面向巡航任務(wù)的自適應(yīng)循環(huán)發(fā)動機進/發(fā)匹配

王一凡，陳浩穎，張海波

南京航空航天大學(xué) 能源與動力學(xué)院，南京 210016

作為航空動力裝置的重要部件之一，進氣道的作用是為發(fā)動機提供所需的空氣流量，并以盡可能均勻的速度場與壓力場將空氣的動能轉(zhuǎn)化成壓力勢能，使整個動力裝置的氣動阻力最小［1-2］。然而進/發(fā)在實際的工作過程中，隨著飛行任務(wù)與發(fā)動機工作狀態(tài)的改變，進氣道與發(fā)動機實際的流通能力往往是不同的，這使進/發(fā)匹配成為了影響發(fā)動機非設(shè)計點性能的重要因素［3］。對于兼顧亞聲速與超聲速飛行任務(wù)的戰(zhàn)斗機而言，進氣道一般設(shè)計在極限飛行速度與大流量狀態(tài)下［4］，在超聲速狀態(tài)下能夠保持較好的流量匹配以提高推進系統(tǒng)的燃油經(jīng)濟性；而在亞聲速狀態(tài)下，發(fā)動機必須進行大幅度節(jié)流，此時進氣道的面積則顯得過大，導(dǎo)致進氣道的溢流增加，降低推進系統(tǒng)的安裝性能。

為減少進/發(fā)不匹配對推進系統(tǒng)的不利影響，現(xiàn)有的超聲速進氣道往往具備幾何可調(diào)節(jié)的能力，國內(nèi)外針對幾何可調(diào)的進氣道已經(jīng)開展了較為成熟的研究。哈爾濱工業(yè)大學(xué)的黃慶平針對馬赫數(shù)0～2 的幾何可調(diào)進氣道進行設(shè)計與建模，CFD 仿真結(jié)果表明綜合斜板角度調(diào)節(jié)與輔助進氣門調(diào)節(jié)下亞聲速范圍總壓恢復(fù)系數(shù)不小于0.94，在超聲速范圍高馬赫數(shù)下不小于0.85［5］。南京航空航天大學(xué)的孫豐勇等通過分析進氣道的內(nèi)、外流特性，建立了超聲速進氣道/渦扇發(fā)動機一體化模型，指出在超聲速狀態(tài)下通過進氣道放氣可以提高3%的發(fā)動機安裝推力［6］；葉東鑫等提出了一種帶有輔助進氣門調(diào)節(jié)的進氣道/發(fā)動機一體化控制方法，通過調(diào)節(jié)輔助進氣門開度實現(xiàn)進氣道出口總壓恢復(fù)系數(shù)的PID 控制，在典型任務(wù)工況下，推力提高了16%，耗油率下降了6%［7］。NASA Glenn 研 究 中 心 的Kopasakis 和Connolly 設(shè)計了一種基于反饋控制回路的進氣道激波位置控制系統(tǒng)，用于進氣道/發(fā)動機一體化模型當(dāng)中可提高推進效率［8］。

可見，對可調(diào)進氣道與發(fā)動機進行一體化控制能有效地減少發(fā)動機的溢流，降低發(fā)動機的安裝損失。然而，這種調(diào)節(jié)方式的本質(zhì)是在不同工況下改變進氣道流通流量，在實現(xiàn)進/發(fā)良好匹配的同時也給推進系統(tǒng)帶來了復(fù)雜的進氣道調(diào)節(jié)機構(gòu)與控制規(guī)律，對進氣道的制造成本與控制方法提出了挑戰(zhàn)。

隨著航空推進系統(tǒng)的不斷發(fā)展，自適應(yīng)循環(huán)發(fā)動機［9-10］（Adaptive Cycle Engine，ACE）從改變發(fā)動機需求流量的角度為解決進/發(fā)匹配問題提供了另一種思路，相對于固定熱力循環(huán)的渦扇發(fā)動機與雙涵道的變循環(huán)發(fā)動機，自適應(yīng)循環(huán)發(fā)動機在風(fēng)扇上增加了葉尖風(fēng)扇（Fan on Blade，F(xiàn)LADE）部件［11］，能夠在更寬廣的范圍內(nèi)改變發(fā)動機的涵道比，使發(fā)動機兼具大涵道比渦扇發(fā)動機低油耗與小涵道比渦扇發(fā)動機高單位推力的特點［12-13］，從而更好地適應(yīng)戰(zhàn)斗機的不同飛行任務(wù)。

針對自適應(yīng)循環(huán)發(fā)動機的進/發(fā)匹配問題，國內(nèi)外也開展過相關(guān)研究。美國GE 公司的專利指出，自適應(yīng)循環(huán)發(fā)動機的FLADE 涵道氣流可進一步優(yōu)化發(fā)動機與進氣道的匹配，從而減小甚至消除溢流阻力，并在一定程度上簡化超聲速進氣道的調(diào)節(jié)［14-15］。美國針對帶FLADE 的變循環(huán)發(fā)動機開展過進/發(fā)匹配研究，采用可調(diào)混壓式進氣道，在亞聲速巡航與超聲速巡航狀態(tài)下分別打開與關(guān)閉進氣道通往FLADE 的流路以實現(xiàn)進/發(fā)匹配［16］，但相關(guān)研究僅僅針對進氣道設(shè)計，對于發(fā)動機的性能缺乏詳細的闡述。國內(nèi)學(xué)者針對自適應(yīng)循環(huán)發(fā)動機的進/發(fā)匹配問題也開展過研究，北京航空航天大學(xué)的唐海龍和陳敏團隊開展了典型工況下不同工作模式性能對比研究［17］，從進/發(fā)匹配的角度研究了自適應(yīng)循環(huán)發(fā)動機總體設(shè)計與模式選擇方法［18-19］，指出FLADE 部件能夠有效減少發(fā)動機的溢流阻力［20-21］。西北工業(yè)大學(xué)的周紅等從總體設(shè)計的角度研究了多種變循環(huán)發(fā)動機對戰(zhàn)斗機的飛行性能的影響，研究表明相較于渦扇發(fā)動機，自適應(yīng)循環(huán)發(fā)動機能夠分別在亞聲速巡航任務(wù)段和超聲速巡航任務(wù)段使進氣道阻力降低63.6% 和10.3%［22-23］，賈琳淵通過飛/發(fā)一體化任務(wù)評估表明ACE 可使得亞聲速巡航耗油率降低20%，超聲速巡航耗油率降低7.3%［24］。南京航空航天大學(xué)的張睿指出在相同的推力水平下，變循環(huán)發(fā)動機的雙外涵模式的空氣流量要比常規(guī)渦扇發(fā)動機高8%，意味著能夠吸入更多空氣流量，可以減小進氣道的溢流阻力，提高發(fā)動機的安裝推力水平［25］；李鵬遠通過對變循環(huán)發(fā)動機速度特性的仿真表明，變循環(huán)發(fā)動機進氣溢流阻力降低約20%，安裝推力提高約20%，安裝耗油率降低約19%，也同樣可以大幅改善其安裝性能［26］。中國燃氣渦輪研究院的祁宏斌等指出在總體設(shè)計階段，應(yīng)當(dāng)優(yōu)先設(shè)計FLADE 涵道比以滿足不同飛行任務(wù)下的進/發(fā)匹配［27］。然而，上述研究立足于發(fā)動機的性能與流量特性，忽略了不同馬赫數(shù)下的進氣道流量特性的變化，對于調(diào)節(jié)FLADE 導(dǎo)葉實現(xiàn)進/發(fā)匹配的原理并未進行深入的分析。

因此，本文從進/發(fā)匹配的角度探索了FLAED 部件的工作原理，通過FLADE 導(dǎo)葉開、閉狀態(tài)下的流量特性設(shè)計超聲速進氣道，并建立ACE 發(fā)動機進/發(fā)一體化數(shù)學(xué)模型，從而揭示ACE 發(fā)動機與進氣道流量匹配機理。本文進一步提出一種基于進/發(fā)匹配的ACE 發(fā)動機流量調(diào)節(jié)方法，通過FLADE 導(dǎo)葉開閉實現(xiàn)亞聲速、超聲速巡航工作任務(wù)下的進/發(fā)匹配。

1 進/發(fā)一體化工作原理

進氣道出口參數(shù)主要有出口溫度T2、出口壓力P2、出口換算流量m2，cor，根據(jù)氣動熱力學(xué)公式，進氣道出口溫度T2、出口壓力P2隨飛行高度、馬赫數(shù)的變化如式（1）、式（2）所示：

式中：T0和P0分別為來流空氣的靜溫和靜壓；σ為總壓恢復(fù)系數(shù)。幾何特征一定的進氣道節(jié)流特性如圖1 所示［6］，在已知飛行馬赫數(shù)Ma和流量系數(shù)φ的情況下，可以得到總壓恢復(fù)系數(shù)σ。

圖1 進氣道總壓恢復(fù)系數(shù)隨流量系數(shù)變化［6］Fig.1 Variation of inlet total pressure recovery coeffi?cient with flow coefficient［6］

由氣體動力學(xué)可知，進氣道出口截面氣體流量m2為

式中：A2為進氣道出口面積；R為氣體常數(shù)；λ2為進氣道出口速度系數(shù)；q（λ2）為進氣道出口流量系數(shù)，其表達式為

式中：Ac為進氣道捕獲面積。

本文所采用的幾何特征固定的超聲速進氣道，外流阻力主要為溢流阻力，進氣道的溢流阻力Fspill為

式中：ρ為氣體密度；v為氣流速度；Cspill為溢流阻力系數(shù)，其數(shù)值大小如圖2 所示，數(shù)據(jù)來源于文獻［28］。

圖2 進氣道溢流阻力系數(shù)隨流量系數(shù)變化Fig.2 Variation of inlet spillage drag coefficient with flow coefficient

進氣道出口截面參數(shù)即為發(fā)動機的進口截面參數(shù)，因此進氣道與發(fā)動機共同工作時應(yīng)該滿足進氣道出口流量與發(fā)動機進口流量平衡，進氣道出口壓力、溫度與發(fā)動機進口壓力、溫度平衡。并且在FLADE 導(dǎo)葉角θFLADE的調(diào)節(jié)下，進氣道出口流量進入風(fēng)扇和FLADE 部件的比例即FLADE 涵道比BFLADE將發(fā)生變化。進氣道/發(fā)動機一體化工作原理如圖3 所示。

圖3 進氣道/發(fā)動機一體化工作原理Fig.3 Integrated working principle of inlet and engine

本文所采用的發(fā)動機為自適應(yīng)循環(huán)發(fā)動機，其結(jié)構(gòu)圖如圖4 所示。與常規(guī)渦扇發(fā)動機、雙涵道變循環(huán)發(fā)動機有所區(qū)別的是，自適應(yīng)循環(huán)發(fā)動機在風(fēng)扇上增加了FLADE 部件，如圖5 所示，從發(fā)動機軸向上看，F(xiàn)LADE 葉片布置在可調(diào)FLADE 進口導(dǎo)葉的下游。FLADE 氣流首先經(jīng)過FLADE 導(dǎo)葉再通過FLADE 葉片壓縮排出，其中FLADE 葉片徑向向外連接至風(fēng)扇第2 級，并由該風(fēng)扇驅(qū)動［29］。

圖4 自適應(yīng)循環(huán)發(fā)動機結(jié)構(gòu)圖Fig.4 Structural diagram of adaptive cycle engine

圖5 FLADE 部件結(jié)構(gòu)Fig.5 FLADE component structure

文獻中沒有關(guān)于FLADE 特性的報道，而FLADE 部件工作原理與風(fēng)扇類似，為此在部件級模型中，本文將FLADE 特性看作風(fēng)扇特性。從公開技術(shù)中已知FLADE 葉片可看作是風(fēng)扇葉片的延伸，即FLADE 的轉(zhuǎn)速等于風(fēng)扇轉(zhuǎn)速，則FLADE 特性可通過式（10）插值獲得。

式 中：mFLADE，cor為FLADE 相 對 換 算 流 量；πFLADE為FLADE 壓 比；ηFLADE為FLADE 的 效 率；NL，cor為低壓轉(zhuǎn)子相對換算轉(zhuǎn)速；ZFLADE為FLADE 壓比系數(shù)；θFLADE為FLADE 的導(dǎo)葉角角度。

FLADE 導(dǎo)葉角為連續(xù)可調(diào)的，調(diào)節(jié)時其流量、壓比、效率特性變化如圖6 所示，其中0°表示FLADE 全開狀態(tài)，?30°表示全閉狀態(tài)。在FLADE 關(guān)閉的過程中，還需要調(diào)節(jié)FLADE 尾噴管喉道面積A18，二者共同作用以實現(xiàn)FLADE涵道的完全關(guān)閉，關(guān)閉過程中A18與BFLADE的變化如 圖7 所 示，其 中A18，ds為FLADE 尾 噴 管 設(shè) 計面積。

圖6 導(dǎo)葉角變化后FLADE 部件特性Fig.6 Characteristic of FLADE component after guide vane angle change

圖7 FLADE 尾噴管喉道面積與FLADE 涵道比隨導(dǎo)葉角變化Fig.7 Variation of FLADE nozzle throat area and FLADE bypass ratio with guide vane angle

至此，可建立自適應(yīng)循環(huán)發(fā)動機進/發(fā)一體化模型，具體的建模流程可以參考文獻［30］，其部件結(jié)構(gòu)與主要截面分布如圖8 所示。

圖8 進氣道/自適應(yīng)循環(huán)發(fā)動機一體化模型建模流程Fig.8 Flow chart for integrated modeling of inlet/adaptive cycle engine

由于飛行的高度、馬赫數(shù)已知，只需已知流量系數(shù)φ，即可求出進氣道出口總壓恢復(fù)系數(shù)σ，此外，采用低壓轉(zhuǎn)速NL、高壓轉(zhuǎn)速NH、FLADE 部件 壓 比πFLADE、風(fēng) 扇 壓 比πF、CDFS 部 件 壓 比πCDFS、壓氣機壓比πC、高壓渦輪落壓比πHT、低壓渦輪落壓比πLT、風(fēng)扇輪轂比χth作為未知參數(shù)以求得其他部件模型的氣動熱力參數(shù)，共有10 個未知數(shù)，需要10 個獨立方程來求解。在部件級模型的建模過程中，將風(fēng)扇分為葉根與葉尖，定義風(fēng)扇輪轂比χth為風(fēng)扇葉根流量m22h與葉尖流量m22t之比［31］，即

所選取的共同工作方程可以表述為式（12）中的10 個參數(shù)共同工作方程。

式中：m為流量；P為壓力；W為功率；η為機械效率；下標(biāo)中數(shù)字代表截面編號，對應(yīng)于圖8 所示；a代表空氣；g 表示燃氣；f 表示燃油；tc 表示由流量計算得到的總壓；t 表示總壓；s 表示靜壓；H 表示高壓軸；L 表示低壓軸；cool 表示冷卻氣流量；EX表示抽功 量；T 表示渦輪；C 表示 壓氣機；F 表示風(fēng)扇；MSV 為自適應(yīng)循環(huán)發(fā)動機模式選擇活門（Mode Selection Valve，MSV）。通過牛頓-拉夫遜（N-R）法求解共同工作方程，即可求得發(fā)動機各個部件的氣動熱力參數(shù)、發(fā)動機的總推力F、耗油率SFC 等性能參數(shù)，進而求得發(fā)動機的安裝推力Fin為

2 自適應(yīng)循環(huán)發(fā)動機進氣道面積設(shè)計

進氣道的流量特性通過進/發(fā)匹配影響著發(fā)動機的工作，對推進系統(tǒng)的綜合性能發(fā)揮著至關(guān)重要的作用，因此在進氣道的設(shè)計階段就應(yīng)當(dāng)充分考慮進/發(fā)匹配的問題。現(xiàn)有的超聲速進氣道設(shè)計準(zhǔn)則如表1 所示［4］。

表1 超聲速進氣道設(shè)計準(zhǔn)則［4］Table 1 Supersonic inlet design criteria［4］

由于進氣道與發(fā)動機的設(shè)計點不同，因此需要結(jié)合安裝了自適應(yīng)循環(huán)發(fā)動機的戰(zhàn)斗機的飛行任務(wù)與發(fā)動機的需求流量對進氣道進行設(shè)計，自適應(yīng)循環(huán)發(fā)動機FLADE 導(dǎo)葉打開與關(guān)閉條件下發(fā)動機不同折合轉(zhuǎn)速下的高度特性與速度特性如圖9 所示。由圖9 可知，發(fā)動機的需求流量、推力、耗油率與飛行高度的變化呈現(xiàn)負相關(guān)性，與飛行馬赫數(shù)的變化呈現(xiàn)正相關(guān)性；相同折合轉(zhuǎn)速下，在FLADE 導(dǎo)葉打開時發(fā)動機的進口流量顯著高于FLADE 導(dǎo)葉關(guān)閉時的進口流量，導(dǎo)致FLADE 打開時發(fā)動機的推力高于FLADE 導(dǎo)葉關(guān)閉時，油耗則有所降低。這表明自適應(yīng)循環(huán)發(fā)動機的FLADE 部件具有調(diào)節(jié)發(fā)動機需求流量的能力，對于設(shè)計在超聲速工況下的進氣道，在亞聲速工作狀態(tài)下FLADE 導(dǎo)葉打開可以起到彌補進氣道可調(diào)部件的作用，F(xiàn)LADE 部件將溢流吞入并將其轉(zhuǎn)化為發(fā)動機的推力，提高推進系統(tǒng)燃油經(jīng)濟性的同時在一定程度上簡化超聲速進氣道的調(diào)節(jié)。

圖9 自適應(yīng)循環(huán)發(fā)動機高度、速度特性Fig.9 Height and speed characteristics of adaptive cycle engine

由于隱身性能的需求，下一代戰(zhàn)機將裝備不可調(diào)進氣道［16］，因此本文根據(jù)戰(zhàn)斗機最重要的巡航任務(wù)采用不可調(diào)的超聲速進氣道，并根據(jù)發(fā)動機的飛行任務(wù)需求的進氣道自由流面積A0設(shè)計其捕獲面積Ac以實現(xiàn)不同飛行任務(wù)下的進/發(fā)匹配。

戰(zhàn)斗機執(zhí)行亞聲速巡航與超聲速巡航的飛行任務(wù)時飛行狀態(tài)較為穩(wěn)定，可以認為其飛行高度、馬赫數(shù)保持不變，因此依照文獻［4］，根據(jù)飛機的約束分析、任務(wù)分析，可簡化飛行水平方向上飛機需求推力計算公式為式（14），進而計算出飛機巡航任務(wù)的需求推力T，如表2 所示。

表2 亞聲速/超聲速巡航任務(wù)參數(shù)Table 2 Subsonic/supersonic cruise mission parameters

式中：γ為飛機飛行方向與水平方向的夾角，稱為航跡角；α為攻角，是空氣的相對來流速度方向與機翼弦線的夾角；?為推力與機翼弦線的夾角，一般很??；T為飛機的需求推力；WTO為飛機起飛總重；g為重力加速度；β為飛機的瞬時重量比，與燃油消耗和載荷投放相關(guān)；D為飛機飛行阻力，包括飛機凈阻力和外掛如降落傘、襟翼等附加阻力，其計算方法在文獻［4］中都有詳細的介紹。

保持發(fā)動機的燃燒室出口溫度不大于1 900 K，不同飛行馬赫數(shù)下發(fā)動機需求的進氣道自由流面積如圖10所示，其中A0ref為海平面靜止?fàn)顟B(tài)下發(fā)動機的參考自由流面積，A*0代表當(dāng)前飛行任務(wù)下進氣道的壅塞面積，A0代表超聲速進氣道的自由流面積。飛行高度超過11 km 時，圖10 中進氣道需求自由流面積線與H=11 km 時的重合。

圖10 進氣道需求自由流面積Fig.10 Intake demand capture area

當(dāng)飛行馬赫數(shù)＜1 時，進氣道的自由流面積A0小于壅塞面積A*0，故以壅塞面積來進行進氣道的設(shè)計，此時任意飛行狀態(tài)下的壅塞面積與海平面靜止?fàn)顟B(tài)下的壅塞面積相近；而在飛行馬赫數(shù)＞1 時，此時進氣道往往處于壅塞狀態(tài)，由圖10 可知進氣道的需求自由流面積隨著飛行高度和馬赫數(shù)的提高而上升，直到達到發(fā)動機渦輪前溫度的限制條件，若設(shè)計的捕獲面積過小，過大的流量系數(shù)將使進氣道總壓恢復(fù)系數(shù)急劇下降，從而影響發(fā)動機的性能。

對于自適應(yīng)循環(huán)發(fā)動機來說，一方面，進氣道的設(shè)計準(zhǔn)則需要進氣道的重量與費用盡可能小，相對于FLADE 導(dǎo)葉打開的狀態(tài)，F(xiàn)LADE 導(dǎo)葉關(guān)閉時發(fā)動機的需求流量較小，意味著在滿足進氣道流量匹配與飛機需求推力的前提下進氣道的尺寸較?。涣硪环矫?，進氣道/發(fā)動機流量匹配設(shè)計點對于戰(zhàn)斗機而言處于超聲速巡航的任務(wù)段，此時往往將自適應(yīng)循環(huán)發(fā)動機的FLADE 導(dǎo)葉關(guān)閉以獲取較大的單位推力。因此，選取H=9 km、Ma=1.5 下滿足需求推力的、關(guān)閉FLADE 導(dǎo)葉的發(fā)動機狀態(tài)作為進/發(fā)流量匹配設(shè)計點，設(shè)計進氣道的進口捕獲面積Ac，由圖10可知，此時Ac=1.14A0ref。

由式（8）的變式式（15）可知，發(fā)動機的工作狀態(tài)在σ與φ的關(guān)系圖中表現(xiàn)為一條直線，其與進氣道的特性線的交點為當(dāng)前飛行任務(wù)下的進/發(fā)共同工作點。

由進氣道特性圖可以看出，在每個飛行馬赫數(shù)下進氣道都存在一個“拐點”，稱為進/發(fā)工作的臨界點，此時外部阻力最小。受到發(fā)動機的工作狀態(tài)影響，當(dāng)進/發(fā)共同工作點位于臨界點左側(cè)時，進氣道處于亞臨界狀態(tài)，必然產(chǎn)生較大的溢流阻力；而當(dāng)進/發(fā)共同工作點位于臨界點右側(cè)時，總壓恢復(fù)系數(shù)隨流量系數(shù)的增大急劇下降，發(fā)動機的性能將大幅度降低。因此，在設(shè)計時改變進氣道捕獲面積Ac的大小將進/發(fā)共同工作點設(shè)計在設(shè)計飛行任務(wù)下的臨界點處，由于流量系數(shù)φ已知，可將進/發(fā)流量匹配設(shè)計點與進/發(fā)工作線表示在圖11 中，紅線與藍線的交點即為進/發(fā)流量匹配設(shè)計點。在此飛行條件下自適應(yīng)循環(huán)發(fā)動機的性能參數(shù)如表3 所示，由于此時FLADE 導(dǎo)葉處于關(guān)閉狀態(tài)，F(xiàn)LADE 涵道比近似為0。

表3 進氣道/發(fā)動機流量匹配設(shè)計點下發(fā)動機性能參數(shù)Table 3 Engine performance parameters at inlet/en?gine flow matching design point

圖11 進氣道/發(fā)動機共同工作線Fig.11 Inlet/engine common working line

3 工作模式選擇

將Ma=0.7～1.5 條件下的不同折合轉(zhuǎn)速下進/發(fā)共同工作點相連接，在超聲速進氣道特性圖上得到進/發(fā)共同工作線如圖12 所示?？梢钥闯?，在飛行馬赫數(shù)＜1 時，發(fā)動機在FLADE 導(dǎo)葉打開時具有更大的需求流量，因此在低折合轉(zhuǎn)速下更容易達到進氣道的臨界狀態(tài)；在FLADE 導(dǎo)葉關(guān)閉時，則需要較大的發(fā)動機折合轉(zhuǎn)速才能使進氣道在臨界狀態(tài)附近工作。而在飛行馬赫數(shù)＞1 的臨界點處，進氣道流量特性限制了FLADE 部件的工作，此時進/發(fā)特性線使得FLADE 打開狀態(tài)下的發(fā)動機轉(zhuǎn)速無法繼續(xù)增加，否則急劇下降的進氣道總壓恢復(fù)系數(shù)將嚴重影響發(fā)動機的性能與穩(wěn)定裕度，而由于FLADE 部件的設(shè)計壓比相對于核心機部件普遍較低，在FLADE 涵道中流量轉(zhuǎn)化為推力的能力弱于核心機，因此超聲速狀態(tài)下需要關(guān)閉FLADE 導(dǎo)葉以充分發(fā)揮發(fā)動機的性能，提高戰(zhàn)機的機動性。

圖12 不同折合轉(zhuǎn)速下進氣道/發(fā)動機共同工作線Fig.12 Common working line of inlet/engine at differ?ent corrected speed

進一步針對表2 中具體的飛行任務(wù)進行分析，這2 個巡航任務(wù)點下的自適應(yīng)循環(huán)發(fā)動機流量系數(shù)φ、總壓恢復(fù)系數(shù)σ與飛行馬赫數(shù)Ma的關(guān)系如圖13 所示。對比亞聲速巡航與超聲速巡航狀態(tài)下FLADE 導(dǎo)葉分別開、閉時發(fā)動機推力、油耗、渦輪前溫度、轉(zhuǎn)速等性能參數(shù)，并以FLADE處于關(guān)閉狀態(tài)下發(fā)動機的性能為基準(zhǔn)進行歸一化處理，結(jié)果如圖14 所示。

圖13 亞/超聲速任務(wù)點流量系數(shù)與總壓恢復(fù)系數(shù)Fig.13 Flow coefficient and total pressure recovery co?efficient of subsonic/supersonic mission point

圖14 發(fā)動機性能對比Fig.14 Engine performance comparison

分析圖13 與圖14（a）可知，對于進/發(fā)流量匹配而言，當(dāng)發(fā)動機工作在亞聲速巡航狀態(tài)時，打開FLADE 導(dǎo)葉使發(fā)動機以降低0.01 左右的進氣道總壓恢復(fù)系數(shù)為代價將流量系數(shù)提高近8%，進氣道由亞臨界狀態(tài)變?yōu)榕R界狀態(tài)，此時進氣道的溢流阻力降低50%；而就發(fā)動機的性能而言，F(xiàn)LADE 部件吞入進氣道溢流，增大了發(fā)動機的涵道比，由此帶來了FLADE 涵道的推力收益，意味著發(fā)動機不再需要維持較高的轉(zhuǎn)速，從而降低了發(fā)動機10.5%的油耗與2.3%的渦輪前溫度。因此，在亞聲速巡航任務(wù)段，應(yīng)當(dāng)打開自適應(yīng)循環(huán)發(fā)動機的FLADE 導(dǎo)葉以降低油耗，增大戰(zhàn)機的航程與作戰(zhàn)半徑。

當(dāng)發(fā)動機在超聲速巡航任務(wù)下工作時，由于進氣道設(shè)計點在此任務(wù)點下，F(xiàn)LADE 關(guān)閉狀態(tài)下恰好達到進氣道的臨界狀態(tài)，根據(jù)圖13，此時進氣道的最大流量線限制了FLADE 打開狀態(tài)下自適應(yīng)循環(huán)發(fā)動機高、低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速的上升，由圖14（b）可以看出，F(xiàn)LADE 打開狀態(tài)下的發(fā)動機在最大流量系數(shù)處仍然不滿足戰(zhàn)機安裝推力的需求，意味FLADE 導(dǎo)葉打開時的發(fā)動機無法執(zhí)行超聲速巡航的飛行任務(wù)。因此，在超聲速巡航任務(wù)段，應(yīng)關(guān)閉自適應(yīng)循環(huán)發(fā)動機的FLADE 導(dǎo)葉，使進氣道出口流量全部進入內(nèi)風(fēng)扇，提高單位推力以滿足需求推力從而增大戰(zhàn)機的機動性。

可見，相較于渦扇發(fā)動機與雙涵道變循環(huán)發(fā)動機，自適應(yīng)循環(huán)發(fā)動機的優(yōu)勢在于能夠通過FLADE 部件的開閉來調(diào)節(jié)自身需求流量，使發(fā)動機在不同馬赫數(shù)的飛行任務(wù)下的流量系數(shù)處于或近似處于進氣道臨界工作點附近，達到在適應(yīng)飛行任務(wù)的同時實現(xiàn)最優(yōu)進/發(fā)匹配的效果。

4 結(jié) 論

本文以裝配了超聲速進氣道的自適應(yīng)循環(huán)發(fā)動機為研究對象，在亞聲速巡航、超聲速巡航2 個任務(wù)點下仿真對比FLADE 導(dǎo)葉開閉對發(fā)動機性能的影響，得到了以下結(jié)論：

1）FLADE 導(dǎo)葉開閉的作用主要是滿足進/發(fā)匹配需求。相同的折合轉(zhuǎn)速下，F(xiàn)LADE 導(dǎo)葉打開時發(fā)動機的需求流量、推力較FLADE 導(dǎo)葉關(guān)閉時有所提升，耗油率有所降低。使FLADE導(dǎo)葉的調(diào)節(jié)具有管理自適應(yīng)循環(huán)發(fā)動機需求流量的作用，可在實現(xiàn)進/發(fā)匹配的同時提高推進系統(tǒng)燃油的經(jīng)濟性。根據(jù)戰(zhàn)斗機的巡航飛行任務(wù)需求，通過分析具體的超聲速進氣道節(jié)流特性，在超聲速巡航飛行任務(wù)下實現(xiàn)了進氣道/自適應(yīng)循環(huán)發(fā)動機的匹配。

2）在亞聲速巡航任務(wù)點進行仿真，結(jié)果表明在安裝推力滿足飛行任務(wù)需求推力的前提下，F(xiàn)LADE 導(dǎo)葉的開啟以降低0.01 的總壓恢復(fù)系數(shù)為代價吞入溢流實現(xiàn)進/發(fā)匹配，提高了8%的發(fā)動機流量系數(shù)，降低了50%的進氣道溢流阻力，使發(fā)動機的油耗降低10.5%，渦輪前溫度降低2.3%，推進系統(tǒng)燃油經(jīng)濟性明顯提高。

3）在超聲速巡航任務(wù)點進行仿真，結(jié)果表明進氣道的節(jié)流特性限制了FLADE 部件的工作，在超聲速巡航狀態(tài)下若仍打開FLADE 導(dǎo)葉，進氣道供給流量已無法滿足發(fā)動機需求流量，發(fā)動機轉(zhuǎn)子部件只能工作在較低轉(zhuǎn)速，此時發(fā)動機安裝推力無法滿足超聲速巡航需求推力，因此應(yīng)當(dāng)關(guān)閉FLADE 導(dǎo)葉使進氣道流量全部進入內(nèi)風(fēng)扇以提高發(fā)動機單位推力，增強機動性。