從航空發(fā)動(dòng)機(jī)視角看飛/發(fā)一體化問(wèn)題

李宏新，謝業(yè)平

（1.中國(guó)航空發(fā)動(dòng)機(jī)集團(tuán)有限公司，北京100080；2.中國(guó)航發(fā)沈陽(yáng)發(fā)動(dòng)機(jī)研究所，沈陽(yáng)110015）

0 引言

航空發(fā)動(dòng)機(jī)是飛機(jī)的“心臟”，除了為飛機(jī)提供推力以外，還為機(jī)載系統(tǒng)提供引氣和軸功率，實(shí)現(xiàn)傳動(dòng)附件供/回滑油、燃油泵送和環(huán)控等功能，并滿足機(jī)載電力設(shè)備功率需求，是飛機(jī)的主能量源。早期，發(fā)動(dòng)機(jī)與飛機(jī)各自獨(dú)立設(shè)計(jì)或協(xié)調(diào)設(shè)計(jì)，飛機(jī)的布局使得飛機(jī)與發(fā)動(dòng)機(jī)之間在氣動(dòng)性能上相互影響不大。然而，隨著飛機(jī)技術(shù)的快速發(fā)展，更高機(jī)動(dòng)性、更高隱身性和更遠(yuǎn)航程等飛機(jī)設(shè)計(jì)要求被提出，由于發(fā)動(dòng)機(jī)與飛機(jī)系統(tǒng)間強(qiáng)關(guān)聯(lián)衍生出的一體化優(yōu)化設(shè)計(jì)問(wèn)題凸顯，例如：發(fā)動(dòng)機(jī)與飛機(jī)進(jìn)氣道流量和流場(chǎng)匹配對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)推力和飛機(jī)升/阻力存在耦合影響問(wèn)題；發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)/排氣設(shè)計(jì)與飛機(jī)氣動(dòng)外型的一致性匹配設(shè)計(jì)問(wèn)題；引氣與軸功率提取對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)工作點(diǎn)和機(jī)載系統(tǒng)動(dòng)態(tài)性能需求的兼顧問(wèn)題等。因此，傳統(tǒng)飛機(jī)與發(fā)動(dòng)機(jī)獨(dú)立或協(xié)調(diào)設(shè)計(jì)的思路和體系必須從飛/發(fā)一體化設(shè)計(jì)的角度進(jìn)行提升。飛/發(fā)一體化技術(shù)被提出的主旨就是實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)與飛機(jī)各系統(tǒng)功能和性能一體統(tǒng)籌優(yōu)化設(shè)計(jì)。飛機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)師結(jié)合各自專業(yè)領(lǐng)域的理論和實(shí)踐經(jīng)驗(yàn)，理清飛機(jī)及系統(tǒng)間交聯(lián)關(guān)系，兼顧發(fā)動(dòng)機(jī)與飛機(jī)各系統(tǒng)、各專業(yè)潛能，經(jīng)過(guò)融合和提練得出的以飛機(jī)全局性能最優(yōu)為目標(biāo)，以聯(lián)合設(shè)計(jì)、聯(lián)合建模分析、聯(lián)合試驗(yàn)驗(yàn)證為手段，實(shí)現(xiàn)飛/發(fā)共同成功的綜合優(yōu)化設(shè)計(jì)技術(shù)[1]。當(dāng)前，飛/發(fā)一體化設(shè)計(jì)技術(shù)已成為飛機(jī)、發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)過(guò)程中的重要手段。通過(guò)飛機(jī)與發(fā)動(dòng)機(jī)聯(lián)合設(shè)計(jì)，中國(guó)已經(jīng)實(shí)現(xiàn)了飛機(jī)馬赫數(shù)2.5以下的高速、高機(jī)動(dòng)飛行。隨著飛機(jī)飛行速度越來(lái)越快、飛行性能要求越來(lái)越高，飛/發(fā)一體化設(shè)計(jì)技術(shù)也越來(lái)越重要，在該技術(shù)驅(qū)動(dòng)下飛機(jī)與發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)必將融為一體。因此，發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)革新除了關(guān)注自身以外，必須從飛/發(fā)一體化技術(shù)發(fā)展的角度深入研究和潛心規(guī)劃。

本文從航空發(fā)動(dòng)機(jī)視角看飛/發(fā)一體化問(wèn)題，分別對(duì)在役民機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)、軍用第3、4代發(fā)動(dòng)機(jī)和正在預(yù)研的高超聲速?zèng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)、變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)、組合發(fā)動(dòng)機(jī)及未來(lái)的智能發(fā)動(dòng)機(jī)所面臨和關(guān)注的飛/發(fā)一體化技術(shù)問(wèn)題進(jìn)行論述，以期為飛/發(fā)一體化技術(shù)發(fā)展提供參考。

1 在役航空發(fā)動(dòng)機(jī)的飛/發(fā)一體化問(wèn)題

1.1 民機(jī)大涵道比發(fā)動(dòng)機(jī)的飛/發(fā)氣動(dòng)一體化問(wèn)題

自20世紀(jì)50年代以來(lái)，渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)因其特有的技術(shù)優(yōu)勢(shì)，在民用航空發(fā)動(dòng)機(jī)中一直占據(jù)著主流地位。當(dāng)今渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的發(fā)展趨勢(shì)是實(shí)現(xiàn)更高的推進(jìn)效率與熱效率。其中，通過(guò)增大發(fā)動(dòng)機(jī)涵道比可顯著提升其推進(jìn)效率，進(jìn)而實(shí)現(xiàn)總效率提升[2]。隨著發(fā)動(dòng)機(jī)涵道比增大，發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)艙尺寸隨之增大，造成機(jī)翼升力損失并且增加飛行阻力，推進(jìn)系統(tǒng)對(duì)飛行的影響更為突出。此外，發(fā)動(dòng)機(jī)艙的外型面、布置位置、安裝效應(yīng)、反推噴流以及發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴流都會(huì)改變其周圍的氣體流動(dòng)，此處流場(chǎng)又與附近飛機(jī)機(jī)體、機(jī)翼部位及發(fā)動(dòng)機(jī)本身進(jìn)口等息息相關(guān)。民機(jī)飛/發(fā)一體化主要涉及發(fā)動(dòng)機(jī)艙與機(jī)體/機(jī)翼的相互影響以及噴流對(duì)飛機(jī)的影響等問(wèn)題。

歐洲的DUPRIN項(xiàng)目專門(mén)研究了超高涵道比發(fā)動(dòng)機(jī)與一般發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)飛行性能的影響[3]。分析了安裝不同發(fā)動(dòng)機(jī)時(shí)機(jī)翼翼展升力分布情況，試驗(yàn)如圖1所示。試驗(yàn)表明超高涵道比發(fā)動(dòng)機(jī)的機(jī)翼展向升力損失達(dá)到傳統(tǒng)發(fā)動(dòng)機(jī)的60%。隨著發(fā)動(dòng)機(jī)尺寸的增大，升力損失會(huì)更大。

圖1 大涵道比飛行器試驗(yàn)

在NASA最近的大涵道比飛行器項(xiàng)目ITD-51A中，開(kāi)展了發(fā)動(dòng)機(jī)短艙與機(jī)身外形的一體化設(shè)計(jì)構(gòu)型研究[4]，將該飛行器的發(fā)動(dòng)機(jī)短艙置于飛行器上表面。該構(gòu)型的飛行器的低速操縱性及高速巡航阻力對(duì)推進(jìn)系統(tǒng)與機(jī)身、機(jī)翼的一體化性能提出更高要求。發(fā)動(dòng)機(jī)短艙與機(jī)身外形一體化CFD研究如圖2所示。當(dāng)飛行馬赫數(shù)較高時(shí)（Ma=0.85），發(fā)動(dòng)機(jī)短艙與機(jī)身之間會(huì)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(dòng)機(jī)短艙的阻力，也開(kāi)展了細(xì)致的減阻研究，有效減小了激波阻力損失。

圖2 發(fā)動(dòng)機(jī)短艙與機(jī)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(dòng)機(jī)短艙內(nèi)外型面及結(jié)構(gòu)的方法，并在發(fā)動(dòng)機(jī)短艙優(yōu)化過(guò)程中應(yīng)用，發(fā)動(dòng)機(jī)艙優(yōu)化設(shè)計(jì)如圖3所示。在攻角為1.5%～1.7%的巡航飛行時(shí)，有效增大了推力，同時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)短艙的外阻力系數(shù)減小了8%～11%。優(yōu)化后的發(fā)動(dòng)機(jī)短艙結(jié)構(gòu)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(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)艙掛載位置使得其上方產(chǎn)生節(jié)流，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)噴流及機(jī)身氣動(dòng)性能產(chǎn)生影響，文獻(xiàn)[8]對(duì)此類噴流問(wèn)題開(kāi)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(dòng)。這一局部加速造成噴管效率損失。發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)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(dòng)機(jī)與機(jī)身氣動(dòng)相互作用形成的阻力很大一部分是在發(fā)動(dòng)機(jī)噴流附近造成的。

圖3 發(fā)動(dòng)機(jī)艙優(yōu)化設(shè)計(jì)

圖4 發(fā)動(dòng)機(jī)噴流與飛行器一體化氣動(dòng)問(wèn)題

1.2 軍用第3代發(fā)動(dòng)機(jī)飛/發(fā)一體化問(wèn)題

第 3代戰(zhàn)斗機(jī)以 F-15、F-16、米格 -29、Su-27、殲-10、殲-11、幻影2000、狂風(fēng)ADV等為代表，其發(fā)動(dòng)機(jī)在推進(jìn)效率上比第2代戰(zhàn)斗機(jī)的有了質(zhì)的飛躍。作為軍用戰(zhàn)斗機(jī)，其進(jìn)氣道和發(fā)動(dòng)機(jī)安裝不同于民機(jī)，其機(jī)身結(jié)構(gòu)和氣動(dòng)布局方面采用翼身融合和渦升力等新技術(shù)。當(dāng)軍用飛機(jī)的飛行馬赫數(shù)達(dá)到2.0以上時(shí)，二者之間的相互耦合作用尤為突出，發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)性能的影響在飛機(jī)各處氣動(dòng)外型設(shè)計(jì)中都需要考慮。發(fā)動(dòng)機(jī)和機(jī)體各自獨(dú)立設(shè)計(jì)的方法會(huì)限制飛機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)潛能的發(fā)揮。飛機(jī)與發(fā)動(dòng)機(jī)必須要耦合設(shè)計(jì)[9]。從發(fā)動(dòng)機(jī)與飛機(jī)耦合作用角度看，進(jìn)氣道與發(fā)動(dòng)機(jī)、發(fā)動(dòng)機(jī)噴管與飛機(jī)后體相互作用最明顯，且這些耦合作用對(duì)飛機(jī)、發(fā)動(dòng)機(jī)均有非常重要的影響。

飛機(jī)進(jìn)氣道為發(fā)動(dòng)機(jī)提供所需的空氣，進(jìn)氣畸變會(huì)直接影響發(fā)動(dòng)機(jī)的穩(wěn)定裕度，降低發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定工作的能力；進(jìn)氣道內(nèi)流動(dòng)壓力損失會(huì)直接減小發(fā)動(dòng)機(jī)安裝推力。與此同時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)的流量需求量直接影響進(jìn)氣道的溢流阻力和穩(wěn)定性等。在發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定性設(shè)計(jì)中，需要特別關(guān)注進(jìn)氣道的流場(chǎng)畸變問(wèn)題。壓力畸變不但與進(jìn)氣道類型、飛行速度、飛行姿態(tài)有關(guān)，還與進(jìn)氣道內(nèi)流動(dòng)馬赫數(shù)的平方直接關(guān)聯(lián)，即發(fā)動(dòng)機(jī)需求換算流量越大，壓力畸變?cè)酱螅m然減少發(fā)動(dòng)機(jī)換算流量可以減小畸變，但同時(shí)也犧牲了發(fā)動(dòng)機(jī)總的推力。施磊等[10]分析了飛行試驗(yàn)中遇到的發(fā)動(dòng)機(jī)在跨聲速小流量狀態(tài)下出現(xiàn)失速和喘振現(xiàn)象，對(duì)跨聲速時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)小流量與進(jìn)氣道喉道面積的匹配性進(jìn)行了評(píng)估，從進(jìn)氣道和發(fā)動(dòng)機(jī)2方面提出改進(jìn)措施，對(duì)進(jìn)氣道通過(guò)改進(jìn)斜板調(diào)節(jié)規(guī)律來(lái)擴(kuò)大超聲速小流量失穩(wěn)邊界，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)通過(guò)提高最小燃油流量值和增加噴口面積來(lái)增大發(fā)動(dòng)機(jī)空氣流量和穩(wěn)定裕度，提高此狀態(tài)下進(jìn)氣道與發(fā)動(dòng)機(jī)的匹配性。此外，當(dāng)超聲速飛行器裝有多臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)時(shí)，需要合理設(shè)計(jì)每臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)的位置與相互距離，確保某一發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道不起動(dòng)或喘振形成的激波不會(huì)對(duì)其他發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道造成影響。文獻(xiàn)[11]研究了多臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)位置及間距對(duì)其進(jìn)氣道性能的影響（如圖5所示），獲得了在前方進(jìn)氣道喘振情況下，后方發(fā)動(dòng)機(jī)仍具有較高總壓恢復(fù)性能的方法。然而，在改善發(fā)動(dòng)機(jī)來(lái)流均勻性與穩(wěn)定性以及降低發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)來(lái)流畸變的敏感性問(wèn)題上，仍需進(jìn)行深入研究。

圖5 多臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)的位置及間距對(duì)其進(jìn)氣道性能的影響

發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴流對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)性能影響較大，噴管面積不但直接影響發(fā)動(dòng)機(jī)推力，也對(duì)飛機(jī)后體阻力有較大影響；同時(shí)，尾噴流會(huì)影響附近機(jī)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(shè)計(jì)技術(shù)、內(nèi)外流耦合作用下的氣動(dòng)優(yōu)化技術(shù)等，都需在第3代飛機(jī)飛/發(fā)一體化設(shè)計(jì)過(guò)程中重點(diǎn)關(guān)注。謝業(yè)平等[12]使用數(shù)值縮放技術(shù)，以飛行安裝推力為優(yōu)化目標(biāo)，通過(guò)折中發(fā)動(dòng)機(jī)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(jié)果表明：在保持發(fā)動(dòng)機(jī)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(shí)安裝推力就可以增大超過(guò)1%。NASA以1種雙發(fā)飛機(jī)為研究對(duì)象，研究了尾翼布置在不同位置時(shí)尾噴管射流對(duì)尾翼受力狀態(tài)的影響。結(jié)果表明：當(dāng)尾翼布置較高時(shí)，無(wú)論射流開(kāi)閉，都不會(huì)影響尾翼的受力；當(dāng)尾翼布置較低時(shí)，射流開(kāi)啟明顯改變了尾翼的受力狀態(tài)[13]。

1.3 第4代發(fā)動(dòng)機(jī)飛/發(fā)一體化問(wèn)題

第4代戰(zhàn)斗機(jī)以F-22、Su-57、殲-20等為代表，利用發(fā)動(dòng)機(jī)中間狀態(tài)就可進(jìn)行超聲速巡航，具有遠(yuǎn)航程、高隱身性、超聲速巡航及非常規(guī)機(jī)動(dòng)性等特點(diǎn)。這些新特點(diǎn)給飛/發(fā)一體化設(shè)計(jì)帶來(lái)了新的挑戰(zhàn)。

紅外/雷達(dá)隱身措施均涉及到進(jìn)氣道唇口/噴管/噴口形狀、進(jìn)/排系統(tǒng)流道形式、冷卻流量等因素。在第4代戰(zhàn)斗機(jī)的渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)飛/發(fā)隱身一體化設(shè)計(jì)中[14]，紅外/雷達(dá)隱身的渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)總體設(shè)計(jì)理論和方法、發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)/排氣系統(tǒng)紅外/雷達(dá)隱身與氣動(dòng)特性一體化設(shè)計(jì)方法、發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)/排氣與發(fā)動(dòng)機(jī)本體及飛機(jī)前體/后體的紅外雷達(dá)隱身與氣動(dòng)一體化設(shè)計(jì)等方法是核心關(guān)鍵技術(shù)。在第4代戰(zhàn)機(jī)隱身突破性技術(shù)中S彎進(jìn)氣道/S彎噴管是很重要的紅外/雷達(dá)隱身手段。S彎進(jìn)氣道配合吸波涂層能有效提升前向雷達(dá)隱身性能，但需關(guān)注S彎產(chǎn)生的旋流畸變對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定性的影響。S彎進(jìn)氣道與發(fā)動(dòng)機(jī)抗旋流畸變能力提升設(shè)計(jì)是飛/發(fā)一體化設(shè)計(jì)需要重點(diǎn)考慮的。S彎噴管可以實(shí)現(xiàn)對(duì)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(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)推力產(chǎn)生影響。在有加力燃燒的發(fā)動(dòng)機(jī)中S彎噴管的應(yīng)用需要重點(diǎn)考慮平衡隱身性能的提升與因S彎形狀及其冷卻設(shè)計(jì)導(dǎo)致的推力損失。

第4代戰(zhàn)斗機(jī)超機(jī)動(dòng)要求飛機(jī)能夠進(jìn)行過(guò)失速機(jī)動(dòng)飛行，過(guò)失速機(jī)動(dòng)是指要求飛機(jī)能夠在很短的時(shí)間內(nèi)完成大幅度姿態(tài)變化的機(jī)動(dòng)動(dòng)作。超機(jī)動(dòng)期間飛機(jī)迎角變化率可達(dá)（30°～50°）/s。由于飛機(jī)的快速大幅度俯仰運(yùn)動(dòng)，使得作用于飛機(jī)上的氣動(dòng)力和力矩隨狀態(tài)參數(shù)變化出現(xiàn)很強(qiáng)的非定常滯環(huán)。而正是這種非定常氣動(dòng)力滯環(huán)的出現(xiàn)，產(chǎn)生了非定常超升力，使得不帶推力矢量的飛機(jī)實(shí)現(xiàn)“眼鏡蛇行動(dòng)”[15]。非定常氣動(dòng)力遲滯特性不僅對(duì)飛機(jī)機(jī)動(dòng)飛行性能有重要影響[16]，并且對(duì)第4代戰(zhàn)斗機(jī)飛/發(fā)一體化技術(shù)研究也提出了新要求，如在高馬赫數(shù)大迎角下前體/進(jìn)氣道內(nèi)外流一體優(yōu)化、發(fā)動(dòng)機(jī)艙與機(jī)體/機(jī)翼氣動(dòng)耦合、噴管/后體一體優(yōu)化、進(jìn)氣系統(tǒng)流動(dòng)畸變等問(wèn)題研究過(guò)程中，常規(guī)的試驗(yàn)和計(jì)算方法已無(wú)法滿足實(shí)際設(shè)計(jì)工作的需求，這也成為國(guó)內(nèi)外學(xué)者研究的新方向。

發(fā)動(dòng)機(jī)作為飛機(jī)主動(dòng)力源，同時(shí)也是飛機(jī)主能量源，飛機(jī)機(jī)電系統(tǒng)作為飛機(jī)能量轉(zhuǎn)換傳輸?shù)南到y(tǒng)與主發(fā)動(dòng)機(jī)能量交聯(lián)最緊密，其環(huán)控、電力、輔助動(dòng)力、燃油、液壓等子系統(tǒng)分別通過(guò)引氣和軸功提取等方式為飛機(jī)提供二次能源。傳統(tǒng)飛機(jī)機(jī)電系統(tǒng)各子系統(tǒng)與發(fā)動(dòng)機(jī)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(guò)發(fā)動(dòng)機(jī)引氣作為驅(qū)動(dòng)工作滿足座艙、電子艙等環(huán)境要求，輔助動(dòng)力系統(tǒng)僅通過(guò)引氣產(chǎn)生輔助電能或軸功，電源、液壓、燃油則通過(guò)軸功提取來(lái)為飛機(jī)操控、航電等系統(tǒng)提供主電源或驅(qū)動(dòng)液壓、燃油泵。然而，在飛機(jī)包線內(nèi)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(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)性能和穩(wěn)定裕度等的影響量值不同，同時(shí)飛機(jī)性能實(shí)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(huì)使二者優(yōu)化性能發(fā)生沖突，導(dǎo)致難以同時(shí)實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)的高穩(wěn)定性、低耗油率和飛機(jī)系統(tǒng)的高效率。然而，第4代戰(zhàn)斗機(jī)遠(yuǎn)航程、高機(jī)動(dòng)的要求卻正好有此要求。因此，第4代戰(zhàn)斗機(jī)的發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)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(jī)與發(fā)動(dòng)機(jī)能量供需矛盾和彼此優(yōu)化工作狀態(tài)矛盾的問(wèn)題。國(guó)外已在飛/發(fā)一體化能量?jī)?yōu)化管理技術(shù)上率先開(kāi)展研究，提出新的飛機(jī)能量管理體系，其中NASA所提出的變革性的自適應(yīng)動(dòng)力與熱管理系統(tǒng)（Adaptive Power and Thermal Management System，APTMS）技術(shù)引人矚目[17]。該技術(shù)通過(guò)共軸組合動(dòng)力核心機(jī)綜合了傳統(tǒng)機(jī)電系統(tǒng)動(dòng)力部件，除實(shí)現(xiàn)機(jī)電系統(tǒng)的綜合減質(zhì)外（零件數(shù)目減少40%），還實(shí)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(dá)10%[18]。中國(guó)在第4代飛機(jī)的飛/發(fā)一體化研究中，飛/發(fā)一體化能量綜合管理技術(shù)勢(shì)在必行。郭生榮、羅志會(huì)、雷屹坤、張鏡洋、常海萍等[18-19]最早針對(duì)APTMS技術(shù)可行性、設(shè)計(jì)方法、引氣和軸功率提取對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)燃油代償損失影響規(guī)律、APTMS工作模式優(yōu)化設(shè)計(jì)方法等開(kāi)展研究，為飛機(jī)與發(fā)動(dòng)機(jī)一體化能量管理技術(shù)提供了有益的參考。在飛機(jī)與發(fā)動(dòng)機(jī)引氣與軸功提取的一體化管控技術(shù)上，從目前發(fā)展形勢(shì)看，有3方面技術(shù)亟待研究：（1）高動(dòng)態(tài)條件下引氣與軸功提取對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)燃油經(jīng)濟(jì)性與喘振裕度影響機(jī)理；（2）實(shí)現(xiàn)引氣與軸功提取自適應(yīng)調(diào)節(jié)的APTMS技術(shù)；（3）全飛行包線下發(fā)動(dòng)機(jī)與APTMS一體化管控技術(shù)。

2 預(yù)研航空發(fā)動(dòng)機(jī)的飛/發(fā)一體化思考

2.1 高超聲速飛行器組合動(dòng)力裝置飛/發(fā)一體化思考

當(dāng)前世界各國(guó)十分重視高超聲速飛行器關(guān)鍵技術(shù)的研究。在其關(guān)鍵技術(shù)中，發(fā)動(dòng)機(jī)與高超聲速飛機(jī)的一體化設(shè)計(jì)是實(shí)現(xiàn)高超聲速飛行的核心技術(shù)。水平起降吸氣式高超聲速飛行器具有大跨度的飛機(jī)包線、高超聲速臨近空間巡航、采用渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)與沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)相結(jié)合的組合動(dòng)力形式（TBCC）等新特征。其一體化技術(shù)重點(diǎn)關(guān)注點(diǎn)有：組合動(dòng)力與飛行器外氣動(dòng)構(gòu)型的一體化設(shè)計(jì)技術(shù)和飛/發(fā)一體化的熱/能量綜合管理技術(shù)。雖然這些技術(shù)在常規(guī)航空飛機(jī)上也有所體現(xiàn)，然而在高超聲速飛行器領(lǐng)域這些技術(shù)內(nèi)涵發(fā)生了本質(zhì)變化。在高超聲速飛/發(fā)一體化問(wèn)題上，NASA的Lewis中心開(kāi)發(fā)了1套可重復(fù)使用的“逐步一體化”工具，并與美國(guó)海軍合作通過(guò)“逐步一體化”技術(shù)探索更多飛/發(fā)一體化的關(guān)鍵技術(shù)[20]。在此基礎(chǔ)上，NASA的Langley研究中心在長(zhǎng)期的研究中，開(kāi)發(fā)了大量的針對(duì)升力體外形高超聲速飛行器的機(jī)體與發(fā)動(dòng)機(jī)一體化設(shè)計(jì)技術(shù)，并應(yīng)用到Hyper-X研究飛行器HXRV的設(shè)計(jì)中。Blankson等[21]對(duì)乘波體外形高超聲速飛行器機(jī)體/發(fā)動(dòng)機(jī)一體化設(shè)計(jì)中遇到的許多其他關(guān)鍵問(wèn)題進(jìn)行了分析。

高超聲速飛行器為實(shí)現(xiàn)臨近空間高超聲速巡航，采用新型的氣動(dòng)外型結(jié)構(gòu)，最為典型的是乘波體氣動(dòng)外型。為了實(shí)現(xiàn)超低空氣密度下的高升阻比，該氣動(dòng)外型需要組合動(dòng)力發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)現(xiàn)與機(jī)體高度一體化、集約化、扁平化設(shè)計(jì)。渦輪/沖壓組合動(dòng)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(jìn)氣系統(tǒng)設(shè)計(jì)、高性能渦輪/沖壓組合動(dòng)力進(jìn)/排氣一體化設(shè)計(jì)、進(jìn)/排氣系統(tǒng)與機(jī)體一體化設(shè)計(jì)問(wèn)題等，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)性能和飛機(jī)氣動(dòng)性能等都有著決定性影響。此外，高超聲速巡航下進(jìn)氣溫度高、發(fā)動(dòng)機(jī)推力對(duì)引氣系統(tǒng)的高敏感性、推進(jìn)系統(tǒng)高氣動(dòng)熱流密度等特點(diǎn)，也都容易造成高超聲速動(dòng)力超大熱負(fù)荷與綜合熱沉不足等矛盾。在組合動(dòng)力系統(tǒng)的沖壓動(dòng)力模式下，又難以依靠軸功提取和引氣等方式實(shí)現(xiàn)二次能源供給，這些問(wèn)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(dòng)機(jī)進(jìn)氣預(yù)冷、熱端部件冷卻的需求，實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)能量遷移與循環(huán)優(yōu)化。

高超聲速組合動(dòng)力進(jìn)氣系統(tǒng)與飛行器一體化設(shè)計(jì)問(wèn)題備受學(xué)者關(guān)注。前體與進(jìn)氣道的一體化設(shè)計(jì)可以將前體下壁面作為進(jìn)氣道的預(yù)壓縮面，為進(jìn)氣道內(nèi)壓段提供壓力較高的入口流場(chǎng)，降低進(jìn)氣道內(nèi)壓縮段的壓縮要求，減少進(jìn)氣道和總體布局在設(shè)計(jì)上的困難。為保證發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定工作，還要求進(jìn)氣道能夠在寬?cǎi)R赫數(shù)范圍內(nèi)具有良好的氣動(dòng)特性、較高的捕獲流量系數(shù)、較高的總壓恢復(fù)系數(shù)、良好的出口流場(chǎng)品質(zhì)以及較高的抗反壓能力。目前國(guó)外已經(jīng)開(kāi)展的進(jìn)氣道/前體一體化工作主要集中在2個(gè)方面：常規(guī)進(jìn)氣道（通常為矩形進(jìn)口）與乘波體外形一體化研究；3維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道與前體的一體化設(shè)計(jì)概念研究。Maryland大學(xué)Mark.Lewis教授研究團(tuán)隊(duì)所開(kāi)展的常規(guī)進(jìn)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(jìn)氣道因素，開(kāi)展矩形進(jìn)氣道進(jìn)口位置壓力和溫度均勻分布的乘波體優(yōu)化設(shè)計(jì)。隨后，Takashima和Lewis增加了對(duì)超聲速飛行時(shí)非設(shè)計(jì)工況下的考慮，并進(jìn)行吻切流方法最大升阻比優(yōu)化設(shè)計(jì)[22]。

在排氣與飛行器一體化設(shè)計(jì)上，超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)獾呐蛎浄譃閮?nèi)膨脹段和外膨脹段，尾噴管與后體的一體化設(shè)計(jì)就是將飛行器后體下表面作為發(fā)動(dòng)機(jī)排氣的外膨脹段，通過(guò)進(jìn)一步膨脹，使燃?xì)忪o壓下降，動(dòng)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(dòng)機(jī)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(dòng)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(shè)計(jì)目標(biāo)是使燃燒室出口的高壓氣流在尾噴管中充分膨脹，以產(chǎn)生盡可能大的推力；同時(shí)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(guò)大，以免產(chǎn)生過(guò)大的俯仰力矩，嚴(yán)重影響飛行器的配平。如果后體噴管設(shè)計(jì)不當(dāng)，為了調(diào)整飛行器配平，可能會(huì)增加相當(dāng)大的配平阻力，因此在設(shè)計(jì)尾噴管時(shí)必須重點(diǎn)考慮推力的產(chǎn)生和配平。法國(guó)在PREPHA計(jì)劃中專門(mén)研究了尾噴管/后體的一體化設(shè)計(jì)方法[23]，德國(guó)宇航中心的Hirschen等開(kāi)展了相應(yīng)的風(fēng)洞試驗(yàn)[24]。Hinz等在Ma=0～7可重復(fù)使用組合循環(huán)動(dòng)力系統(tǒng)設(shè)計(jì)中特別提到了排氣系統(tǒng)面臨的2個(gè)問(wèn)題：低馬赫數(shù)下流動(dòng)過(guò)膨脹使噴管推力減小和轉(zhuǎn)級(jí)過(guò)程中進(jìn)/排氣系統(tǒng)力矩匹配問(wèn)題。這些問(wèn)題能否解決關(guān)系到TBCC推進(jìn)系統(tǒng)的設(shè)計(jì)成敗[25]。在德國(guó)的Sanger項(xiàng)目中，Berens還通過(guò)在噴管上膨脹面注入二次射流來(lái)改善噴管的推力和推力矢量，并通過(guò)數(shù)值模擬和試驗(yàn)進(jìn)行了驗(yàn)證[26]。后體一體化的風(fēng)洞試驗(yàn)與數(shù)值模擬結(jié)果如圖6所示。

在發(fā)動(dòng)機(jī)與飛行器一體化熱/能量綜合管理上，組合動(dòng)力裝置采用新型可熱解碳?xì)淙剂匣虻蜏匾簹淙剂?，以提高燃料熱沉冷卻能力。進(jìn)口空氣預(yù)冷通常采用噴水或進(jìn)口預(yù)冷器的方式。其中進(jìn)口預(yù)冷器的方式被認(rèn)為可有效提高發(fā)動(dòng)機(jī)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(dòng)機(jī)[27]，在渦輪動(dòng)力階段該發(fā)動(dòng)機(jī)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(jìn)行進(jìn)口空氣預(yù)冷、發(fā)動(dòng)機(jī)及其他熱負(fù)荷冷卻、預(yù)燃?xì)饧訜岬?，同時(shí)形成的高溫高壓介質(zhì)通過(guò)渦輪膨脹作功梯次驅(qū)動(dòng)壓氣機(jī)、燃料泵等[28]。該發(fā)動(dòng)機(jī)通過(guò)組合循環(huán)實(shí)現(xiàn)飛機(jī)與發(fā)動(dòng)機(jī)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(dòng)機(jī)熱力循環(huán)改進(jìn)優(yōu)化型發(fā)動(dòng)機(jī)SABRE4，燃料消耗量降低40%，比RB545發(fā)動(dòng)機(jī)的降低50%，比LACE循環(huán)的降低75%。

圖6 后體一體化的風(fēng)洞試驗(yàn)與數(shù)值模擬結(jié)果

圖7 佩刀發(fā)動(dòng)機(jī)模型

國(guó)內(nèi)外學(xué)者也對(duì)飛/發(fā)一體熱管理系統(tǒng)構(gòu)建方法和飛/發(fā)一體能量梯次轉(zhuǎn)化利用方法等開(kāi)展了廣泛的研究[31]。

最后，對(duì)于組合動(dòng)力系統(tǒng)而言，不同動(dòng)力形式之間的模態(tài)轉(zhuǎn)換是最為主要的難點(diǎn)之一。模態(tài)轉(zhuǎn)換會(huì)帶來(lái)不同的發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)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(wèn)題。如果設(shè)計(jì)時(shí)考慮不周，很可能發(fā)生飛行動(dòng)力銜接不上或飛行器失去平衡等嚴(yán)重事故。該問(wèn)題較為龐大，適合另文單獨(dú)討論，本文不做詳細(xì)介紹。

2.2 變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)的飛/發(fā)一體化思考

在SCR[32]和HSR[33]項(xiàng)目的支持下，美國(guó)洛克希德、波音和麥道3家飛機(jī)公司與GE、PW2家發(fā)動(dòng)機(jī)公司密切合作，針對(duì)超聲速運(yùn)輸機(jī)與變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)的一體化設(shè)計(jì)開(kāi)展大量研究，為變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)選型提供了重要依據(jù)。

變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)兼顧大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)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(dòng)機(jī)在超聲速飛行條件下的高推力、低油耗的優(yōu)勢(shì)，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(wù)（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(dòng)機(jī)與常規(guī)渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)流量特性對(duì)比在飛/發(fā)一體化方面最重要的優(yōu)點(diǎn)在于其流量特性。變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)流量特性如圖8所示。與常規(guī)渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的顯著區(qū)別在于發(fā)動(dòng)機(jī)處于節(jié)流狀態(tài)時(shí)的流量保持能力，即：

（1）當(dāng)常規(guī)渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)在較小推力下工作時(shí)（此時(shí)飛機(jī)一般處于亞聲速巡航狀態(tài)），需要通過(guò)發(fā)動(dòng)機(jī)流量“節(jié)流”以實(shí)現(xiàn)較低的推力需求；此時(shí)，由于進(jìn)氣道一般按發(fā)動(dòng)機(jī)最大需求流量設(shè)計(jì)，使得發(fā)動(dòng)機(jī)與進(jìn)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(dòng)機(jī)空氣流量-推力關(guān)系

圖9 發(fā)動(dòng)機(jī)空氣流量需求對(duì)比關(guān)系

（2）當(dāng)變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)需要在較小推力下工作時(shí)，其特有的單、雙外涵工作模式切換，使得可以在推力減小時(shí)，進(jìn)口流量保持不變，使得其流量與進(jìn)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(dòng)機(jī)上并不顯著，但隨著飛機(jī)“超聲速巡航”能力的增強(qiáng)，這一矛盾將愈發(fā)突出。因此，變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)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(dòng)機(jī)“削減溢流阻力”的基礎(chǔ)在于其相比常規(guī)渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)更復(fù)雜的調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)，其代價(jià)將可能是發(fā)動(dòng)機(jī)氣動(dòng)穩(wěn)定性、可靠性、質(zhì)量、維護(hù)性等。因此，綜合“削減溢流阻力”與“實(shí)現(xiàn)變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)所付出的代價(jià)”成為后續(xù)變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)飛/發(fā)一體化研究的1個(gè)重要關(guān)注點(diǎn)。

3 未來(lái)智能發(fā)動(dòng)機(jī)的飛/發(fā)一體化展望

智能發(fā)動(dòng)機(jī)是21世紀(jì)正在發(fā)展中的先進(jìn)新概念航空發(fā)動(dòng)機(jī)，具體特點(diǎn)為：在新的或改變的任務(wù)過(guò)程，能感受發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)、外部的變化，通過(guò)發(fā)動(dòng)機(jī)和各部件的自適應(yīng)控制，進(jìn)行功能、性能和壽命管理，可以全面判斷發(fā)動(dòng)機(jī)流路和機(jī)械的狀態(tài)，根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)監(jiān)視和健康管理（EHM），能夠?qū)崿F(xiàn)自動(dòng)的優(yōu)化、故障診斷和維修預(yù)報(bào)。

智能發(fā)動(dòng)機(jī)是美國(guó)IHPTET計(jì)劃及其后繼VAATE計(jì)劃的最核心內(nèi)容，是對(duì)綜合信息、推進(jìn)系統(tǒng)和綜合飛行/推進(jìn)控制技術(shù)的挑戰(zhàn)。VAATE計(jì)劃設(shè)有重點(diǎn)領(lǐng)域組、共用技術(shù)組和技術(shù)應(yīng)用小組。在重點(diǎn)領(lǐng)域組中設(shè)有通用核心機(jī)、智能發(fā)動(dòng)機(jī)和耐久性3個(gè)小組。智能發(fā)動(dòng)機(jī)小組負(fù)責(zé)將開(kāi)發(fā)、驗(yàn)證和轉(zhuǎn)化先進(jìn)空氣動(dòng)力學(xué)、先進(jìn)材料和革新結(jié)構(gòu)與提供傳感器、主動(dòng)控制器、飛機(jī)與發(fā)動(dòng)機(jī)一體化、進(jìn)口與噴口一體化、實(shí)時(shí)診斷和人工智能技術(shù)結(jié)合在一起，研制并綜合那些提供耐久性長(zhǎng)、適應(yīng)性強(qiáng)以及耐損傷的發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)和壽命管理特征的技術(shù)，實(shí)現(xiàn)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的健康管理，提高發(fā)動(dòng)機(jī)的性能、可靠性和壽命[35]。

智能發(fā)動(dòng)機(jī)能根據(jù)進(jìn)氣條件，與進(jìn)氣道共同控制實(shí)現(xiàn)進(jìn)氣道氣動(dòng)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(dǎo)的損失等主動(dòng)控制，通過(guò)改變蜂窩表面板的孔隙率，控制蜂窩孔隙率的聲學(xué)特性，實(shí)現(xiàn)對(duì)飛機(jī)進(jìn)氣道噪聲的主動(dòng)控制。根據(jù)任務(wù)需求、飛行環(huán)境實(shí)現(xiàn)排氣噪聲、推力矢量、功率提取、引氣等的主動(dòng)控制。此外，發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)在保證發(fā)動(dòng)機(jī)控制的同時(shí)，還要與飛機(jī)管理系統(tǒng)、飛控系統(tǒng)、火控系統(tǒng)相綜合，通過(guò)數(shù)據(jù)交互，實(shí)現(xiàn)數(shù)據(jù)共享，達(dá)到推進(jìn)系統(tǒng)與飛機(jī)各系統(tǒng)的綜合控制的目的。

4 結(jié)論

飛機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)研發(fā)由最初的飛發(fā)協(xié)調(diào)、飛發(fā)聯(lián)合向飛/發(fā)融合一體化方向發(fā)展，該領(lǐng)域的發(fā)展任重道遠(yuǎn)，需要技術(shù)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(kāi)展技術(shù)研究和探索：

（1）民機(jī)的飛/發(fā)氣動(dòng)一體化關(guān)注點(diǎn)涉及發(fā)動(dòng)機(jī)艙與機(jī)體/機(jī)翼的相互影響以及噴流對(duì)飛機(jī)的影響等問(wèn)題；

（2）第3代戰(zhàn)斗機(jī)在現(xiàn)階段還需關(guān)注進(jìn)氣道與發(fā)機(jī)動(dòng)機(jī)的流量、流場(chǎng)匹配，噴管與后體的流場(chǎng)匹配性等；

（3）第4代戰(zhàn)斗機(jī)主要需從飛機(jī)與發(fā)動(dòng)機(jī)的一體化隱身、非定常一體化設(shè)計(jì)、以及大功率提取和引氣的一體化管控等方面開(kāi)展研究；

（4）高超聲速?zèng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)主要關(guān)注進(jìn)氣道、噴管與機(jī)體進(jìn)行融合設(shè)計(jì)以實(shí)現(xiàn)其本身功能和性能，進(jìn)、排的調(diào)節(jié)與發(fā)動(dòng)機(jī)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(dòng)機(jī)需要重點(diǎn)關(guān)注發(fā)動(dòng)機(jī)流量動(dòng)態(tài)調(diào)控、進(jìn)氣道溢流阻力削減與需付出的氣動(dòng)穩(wěn)定性、可靠性、質(zhì)量、維護(hù)性等方面代價(jià)折中；

（6）智能發(fā)動(dòng)機(jī)的一體化主要研究主動(dòng)控制，根據(jù)需求目標(biāo)，在感受發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)、外部變化的基礎(chǔ)上，與飛機(jī)共同主動(dòng)控制。