從航空發(fā)動機視角看飛/發(fā)一體化問題

李宏新，謝業(yè)平

（1.中國航空發(fā)動機集團有限公司，北京100080；2.中國航發(fā)沈陽發(fā)動機研究所，沈陽110015）

0 引言

航空發(fā)動機是飛機的“心臟”，除了為飛機提供推力以外，還為機載系統(tǒng)提供引氣和軸功率，實現(xiàn)傳動附件供/回滑油、燃油泵送和環(huán)控等功能，并滿足機載電力設備功率需求，是飛機的主能量源。早期，發(fā)動機與飛機各自獨立設計或協(xié)調設計，飛機的布局使得飛機與發(fā)動機之間在氣動性能上相互影響不大。然而，隨著飛機技術的快速發(fā)展，更高機動性、更高隱身性和更遠航程等飛機設計要求被提出，由于發(fā)動機與飛機系統(tǒng)間強關聯(lián)衍生出的一體化優(yōu)化設計問題凸顯，例如：發(fā)動機與飛機進氣道流量和流場匹配對發(fā)動機推力和飛機升/阻力存在耦合影響問題；發(fā)動機進/排氣設計與飛機氣動外型的一致性匹配設計問題；引氣與軸功率提取對發(fā)動機工作點和機載系統(tǒng)動態(tài)性能需求的兼顧問題等。因此，傳統(tǒng)飛機與發(fā)動機獨立或協(xié)調設計的思路和體系必須從飛/發(fā)一體化設計的角度進行提升。飛/發(fā)一體化技術被提出的主旨就是實現(xiàn)發(fā)動機與飛機各系統(tǒng)功能和性能一體統(tǒng)籌優(yōu)化設計。飛機和發(fā)動機設計師結合各自專業(yè)領域的理論和實踐經驗，理清飛機及系統(tǒng)間交聯(lián)關系，兼顧發(fā)動機與飛機各系統(tǒng)、各專業(yè)潛能，經過融合和提練得出的以飛機全局性能最優(yōu)為目標，以聯(lián)合設計、聯(lián)合建模分析、聯(lián)合試驗驗證為手段，實現(xiàn)飛/發(fā)共同成功的綜合優(yōu)化設計技術[1]。當前，飛/發(fā)一體化設計技術已成為飛機、發(fā)動機設計過程中的重要手段。通過飛機與發(fā)動機聯(lián)合設計，中國已經實現(xiàn)了飛機馬赫數(shù)2.5以下的高速、高機動飛行。隨著飛機飛行速度越來越快、飛行性能要求越來越高，飛/發(fā)一體化設計技術也越來越重要，在該技術驅動下飛機與發(fā)動機設計必將融為一體。因此，發(fā)動機技術革新除了關注自身以外，必須從飛/發(fā)一體化技術發(fā)展的角度深入研究和潛心規(guī)劃。

本文從航空發(fā)動機視角看飛/發(fā)一體化問題，分別對在役民機發(fā)動機、軍用第3、4代發(fā)動機和正在預研的高超聲速沖壓發(fā)動機、變循環(huán)發(fā)動機、組合發(fā)動機及未來的智能發(fā)動機所面臨和關注的飛/發(fā)一體化技術問題進行論述，以期為飛/發(fā)一體化技術發(fā)展提供參考。

1 在役航空發(fā)動機的飛/發(fā)一體化問題

1.1 民機大涵道比發(fā)動機的飛/發(fā)氣動一體化問題

自20世紀50年代以來，渦輪風扇發(fā)動機因其特有的技術優(yōu)勢，在民用航空發(fā)動機中一直占據(jù)著主流地位。當今渦扇發(fā)動機的發(fā)展趨勢是實現(xiàn)更高的推進效率與熱效率。其中，通過增大發(fā)動機涵道比可顯著提升其推進效率，進而實現(xiàn)總效率提升[2]。隨著發(fā)動機涵道比增大，發(fā)動機機艙尺寸隨之增大，造成機翼升力損失并且增加飛行阻力，推進系統(tǒng)對飛行的影響更為突出。此外，發(fā)動機艙的外型面、布置位置、安裝效應、反推噴流以及發(fā)動機尾噴流都會改變其周圍的氣體流動，此處流場又與附近飛機機體、機翼部位及發(fā)動機本身進口等息息相關。民機飛/發(fā)一體化主要涉及發(fā)動機艙與機體/機翼的相互影響以及噴流對飛機的影響等問題。

歐洲的DUPRIN項目專門研究了超高涵道比發(fā)動機與一般發(fā)動機對飛行性能的影響[3]。分析了安裝不同發(fā)動機時機翼翼展升力分布情況，試驗如圖1所示。試驗表明超高涵道比發(fā)動機的機翼展向升力損失達到傳統(tǒng)發(fā)動機的60%。隨著發(fā)動機尺寸的增大，升力損失會更大。

圖1 大涵道比飛行器試驗

在NASA最近的大涵道比飛行器項目ITD-51A中，開展了發(fā)動機短艙與機身外形的一體化設計構型研究[4]，將該飛行器的發(fā)動機短艙置于飛行器上表面。該構型的飛行器的低速操縱性及高速巡航阻力對推進系統(tǒng)與機身、機翼的一體化性能提出更高要求。發(fā)動機短艙與機身外形一體化CFD研究如圖2所示。當飛行馬赫數(shù)較高時（Ma=0.85），發(fā)動機短艙與機身之間會形成激波，造成較大的阻力損失。Bonet和Deere等[5-6]為了減小發(fā)動機短艙的阻力，也開展了細致的減阻研究，有效減小了激波阻力損失。

圖2 發(fā)動機短艙與機身外形一體化CFD研究

Zlenko等[7]基于 CFD模擬提出了1種優(yōu)化亞聲速發(fā)動機短艙內外型面及結構的方法，并在發(fā)動機短艙優(yōu)化過程中應用，發(fā)動機艙優(yōu)化設計如圖3所示。在攻角為1.5%～1.7%的巡航飛行時，有效增大了推力，同時發(fā)動機短艙的外阻力系數(shù)減小了8%～11%。優(yōu)化后的發(fā)動機短艙結構滿足了所有飛行狀態(tài)下的穩(wěn)定性與操縱效率要求。

同時，發(fā)動機艙掛載位置使得其上方產生節(jié)流，對發(fā)動機噴流及機身氣動性能產生影響，文獻[8]對此類噴流問題開展研究。掛載處的阻力在噴流出口附近形成再壓縮激波，從而顯著加速了氣體流動。這一局部加速造成噴管效率損失。發(fā)動機內部形成的壓縮氣體與噴管上方的局部高壓加速氣體相互作用（如圖4所示），使得噴流方向改變趨于向下。這一現(xiàn)象表明發(fā)動機與機身氣動相互作用形成的阻力很大一部分是在發(fā)動機噴流附近造成的。

圖3 發(fā)動機艙優(yōu)化設計

圖4 發(fā)動機噴流與飛行器一體化氣動問題

1.2 軍用第3代發(fā)動機飛/發(fā)一體化問題

第 3代戰(zhàn)斗機以 F-15、F-16、米格 -29、Su-27、殲-10、殲-11、幻影2000、狂風ADV等為代表，其發(fā)動機在推進效率上比第2代戰(zhàn)斗機的有了質的飛躍。作為軍用戰(zhàn)斗機，其進氣道和發(fā)動機安裝不同于民機，其機身結構和氣動布局方面采用翼身融合和渦升力等新技術。當軍用飛機的飛行馬赫數(shù)達到2.0以上時，二者之間的相互耦合作用尤為突出，發(fā)動機對飛機氣動性能的影響在飛機各處氣動外型設計中都需要考慮。發(fā)動機和機體各自獨立設計的方法會限制飛機和發(fā)動機潛能的發(fā)揮。飛機與發(fā)動機必須要耦合設計[9]。從發(fā)動機與飛機耦合作用角度看，進氣道與發(fā)動機、發(fā)動機噴管與飛機后體相互作用最明顯，且這些耦合作用對飛機、發(fā)動機均有非常重要的影響。

飛機進氣道為發(fā)動機提供所需的空氣，進氣畸變會直接影響發(fā)動機的穩(wěn)定裕度，降低發(fā)動機穩(wěn)定工作的能力；進氣道內流動壓力損失會直接減小發(fā)動機安裝推力。與此同時，發(fā)動機的流量需求量直接影響進氣道的溢流阻力和穩(wěn)定性等。在發(fā)動機穩(wěn)定性設計中，需要特別關注進氣道的流場畸變問題。壓力畸變不但與進氣道類型、飛行速度、飛行姿態(tài)有關，還與進氣道內流動馬赫數(shù)的平方直接關聯(lián)，即發(fā)動機需求換算流量越大，壓力畸變越大，雖然減少發(fā)動機換算流量可以減小畸變，但同時也犧牲了發(fā)動機總的推力。施磊等[10]分析了飛行試驗中遇到的發(fā)動機在跨聲速小流量狀態(tài)下出現(xiàn)失速和喘振現(xiàn)象，對跨聲速時發(fā)動機小流量與進氣道喉道面積的匹配性進行了評估，從進氣道和發(fā)動機2方面提出改進措施，對進氣道通過改進斜板調節(jié)規(guī)律來擴大超聲速小流量失穩(wěn)邊界，對發(fā)動機通過提高最小燃油流量值和增加噴口面積來增大發(fā)動機空氣流量和穩(wěn)定裕度，提高此狀態(tài)下進氣道與發(fā)動機的匹配性。此外，當超聲速飛行器裝有多臺發(fā)動機時，需要合理設計每臺發(fā)動機的位置與相互距離，確保某一發(fā)動機進氣道不起動或喘振形成的激波不會對其他發(fā)動機進氣道造成影響。文獻[11]研究了多臺發(fā)動機位置及間距對其進氣道性能的影響（如圖5所示），獲得了在前方進氣道喘振情況下，后方發(fā)動機仍具有較高總壓恢復性能的方法。然而，在改善發(fā)動機來流均勻性與穩(wěn)定性以及降低發(fā)動機對來流畸變的敏感性問題上，仍需進行深入研究。

圖5 多臺發(fā)動機的位置及間距對其進氣道性能的影響

發(fā)動機尾噴流對飛機氣動性能影響較大，噴管面積不但直接影響發(fā)動機推力，也對飛機后體阻力有較大影響；同時，尾噴流會影響附近機身或尾翼上的受力。因此非安裝推力與后體阻力的一體化設計技術、內外流耦合作用下的氣動優(yōu)化技術等，都需在第3代飛機飛/發(fā)一體化設計過程中重點關注。謝業(yè)平等[12]使用數(shù)值縮放技術，以飛行安裝推力為優(yōu)化目標，通過折中發(fā)動機的非安裝推力和后體阻力，研究了噴管面積的優(yōu)化控制方法，結果表明：在保持發(fā)動機穩(wěn)定裕度不變的前提下，僅優(yōu)化噴管出口面積，在大馬赫數(shù)飛行狀態(tài)時安裝推力就可以增大超過1%。NASA以1種雙發(fā)飛機為研究對象，研究了尾翼布置在不同位置時尾噴管射流對尾翼受力狀態(tài)的影響。結果表明：當尾翼布置較高時，無論射流開閉，都不會影響尾翼的受力；當尾翼布置較低時，射流開啟明顯改變了尾翼的受力狀態(tài)[13]。

1.3 第4代發(fā)動機飛/發(fā)一體化問題

第4代戰(zhàn)斗機以F-22、Su-57、殲-20等為代表，利用發(fā)動機中間狀態(tài)就可進行超聲速巡航，具有遠航程、高隱身性、超聲速巡航及非常規(guī)機動性等特點。這些新特點給飛/發(fā)一體化設計帶來了新的挑戰(zhàn)。

紅外/雷達隱身措施均涉及到進氣道唇口/噴管/噴口形狀、進/排系統(tǒng)流道形式、冷卻流量等因素。在第4代戰(zhàn)斗機的渦扇發(fā)動機飛/發(fā)隱身一體化設計中[14]，紅外/雷達隱身的渦扇發(fā)動機總體設計理論和方法、發(fā)動機進/排氣系統(tǒng)紅外/雷達隱身與氣動特性一體化設計方法、發(fā)動機進/排氣與發(fā)動機本體及飛機前體/后體的紅外雷達隱身與氣動一體化設計等方法是核心關鍵技術。在第4代戰(zhàn)機隱身突破性技術中S彎進氣道/S彎噴管是很重要的紅外/雷達隱身手段。S彎進氣道配合吸波涂層能有效提升前向雷達隱身性能，但需關注S彎產生的旋流畸變對發(fā)動機穩(wěn)定性的影響。S彎進氣道與發(fā)動機抗旋流畸變能力提升設計是飛/發(fā)一體化設計需要重點考慮的。S彎噴管可以實現(xiàn)對高溫尾噴流的遮擋，提高紅外隱身能力，然而S彎流道和噴管冷卻等均對發(fā)動機推力產生影響。在有加力燃燒的發(fā)動機中S彎噴管的應用需要重點考慮平衡隱身性能的提升與因S彎形狀及其冷卻設計導致的推力損失。

第4代戰(zhàn)斗機超機動要求飛機能夠進行過失速機動飛行，過失速機動是指要求飛機能夠在很短的時間內完成大幅度姿態(tài)變化的機動動作。超機動期間飛機迎角變化率可達（30°～50°）/s。由于飛機的快速大幅度俯仰運動，使得作用于飛機上的氣動力和力矩隨狀態(tài)參數(shù)變化出現(xiàn)很強的非定常滯環(huán)。而正是這種非定常氣動力滯環(huán)的出現(xiàn)，產生了非定常超升力，使得不帶推力矢量的飛機實現(xiàn)“眼鏡蛇行動”[15]。非定常氣動力遲滯特性不僅對飛機機動飛行性能有重要影響[16]，并且對第4代戰(zhàn)斗機飛/發(fā)一體化技術研究也提出了新要求，如在高馬赫數(shù)大迎角下前體/進氣道內外流一體優(yōu)化、發(fā)動機艙與機體/機翼氣動耦合、噴管/后體一體優(yōu)化、進氣系統(tǒng)流動畸變等問題研究過程中，常規(guī)的試驗和計算方法已無法滿足實際設計工作的需求，這也成為國內外學者研究的新方向。

發(fā)動機作為飛機主動力源，同時也是飛機主能量源，飛機機電系統(tǒng)作為飛機能量轉換傳輸?shù)南到y(tǒng)與主發(fā)動機能量交聯(lián)最緊密，其環(huán)控、電力、輔助動力、燃油、液壓等子系統(tǒng)分別通過引氣和軸功提取等方式為飛機提供二次能源。傳統(tǒng)飛機機電系統(tǒng)各子系統(tǒng)與發(fā)動機的能量交聯(lián)形式較為單一單向，例如：環(huán)控系統(tǒng)僅通過發(fā)動機引氣作為驅動工作滿足座艙、電子艙等環(huán)境要求，輔助動力系統(tǒng)僅通過引氣產生輔助電能或軸功，電源、液壓、燃油則通過軸功提取來為飛機操控、航電等系統(tǒng)提供主電源或驅動液壓、燃油泵。然而，在飛機包線內飛行高度和飛行馬赫數(shù)等不同的狀態(tài)下，引氣和軸功提取對發(fā)動機性能和穩(wěn)定裕度等的影響量值不同，同時飛機性能實現(xiàn)所需的二次能源功率和效率需求也不同，這種單一的能量交聯(lián)形式會使二者優(yōu)化性能發(fā)生沖突，導致難以同時實現(xiàn)發(fā)動機的高穩(wěn)定性、低耗油率和飛機系統(tǒng)的高效率。然而，第4代戰(zhàn)斗機遠航程、高機動的要求卻正好有此要求。因此，第4代戰(zhàn)斗機的發(fā)動機設計除了提升性能之外，還提出飛/發(fā)一體化能量綜合管理的新命題，以解決飛機與發(fā)動機能量供需矛盾和彼此優(yōu)化工作狀態(tài)矛盾的問題。國外已在飛/發(fā)一體化能量優(yōu)化管理技術上率先開展研究，提出新的飛機能量管理體系，其中NASA所提出的變革性的自適應動力與熱管理系統(tǒng)（Adaptive Power and Thermal Management System，APTMS）技術引人矚目[17]。該技術通過共軸組合動力核心機綜合了傳統(tǒng)機電系統(tǒng)動力部件，除實現(xiàn)機電系統(tǒng)的綜合減質外（零件數(shù)目減少40%），還實現(xiàn)引氣和軸功率提取一體化管控，使得系統(tǒng)燃油代償損失降低可達10%[18]。中國在第4代飛機的飛/發(fā)一體化研究中，飛/發(fā)一體化能量綜合管理技術勢在必行。郭生榮、羅志會、雷屹坤、張鏡洋、常海萍等[18-19]最早針對APTMS技術可行性、設計方法、引氣和軸功率提取對發(fā)動機燃油代償損失影響規(guī)律、APTMS工作模式優(yōu)化設計方法等開展研究，為飛機與發(fā)動機一體化能量管理技術提供了有益的參考。在飛機與發(fā)動機引氣與軸功提取的一體化管控技術上，從目前發(fā)展形勢看，有3方面技術亟待研究：（1）高動態(tài)條件下引氣與軸功提取對發(fā)動機燃油經濟性與喘振裕度影響機理；（2）實現(xiàn)引氣與軸功提取自適應調節(jié)的APTMS技術；（3）全飛行包線下發(fā)動機與APTMS一體化管控技術。

2 預研航空發(fā)動機的飛/發(fā)一體化思考

2.1 高超聲速飛行器組合動力裝置飛/發(fā)一體化思考

當前世界各國十分重視高超聲速飛行器關鍵技術的研究。在其關鍵技術中，發(fā)動機與高超聲速飛機的一體化設計是實現(xiàn)高超聲速飛行的核心技術。水平起降吸氣式高超聲速飛行器具有大跨度的飛機包線、高超聲速臨近空間巡航、采用渦輪發(fā)動機與沖壓發(fā)動機相結合的組合動力形式（TBCC）等新特征。其一體化技術重點關注點有：組合動力與飛行器外氣動構型的一體化設計技術和飛/發(fā)一體化的熱/能量綜合管理技術。雖然這些技術在常規(guī)航空飛機上也有所體現(xiàn)，然而在高超聲速飛行器領域這些技術內涵發(fā)生了本質變化。在高超聲速飛/發(fā)一體化問題上，NASA的Lewis中心開發(fā)了1套可重復使用的“逐步一體化”工具，并與美國海軍合作通過“逐步一體化”技術探索更多飛/發(fā)一體化的關鍵技術[20]。在此基礎上，NASA的Langley研究中心在長期的研究中，開發(fā)了大量的針對升力體外形高超聲速飛行器的機體與發(fā)動機一體化設計技術，并應用到Hyper-X研究飛行器HXRV的設計中。Blankson等[21]對乘波體外形高超聲速飛行器機體/發(fā)動機一體化設計中遇到的許多其他關鍵問題進行了分析。

高超聲速飛行器為實現(xiàn)臨近空間高超聲速巡航，采用新型的氣動外型結構，最為典型的是乘波體氣動外型。為了實現(xiàn)超低空氣密度下的高升阻比，該氣動外型需要組合動力發(fā)動機實現(xiàn)與機體高度一體化、集約化、扁平化設計。渦輪/沖壓組合動力裝置采用串聯(lián)或者并聯(lián)式布局，該布局形式下的高捕獲流量系數(shù)的進氣系統(tǒng)設計、高性能渦輪/沖壓組合動力進/排氣一體化設計、進/排氣系統(tǒng)與機體一體化設計問題等，對發(fā)動機性能和飛機氣動性能等都有著決定性影響。此外，高超聲速巡航下進氣溫度高、發(fā)動機推力對引氣系統(tǒng)的高敏感性、推進系統(tǒng)高氣動熱流密度等特點，也都容易造成高超聲速動力超大熱負荷與綜合熱沉不足等矛盾。在組合動力系統(tǒng)的沖壓動力模式下，又難以依靠軸功提取和引氣等方式實現(xiàn)二次能源供給，這些問題都使得高超聲速飛行器飛發(fā)一體化必須更加充分地考慮飛發(fā)一體熱/能量綜合管理，以滿足發(fā)動機進氣預冷、熱端部件冷卻的需求，實現(xiàn)發(fā)動機能量遷移與循環(huán)優(yōu)化。

高超聲速組合動力進氣系統(tǒng)與飛行器一體化設計問題備受學者關注。前體與進氣道的一體化設計可以將前體下壁面作為進氣道的預壓縮面，為進氣道內壓段提供壓力較高的入口流場，降低進氣道內壓縮段的壓縮要求，減少進氣道和總體布局在設計上的困難。為保證發(fā)動機穩(wěn)定工作，還要求進氣道能夠在寬馬赫數(shù)范圍內具有良好的氣動特性、較高的捕獲流量系數(shù)、較高的總壓恢復系數(shù)、良好的出口流場品質以及較高的抗反壓能力。目前國外已經開展的進氣道/前體一體化工作主要集中在2個方面：常規(guī)進氣道（通常為矩形進口）與乘波體外形一體化研究；3維內轉進氣道與前體的一體化設計概念研究。Maryland大學Mark.Lewis教授研究團隊所開展的常規(guī)進氣道與乘波體外形一體化研究工作最為系統(tǒng)。O’Neill和Lewis考慮到進氣道因素，開展矩形進氣道進口位置壓力和溫度均勻分布的乘波體優(yōu)化設計。隨后，Takashima和Lewis增加了對超聲速飛行時非設計工況下的考慮，并進行吻切流方法最大升阻比優(yōu)化設計[22]。

在排氣與飛行器一體化設計上，超燃沖壓發(fā)動機燃氣的膨脹分為內膨脹段和外膨脹段，尾噴管與后體的一體化設計就是將飛行器后體下表面作為發(fā)動機排氣的外膨脹段，通過進一步膨脹，使燃氣靜壓下降，動量增加，以獲得更大的推力。后體下壁面外形直接決定了超燃沖壓發(fā)動機凈推力方向與飛行方向的夾角。一般而言，尾噴管的性能既取決于其幾何外形，又取決于飛行馬赫數(shù)、動壓和攻角的變化。另外，推力性能及其與飛行器配平的匹配，又影響著飛行器的飛行性能。因此尾噴管的設計目標是使燃燒室出口的高壓氣流在尾噴管中充分膨脹，以產生盡可能大的推力；同時保證作用在后體下表面、垂直于飛行方向的分力即升力不能過大，以免產生過大的俯仰力矩，嚴重影響飛行器的配平。如果后體噴管設計不當，為了調整飛行器配平，可能會增加相當大的配平阻力，因此在設計尾噴管時必須重點考慮推力的產生和配平。法國在PREPHA計劃中專門研究了尾噴管/后體的一體化設計方法[23]，德國宇航中心的Hirschen等開展了相應的風洞試驗[24]。Hinz等在Ma=0～7可重復使用組合循環(huán)動力系統(tǒng)設計中特別提到了排氣系統(tǒng)面臨的2個問題：低馬赫數(shù)下流動過膨脹使噴管推力減小和轉級過程中進/排氣系統(tǒng)力矩匹配問題。這些問題能否解決關系到TBCC推進系統(tǒng)的設計成敗[25]。在德國的Sanger項目中，Berens還通過在噴管上膨脹面注入二次射流來改善噴管的推力和推力矢量，并通過數(shù)值模擬和試驗進行了驗證[26]。后體一體化的風洞試驗與數(shù)值模擬結果如圖6所示。

在發(fā)動機與飛行器一體化熱/能量綜合管理上，組合動力裝置采用新型可熱解碳氫燃料或低溫液氫燃料，以提高燃料熱沉冷卻能力。進口空氣預冷通常采用噴水或進口預冷器的方式。其中進口預冷器的方式被認為可有效提高發(fā)動機熱力循環(huán)效率，最典型的是“云霄塔”飛行器的“佩刀”（SABRE）發(fā)動機[27]，在渦輪動力階段該發(fā)動機采用氦循環(huán)作為中間回路的組合循環(huán)方式（如圖7所示），以低溫液氫燃料作為循環(huán)冷端熱沉，梯次進行進口空氣預冷、發(fā)動機及其他熱負荷冷卻、預燃氣加熱等，同時形成的高溫高壓介質通過渦輪膨脹作功梯次驅動壓氣機、燃料泵等[28]。該發(fā)動機通過組合循環(huán)實現(xiàn)飛機與發(fā)動機熱/能量綜合管理，是目前最合理的高超聲速飛行器飛/發(fā)一體化熱/能量管理體系方案[29-30]。發(fā)動機熱力循環(huán)改進優(yōu)化型發(fā)動機SABRE4，燃料消耗量降低40%，比RB545發(fā)動機的降低50%，比LACE循環(huán)的降低75%。

圖6 后體一體化的風洞試驗與數(shù)值模擬結果

圖7 佩刀發(fā)動機模型

國內外學者也對飛/發(fā)一體熱管理系統(tǒng)構建方法和飛/發(fā)一體能量梯次轉化利用方法等開展了廣泛的研究[31]。

最后，對于組合動力系統(tǒng)而言，不同動力形式之間的模態(tài)轉換是最為主要的難點之一。模態(tài)轉換會帶來不同的發(fā)動機動力銜接、流量匹配、飛行器力矩平衡等嶄新的飛/發(fā)一體化問題。如果設計時考慮不周，很可能發(fā)生飛行動力銜接不上或飛行器失去平衡等嚴重事故。該問題較為龐大，適合另文單獨討論，本文不做詳細介紹。

2.2 變循環(huán)發(fā)動機的飛/發(fā)一體化思考

在SCR[32]和HSR[33]項目的支持下，美國洛克希德、波音和麥道3家飛機公司與GE、PW2家發(fā)動機公司密切合作，針對超聲速運輸機與變循環(huán)發(fā)動機的一體化設計開展大量研究，為變循環(huán)發(fā)動機選型提供了重要依據(jù)。

變循環(huán)發(fā)動機兼顧大涵道比渦扇發(fā)動機在亞聲速飛行條件下的低油耗，以及小涵道比渦扇甚至渦噴發(fā)動機在超聲速飛行條件下的高推力、低油耗的優(yōu)勢，并能有效降低亞聲速飛行條件下的安裝損失，從而滿足多任務（亞聲速和超聲速飛行）飛行器的性能要求[34]。

變循環(huán)發(fā)動機與常規(guī)渦扇發(fā)動機流量特性對比在飛/發(fā)一體化方面最重要的優(yōu)點在于其流量特性。變循環(huán)發(fā)動機流量特性如圖8所示。與常規(guī)渦扇發(fā)動機的顯著區(qū)別在于發(fā)動機處于節(jié)流狀態(tài)時的流量保持能力，即：

（1）當常規(guī)渦扇發(fā)動機在較小推力下工作時（此時飛機一般處于亞聲速巡航狀態(tài)），需要通過發(fā)動機流量“節(jié)流”以實現(xiàn)較低的推力需求；此時，由于進氣道一般按發(fā)動機最大需求流量設計，使得發(fā)動機與進氣道之間存在一定程度的流量不匹配，造成較大溢流阻力，如圖9所示。

圖8 發(fā)動機空氣流量-推力關系

圖9 發(fā)動機空氣流量需求對比關系

（2）當變循環(huán)發(fā)動機需要在較小推力下工作時，其特有的單、雙外涵工作模式切換，使得可以在推力減小時，進口流量保持不變，使得其流量與進氣道所能提供的流量相匹配，大幅度削減溢流阻力。

以上溢流阻力的增大，在不要求“超聲速巡航”能力的發(fā)動機上并不顯著，但隨著飛機“超聲速巡航”能力的增強，這一矛盾將愈發(fā)突出。因此，變循環(huán)發(fā)動機飛/發(fā)一體化研究集中在“削減溢流阻力”方面。

然而，變循環(huán)發(fā)動機“削減溢流阻力”的基礎在于其相比常規(guī)渦扇發(fā)動機更復雜的調節(jié)機構，其代價將可能是發(fā)動機氣動穩(wěn)定性、可靠性、質量、維護性等。因此，綜合“削減溢流阻力”與“實現(xiàn)變循環(huán)發(fā)動機所付出的代價”成為后續(xù)變循環(huán)發(fā)動機飛/發(fā)一體化研究的1個重要關注點。

3 未來智能發(fā)動機的飛/發(fā)一體化展望

智能發(fā)動機是21世紀正在發(fā)展中的先進新概念航空發(fā)動機，具體特點為：在新的或改變的任務過程，能感受發(fā)動機內、外部的變化，通過發(fā)動機和各部件的自適應控制，進行功能、性能和壽命管理，可以全面判斷發(fā)動機流路和機械的狀態(tài)，根據(jù)發(fā)動機狀態(tài)監(jiān)視和健康管理（EHM），能夠實現(xiàn)自動的優(yōu)化、故障診斷和維修預報。

智能發(fā)動機是美國IHPTET計劃及其后繼VAATE計劃的最核心內容，是對綜合信息、推進系統(tǒng)和綜合飛行/推進控制技術的挑戰(zhàn)。VAATE計劃設有重點領域組、共用技術組和技術應用小組。在重點領域組中設有通用核心機、智能發(fā)動機和耐久性3個小組。智能發(fā)動機小組負責將開發(fā)、驗證和轉化先進空氣動力學、先進材料和革新結構與提供傳感器、主動控制器、飛機與發(fā)動機一體化、進口與噴口一體化、實時診斷和人工智能技術結合在一起，研制并綜合那些提供耐久性長、適應性強以及耐損傷的發(fā)動機狀態(tài)和壽命管理特征的技術，實現(xiàn)對發(fā)動機的健康管理，提高發(fā)動機的性能、可靠性和壽命[35]。

智能發(fā)動機能根據(jù)進氣條件，與進氣道共同控制實現(xiàn)進氣道氣動或物理形狀的改變、脈沖的微型射流消除分離、降低激波誘導的損失等主動控制，通過改變蜂窩表面板的孔隙率，控制蜂窩孔隙率的聲學特性，實現(xiàn)對飛機進氣道噪聲的主動控制。根據(jù)任務需求、飛行環(huán)境實現(xiàn)排氣噪聲、推力矢量、功率提取、引氣等的主動控制。此外，發(fā)動機控制系統(tǒng)在保證發(fā)動機控制的同時，還要與飛機管理系統(tǒng)、飛控系統(tǒng)、火控系統(tǒng)相綜合，通過數(shù)據(jù)交互，實現(xiàn)數(shù)據(jù)共享，達到推進系統(tǒng)與飛機各系統(tǒng)的綜合控制的目的。

4 結論

飛機和發(fā)動機的設計研發(fā)由最初的飛發(fā)協(xié)調、飛發(fā)聯(lián)合向飛/發(fā)融合一體化方向發(fā)展，該領域的發(fā)展任重道遠，需要技術創(chuàng)新和管理創(chuàng)新，在追求綜合效能最優(yōu)化最大化方面，不斷開展技術研究和探索：

（1）民機的飛/發(fā)氣動一體化關注點涉及發(fā)動機艙與機體/機翼的相互影響以及噴流對飛機的影響等問題；

（2）第3代戰(zhàn)斗機在現(xiàn)階段還需關注進氣道與發(fā)機動機的流量、流場匹配，噴管與后體的流場匹配性等；

（3）第4代戰(zhàn)斗機主要需從飛機與發(fā)動機的一體化隱身、非定常一體化設計、以及大功率提取和引氣的一體化管控等方面開展研究；

（4）高超聲速沖壓發(fā)動機主要關注進氣道、噴管與機體進行融合設計以實現(xiàn)其本身功能和性能，進、排的調節(jié)與發(fā)動機的匹配性以及飛/發(fā)一體熱/能量總和管理；

（5）變循環(huán)發(fā)動機需要重點關注發(fā)動機流量動態(tài)調控、進氣道溢流阻力削減與需付出的氣動穩(wěn)定性、可靠性、質量、維護性等方面代價折中；

（6）智能發(fā)動機的一體化主要研究主動控制，根據(jù)需求目標，在感受發(fā)動機內、外部變化的基礎上，與飛機共同主動控制。