高空長航時飛翼無人機用渦扇發(fā)動機關鍵技術

溫占永，段婭

(中國航天空氣動力技術研究院 航天彩虹無人機股份有限公司，北京 100074)

0 引 言

21世紀以來，高空長航時無人機得到了迅猛的發(fā)展及廣泛的應用。高空長航時無人機在軍事領域主要用于執(zhí)行偵察監(jiān)視、對地打擊、戰(zhàn)場毀傷評估、電子戰(zhàn)等任務，在民用領域可用于自然災害狀況觀測、氣象研究、高空大氣科學研究等[1-2]。到目前為止，成功研制出高空長航時無人機并投入實戰(zhàn)的國家主要有美國、以色列、中國等，具有代表性的高空長航時無人機有“全球鷹”“死神”“蒼鷺”“彩虹”“翼龍”等。為了達到長航時的目標，這些無人機大多采用大展弦比、高升阻比的平直機翼，其缺點是隱身性能較差，戰(zhàn)場生存能力不足。因此，在軍事領域主要用于非對稱作戰(zhàn)任務中。

高空長航時飛翼無人機在高威脅環(huán)境下的生存能力強，可對重要目標實施滲透或抵近偵察，執(zhí)行隱身突防、防空壓制等對稱作戰(zhàn)任務。近年來，飛翼布局隱身高空長航時無人機成為各國武器裝備研究的熱點之一。發(fā)動機作為無人機的動力裝置，其性能指標影響到全系統(tǒng)的性能指標。在活塞式發(fā)動機、渦噴發(fā)動機、渦槳發(fā)動機、渦扇發(fā)動機等航空發(fā)動機中，渦扇發(fā)動機在亞跨聲速飛行中推進效率最高[3]，最適用于高空長航時飛翼無人機。我國高空長航時飛翼無人機尚未達到廣泛應用階段，對可應用于高空長航時飛翼無人機的渦扇發(fā)動機的適應性改進研究較為缺乏。國外對渦扇發(fā)動機部件，如壓氣機、渦輪、燃燒室等的高空適應性改進研究較早且較為廣泛[4-5]，但對應用于高空長航時飛翼無人機的渦扇發(fā)動機適應性改進尚缺乏系統(tǒng)性的論述。

本文分析關鍵設計參數對高空長航時飛翼無人機用渦扇發(fā)動機性能的影響，總結高空長航時飛翼無人機用渦扇發(fā)動機面臨的關鍵問題及研究進展，以期為高空長航時飛翼無人機用渦扇發(fā)動機的選型及適應性改進設計提供參考。

1 高空長航時飛翼無人機作戰(zhàn)任務及其對渦扇發(fā)動機的要求

高空長航時飛翼無人機利用其隱身、長滯空時間等優(yōu)勢，可在對抗環(huán)境下執(zhí)行抵近偵察、持續(xù)監(jiān)視、警戒探測、通訊中繼、電子干擾等作戰(zhàn)支援任務，可執(zhí)行隱身突防、防空壓制等作戰(zhàn)任務，也可通過引導巡航導彈打擊或直接發(fā)動攻擊的方式對地面高價值目標實施打擊。對高空長航時飛翼無人機作戰(zhàn)任務的分析可知其對發(fā)動機的特定要求為：

(1) 低的巡航燃油消耗率，以滿足長航時飛行的需求；

(2) 穩(wěn)定的高空工作性能，在寬廣的飛行高度-速度包線內穩(wěn)定工作，避免發(fā)生喘振甚至空中停車；

(3) 高的功率提取能力，以滿足光電吊艙、雷達、電子戰(zhàn)吊艙等眾多機載設備的功率需求；

(4) 低的紅外特征指標，以滿足隱身需求。

此外，用于高空長航時飛翼無人機的渦扇發(fā)動機還應滿足高推重比、低壽命周期成本、良好的可靠性和維護性等通用要求。

2 關鍵設計參數

2.1 經濟性評價指標

作為高空長航時無人機的動力輸出裝置，表征渦扇發(fā)動機經濟性的指標之一是單位燃油消耗率，簡稱耗油率，用符號sfc表示，其通用定義如式(1)所示。

(1)

式中：Wf為發(fā)動機的燃油質量流量，kg/s；F為發(fā)動機推力，N；sfc為單位燃油消耗率，kg/(N·h)。

表征渦扇發(fā)動機經濟性的另一個指標是推進總效率，其定義為發(fā)動機所產生的推進功與燃油完全燃燒產生的熱能之比，也等于熱效率和推進效率的乘積，如式(2)所示。

(2)

式中：V0為飛行速度，m/s；Hf為每千克燃油熱值，J；ηth為熱效率，即循環(huán)有效功與燃油完全燃燒產生的熱能之比；ηp為推進效率，即推進功與循環(huán)有效功之比。

由式(1)～式(2)可得：

(3)

由式(3)可知，當飛行速度相同時，在表征發(fā)動機經濟性方面，耗油率和推進總效率這兩個指標是等效的。

2.2 涵道比

在其他設計參數一定時渦扇發(fā)動機的熱效率和有效功是一定的，其涵道比B越大，發(fā)動機內涵、外涵的排氣平均速度越小，因而排氣攜帶的散失于大氣中的能量越小，推進效率越高[6]。當飛行速度一定時，發(fā)動機耗油率越低，渦扇發(fā)動機耗油率sfc與涵道比B的關系如圖1所示[6]。對于高空長航時飛翼無人機，為了達到更低耗油率的目的，應盡可能選用大涵道比渦扇發(fā)動機。例如，高空長航時無人機“全球鷹”選用AE3007H發(fā)動機，其涵道比為5，起飛狀態(tài)耗油率可低至0.038 8 kg/(N·h)，未來的高空長航時無人機用渦扇發(fā)動機涵道比可達到12～15。

圖1 渦扇發(fā)動機耗油率sfc與涵道比B的關系Fig.1 Relationship between sfc and B

2.3 總增壓比

根據航空燃氣渦輪發(fā)動機工作原理，總增壓比π是影響發(fā)動機熱效率的重要參數，對發(fā)動機耗油率有明顯的影響。渦扇發(fā)動機理想循環(huán)效率僅受增壓比的影響，且隨增壓比單調增加，如式(4)所示。

(4)

式中：π為發(fā)動機壓縮系統(tǒng)總增壓比；γ為空氣絕熱指數，γ=1.4。

在目前技術所能達到的增壓比范圍內，提高增壓比是降低發(fā)動機耗油率的重要技術途徑，如圖2所示[6]。高空長航時無人機用渦扇發(fā)動機追求更低的燃油消耗率，因此進一步提高壓氣機總增壓比仍是重要的發(fā)展方向。

圖2 渦扇發(fā)動機耗油率sfc與增壓比πc的關系Fig.2 Relationship between sfc and πc

2.4 風扇壓比

對于渦扇發(fā)動機而言，發(fā)動機循環(huán)有效功分為兩個部分，一部分使內涵道油氣混合氣體速度增加，另一部分使外涵道氣體速度增加。在其他設計參數一定時，發(fā)動機的熱效率和有效功是一定的，這兩部分有效功的分配存在最佳分配的問題。研究表明，渦扇發(fā)動機設計涵道比對最佳風扇增壓比產生影響，發(fā)動機涵道比越大，則最佳風扇壓比應越小，如圖3所示[6]。因此，對于高空長航時無人機用大涵道比渦扇發(fā)動機來說，應發(fā)展尺寸較大、增壓比較低的單級風扇。但為了提高總增壓比，對高壓壓氣機壓比提出了更高的要求。

圖3 耗油率sfc與設計涵道比B、風扇增壓比πF的關系Fig.3 Relationship between sfc and B, πF

2.5 渦輪前溫度

實際循環(huán)熱力過程存在摩擦損失、排氣損失等，其熱效率及燃油消耗率受渦輪前溫度(T4)影響，如圖4所示[6]。

圖4 渦扇發(fā)動機耗油率sfc與渦輪前溫度T4的關系Fig.4 Relationship between sfc and T4

從圖4可以看出：隨著渦輪前溫度的提高耗油率先減小后增大，存在一個對應發(fā)動機耗油率最低的溫度值。因此，對于追求低油耗的高空長航時渦扇發(fā)動機來說，渦輪前溫度應設定在使耗油率最低的值。

3 高空長航時飛翼無人機用渦扇發(fā)動機關鍵問題

3.1 高空低馬赫數飛行條件下的低雷諾數效應

雷諾數(Re)是表征流體流動情況的無量綱數，是流體慣性力與粘性力比值的量度，雷諾數越小意味著粘性力影響越顯著，如式(5)所示。

(5)

式中：ρ為流體密度；v為流體速度；d為特征長度；μ為粘性系數。

隨著飛行高度的增加空氣密度明顯降低，當飛行速度及特征長度不變時，雷諾數下降趨勢明顯。在空氣速度及特征長度保持不變時，20 km處的雷諾數僅為海平面標準大氣條件下的9.05%，如圖5所示，d=0.05 m，v=25 m/s。

圖5 雷諾數、空氣密度、粘性系數隨高度的關系Fig.5 Relationship between Re, air density, coefficient of viscosity with height

在高空低馬赫數飛行條件下，低雷諾數意味著粘性力對流動的影響變大，導致風扇/壓氣機、燃燒室、渦輪等部件效率降低，發(fā)動機性能下降。在高空低速飛行條件下，雷諾數低于風扇/壓氣機自?；ぷ鲄^(qū)的臨界值[7]，氣流在葉片背面容易產生分離，使風扇、壓氣機增壓比、換算流量、效率大幅降低，風扇/壓氣機喘振邊界向下移動，壓氣機的工作線向喘振線移動，穩(wěn)定裕度降低[7-8]，典型的壓氣機受低雷諾數影響的特性變化如圖6所示[8]。

圖6 低雷諾數對壓氣機特性的影響Fig.6 Effect of low Re number on compressor characteristics

渦輪效率也受低雷諾數影響明顯。在高空低速飛行條件下，渦輪中燃氣雷諾數較小，燃氣在渦輪葉片背面容易產生分離，使渦輪效率降低，流通能力下降。受低雷諾數的影響，流量和效率特性線均向下方移動，在相同的換算功下，渦輪流量和效率都下降，如圖7所示[9]。

(a) 低雷諾數對渦輪流量的影響

(b) 低雷諾數對渦輪效率的影響圖7 低雷諾數對渦輪特性的影響Fig.7 Effect of low Re number on turbine characteristics

李文等[10]采用氣熱耦合CFD計算方法，對某航空發(fā)動機低壓渦輪高空低雷諾數下的流動特性進行了深入研究，結果表明，隨著雷諾數從2×105降低，低壓渦輪效率迅速減小，且雷諾數越低時低壓渦輪效率隨雷諾數的降低減小得更快，如圖8所示[10]。

圖8 渦輪效率隨雷諾數變化規(guī)律Fig.8 Relationship between turbine efficiency and Re number

此外，在高空低馬赫數飛行條件下，燃燒室進口的空氣流量、壓力、溫度均顯著降低，導致燃油霧化、油氣摻混變差、燃燒室壓力降低，加上高空低雷諾數效應等因素，火焰?zhèn)鞑ニ俣群突瘜W反應速率降低，燃燒的穩(wěn)定性和燃燒率降低[11]。

3.2 功率提取

隨著飛行高度的升高，空氣密度降低，發(fā)動機進氣量及進油量相應降低，發(fā)動機動力性能下降，因而分出功率的能力也下降。當發(fā)動機在高空工作時，由于空氣密度降低，發(fā)動機工作線向壓氣機的喘振線方向移動，壓氣機的喘振裕度降低，此時高的功率提取進一步降低了喘振裕度[12]。此外，發(fā)動機分出功率還會導致發(fā)動機耗油率上升的問題，如圖9所示[12]。在高空條件下，發(fā)動機分出功率很難滿足光電吊艙、雷達、電子戰(zhàn)吊艙、液壓泵等眾多機載設備的功率需求。

圖9 功率提取對耗油率的影響Fig.9 Effect of power extraction on fuel consumption rate

3.3 紅外隱身

對于高空長航時飛翼無人機，為了最大限度地提升戰(zhàn)場生存能力、達到紅外隱身的目的，其紅外信號特征應盡可能小。高空長航時飛翼無人機最大飛行馬赫數一般在0.75左右，飛行時機體與空氣摩擦所產生的表面熱量較小，紅外特征主要集中在發(fā)動機艙壁面和發(fā)動機尾流熱信號。發(fā)動機熱輻射導致在發(fā)動機艙段壁面形成紅外信號強點。發(fā)動機尾噴口高溫氣流在中紅外波段(3～5 μm)上的紅外輻射特征最為明顯，在發(fā)動機正后向探測時該特征尤為明顯，約占整個機體的90%[13]。

4 高空長航時飛翼無人機用渦扇發(fā)動機關鍵技術

4.1 低雷諾數條件下高穩(wěn)定裕度壓氣機技術

壓氣機葉型設計是適應低雷諾數流動條件、降低氣流損失、提高壓氣機效率的關鍵[14]。王英鋒等[15]通過理論計算指出，適當增加高壓壓氣機葉片弦長可有效地提高壓氣機在低雷諾數下的增壓比和效率，拓寬喘振邊界。劉太秋等[16]采用數值模擬方法研究了在高空低雷諾數條件下氣流在葉柵中的流動機理，指出應合理分配和控制葉型整體的彎度和厚度，彎度在前段應適當降低，葉型的最大厚度位置在35%～45%弦長處，可達到控制葉片表面附面層和減少葉型損失的目的。

主動流動控制技術，特別是葉片抽吸技術是控制附面層氣流流動的有效手段[17]。采用吸附式壓氣機葉型及附面層抽吸技術可以控制附面層氣流分離，從而改善低雷諾數效應對風扇/壓氣機的性能影響，提高風扇/壓氣機的穩(wěn)定工作范圍。李俊等[18]利用人工蜂群算法對吸附式壓氣機葉型和抽吸方案進行耦合優(yōu)化設計，在高空低雷諾數條件下適當地增加吸附式葉型前段的負荷，繼而通過抽吸來控制層流的設計最為理想，優(yōu)化后總壓損失降低了32%，靜壓提升了0.01，并且優(yōu)化設計后在地面條件下的性能也略有提高。

4.2 高效率高/低壓渦輪技術

對于高空長航時無人機用渦扇發(fā)動機來說，高壓壓氣機增壓比較高，導致高壓渦輪膨脹比較大。為了提高高壓渦輪效率，應在低渦輪重量與多級渦輪高效率之間折衷考慮，例如AE3007發(fā)動機就采用了兩級高壓渦輪[19]。大的涵道比導致風扇、低壓渦輪轉速較低，使得低壓渦輪處于不利的做功條件，因此高空長航時無人機用渦扇發(fā)動機的低壓渦輪應采用較多的渦輪級數以抑制流動分離[19]。此外，抗分離能力強的渦輪葉片葉型設計對于提高渦輪效率也十分關鍵。

4.3 適用于高空低速飛行條件下的高效燃燒設計

在高空低飛行速度條件下，由于燃燒室進口的空氣流量、壓力、溫度均顯著降低，燃油霧化氣動力較小。為了解決燃油霧化不充分、油氣摻混效果較差的問題，提高燃燒效率，需要更好的霧化方式。傳統(tǒng)的航空發(fā)動機噴嘴大都通過油膜與高速氣流的相互作用，在空氣動力作用下使油膜破碎霧化，在高空低雷諾數下，霧化效果較差。魏德明[11]提出應發(fā)展不借助氣動力進行霧化的噴嘴，比如離心式噴嘴、超聲波噴嘴等，可在高空低雷諾數下仍然保持良好的霧化效果。此外，在保證火焰筒壁溫不超過材料承溫能力的情況下，減少冷卻進氣量，使更多的空氣參加燃燒和摻混，也是提高燃燒效率和保證燃燒穩(wěn)定性的有效手段，但對發(fā)動機冷卻設計提出了更高的要求。

4.4 高功率提取技術

為了滿足無人機機載設備功率需求，梁振欣等[20]研究了中小推力雙軸混排式渦扇發(fā)動機在高空條件下低壓轉子分出功率對發(fā)動機和核心機狀態(tài)的影響，結果表明：與高壓轉子分出功率相比，低壓轉子分出功率能在保證發(fā)動機穩(wěn)定工作的前提下，有效提高渦扇發(fā)動機的高空分出功率能力，但受到最大渦輪前總溫和最大高壓轉子轉速的限制。

4.5 紅外特征抑制技術

根據斯蒂芬-玻爾茲曼定律，紅外輻射能量與其溫度的四次方和表面發(fā)射率成正比，因此抑制紅外特征應從降低發(fā)動機艙表面溫度和紅外發(fā)射率兩方面入手。為了降低發(fā)動機表面對發(fā)動機艙的散熱量，應對發(fā)動機內部較熱部件采取氣膜冷卻技術或沖擊冷卻技術，以降低發(fā)動機表面溫度。為了降低紅外發(fā)射率，可在尾噴管腔體內的高溫部件表面涂敷或鍍制專用低發(fā)射率涂料[21]。

對于發(fā)動機尾噴口氣流的紅外抑制，主要措施有強化摻混、異形噴管等技術。采用矩形噴管或S彎矩形噴管可以起到有效地強化摻混作用，降低發(fā)動機尾噴口氣流的溫度[22-24]。為了削弱渦扇發(fā)動機尾噴口氣流的紅外特征，廖華琳等[13]對比分析了軸對稱噴管、圓轉矩形噴管及S彎噴管在不同探測面上的紅外輻射強度，結果表明：S彎噴管二次流摻混作用最強，尾噴口氣流溫度最低，此外其特殊的彎道結構對噴管前高溫部件形成有效遮擋，在尾噴管正后方的整體紅外特征相對于軸對稱噴管降低了89.7%；矩形噴管二次流摻混作用低于S彎噴管，尾噴口氣流溫度較低，其紅外輻射特征相對于軸對稱噴管降低了23.1%；但由于S彎噴管的尾噴氣流斜向上，其紅外輻射強度最大值出現在高度角為20°時，因此在巡航狀態(tài)下來自上方的紅外探測威脅最大；此外，S彎噴管流動阻力最大，應通過優(yōu)化設計使流動阻力控制在允許范圍內。

5 結束語

本文分析了高空長航時飛翼無人機的作戰(zhàn)任務及其對渦扇發(fā)動機的要求，結合航空發(fā)動機基本原理分析了關鍵設計參數對渦扇發(fā)動機性能的影響，總結了高空長航時飛翼無人機用渦扇發(fā)動機面臨的關鍵問題及研究進展，可知：

(1) 為了滿足高空長航時飛翼無人機的作戰(zhàn)要求，渦扇發(fā)動機研制或選型改進時應采用高涵道比、高總增壓比、低風扇壓比、渦輪前溫度適中、多級渦輪的設計方案。

(2) 采用壓氣機葉型設計、附面層抽吸等技術措施可提高壓氣機在高空低雷諾數飛行條件下的抗氣流分離能力，拓寬喘振邊界。

(3) 發(fā)展不借助氣動力進行霧化的噴嘴、采用對燃燒室進氣-冷卻綜合設計的措施，可以提高在低雷諾數飛行條件下燃油的霧化性能和燃燒效率。

(4) 發(fā)動機功率提取會帶來發(fā)動機壓氣機喘振裕度降低、耗油率升高等問題。高空中低壓轉子分出功率能力較高，但受到最大渦輪前總溫和最大高壓轉子轉速的限制，高空中發(fā)動機功率提取問題有待進一步研究。

(5) 為了降低紅外輻射特征，應采用對發(fā)動機內部較熱部件冷卻散熱及低發(fā)射率涂層技術，以降低發(fā)動機表面溫度。采用強化摻混、異形噴管(如矩形噴管或S形噴管)等措施，可降低發(fā)動機尾噴口氣流的紅外輻射特征，但應通過優(yōu)化設計將流動阻力控制在允許范圍內。