變循環(huán)發(fā)動機對戰(zhàn)斗機任務(wù)性能影響計算研究

聶永斌，孫 冬

（1.解放軍94106部隊，西安710614;2.空軍工程大學(xué)，西安710038）

變循環(huán)發(fā)動機對戰(zhàn)斗機任務(wù)性能影響計算研究

聶永斌1，孫 冬2

（1.解放軍94106部隊，西安710614;2.空軍工程大學(xué)，西安710038）

為了研究戰(zhàn)斗機任務(wù)性能模型的可行性，以戰(zhàn)斗機為研究對象，假設(shè)其安裝變循環(huán)發(fā)動機，以F-22戰(zhàn)斗機機內(nèi)燃油和帶副油箱的任務(wù)性能為標準結(jié)果，考慮全部的飛行過程，對所建立的模型進行可行性驗證。結(jié)果表明：計算得到的F-22戰(zhàn)斗機內(nèi)燃油和帶副油箱任務(wù)性能與文獻中的標準結(jié)果十分接近，誤差分別為0.76%和0.24%；假設(shè)的變循環(huán)發(fā)動機使得加速及超聲速飛行等渦噴模式的耗油率降低20%，亞聲速巡航航段渦扇模式的耗油率降低25%，變循環(huán)發(fā)動機能夠使戰(zhàn)斗機的轉(zhuǎn)場航程增加27.2%，亞聲速截擊任務(wù)剖面的作戰(zhàn)半徑增加29.1%。本算法具有一定的準確性，可信度較高。

變循環(huán)發(fā)動機；自適應(yīng)發(fā)動機；戰(zhàn)斗機；任務(wù)性能；作戰(zhàn)半徑

0 引言

變循環(huán)發(fā)動機（又稱自適應(yīng)發(fā)動機）是1種多設(shè)計點發(fā)動機，通過改變一些部件的幾何形狀、尺寸或位置使發(fā)動機的循環(huán)參數(shù)發(fā)生變化，該發(fā)動機能以多種模式（包括渦噴、渦扇、沖壓模式等）工作，因而在亞聲速、跨聲速、超聲速和高超聲速飛行狀態(tài)下都具有良好的性能。

國外對變循環(huán)發(fā)動機進行了大量研究，典型的代表有美國[1-4]、英國[5]和法國[6]等，其中美國GE公司的研究處于領(lǐng)先地位。GE公司在1979年的研究結(jié)果表明，變循環(huán)發(fā)動機能夠使超聲速巡航耗油率降低10%，亞聲速的耗油率降低24%，質(zhì)量降至75%。GE公司研制的F120發(fā)動機是世界上第1種經(jīng)飛行驗證的變循環(huán)發(fā)動機，其變循環(huán)特征可以根據(jù)飛行需求變換工作模式：當起飛、加速及超聲速飛行需要高單位推力時，發(fā)動機以純渦噴模式工作；當亞聲速巡航、待機時，發(fā)動機以小涵道比混排渦扇模式工作。美國空軍實驗室（AFRL）預(yù)計，變循環(huán)發(fā)動機耗油率將比F-135發(fā)動機的低25%，使飛機的作戰(zhàn)半徑增加25%～30%，續(xù)航時間增加30%～40%。

對于變循環(huán)發(fā)動機的研究，美國先后啟動了“自適應(yīng)通用發(fā)動機技術(shù)”（ADVENT）計劃和“自適應(yīng)發(fā)動機技術(shù)發(fā)展”（AETD）計劃。種種跡象表明，變循環(huán)發(fā)動機很可能就是其下一代戰(zhàn)斗機動力裝置的基本形式。國內(nèi)關(guān)于變循環(huán)發(fā)動機的研究尚處于起步階段，方昌德[7]、胡曉煜[7-9]、梁春華[10]和郭琦[11]等撰寫了大量關(guān)于變循環(huán)發(fā)動機的綜述文章；劉增文和王占學(xué)等[12-13]對變循環(huán)發(fā)動機性能和模態(tài)轉(zhuǎn)換過程進行了數(shù)值模擬研究；張鑫和劉寶杰[14]對緊湊布局核心機驅(qū)動風(fēng)扇級設(shè)計參數(shù)的影響進行了計算分析；趙敏靜和王立峰等[15]對變循環(huán)發(fā)動機進行了半物理仿真研究。

本文選定與F-22戰(zhàn)斗機性能相當?shù)膽?zhàn)斗機為研究對象，假設(shè)其安裝變循環(huán)發(fā)動機，參考F120變循環(huán)發(fā)動機的變循環(huán)模式和美國關(guān)于變循環(huán)發(fā)動機的最新研究結(jié)論，并考慮全部的飛行過程，對安裝變循環(huán)發(fā)動機戰(zhàn)斗機的任務(wù)性能進行了估算。

1 戰(zhàn)斗機模型

選定與美國的F-22戰(zhàn)斗機相當?shù)娘w機為研究對象，F(xiàn)-22戰(zhàn)斗機起飛推重比為1.2，起飛翼載為366 kg/m2。其典型性能參數(shù)見表1。有效載荷為2872 kg，其中不可回收載荷約1400 kg（假設(shè)其為隱身作戰(zhàn)狀態(tài)，帶480發(fā)航炮（240 kg）+6枚152 kg的AIM-120C+2枚85 kg的AIM9M），機翼面積為78 m2，空機質(zhì)量為14365 kg，機內(nèi)燃油質(zhì)量為 9979 kg[16-19]。

表1 F-22戰(zhàn)斗機的典型性能參數(shù)

2 任務(wù)性能分析

飛機的任務(wù)性能可以通過飛機總質(zhì)量、翼載、推重比、升阻比、載油量、推力、耗油率、巡航速度、航程、投放的有效載荷等參數(shù)計算得到。

2.1 理論分析

考慮由于燃油消耗使飛機質(zhì)量減輕的速率，經(jīng)過整理變形，可以建立飛機質(zhì)量減輕（燃油消耗量）與飛行距離之間的關(guān)系[20]式中：W為飛機的質(zhì)量；FA為飛機的可用推力（也就是發(fā)動機的安裝推力）；SFC是發(fā)動機安裝耗油率；V為飛機的飛行速度；dW是飛機質(zhì)量的變化量；ds是飛行距離的變化量。

考慮到發(fā)動機安裝耗油率（SFC）隨飛機飛行高度、速度和油門桿位置變化而變化。SFC可以假設(shè)[20]為

式中：C1、C2為常數(shù)，其值由發(fā)動機類型或發(fā)動機工作狀態(tài)決定；Ma為飛行馬赫數(shù)；θ為無量綱溫度，（，表示由于高空的外界溫度變化引起熱力循環(huán)的變化，進而影響發(fā)動機安裝耗油率的大小。

對于低涵道比混排渦扇發(fā)動機，當發(fā)動機處于最大連續(xù)或節(jié)流工作狀態(tài)時

當發(fā)動機處于全加力工作狀態(tài)時

對式（1）進行積分，除了需要SFC的特性外，還需要知道瞬時推力載荷 FA

W（）的特性。

式中：FASL為飛機在海平面的可用推力；WTO為飛機的起飛質(zhì)量；α為飛機推力變化系數(shù)；β為飛機質(zhì)量變化系數(shù)；H為飛行高度；Ma為飛行馬赫數(shù)；t為飛行時間；n為飛行過載。

經(jīng)驗表明，對式（1）的積分可分成2種不同的類型分別處理，即對應(yīng)于單位剩余功率Ps＞0和Ps=0。

（1）Ps＞0。

當Ps＞0時具體飛行航段包括：等速爬升、水平加速、爬升和加速、起飛加速等。

根據(jù)Ps的定義，整理得

積分并簡化為

式中：下標i為初始值；f為最終值。

Wi結(jié)果的乘積。即

（2）Ps＝0。

當Ps＝0時，具體航段分別為：等速巡航、等速盤旋、最佳巡航馬赫數(shù)和高度、待機、暖機、起飛抬前輪、等能量高度機動等。

按照飛機阻力等于發(fā)動機推力的原則，可以得到關(guān)于飛機質(zhì)量隨飛行時間的變化關(guān)系

積分得出

式中：Δte為該飛行段總的飛行時間。

綜上所述，通過式（8）、（9）和（11）已經(jīng)可以計算整個飛行任務(wù)剖面的燃油消耗量。

2.2 算法驗證

選取F-22戰(zhàn)斗機的機內(nèi)燃油和帶副油箱的任務(wù)性能為標準結(jié)果，來驗證本文算法的準確性。

（1）已知F-22戰(zhàn)斗機的飛行馬赫數(shù)Ma=0.8時，其機內(nèi)燃油的航程為3200 km[16-19]。通常，當飛機著陸時的剩余燃油為總?cè)加偷?0%，此時，飛機著陸時的質(zhì)量系數(shù)應(yīng)為0.6311，飛機的起飛總質(zhì)量為24344 kg。

驗證過程：計算時考慮全部的飛行過程，在起飛、加速、爬升、下降、待機、著陸等小航程階段的航程為120 km，大航程階段的航程為3080 km的亞聲速巡航（飛行馬赫數(shù)Ma=0.8），總航程為3200 km。此時，飛機著陸時的質(zhì)量系數(shù)為0.6367，機內(nèi)剩余燃油為10.76%。

計算結(jié)果表明：計算得到的F-22戰(zhàn)斗機機內(nèi)燃油任務(wù)性能與文獻[16-19]中的標準結(jié)果十分接近，誤差為0.76%。

（2）已知F-22戰(zhàn)斗機在飛行馬赫數(shù)Ma=0.8時，帶4個2270 L副油箱轉(zhuǎn)場航程為5240 km[16-19]。當剩余10%的機內(nèi)燃油時，著陸質(zhì)量系數(shù)為0.4854，飛機的起飛總質(zhì)量為32271 kg。

驗證過程：計算時考慮全部的飛行過程，在起飛、加速、爬升、下降、待機、著陸等小航程階段的航程為120 km，大航程階段為5120 km的亞聲速巡航（飛行馬赫數(shù)Ma=0.8），總航程為5240 km。飛機著陸時的質(zhì)量系數(shù)為0.4861，機內(nèi)剩余燃油為10.24%。

計算結(jié)果表明，計算得到的F-22戰(zhàn)斗機帶副油箱任務(wù)性能與文獻[16-19]中的標準結(jié)果十分接近，誤差為0.24%。

由以上驗證結(jié)果可知，計算得到的F-22戰(zhàn)斗機機內(nèi)燃油和帶副油箱任務(wù)性能與文獻中的標準結(jié)果十分接近，誤差均小于1%，因此，該算法具有一定的準確性，可信度較高。

2.3 發(fā)動機模型的選取

參考常規(guī)變循環(huán)發(fā)動機的變循環(huán)模式，當起飛、加速及超聲速飛行需要高單位推力時，發(fā)動機以純渦噴模式工作；當亞聲速巡航、待機時，發(fā)動機以小涵道比混排渦扇模式工作。

根據(jù)GE公司和美國空軍實驗室（AFRL）的研究成果，選取的變循環(huán)發(fā)動機與固定涵道比渦扇發(fā)動機相比，假設(shè)變循環(huán)發(fā)動機使得加速及超聲速飛行等渦噴模式的耗油率降低20%，亞聲速巡航、待機航段渦扇模式的耗油率降低25%。

2.4 轉(zhuǎn)場任務(wù)性能

已知F-22戰(zhàn)斗機的飛行馬赫數(shù)Ma=0.8時，其機內(nèi)燃油的航程為3200 km，假設(shè)其安裝變循環(huán)發(fā)動機，忽略由變循環(huán)引起的發(fā)動機質(zhì)量增加，研究其轉(zhuǎn)場任務(wù)性能。

計算時考慮全部的飛行過程，在起飛、加速、爬升、下降、待機、著陸等小航程階段的航程為120 km，大航程階段航程為3950 km的亞聲速巡航（飛行馬赫數(shù)Ma=0.8），總航程為4070 km。飛機著陸時機內(nèi)剩余燃油為總?cè)加偷?0.44%，符合對一般戰(zhàn)斗機的要求。此時，戰(zhàn)斗機轉(zhuǎn)場航程增加了27.2%。

2.5 亞聲速截擊任務(wù)性能

已知F-22戰(zhàn)斗機機內(nèi)燃油亞聲速截擊任務(wù)的作戰(zhàn)半徑為1480 km，Ma=0.8。假設(shè)其安裝變循環(huán)發(fā)動機，忽略由變循環(huán)引起的發(fā)動機質(zhì)量增加，研究其亞聲速截擊任務(wù)性能。

亞聲速截擊作戰(zhàn)任務(wù)的任務(wù)剖面如圖1所示。其作戰(zhàn)過程簡化為以下3個階段（具體階段的參數(shù)詳見文獻[20]）：

（1）抵達階段：包括暖機、起飛、加速、爬升、亞聲速巡航（Ma=0.8）等過程；

（2）作戰(zhàn)階段：包括1個超聲速盤旋和2個亞聲速盤旋過程、投彈1400 kg，此階段不計航程；

（3）返回階段：包括亞聲速巡航（Ma=0.8）、下降、待機、著陸等過程。

完成亞聲速截擊任務(wù)剖面的全部飛行過程。抵達階段包括起飛、加速、爬升等小航程階段的60 km，大航程階段包括抵達戰(zhàn)區(qū)1850 km的亞聲速巡航，則抵達戰(zhàn)區(qū)前的航程共計1910 km。返回階段包括1830 km的亞聲速巡航，以及加速、爬升、下降、待機、著陸等小航程階段的90 km，返回階段的航程共計1920 km。因此，此時飛機的作戰(zhàn)半徑可達1910 km，而且不計算作戰(zhàn)盤旋、投彈的航程。此時，飛機著陸時其機內(nèi)剩余燃油為總?cè)加唾|(zhì)量的10%，符合對一般戰(zhàn)斗機的要求。亞聲速截擊作戰(zhàn)任務(wù)的航程分布見表2。

表2 亞聲速截擊作戰(zhàn)任務(wù)的航程分布 km

安裝渦扇發(fā)動機時，戰(zhàn)斗機的亞聲速截擊任務(wù)的作戰(zhàn)半徑為1480 km。安裝變循環(huán)發(fā)動機時，戰(zhàn)斗機的亞聲速截擊任務(wù)的作戰(zhàn)半徑可達1910 km，作戰(zhàn)半徑增大了430 km，增加29.1%。

起飛、加速、爬升、待機、降落等航段的航程占總航程的比例小于10%，對總?cè)蝿?wù)性能的影響較小。影響戰(zhàn)斗機亞聲速截擊任務(wù)性能的主要航段是亞聲速巡航航段。因此，25%的亞聲速巡航航段耗油率降低，是航程提高的主要決定因素。

3 結(jié)論

建立了戰(zhàn)斗機任務(wù)性能分析計算模型，對安裝變循環(huán)發(fā)動機戰(zhàn)斗機的任務(wù)性能進行了估算，根據(jù)計算結(jié)果得到如下結(jié)論：

（1）計算得到的F-22戰(zhàn)斗機內(nèi)燃油和帶副油箱任務(wù)性能與文獻中的標準結(jié)果十分接近，誤差均小于1%，因此，本文的算法具有一定的準確性，可信度較高；

（2）低耗油率的變循環(huán)發(fā)動機對戰(zhàn)斗機的任務(wù)性能影響較大；變循環(huán)發(fā)動機能使飛機轉(zhuǎn)場航程增加27.2%，飛機的亞聲速截擊任務(wù)剖面的作戰(zhàn)半徑增加29.1%。

應(yīng)加大對變循環(huán)發(fā)動機的研究力度，掌握變循環(huán)發(fā)動機的關(guān)鍵技術(shù)。

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Investigation on Influence of Variety Cycle Engine on Fighter Mission Performance

NIE Yong-bin1,SUN Dong2
（1.94106 PLA Troops,Xi'an 710614,China;2.Air Force Engineering University,Xi'an 710038,China）

In order to investigate the feasibility of fighter mission performance model,the variety cycle engine is installed in F-22 fighter hypothetically,makes the mission performance of F-22 fighter with full fuel and drop tank fuel as a standard result,considers all process of flying,and verifies the feasibility of the algorithm.The results show that the calculation result of the fighter mission performance is very proximity with the standard result of literature and the errors are 0.76%and 0.24%respectively.The voyage of ferry flight could increase 27.2%and the campaign radius could increase 29.1%of the subsonic volley mission section when specific fuel consumption of takeoff,acceleration,the supersonic cruise decrease 20%and specific fuel consumption of subsonic cruise decrease 25%.The algorithm has certain accuracy and higher reliability.

variety cycle engine;adaptive engine;fighter;mission performance;campaign radius

V 211.6

A

10.13477/j.cnki.aeroengine.2017.01.009

2016-04-21 基金項目：國家重大基礎(chǔ)研究項目資助

聶永斌（1975），碩士，工程師，主要從事航空發(fā)動機研究工作；E-mail:393593197@qq.com。

聶永斌.變循環(huán)發(fā)動機對戰(zhàn)斗機任務(wù)性能影響研究 [J].航空發(fā)動機，2017，43（1）：48-52.NIEYongbin,SUNDong.Investigationoninfluenceof varietycycleengineonfightermissionperformance[J].Aeroengine，2017，43（1）：48-52.

（編輯：張寶玲）