引出高壓氣體，經熱交換、膨脹后使用，當發動機引氣位置確定后，環控引氣系統設計需兼顧引氣位置壓力高（低空大表速、發動機大狀態）與低（高空小表速、發動機小狀態）時的引氣量。當設計不合理時，容易出現確保低壓力時的用氣量，引氣流量設計過大，在高壓力時，需分流泄除部分流量，犧牲發動機性能。飛/發雙方需根據全包線需用艙壓、環控引氣處壓力、引氣流量共同開展引氣系統設計，使其既能滿足引氣需求，又不造成發動機性能的多余損耗。

2.3.2 功率提取量與發動機裕度的權衡

飛機對發動機提取相同功率時，隨著發動機狀態及飛行狀態的改變，其對發動機性能與穩定性的影響也發生變化。在飛行包線內換算功率系數分布如圖2所示。從圖中可見，飛機功率提取對發動機性能與氣動穩定性影響隨功率換算系數增大而加大。在發動機設計過程中，如果飛機部門不能按飛行條件和發動機使用狀態給出具體的功率提取要求，發動機性能與氣動穩定性設計會面臨較大難題。

圖2 在飛行包線內換算功率系數分布

3 飛/發性能一體化設計的主要關注點

為有效應用飛/發氣動一體化設計技術，獲得最佳的飛機和發動機的組合性能，需要在發動機設計過程中融入飛/發一體化設計的概念，在性能優化、起動和過渡態性能設計、穩定性設計、試驗驗證和性能評估中與飛機方開展一體化交互設計。

3.1 發動機性能優化

3.1.1 循環參數優化

循環參數優化要綜合考慮部件設計水平、飛機性能需求、結構和材料限制。根據飛機任務剖面上對動力裝置的推力/耗油率需求，開展發動機作戰任務分析。

3.1.2 調節規律的優化

轉速、進口可調葉片角度、噴口面積等調節規律的優化設定應綜合考慮發動機推力、進氣道損失、進氣道溢流阻力和飛機后體阻力，兼顧進氣道、發動機、尾噴管和飛機后機身的綜合效應。

3.1.3 雷達和紅外隱身的影響

無論是采取何種措施實現雷達和紅外隱身的目的，均會損失發動機性能。為此要開展飛機用于隱身的結構構件與發動機尾部結構的聯合氣動設計，同時充分考慮雷達和紅外隱身帶來的部件性能的變化。

3.2 穩定性設計

3.2.1 進氣道與發動機流場相容性

進氣道作為發動機上游部件，是造成進口壓力畸變的主要因素。目前以綜合畸變指數的單一參數作為發動機穩定性開展工作的依據是不全面的，應同步考慮進氣道出口畸變流場、發動機性能和喘振裕度，避免由于飛/發雙方設計準則的不合適帶來飛行安全或性能損失。

3.2.2 武器發射時發動機擴穩設計

武器發射時產生的尾氣經過進氣道后會在發動機進口形成溫度畸變，通常要采取一定的擴穩措施，以擴大發動機瞬時穩定裕度。因此，擴穩措施的選取除了考慮武器的發煙特性，也要考慮進氣道對發煙特性的影響。

3.2.3 飛機附件功率譜分析

飛機功率提取是影響發動機氣動穩定性的降穩因子之一，尤其在高空小速度區域影響最大。在相同的功率情況下，在地面和高空狀態下發動機損失的裕度是不同的。因此，應與飛機共同開展功率提取量及其對發動機穩定裕度影響的研究，明確飛機附件功率譜是發動機穩定性設計及擴穩措施采取的條件之一。

3.3 關注安裝性能和功能

3.3.1 飛機環控系統用氣參數

對發動機來說，飛機環控系統是1個負載，引氣量的大小既關系飛機環控系統能力，又影響發動機性能和氣動穩定性。而且環控系統的負載特性影響發動機引氣腔的氣流流動，因此，需要針對環控系統的負載特性評估發動機集氣腔位置、環控引氣接口尺寸、引氣參數和發動機空中慢車狀態等。

3.3.2 過渡過程進氣道與發動機流量的匹配性

在過渡過程中發動機和進氣道的流量分別根據自身特性變化，在確定發動機轉速變化的速率時要充分考慮與進氣道的流量相容性，適當限制一定狀態的使用。

3.3.3 發動機起動特性在裝機狀態下的變化

由于進氣條件變化和功率提取的存在，裝機后對發動機的起動特性影響較大，尤其是溫度會有所升高，發動機強度和壽命設計要有所考慮。

3.4 聯合試驗驗證

3.4.1 全尺寸進氣道與發動機聯合試驗

在進氣道真實的流場和在發動機真實的流量需求條件下，通過詳細參數測取即可有效評估進氣道和發動機流場的匹配性，也可評估進氣道對發動機性能特性的影響，同時尋求全狀態流量匹配的最優規律，為發動機穩定設計、評估和狀態使用提供有效數據支撐。

3.4.2 飛機環控系統與發動機聯合試驗

利用飛機部門提供的模擬飛機環控系統的試驗裝置，在發動機試車臺架上開展聯合試驗，模擬真實發動機供氣情況下環控系統的工作情況。測取環控參數的變化關系，同時驗證環控系統與發動機的匹配性。

3.4.3 飛機功率提取試驗測定和分析

發動機安裝在飛機上進行地面開車，測取飛機功率提取的量值和隨發動機轉速變化的關系；同時進行飛機和發動機全包線功率提取譜的聯合分析，根據飛行情況和發動機特性表現，反驗證飛機的功率提取譜。

3.5 與飛機聯合開展性能評估方法研究

3.5.1 建立聯合計算仿真平臺

根據飛機飛行的性能（飛行高度、馬赫數、過載、剩余油量和飛行姿態角等），結合飛行動力學、飛機的升阻特性和非標準大氣修正特性建立發動機安裝性能評估模型，根據進氣道和飛機后體阻力特性建立發動機非安裝性能的評估模型。

3.5.2 建立性能評估的方法和標準

制定和形成飛機和發動機共同遵守的設計、試驗、考核和評估的方法和準則。

4 結束語

隨著中國飛機和發動機研制工作的不斷深入，雙方在一體化設計方面均有了一定認識，但在一體化聯合設計實踐方面步伐較慢，尤其中國發動機多數是以換裝為目標開展研制的，使得飛機與發動機并未經歷1個完整的正向設計過程，成為阻礙飛/發一體化設計技術發展的主要因素。隨著對飛機綜合性能需求的進一步認識和新型戰機作戰使用要求的提高，對飛/發一體化設計技術的需求會越來越高。目前飛機和發動機雙方的技術條件的傳遞主要還是以劃界面、提指標的方式開展，在此方式下飛機和發動機雙方應在各自設計過程中不斷滲入聯合設計的概念，逐步形成相容設計的程序、準則、考核標準，為飛/發一體化設計技術的成熟奠定基礎。

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