變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)戰(zhàn)斗機(jī)任務(wù)性能影響計(jì)算研究

聶永斌，孫 冬

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

變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)戰(zhàn)斗機(jī)任務(wù)性能影響計(jì)算研究

聶永斌1，孫 冬2

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

為了研究戰(zhàn)斗機(jī)任務(wù)性能模型的可行性，以戰(zhàn)斗機(jī)為研究對(duì)象，假設(shè)其安裝變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)，以F-22戰(zhàn)斗機(jī)機(jī)內(nèi)燃油和帶副油箱的任務(wù)性能為標(biāo)準(zhǔn)結(jié)果，考慮全部的飛行過程，對(duì)所建立的模型進(jìn)行可行性驗(yàn)證。結(jié)果表明：計(jì)算得到的F-22戰(zhàn)斗機(jī)內(nèi)燃油和帶副油箱任務(wù)性能與文獻(xiàn)中的標(biāo)準(zhǔn)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(dòng)機(jī)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(dòng)機(jī)能夠使戰(zhàn)斗機(jī)的轉(zhuǎn)場(chǎng)航程增加27.2%，亞聲速截?fù)羧蝿?wù)剖面的作戰(zhàn)半徑增加29.1%。本算法具有一定的準(zhǔn)確性，可信度較高。

變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)；自適應(yīng)發(fā)動(dòng)機(jī)；戰(zhàn)斗機(jī)；任務(wù)性能；作戰(zhàn)半徑

0 引言

變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)（又稱自適應(yīng)發(fā)動(dòng)機(jī)）是1種多設(shè)計(jì)點(diǎn)發(fā)動(dòng)機(jī)，通過改變一些部件的幾何形狀、尺寸或位置使發(fā)動(dòng)機(jī)的循環(huán)參數(shù)發(fā)生變化，該發(fā)動(dòng)機(jī)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(duì)變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)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(dòng)機(jī)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(dòng)機(jī)是世界上第1種經(jīng)飛行驗(yàn)證的變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)，其變循環(huán)特征可以根據(jù)飛行需求變換工作模式：當(dāng)起飛、加速及超聲速飛行需要高單位推力時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)以純渦噴模式工作；當(dāng)亞聲速巡航、待機(jī)時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)以小涵道比混排渦扇模式工作。美國空軍實(shí)驗(yàn)室（AFRL）預(yù)計(jì)，變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)耗油率將比F-135發(fā)動(dòng)機(jī)的低25%，使飛機(jī)的作戰(zhàn)半徑增加25%～30%，續(xù)航時(shí)間增加30%～40%。

對(duì)于變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)的研究，美國先后啟動(dòng)了“自適應(yīng)通用發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)”（ADVENT）計(jì)劃和“自適應(yīng)發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)發(fā)展”（AETD）計(jì)劃。種種跡象表明，變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)很可能就是其下一代戰(zhàn)斗機(jī)動(dòng)力裝置的基本形式。國內(nèi)關(guān)于變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)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(dòng)機(jī)的綜述文章；劉增文和王占學(xué)等[12-13]對(duì)變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)性能和模態(tài)轉(zhuǎn)換過程進(jìn)行了數(shù)值模擬研究；張?chǎng)魏蛣毥躘14]對(duì)緊湊布局核心機(jī)驅(qū)動(dòng)風(fēng)扇級(jí)設(shè)計(jì)參數(shù)的影響進(jìn)行了計(jì)算分析；趙敏靜和王立峰等[15]對(duì)變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行了半物理仿真研究。

本文選定與F-22戰(zhàn)斗機(jī)性能相當(dāng)?shù)膽?zhàn)斗機(jī)為研究對(duì)象，假設(shè)其安裝變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)，參考F120變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)的變循環(huán)模式和美國關(guān)于變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)的最新研究結(jié)論，并考慮全部的飛行過程，對(duì)安裝變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)戰(zhàn)斗機(jī)的任務(wù)性能進(jìn)行了估算。

1 戰(zhàn)斗機(jī)模型

選定與美國的F-22戰(zhàn)斗機(jī)相當(dāng)?shù)娘w機(jī)為研究對(duì)象，F(xiàn)-22戰(zhàn)斗機(jī)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(jī)翼面積為78 m2，空機(jī)質(zhì)量為14365 kg，機(jī)內(nèi)燃油質(zhì)量為 9979 kg[16-19]。

表1 F-22戰(zhàn)斗機(jī)的典型性能參數(shù)

2 任務(wù)性能分析

飛機(jī)的任務(wù)性能可以通過飛機(jī)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(jì)算得到。

2.1 理論分析

考慮由于燃油消耗使飛機(jī)質(zhì)量減輕的速率，經(jīng)過整理變形，可以建立飛機(jī)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(jī)的質(zhì)量；FA為飛機(jī)的可用推力（也就是發(fā)動(dòng)機(jī)的安裝推力）；SFC是發(fā)動(dòng)機(jī)安裝耗油率；V為飛機(jī)的飛行速度；dW是飛機(jī)質(zhì)量的變化量；ds是飛行距離的變化量。

考慮到發(fā)動(dòng)機(jī)安裝耗油率（SFC）隨飛機(jī)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(dòng)機(jī)類型或發(fā)動(dòng)機(jī)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(jìn)而影響發(fā)動(dòng)機(jī)安裝耗油率的大小。

對(duì)于低涵道比混排渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)，當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)處于最大連續(xù)或節(jié)流工作狀態(tài)時(shí)

當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)處于全加力工作狀態(tài)時(shí)

對(duì)式（1）進(jìn)行積分，除了需要SFC的特性外，還需要知道瞬時(shí)推力載荷 FA

W（）的特性。

式中：FASL為飛機(jī)在海平面的可用推力；WTO為飛機(jī)的起飛質(zhì)量；α為飛機(jī)推力變化系數(shù)；β為飛機(jī)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(shí)間；n為飛行過載。

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

（1）Ps＞0。

當(dāng)Ps＞0時(shí)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(jiǎn)化為

式中：下標(biāo)i為初始值；f為最終值。

Wi結(jié)果的乘積。即

（2）Ps＝0。

當(dāng)Ps＝0時(shí)，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(jī)、暖機(jī)、起飛抬前輪、等能量高度機(jī)動(dòng)等。

按照飛機(jī)阻力等于發(fā)動(dòng)機(jī)推力的原則，可以得到關(guān)于飛機(jī)質(zhì)量隨飛行時(shí)間的變化關(guān)系

積分得出

式中：Δte為該飛行段總的飛行時(shí)間。

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

2.2 算法驗(yàn)證

選取F-22戰(zhàn)斗機(jī)的機(jī)內(nèi)燃油和帶副油箱的任務(wù)性能為標(biāo)準(zhǔn)結(jié)果，來驗(yàn)證本文算法的準(zhǔn)確性。

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

驗(yàn)證過程：計(jì)算時(shí)考慮全部的飛行過程，在起飛、加速、爬升、下降、待機(jī)、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(shí)，飛機(jī)著陸時(shí)的質(zhì)量系數(shù)為0.6367，機(jī)內(nèi)剩余燃油為10.76%。

計(jì)算結(jié)果表明：計(jì)算得到的F-22戰(zhàn)斗機(jī)機(jī)內(nèi)燃油任務(wù)性能與文獻(xiàn)[16-19]中的標(biāo)準(zhǔn)結(jié)果十分接近，誤差為0.76%。

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

驗(yàn)證過程：計(jì)算時(shí)考慮全部的飛行過程，在起飛、加速、爬升、下降、待機(jī)、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(jī)著陸時(shí)的質(zhì)量系數(shù)為0.4861，機(jī)內(nèi)剩余燃油為10.24%。

計(jì)算結(jié)果表明，計(jì)算得到的F-22戰(zhàn)斗機(jī)帶副油箱任務(wù)性能與文獻(xiàn)[16-19]中的標(biāo)準(zhǔn)結(jié)果十分接近，誤差為0.24%。

由以上驗(yàn)證結(jié)果可知，計(jì)算得到的F-22戰(zhàn)斗機(jī)機(jī)內(nèi)燃油和帶副油箱任務(wù)性能與文獻(xiàn)中的標(biāo)準(zhǔn)結(jié)果十分接近，誤差均小于1%，因此，該算法具有一定的準(zhǔn)確性，可信度較高。

2.3 發(fā)動(dòng)機(jī)模型的選取

參考常規(guī)變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)的變循環(huán)模式，當(dāng)起飛、加速及超聲速飛行需要高單位推力時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)以純渦噴模式工作；當(dāng)亞聲速巡航、待機(jī)時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)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(shí)驗(yàn)室（AFRL）的研究成果，選取的變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)與固定涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)相比，假設(shè)變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)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(jī)航段渦扇模式的耗油率降低25%。

2.4 轉(zhuǎn)場(chǎng)任務(wù)性能

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

計(jì)算時(shí)考慮全部的飛行過程，在起飛、加速、爬升、下降、待機(jī)、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(jī)著陸時(shí)機(jī)內(nèi)剩余燃油為總?cè)加偷?0.44%，符合對(duì)一般戰(zhàn)斗機(jī)的要求。此時(shí)，戰(zhàn)斗機(jī)轉(zhuǎn)場(chǎng)航程增加了27.2%。

2.5 亞聲速截?fù)羧蝿?wù)性能

已知F-22戰(zhàn)斗機(jī)機(jī)內(nèi)燃油亞聲速截?fù)羧蝿?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(dòng)機(jī)，忽略由變循環(huán)引起的發(fā)動(dòng)機(jī)質(zhì)量增加，研究其亞聲速截?fù)羧蝿?wù)性能。

亞聲速截?fù)糇鲬?zhàn)任務(wù)的任務(wù)剖面如圖1所示。其作戰(zhàn)過程簡(jiǎn)化為以下3個(gè)階段（具體階段的參數(shù)詳見文獻(xiàn)[20]）：

（1）抵達(dá)階段：包括暖機(jī)、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(gè)超聲速盤旋和2個(gè)亞聲速盤旋過程、投彈1400 kg，此階段不計(jì)航程；

（3）返回階段：包括亞聲速巡航（Ma=0.8）、下降、待機(jī)、著陸等過程。

完成亞聲速截?fù)羧蝿?wù)剖面的全部飛行過程。抵達(dá)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(dá)戰(zhàn)區(qū)1850 km的亞聲速巡航，則抵達(dá)戰(zhàn)區(qū)前的航程共計(jì)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(jī)、著陸等小航程階段的90 km，返回階段的航程共計(jì)1920 km。因此，此時(shí)飛機(jī)的作戰(zhàn)半徑可達(dá)1910 km，而且不計(jì)算作戰(zhàn)盤旋、投彈的航程。此時(shí)，飛機(jī)著陸時(shí)其機(jī)內(nèi)剩余燃油為總?cè)加唾|(zhì)量的10%，符合對(duì)一般戰(zhàn)斗機(jī)的要求。亞聲速截?fù)糇鲬?zhàn)任務(wù)的航程分布見表2。

表2 亞聲速截?fù)糇鲬?zhàn)任務(wù)的航程分布 km

安裝渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)時(shí)，戰(zhàn)斗機(jī)的亞聲速截?fù)羧蝿?wù)的作戰(zhàn)半徑為1480 km。安裝變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)時(shí)，戰(zhàn)斗機(jī)的亞聲速截?fù)羧蝿?wù)的作戰(zhàn)半徑可達(dá)1910 km，作戰(zhàn)半徑增大了430 km，增加29.1%。

起飛、加速、爬升、待機(jī)、降落等航段的航程占總航程的比例小于10%，對(duì)總?cè)蝿?wù)性能的影響較小。影響戰(zhàn)斗機(jī)亞聲速截?fù)羧蝿?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(jī)任務(wù)性能分析計(jì)算模型，對(duì)安裝變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)戰(zhàn)斗機(jī)的任務(wù)性能進(jìn)行了估算，根據(jù)計(jì)算結(jié)果得到如下結(jié)論：

（1）計(jì)算得到的F-22戰(zhàn)斗機(jī)內(nèi)燃油和帶副油箱任務(wù)性能與文獻(xiàn)中的標(biāo)準(zhǔn)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(zhǔn)確性，可信度較高；

（2）低耗油率的變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)戰(zhàn)斗機(jī)的任務(wù)性能影響較大；變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)能使飛機(jī)轉(zhuǎn)場(chǎng)航程增加27.2%，飛機(jī)的亞聲速截?fù)羧蝿?wù)剖面的作戰(zhàn)半徑增加29.1%。

應(yīng)加大對(duì)變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)的研究力度，掌握變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)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(xiàng)目：國家重大基礎(chǔ)研究項(xiàng)目資助

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

聶永斌.變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)戰(zhàn)斗機(jī)任務(wù)性能影響研究 [J].航空發(fā)動(dòng)機(jī)，2017，43（1）：48-52.NIEYongbin,SUNDong.Investigationoninfluenceof varietycycleengineonfightermissionperformance[J].Aeroengine，2017，43（1）：48-52.

（編輯：張寶玲）