變循環(huán)發(fā)動機(jī)對飛機(jī)飛行性能影響研究

周紅 高翔 王占學(xué) 秦浩

摘要：將飛機(jī)氣動特性、發(fā)動機(jī)性能以及進(jìn)/排氣系統(tǒng)安裝損失等模塊集成為飛機(jī)/發(fā)動機(jī)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(jī)（CDFS VCE）、帶FLADE的雙外涵變循環(huán)發(fā)動機(jī)（FLADE VCE），以及同時帶FLADE和CDFS的三外涵變循環(huán)發(fā)動機(jī)（ACE）和混排渦扇發(fā)動機(jī)（MFTF）裝于不加力超聲速巡航戰(zhàn)斗機(jī)的飛行性能。結(jié)果表明，相比于MFTF，安裝VCE后，飛機(jī)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(jī);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(jī)/發(fā)動機(jī)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(diǎn)。二戰(zhàn)前，飛機(jī)/發(fā)動機(jī)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(jī)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(jī)研究（Supersonic Cruise Aircraft Research，SCAR）項(xiàng)目中，飛機(jī)/發(fā)動機(jī)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(jī)與不同類型動力裝置之間的設(shè)計約束與相互影響，飛機(jī)/發(fā)動機(jī)一體化設(shè)計的研究內(nèi)容得到了極大的補(bǔ)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(jī)體一體化會議，對SCAR項(xiàng)目中飛機(jī)/發(fā)動機(jī)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(xiàng)目、多任務(wù)戰(zhàn)斗機(jī)技術(shù)中，飛機(jī)/發(fā)動機(jī)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(jī)/發(fā)動機(jī)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(jī)/發(fā)動機(jī)一體化評估平臺[11]，但計算精度受當(dāng)時的計算機(jī)限制。21世紀(jì)初，西北工業(yè)大學(xué)分析了戰(zhàn)斗機(jī)[12]和民用飛機(jī)[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(jī)的循環(huán)參數(shù)。

1原理分析

在飛機(jī)和發(fā)動機(jī)的方案設(shè)計階段，首先要明確飛機(jī)飛行任務(wù)的主要性能指標(biāo)及任務(wù)剖面。飛機(jī)與發(fā)動機(jī)的設(shè)計參數(shù)互為設(shè)計輸入與設(shè)計約束，為將飛機(jī)與發(fā)動機(jī)的設(shè)計關(guān)系解耦，可將飛機(jī)/發(fā)動機(jī)一體化設(shè)計計算過程分為飛機(jī)氣動特性計算、飛機(jī)與發(fā)動機(jī)的約束分析、飛機(jī)飛行任務(wù)分析、發(fā)動機(jī)性能計算、飛機(jī)與發(fā)動機(jī)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(shí)現(xiàn)飛機(jī)與發(fā)動機(jī)的一體化設(shè)計。

在約束分析中，根據(jù)飛機(jī)的主要指標(biāo)要求，得出飛機(jī)機(jī)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(jī)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(jī)起飛推力F和機(jī)翼面積S等飛機(jī)和發(fā)動機(jī)的關(guān)鍵設(shè)計參數(shù)。

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

計算不同飛行條件下發(fā)動機(jī)的安裝特性，并將發(fā)動機(jī)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(jī)的飛行性能，直至滿足預(yù)先設(shè)定的任務(wù)要求。飛機(jī)/發(fā)動機(jī)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(jī)性能計算、發(fā)動機(jī)重量評估、進(jìn)/排氣系統(tǒng)安裝損失計算、飛機(jī)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(jī)/發(fā)動機(jī)一體化設(shè)計計算軟件，用于飛機(jī)/發(fā)動機(jī)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(jī)、帶FLADE的雙外涵變循環(huán)發(fā)動機(jī)、同時帶FLADE和CDFS的三外涵變循環(huán)發(fā)動機(jī)（Adaptive Cycle Engine，ACE）三種變循環(huán)發(fā)動機(jī)以及混排渦扇發(fā)動機(jī)（Mixed Flow Turbine Fan，MFTF）對不加力超聲速巡航戰(zhàn)斗機(jī)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(jī)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(jī)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(jī)/發(fā)動機(jī)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(jī)總體設(shè)計參數(shù)，見表3。

表1中，W、W、W和W分別為飛機(jī)起飛總重量、飛機(jī)空重、有效載荷重量和燃油重量，S為機(jī)翼面積，F(xiàn)為發(fā)動機(jī)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(jī)參數(shù)循環(huán)分析，所得的發(fā)動機(jī)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(jī)單位推力。

根據(jù)發(fā)動機(jī)起飛推力F=113.7kN的要求，選取發(fā)動機(jī)臺數(shù)為一臺，對于不帶FLADE的雙外涵變循環(huán)發(fā)動機(jī)（CDFS VCE）和混排渦扇發(fā)動機(jī)（MFTF），選取發(fā)動機(jī)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(jī)（FLADE VCE）和三外涵道變循環(huán)發(fā)動機(jī)（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(jī)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(kuò)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(jī)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(jī)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(jī)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(jī)最終的約束邊界如圖3所示，圖中紅色的點(diǎn)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(jī)的飛機(jī)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(jī)和發(fā)動機(jī)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(jī)時飛機(jī)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(jī)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(jī)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(jī)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(jī)時，飛機(jī)的總航程和總航時差異不大。

4種發(fā)動機(jī)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(jī)（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(jī)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(jī)以及超聲速盤旋階段發(fā)動機(jī)的耗油率。

4種發(fā)動機(jī)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(jī)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(diǎn)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(jī)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(jī)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(jī)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(jī)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(jī)均處于單外涵模式，此時變循環(huán)發(fā)動機(jī)的工作狀態(tài)與MFTF接近，發(fā)動機(jī)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(jī)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(jī)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(qiáng)核心機(jī)的做功能力。由于變循環(huán)發(fā)動機(jī)的做功能力較強(qiáng)，使得其噴管喉部面積減小的程度要弱于MFTF。在發(fā)動機(jī)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(jī)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(jī)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(jī)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(bǔ)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(jī)氣動特性、約束分析、任務(wù)分析、發(fā)動機(jī)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(jī)/發(fā)動機(jī)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(jī)時，不加力超聲速巡航戰(zhàn)斗機(jī)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(jī)通過打開最外涵道，可增大發(fā)動機(jī)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(jī)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(jī)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。

參考文獻(xiàn)

[1]Mark R N.Bibliography on aerodynamics of airframe/engine integration of high-speed turbine-powered aircraft.Volume I，NASA TM-81814[R].Washington：NASA，1980.

[2]David J A，Masashi M.Bibliography on propulsion airframe integration technologies for high-speed civil transport application：1980-1991，NASA TM-105602[R].Washington：NASA，1993.

[3]Peter G B.Propulsion airframe integration session overview and review of lewis PAI efforts，NASA N94-33503[R].Washington：NASA，1994.

[4]Liston G W，Small L L.Fighter airframe/propulsion integration a wright laboratory perspective，AIAA 1992-3337[R].Reston：AIAA，1992.

[5]Kitowski J V.Fighter airframe/propulsion integration：A general dynamics perspective，AIAA 1992-3332[R].Reston：AIAA，1992.

[6]James M，Gregory N.Fighter airframe/propulsion integration：A mcdonnell aircraft perspective，AIAA 1992-3333[R].Reston：AIAA，1992.

[7]Powers S A，Robinson M R.Fighter airframe/propulsion integration：A rockwell perspective，AIAA 1992-3334[R].Reston：AIAA，1992.

[8]Mishler R，Wilkinson T.Emerging airframe/propulsion integration technologies at genaral electric，AIAA 1992-3335[R].Reston：AIAA，1992.

[9]Ian H.Preliminary engine design：A practice overview，AIAA 1998-3891[R].Reston：AIAA，1998.

[10]Jeffrey M S.The gas turbine engine conceptual design process：An integrated approach[R].RTO，1998：1-10.

[11]汪家蕓，張津，朱一錕.飛機(jī)/發(fā)動機(jī)一體化評估系統(tǒng)研究[J].航空學(xué)報，1992，13（10）：B517-B526.

Wang Jiayun，Zhang Jin，Zhu Yikun.Aircraft/Propulsion integrated assessment system[J].Acta Aeronautica et Astronautica Sinica，1992，13（10）：B517-B526.（in Chinese）

[12]陳玉春，王曉鋒，屠秋野，等.多用途戰(zhàn)斗機(jī)/渦扇發(fā)動機(jī)一體化循環(huán)參數(shù)優(yōu)化[J].航空學(xué)報，2008，29（3）：554-561.

Chen Yuchun，Wang Xiaofeng，Tu Qiuye，et al，Integrated design optimization of turbo fan engine cycle for multi-role fighters[J].Acta Aeronautica et Astronautica Sinica，2008，29（3）：554-561.（in Chinese）

[13]曹銘棟.飛機(jī)/發(fā)動機(jī)一體化設(shè)計與排放分析研究[D].西安：西北工業(yè)大學(xué)，2012.

Cao Mingdong.Research on aircraft and aero-engine integration and emission analysis[D].Xi’an：Northwestern Polytechnical University，2012.（in Chinese）

[14]周紅，王占學(xué)，劉增文，等.雙外涵變循環(huán)發(fā)動機(jī)可變幾何特性研究[J].航空學(xué)報，2014，35（8）：2126-2135.

Zhou Hong，Wang Zhanxue，Liu Zengwen，et al，Research on double bypass variable cycle engine variable geometry characteristics[J].Acta Aeronautica et Astronautica Sinica，2014，35（8）：2126-2135.（in Chinese）

[15]Leo F.Interim computer program for estimating aircraft engine weight and dimensions on a component basis，NASA TM X-73404[R].Washington：NASA，1976.

[16]Edward J K，Robert A A.A computer code for estimating installed performance of aircraft gas turbine engines.Vol.III-Library of inlet/nozzle configurations and performance maps，NASA CR-159693[R].Washington：NASA，1979.

[17]Edward J K.A computer code for estimating installed performance of aircraft gas turbine engines.Vol.I-final report，NASA CR-159691[R].Washington：NASA，1979.

[18]Edward J K，Robert A A.A computer code for estimating installed performance of aircraft gas turbine engines.Vol.II-users manual，NASACR-159692[R].Washington：NASA，1979.

[19]Przemieniecki J S.Aircraft design：A conceptual approach[M].Reston：AIAA，1992.

[20]Jack D M，William H H.Aircraft engine design[M].Reston：AIAA，2002.