基于進(jìn)發(fā)匹配的自適應(yīng)循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)總體性能設(shè)計(jì)初步研究

祁宏斌，黃順洲，王為麗，丁朝霞，常宇博

(中國(guó)燃?xì)鉁u輪研究院，成都610500)

基于進(jìn)發(fā)匹配的自適應(yīng)循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)總體性能設(shè)計(jì)初步研究

祁宏斌，黃順洲，王為麗，丁朝霞，常宇博

(中國(guó)燃?xì)鉁u輪研究院，成都610500)

建立了自適應(yīng)循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)與進(jìn)氣道的流量匹配數(shù)學(xué)模型，提出了一種可行的自適應(yīng)循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)總體性能設(shè)計(jì)方法，并以此為基礎(chǔ)對(duì)采用FLADE(Fan on Blade)的自適應(yīng)循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)參數(shù)選取和性能優(yōu)化開(kāi)展了研究。結(jié)果表明，自適應(yīng)循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)性能設(shè)計(jì)，需綜合考慮超聲速進(jìn)氣道高空大飛行馬赫數(shù)設(shè)計(jì)點(diǎn)和發(fā)動(dòng)機(jī)地面靜止起飛設(shè)計(jì)點(diǎn)的進(jìn)發(fā)流量匹配需求；發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)點(diǎn)FLADE涵道比取值，應(yīng)隨著進(jìn)氣道設(shè)計(jì)馬赫數(shù)及該飛行狀態(tài)下冷卻用氣需求量的增加而增大。

航空發(fā)動(dòng)機(jī)；自適應(yīng)循環(huán)；變循環(huán)；流量匹配；FLADE；三外涵；工作模式

1　引言

進(jìn)氣道與發(fā)動(dòng)機(jī)流量是否處于良好的匹配狀態(tài)，是影響作戰(zhàn)飛機(jī)總體效能的一個(gè)關(guān)鍵因素。對(duì)于主要工作在亞聲速和跨聲速的作戰(zhàn)飛機(jī)，進(jìn)發(fā)不匹配帶來(lái)的性能惡化問(wèn)題并不十分突出。如F-16采用固定的皮托式亞聲速進(jìn)氣道，但得益于推力富余的發(fā)動(dòng)機(jī)，可承受較大的進(jìn)氣道總壓損失，沖刺到馬赫數(shù)(Ma)2.0[1]。但對(duì)于需要經(jīng)常工作在較高飛行馬赫數(shù)(Ma＞2.0)的作戰(zhàn)飛機(jī)，進(jìn)發(fā)不匹配帶來(lái)的性能惡化問(wèn)題十分突出。為此，一般需采用結(jié)構(gòu)形式較復(fù)雜的可調(diào)式超聲速進(jìn)氣道，如幻影2000采用可調(diào)式二波系進(jìn)氣道，則能以比F-16小得多的安裝推力飛到Ma2.0以上[1]。

為保證較高馬赫數(shù)飛行狀態(tài)下的性能，超聲速進(jìn)氣道設(shè)計(jì)點(diǎn)一般選取在最大飛行馬赫數(shù)狀態(tài)[2]。但飛行條件一旦偏離進(jìn)氣道設(shè)計(jì)工作狀態(tài)，進(jìn)發(fā)匹配問(wèn)題便凸顯出來(lái)，即便是進(jìn)氣道幾何可調(diào)也無(wú)法完全避免。如圖1所示，在低于進(jìn)氣道設(shè)計(jì)馬赫數(shù)時(shí)，傳統(tǒng)的混排渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的最大需用流量小于進(jìn)氣道提供的可用流量，造成溢流，降低了推進(jìn)系統(tǒng)的安裝性能。當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)工作在深度節(jié)流狀態(tài)時(shí)，溢流問(wèn)題更加突出。與設(shè)計(jì)馬赫數(shù)為2.5和1.6的進(jìn)氣道相匹配的渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)在亞巡狀態(tài)(H=11 000 m，Ma= 0.90)節(jié)流到30%設(shè)計(jì)推力時(shí)，安裝耗油率增幅分別超過(guò)25%和15%[3]。

圖1　典型混壓式軸對(duì)稱(chēng)進(jìn)氣道與混排渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的流量匹配示意圖[4]Fig.1 Typical mixed compression axisymmetric inlet/mixed flow turbofan engine airflow matching

上世紀(jì)60、70年代出現(xiàn)的變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)(VCE)，在很大程度上解決了上述高超聲速飛機(jī)的進(jìn)發(fā)匹配問(wèn)題[5-6]。與常規(guī)固定循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)相比，在亞聲速飛行條件(H=10 668 m，Ma=0.95)，中間狀態(tài)安裝推力節(jié)流到50%設(shè)計(jì)推力時(shí)，單/雙外涵變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)分別能實(shí)現(xiàn)約6.5%和11.0%的安裝耗油率降幅[7]。文獻(xiàn)[6]的研究結(jié)果表明，在相同的典型飛行任務(wù)剖面下，與2000年技術(shù)水平的基準(zhǔn)渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)相比，雙外涵變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)能降低超過(guò)30%的綜合任務(wù)油耗。

自適應(yīng)循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)(ACE)在雙外涵變循環(huán)基礎(chǔ)上引入第三外涵流路，該流路氣流不僅可用于熱管理和隱身等作用，還可進(jìn)一步優(yōu)化與進(jìn)氣道的匹配，從而減小甚至消除溢流阻力，并在一定程度上簡(jiǎn)化超聲速進(jìn)氣道的調(diào)節(jié)。研究表明，與F135發(fā)動(dòng)機(jī)相比，美國(guó)自適應(yīng)發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)發(fā)展(AETD)計(jì)劃研發(fā)的ACE油耗可減少25%，航程可增加30%[8]。

由于過(guò)去并未對(duì)主力作戰(zhàn)飛機(jī)提出長(zhǎng)時(shí)間高效工作于較高超聲速狀態(tài)的要求，進(jìn)發(fā)匹配問(wèn)題并不凸顯。因此，傳統(tǒng)燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)重心僅放在發(fā)動(dòng)機(jī)本身的性能上，各部件參數(shù)選取也基本圍繞發(fā)動(dòng)機(jī)熱力循環(huán)的優(yōu)化開(kāi)展，在發(fā)動(dòng)機(jī)初始設(shè)計(jì)階段并未充分考慮進(jìn)發(fā)匹配的需求。隨著下一代主力作戰(zhàn)飛機(jī)技戰(zhàn)術(shù)指標(biāo)要求的跨越式提升，需要在全飛行包線范圍內(nèi)不同功率狀態(tài)下具備良好的進(jìn)發(fā)匹配性能，這對(duì)傳統(tǒng)的設(shè)計(jì)理念提出了新的要求：在初始設(shè)計(jì)階段應(yīng)根據(jù)作戰(zhàn)飛機(jī)的技戰(zhàn)術(shù)指標(biāo)，充分考慮進(jìn)發(fā)匹配的需求，優(yōu)化選取第三涵道比等關(guān)鍵參數(shù)，以形成具有高可行性的先進(jìn)自適應(yīng)循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)方案。為此，本文基于進(jìn)發(fā)流量匹配原理，對(duì)采用FLADE結(jié)構(gòu)的自適應(yīng)循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)(FLADE-ACE)的總體性能設(shè)計(jì)方法開(kāi)展了探索研究。

2　FLADE-ACE的技術(shù)特點(diǎn)

2.1結(jié)構(gòu)形式

圖2給出了FLADE-ACE的兩種典型結(jié)構(gòu)形式。為便于描述，三個(gè)外涵道由內(nèi)向外依次定義為第一、第二和第三外涵道；三個(gè)涵道比的定義為，每個(gè)涵道氣流流量分別與高壓壓氣機(jī)、核心機(jī)驅(qū)動(dòng)風(fēng)扇級(jí)(CDFS)和風(fēng)扇進(jìn)口物理流量的比值。兩種結(jié)構(gòu)均在第二級(jí)風(fēng)扇動(dòng)葉上增加了FLADE結(jié)構(gòu)，第三外涵道氣流由FLADE增壓，經(jīng)可調(diào)噴管單獨(dú)排出，不與主流摻混。FLADE部件進(jìn)口導(dǎo)葉可調(diào)，以適應(yīng)進(jìn)氣道流通能力變化。

圖2　FLADE-ACE的兩種典型結(jié)構(gòu)形式Fig.2 Two typical configurations of the FLADE-ACE

除排氣系統(tǒng)構(gòu)型外，兩種典型結(jié)構(gòu)最大的不同在于第三級(jí)壓縮部件的布局形式。圖2(a)中采用了分流風(fēng)扇(Split fan)的概念，即三級(jí)風(fēng)扇葉片均由低壓軸驅(qū)動(dòng)，第二級(jí)風(fēng)扇動(dòng)葉后的氣流經(jīng)過(guò)分流，一部分通過(guò)第三級(jí)風(fēng)扇葉片壓縮進(jìn)入第一外涵道和高壓壓氣機(jī)，其余則進(jìn)入第二外涵道；圖2(b)中采用了核心機(jī)驅(qū)動(dòng)風(fēng)扇級(jí)的概念，相當(dāng)于第三級(jí)風(fēng)扇與高壓壓氣機(jī)一起由高壓軸驅(qū)動(dòng)。

2.2工作模式

上世紀(jì)80、90年代，美國(guó)就采用基于GE21雙外涵變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)(VCE)的FLADE-ACE開(kāi)展了與高速民用運(yùn)輸機(jī)(HSCT)[10]的進(jìn)發(fā)匹配研究[11]。圖3展示了其所采用的軸對(duì)稱(chēng)雙錐度可調(diào)混壓式超聲速進(jìn)氣道與FLADE-ACE的不同匹配工作模式。

圖3　用于FLADE-ACE的超聲速進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)形式示意圖[11]Fig.3 Configuration of a supersonic inlet applied to FLADE-ACE

由圖可知：當(dāng)飛行馬赫數(shù)高于0.8時(shí)，VCE主流氣流和FLADE次流氣流均來(lái)自進(jìn)氣道主流道；當(dāng)飛機(jī)工作于超巡狀態(tài)(Ma2.4)時(shí)，進(jìn)氣道的流通面積調(diào)至最小，F(xiàn)LADE流道亦關(guān)至最小，僅保留很小一股氣流滿(mǎn)足冷卻需求；在跨聲速飛行狀態(tài)，F(xiàn)LADE流道開(kāi)至最大，氣流全部來(lái)自進(jìn)氣道內(nèi)部主流；在飛行馬赫數(shù)低于0.8的亞聲速狀態(tài)，只有VCE的氣流來(lái)自進(jìn)氣道內(nèi)流，F(xiàn)LADE流路氣流由單獨(dú)的進(jìn)氣道外流道供應(yīng)，以減小對(duì)VCE主機(jī)狀態(tài)的影響。

FLADE-ACE的基本工作模式如表1所示。在亞巡等低油耗需求工況下，F(xiàn)LADE-ACE以M123模式工作；在超巡和起飛等高單位推力需求工況下，F(xiàn)LADE-ACE以M13模式工作。出于進(jìn)發(fā)流量匹配、冷卻和隱身等多方面考慮，F(xiàn)LADE所處的第三外涵道一直保持開(kāi)啟；并應(yīng)結(jié)合各工況下的不同風(fēng)扇轉(zhuǎn)速，通過(guò)FLADE導(dǎo)葉和第三外涵道噴管喉道面積的調(diào)節(jié)來(lái)改變FLADE的工作點(diǎn)，控制第三外涵道的反壓以匹配進(jìn)氣道的流通能力，盡可能消除或減小因溢流阻力造成的安裝損失。

表1　FLADE-ACE工作模式Table 1 FLADE-ACE operating mode

3　FLADE-ACE進(jìn)發(fā)流量匹配設(shè)計(jì)方法

3.1流量匹配數(shù)學(xué)描述

如圖3、圖4所示，F(xiàn)LADE-ACE所用的進(jìn)氣道分為主流和次流兩個(gè)流道，分別匹配主風(fēng)扇流道和FLADE流道。

圖4　FLADE-ACE進(jìn)/發(fā)流道和主要截面示意Fig.4 Inlet/engine flow paths and main sections of FLADE-ACE

假設(shè)進(jìn)氣道氣流流動(dòng)為絕熱過(guò)程。進(jìn)氣道出口總換算流量Wa2i,c為：

式中：進(jìn)氣道出口空氣總物理流量Wa2i=Wa20+Wa21，下角標(biāo)c、ref分別表示換算值和參考值。

進(jìn)氣道出口總壓pt2采用流量加權(quán)平均，即

式中：σ0-20、σ0-21分別為主風(fēng)扇主流流道和進(jìn)氣道FLADE次流流道的總壓恢復(fù)系數(shù)。

主風(fēng)扇進(jìn)口空氣換算流量：

FLADE-VCE第三涵道比：

由進(jìn)氣道主流道出口空氣物理流量與主風(fēng)扇進(jìn)口空氣物理流量相等可得：

由式(1)～式(5)可得，進(jìn)氣道出口空氣總換算流量與發(fā)動(dòng)機(jī)主風(fēng)扇進(jìn)口空氣換算流量間的對(duì)應(yīng)關(guān)系：

3.2流量匹配設(shè)計(jì)方法

在FLADE-ACE設(shè)計(jì)過(guò)程中，第三涵道比的選取至關(guān)重要，其決定了FLADE-ACE與進(jìn)氣道流量匹配的能力及發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口尺寸。同時(shí)，該參數(shù)值的選取還應(yīng)兼顧高空最大飛行馬赫數(shù)狀態(tài)和地面靜止起飛狀態(tài)的進(jìn)發(fā)流量匹配需求，確定出對(duì)FLADE部件的流量需求，進(jìn)而優(yōu)化選取FLADE-ACE的總體參數(shù)。

在發(fā)動(dòng)機(jī)大飛行馬赫數(shù)狀態(tài)(設(shè)計(jì)中可考慮超巡點(diǎn))下，由式(6)可建立FLADE-ACE低壓風(fēng)扇進(jìn)口換算流量與進(jìn)氣道出口總換算流量間的對(duì)應(yīng)關(guān)系：

同理，在地面靜止起飛狀態(tài)下：

由式(7)和式(8)可得：

4　FLADE-ACE設(shè)計(jì)點(diǎn)參數(shù)選取

4.1約束條件

基于某雙外涵VCE方案，在原風(fēng)扇第二級(jí)動(dòng)葉上增加FLADE結(jié)構(gòu)和第三外涵道(圖2(b))，發(fā)展FLADE-ACE總體方案。文中基準(zhǔn)值均為VCE雙涵模式設(shè)計(jì)狀態(tài)各參數(shù)所對(duì)應(yīng)的值，后續(xù)分析采用如下假設(shè)和約束：

(1)在原雙外涵VCE方案基礎(chǔ)上，保持原風(fēng)扇進(jìn)口換算流量不變，保持第二和第一涵道比不變，保持壓縮部件壓比、各部件效率和損失及冷卻引氣方案不變。

(2)在大功率狀態(tài)下，發(fā)動(dòng)機(jī)與進(jìn)氣道流量完全匹配。進(jìn)氣道(設(shè)計(jì)飛行馬赫數(shù)2.4)結(jié)構(gòu)形式如圖4所示，流量和總壓恢復(fù)特性對(duì)應(yīng)圖5中虛線部分。

圖5　用于FLADE-ACE的超聲速進(jìn)氣道流量特性和總壓恢復(fù)特性[11]Fig.5 Airflow characteristics and total pressure recovery of a supersonic inlet applied to FLADE-ACE

(3)分別選取H=16 800 m，Ma=2.0、2.1、2.2、

2.3、2.4五個(gè)點(diǎn)作為FLADE-ACE超聲速巡航狀態(tài)。

(4)選取海平面標(biāo)況靜止起飛狀態(tài)(SLS，ISA)、M123工作模式為FLADE-ACE設(shè)計(jì)狀態(tài)，主風(fēng)扇相對(duì)換算轉(zhuǎn)速。

4.2第三涵道比選取

某二級(jí)風(fēng)扇的流量特性(沿最高效率工作線)如圖6所示，根據(jù)地面起飛和超巡狀態(tài)下的風(fēng)扇換算轉(zhuǎn)速，可確定的值。

圖6　兩級(jí)風(fēng)扇的流量特性Fig.6 Airflow characteristics of a two-stage fan

B3,SC的取值主要取決于超巡狀態(tài)下噴管等熱端部件的冷卻需求。不同超巡馬赫數(shù)設(shè)計(jì)值下，B3,SC由0增大到0.1時(shí)對(duì)應(yīng)的B3,TO變化趨勢(shì)如圖7所示。在超巡狀態(tài)進(jìn)發(fā)流量完全匹配的前提下，隨著發(fā)動(dòng)機(jī)超巡馬赫數(shù)的增加，地面起飛狀態(tài)進(jìn)發(fā)流量不匹配的程度越來(lái)越大。對(duì)于相同的B3,SC設(shè)計(jì)值，B3,TO亦需逐漸增加，以滿(mǎn)足地面進(jìn)發(fā)流量匹配需求。在發(fā)動(dòng)機(jī)超巡馬赫數(shù)選定的前提下，B3,SC從0增大到0.1時(shí)B3,TO的增幅超過(guò)了40%。因此，發(fā)動(dòng)機(jī)超巡馬赫數(shù)的取值及相應(yīng)冷卻需求，對(duì)地面起飛設(shè)計(jì)狀態(tài)第三涵道比的取值影響較大。在方案設(shè)計(jì)過(guò)程中，需根據(jù)實(shí)際情況在空中冷卻需求和隱身性能與發(fā)動(dòng)機(jī)尺寸和地面性能之間權(quán)衡。本文后續(xù)的計(jì)算分析中，取B3,SC=0.05。

圖7　地面靜止起飛條件下第三涵道比隨超巡狀態(tài)第三涵道比變化的取值范圍Fig.7B3,TOvs.B3,SCat ground static take-off conditions

4.3FLADE壓比選取

雖然FLADE部件處于相對(duì)獨(dú)立的第三涵道，F(xiàn)LADE增壓后的氣流不與內(nèi)涵氣流摻混，但FLADE部件的功率需求將影響低壓渦輪的工作狀態(tài)，對(duì)整機(jī)的性能匹配影響很大。在選定B3,SC=0.05，且后混合器外內(nèi)涵壓比pt16/pt6與原VCE方案保持一致的情況下，不同超巡馬赫數(shù)設(shè)計(jì)值下FLADE-ACE設(shè)計(jì)狀態(tài)非安裝性能隨FLADE設(shè)計(jì)壓比πFLADE,DP的變化趨勢(shì)如圖8～圖10所示。

圖8　推力隨不同F(xiàn)LADE壓比設(shè)計(jì)值的變化趨勢(shì)Fig.8Fn,ACEvs.πFLADEof FLADE

圖9　耗油率隨不同F(xiàn)LADE壓比設(shè)計(jì)值的變化趨勢(shì)Fig.9sfcACEvs.πFLADEof FLADE

可看出：隨著超巡馬赫數(shù)設(shè)計(jì)值的增大，由于相應(yīng)的第三涵道比匹配值隨之增大，對(duì)給定的πFLADE,DP，渦輪前總溫升高，發(fā)動(dòng)機(jī)推力增大，耗油率降低；當(dāng)超巡馬赫數(shù)設(shè)計(jì)值選定(第三涵道比亦確定)時(shí)，隨著πFLADE,DP取值的逐漸增大，為滿(mǎn)足后混合器外內(nèi)涵進(jìn)口氣流壓力平衡約束，要求渦輪前總溫設(shè)計(jì)值亦隨之升高，因此單位推力相應(yīng)增大，發(fā)動(dòng)機(jī)推力快速增加。從經(jīng)濟(jì)性角度講，F(xiàn)LADE設(shè)計(jì)壓比存在一個(gè)最優(yōu)值πFLADE,OPT，使得發(fā)動(dòng)機(jī)單位耗油率最低，比原VCE方案設(shè)計(jì)點(diǎn)耗油率降低近6%。但對(duì)應(yīng)的渦輪前溫度亦較高，比原VCE方案設(shè)計(jì)值高90 K左右。在渦輪前溫度極限水平確定的情況下，地面設(shè)計(jì)溫度越高，發(fā)動(dòng)機(jī)節(jié)流比就越小，高速狀態(tài)性能越受限制。因此，綜合考慮到發(fā)動(dòng)機(jī)高速狀態(tài)性能潛力、單級(jí)FLADE氣動(dòng)設(shè)計(jì)難度和第三涵道流道尺寸效應(yīng)，F(xiàn)LADE壓比不應(yīng)取得過(guò)高。本文取πFLADE,DP=1.4進(jìn)行研究。

圖10　渦輪前總溫隨不同F(xiàn)LADE壓比設(shè)計(jì)值的變化趨勢(shì)Fig.10Tt4,ACEvs.πFLADEof FLADE

4.4設(shè)計(jì)狀態(tài)性能對(duì)比

設(shè)計(jì)超巡馬赫數(shù)Ma2.4的FLADE-ACE與雙外涵VCE，在標(biāo)況海平面靜止?fàn)顟B(tài)非安裝性能對(duì)比見(jiàn)表2。與VCE雙涵模式設(shè)計(jì)點(diǎn)相比，F(xiàn)LADE-ACE三涵模式設(shè)計(jì)點(diǎn)進(jìn)口總流量設(shè)計(jì)值增加，總涵道比和渦輪前總溫設(shè)計(jì)值均有較大幅度提升。因此FLADE-ACE設(shè)計(jì)推力上升10%，設(shè)計(jì)耗油率降低6%，但單位推力相應(yīng)地降低了近20%；渦輪前總溫升高，而高壓部件功率需求基本保持不變，高壓渦輪膨脹比略降；新增的FLADE功率需求使得低壓渦輪膨脹比略升。FLADE-ACE由三涵模式轉(zhuǎn)換為雙涵模式時(shí)參數(shù)的變化趨勢(shì)，與VCE由雙涵模式轉(zhuǎn)換為單涵模式的趨勢(shì)一致。由于發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口總流量維持不變，但總涵道比減小，從而推力上升，耗油率下降，變化幅度基本一致。但由于FLADE-ACE涵道比的減小幅度不如VCE的大，因此其渦輪前總溫及單位推力的增幅均比VCE的低。

5　結(jié)論

本文建立了基于進(jìn)發(fā)流量匹配的自適應(yīng)循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)總體性能設(shè)計(jì)方法，并依據(jù)某雙外涵VCE方案開(kāi)展了FLADE-ACE設(shè)計(jì)參數(shù)優(yōu)化選取分析和初步方案研究。以在超聲速進(jìn)氣道設(shè)計(jì)點(diǎn)(發(fā)動(dòng)機(jī)大功率狀態(tài)，如超巡)進(jìn)發(fā)流量完全匹配為約束條件，得出以下結(jié)論：

(1)FLADE-ACE第三外涵應(yīng)一直保持開(kāi)啟，在大飛行馬赫數(shù)條件下關(guān)小，為推進(jìn)系統(tǒng)提供冷卻氣流；在較低飛行馬赫數(shù)條件下，通過(guò)調(diào)節(jié)FLADE導(dǎo)葉和第三外涵噴管喉道面積來(lái)改變FLADE的工作點(diǎn)，以匹配進(jìn)氣道相對(duì)富裕的流通能力。

(2)超巡馬赫數(shù)設(shè)計(jì)值越高，相應(yīng)的地面起飛第三涵道比匹配設(shè)計(jì)值應(yīng)當(dāng)越高。

(3)超巡狀態(tài)冷卻用氣需求越大(即超巡狀態(tài)第三涵道比越高)，相應(yīng)的地面起飛第三涵道比匹配設(shè)計(jì)值應(yīng)當(dāng)越高。

(4)在后混合器外內(nèi)涵進(jìn)口壓力平衡約束條件下，F(xiàn)LADE設(shè)計(jì)壓比存在一個(gè)最優(yōu)值，使得發(fā)動(dòng)機(jī)單位耗油率最低。

表2　FLADE-ACE(MaSC=2.4)與VCE非安裝性能對(duì)比(標(biāo)況海平面靜止起飛狀態(tài))Table 2 Uninstalled performance comparison between FLADE-ACE and VCE atMaSC=2.4(SLS，TO)

(5)若保證進(jìn)發(fā)流量完全匹配，在其他參數(shù)水平不變的前提下，必然使得發(fā)動(dòng)機(jī)尺寸增加，迎風(fēng)阻力增大。因此，在實(shí)際工程設(shè)計(jì)過(guò)程中，需結(jié)合飛機(jī)的技戰(zhàn)術(shù)需求，根據(jù)進(jìn)發(fā)的實(shí)際匹配特性，權(quán)衡評(píng)估二者之間的相互關(guān)系，以獲得最優(yōu)的推進(jìn)系統(tǒng)特性。

[1]楊國(guó)才.論機(jī)動(dòng)飛機(jī)機(jī)體/進(jìn)氣道一體化[J].推進(jìn)技術(shù)，1999，20(2)：103—107.

[2]進(jìn)氣道原理[R].南京：南京航空航天大學(xué).

[3]Johnson J E.Variable cycle engine concepts[C]//.AGARD PEP Symposium on Advanced Aero-engine Concepts and Controls.Seattle，1995.

[4]Krebs J N，Allan R D.Supersonic propulsion—1970 to 1977[R].AIAA 77-832，1977.

[5]Brown R.Integration of a variable cycle engine concept in a supersonic cruise aircraft[R].AIAA 78-1049，1978.

[6]Simmons R J.Design and control of a variable geometry turbofan with an independently modulated third stream[D]. Ohio：The Ohio State University，2009.

[7]Allan R D.General electric company variable cycle engine technology demonstrator program[R].AIAA 79-1311，1979.

[8]胡曉煜.國(guó)外自適應(yīng)發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)研究進(jìn)展[J].國(guó)際航空，2012，(10)：41—43.

[9]Johnson J E，Powell B F.Adaptive engine：USA，2011/ 0167792 A1[P].2011.

[10]Mercure R A.NASA′s HSCT—past and future prospects [R].ASME 2000-GT-12，2000.

[11]Jones J R，Welge H R.Status of an inlet configuration trade study for the Douglas HSCT[R].California：Douglas Aircraft Company，1991.

Adaptive cycle engine performance design based on inlet/engine matching concept

QI Hong-bin，HUANG Shun-zhou，WANG Wei-li，DING Zhao-xia，CHANG Yu-bo
(China Gas Turbine Establishment，Chengdu 610500，China)

Based on a mathematical model of inlet/adaptive cycle engine airflow match,a feasible performance design method potentially applied to the adaptive cycle engine（ACE）was proposed and employed to implement a study on the design parameters selection and performance optimization of FLADE-ACE.It is demonstrated by research results that the airflow matching requirement of inlet high altitude/high Mach number design point and engine SLS design point should be considered during FLADE-ACE performance design process and FLADE bypass ratio at engine design point should be increased as inlet design Mach number or cooling air requirement at this flight condition increases.

aero-engine；adaptive cycle；variable cycle；airflow matching；FLADE；triple bypass；operating mode

V235.13

A

1672-2620(2016)05-0005-06

2015-11-06；

2016-10-24

祁宏斌(1985-)，男，四川江油人，碩士，工程師，主要從事航空動(dòng)力總體性能設(shè)計(jì)研究。