高性能戰(zhàn)斗機與發(fā)動機協(xié)同設計關鍵技術

王海峰

航空工業(yè)成都飛機設計研究所，成都 610091

發(fā)動機歷來被稱為飛機的“心臟”，飛/發(fā)之間的匹配、集成是飛機研制中的關鍵工作，由此產(chǎn)生了飛/發(fā)綜合、飛/發(fā)一體化等設計概念。這些概念隨時代發(fā)展和視角的不同有Airframe Propulsion Integration［1］、Integrated Air Vehicle Propulsion Technology［2］、Engine-Airframe Integration［3］等不同表述。自1950 年以來，其研究重點隨軍事需求的發(fā)展和技術演進的推動而變化，涉及改善進氣道-發(fā)動機匹配性能、提供短距/垂直起降（STOVL/VTOL）能力、飛行控制綜合、隱身設計綜合等。

就戰(zhàn)斗機研發(fā)工程實踐而言，飛機與發(fā)動機在設計中不斷加深綜合程度的需求日益強烈，但很多情況下仍然是飛機與發(fā)動機先“各干各的”，再進行集成。隨著大國競爭［4］形勢發(fā)展，美歐等在加快推進新型航空裝備研制，未來高性能戰(zhàn)斗機的需求逐漸清晰?；谄涓?、更全面的性能需求，戰(zhàn)斗機與發(fā)動機全周期協(xié)同設計成為關鍵。本文回顧并探究飛/發(fā)協(xié)同設計理念，提出面向未來的高性能戰(zhàn)斗機與發(fā)動機協(xié)同設計中的關鍵技術，以及可能的實現(xiàn)途徑和設計建議。

1 飛機與發(fā)動機協(xié)同設計的發(fā)展歷史

從戰(zhàn)斗機誕生之初，飛機與發(fā)動機協(xié)同設計就備受重視。螺旋槳時代，大功率活塞發(fā)動機和高速旋轉(zhuǎn)螺旋槳的影響是飛機總體設計關注的重要因素。一方面螺旋槳滑流通過翼面產(chǎn)生額外的氣動力，推力也與單純槳面特性有很大不同；另一方面因螺旋槳陀螺效應等產(chǎn)生附加力矩，飛機運動和發(fā)動機有較強的耦合［5］。早在1927 年英國皮爾遜就提出，由于螺旋槳滑流的存在，飛機推阻很難準確預估，可通過帶運轉(zhuǎn)螺旋槳的風洞試驗，得到不同來流條件和發(fā)動機工作狀態(tài)條件下的升-阻-推關系［6］。而為降低推進系統(tǒng)對飛行操縱帶來的不利影響，不少戰(zhàn)斗機采取了非對稱布局設計進行抵消，如P-51 戰(zhàn)斗機的垂尾采取了左偏1°的安裝方式［7］。

噴氣式發(fā)動機的問世，在消除螺旋槳約束的同時，給飛機設計帶來了新的特征。例如，取消大直徑螺旋槳使戰(zhàn)斗機可以采用前三點式起落架，明顯改善了飛行員的起降視野，以適應起降速度的提高。但早期渦噴發(fā)動機推重比很低，導致當時的戰(zhàn)斗機設計極度關注降低進排氣管道重量和摩擦損失，多數(shù)飛機選擇了發(fā)動機短艙形式，如Me-262 采用機翼發(fā)動機短艙布局，P-59 把發(fā)動機短艙集成到翼根，雅克-15 則把發(fā)動機短艙設在前中機身下方。

20 世紀50～60 年代，超聲速競賽促使戰(zhàn)斗機在氣動布局和結(jié)構(gòu)設計上充分考慮推進系統(tǒng)，催生了初步的綜合設計思考。首先，將進氣道、發(fā)動機、排氣系統(tǒng)納入機體形面內(nèi)，按內(nèi)外流進行研究。其次，為提高超聲速飛行條件下的進氣壓縮和排氣膨脹效率，可調(diào)的外壓式或混壓式進氣道以及引射噴管或收擴噴管被廣泛使用。其中特別是馬赫數(shù)范圍從0 到超過2 的進/發(fā)匹配，成為困擾這一時期飛機設計的重大問題。1957 年，英國尼克爾森在《發(fā)動機-飛機綜合》一文中討論了這一時期的關注點，包括噴流與機身的干涉、大型進排氣系統(tǒng)的綜合、巡航和起降階段的射流增升等［8］。

20 世紀60 年代，垂直/短距起降飛機的研制潮流把飛機與發(fā)動機的設計協(xié)作推到新的高度。為了實現(xiàn)垂直/短距起降能力，必須設計專門的動力系統(tǒng)，使之包含垂直升力、前進推力和懸停/低速狀態(tài)的反作用控制力。而為了使懸停狀態(tài)能夠平衡可控，動力裝置的布局必須使合升力通過重心，反作用控制系統(tǒng)噴口處于遠離重心的位置［9］?！苞_”式戰(zhàn)斗機選擇了在機身中部安裝1 臺帶4 個旋轉(zhuǎn)噴管的渦扇發(fā)動機，前2 個噴管噴出風扇外涵道氣流，后2 個噴管則噴出核心機的燃氣噴流［10］。這種形式實現(xiàn)了單發(fā)垂直/短距起降，但大涵道比無加力渦扇發(fā)動機無法實現(xiàn)超聲速飛行。雅克-38 選擇了2 臺升力發(fā)動機和帶分叉旋轉(zhuǎn)噴管主發(fā)動機的動力系統(tǒng)［11］。這種構(gòu)型簡化了發(fā)動機設計，但單發(fā)失效是致命的。1966 年，美國羅斯在《一種V/STOL 推進系統(tǒng)開發(fā)與測試的綜合方法》一文中討論了升力發(fā)動機和升力風扇等不同的構(gòu)型設計，指出垂直/短距起降飛機應在設計和測試階段完全集成推進系統(tǒng)［12］。

20 世紀70 年代，第三代戰(zhàn)斗機轉(zhuǎn)向追求亞跨聲速機動性。這個階段對發(fā)動機提出了高推重比和大推力的要求，中等涵道比加力渦扇發(fā)動機成為主流選擇。進氣道設計上重點關注了提高亞跨聲速的進氣效率和低速大迎角的穩(wěn)定工作，亞跨聲速性能好且重量輕的定幾何進氣道再次流行，如F-16；而可調(diào)進氣道則多選擇上方可調(diào)壓縮斜板形式，如F-15。上方壓縮斜板按進發(fā)匹配調(diào)整的同時產(chǎn)生可觀的升力，導致影響全機的配平，試飛中發(fā)現(xiàn)進氣道調(diào)節(jié)造成俯仰力矩與風洞試驗有差異［13］。排氣設計重點關注不同噴管間距對亞聲速和超聲速阻力的影響，以及中央體整流措施的效果，最終F-15 選擇了超聲速性能更好的窄間距布局，F(xiàn)-14 和蘇-27 則選擇寬間距布局。1983 年，里基在《戰(zhàn)斗機機體-推進系統(tǒng)綜合》一文中介紹了這個時期對進、發(fā)、排布局所做的大量研究［14］，數(shù)學建模和數(shù)值仿真方法開始在這一領域運用。1979 年，美國國家航空航天局（NASA）在集成19 種進氣道特性和9 種尾噴管特性的風洞試驗結(jié)果的基礎上，開發(fā)了發(fā)動機安裝性能計算程序［15］。

20 世紀80～90 年代，第四代戰(zhàn)斗機開始設計，對隱身、超聲速巡航和過失速機動的追求，使飛機和發(fā)動機在設計之初就需進行深入合作。隱身要求限制了進氣道形式的選擇，大部分四代機選擇唇口和側(cè)壁都符合平行原則、管道大S 彎的定幾何入口進氣道。同時，隱身要求噴管外形與飛機后體采取統(tǒng)一的設計。在YF-22 和YF-23 的競標階段，通用電氣和普·惠公司都為兩型飛機分別設計了二元推力矢量噴管和單邊膨脹噴管［16］。在飛機的超聲速巡航要求下，軍用渦扇發(fā)動機轉(zhuǎn)向使用小涵道比，由此帶來的耗油率上升又促使發(fā)動機考慮選擇更新的技術，如YF120發(fā)動機的變循環(huán)設計。在飛機的過失速機動要求下，發(fā)動機推力矢量噴管走向?qū)嵱谩?986 年普·惠公司發(fā)表《戰(zhàn)斗機飛機/推進系統(tǒng)綜合》［17］；隨后1992 年通用動力、麥克唐納、羅克韋爾、萊特實驗室等美國主要的飛機和發(fā)動機研制單位也發(fā)表了系列戰(zhàn)斗機機體/推進系統(tǒng)綜合論文，重點討論了運用推力矢量控制縮減控制面和拓展機動范圍的考慮［18-21］。

進入21 世紀，戰(zhàn)斗機的信息化程度迅速提高，雷達、通信、電子等載荷的功率大幅提升，能效和熱管理成為戰(zhàn)斗機設計中的瓶頸，飛/發(fā)設計協(xié)作的范圍不斷擴大。這一時期，美國逐步實施了自適應多用途發(fā)動機技術（ADVENT）、自適應發(fā)動機技術過渡（AETP）等研究計劃，同時開展綜合飛行器能量技術（INVENT）、高效超聲速飛行器探索（ESAVE）等全機能、熱、推進綜合優(yōu)化研究［22］，將飛機布局、發(fā)動機構(gòu)型、機上能源形態(tài)、能源調(diào)度管理等作為一個整體進行多學科優(yōu)化。

縱觀戰(zhàn)斗機的發(fā)展歷史，無論稱為飛/發(fā)綜合、飛/發(fā)協(xié)作還是飛/發(fā)一體，飛/發(fā)兩方一直圍繞綜合最優(yōu)這一目標而共同努力，且不同時期有不同的認識和設計關注點，如圖1 所示。從研究工作的長期發(fā)展、雙方的交叉耦合程度以及對雙方設計人員深入?yún)f(xié)作的要求來看，本文建議使用“飛機與發(fā)動機協(xié)同設計”表述，簡稱“飛/發(fā)協(xié)同設計”。

圖1 戰(zhàn)斗機飛/發(fā)協(xié)同設計發(fā)展歷史Fig.1 Historical development of collaborative airframe-engine design for fighters

2 高性能戰(zhàn)斗機飛/發(fā)協(xié)同設計需求

美軍針對下一代空中主宰（NGAD）戰(zhàn)斗機提出的穿透性制空（PCA）概念［23］，本質(zhì)上符合文獻［24］等對制空權(quán)理論的初始設想，即運用空軍穿透敵方防線、深入腹地直接打擊高價值政治或軍事目標。隱身等高生存力技術的發(fā)展使得這一作戰(zhàn)構(gòu)想成為可能。

在此作戰(zhàn)需求牽引下，美國NGAD 和英、日等國合作研制的“全球空戰(zhàn)項目”（GCAP）等戰(zhàn)斗機概念，均體現(xiàn)出高性能戰(zhàn)斗機的主要能力特征，包括：

1）更全面的飛行性能，能夠兼顧縱深穿透和典型交戰(zhàn)點的機動性。

2）更高的隱身性能，拓寬頻域和空間范圍，使之能夠穿透高威脅區(qū)域縱深。

3）更大的武器載荷，能夠支持持續(xù)交戰(zhàn)和以少數(shù)兵力與敵優(yōu)勢兵力交戰(zhàn)。

4）強態(tài)勢感知和電子對抗能力，能夠優(yōu)先躲避敵方探測并在不可規(guī)避時獲得先視先射優(yōu)勢［25］。

實現(xiàn)這樣的能力特征，要求飛機與發(fā)動機從各個維度進行深入的協(xié)同設計，以滿足周期、成本、技術風險等約束，整體達到最優(yōu)和均衡。

飛行性能對升阻比和耗油率提出了更高的需求。飛機升阻比在外形布局的基礎上受內(nèi)外流相互作用和發(fā)動機噴管收擴改變局部外形的影響。耗油率一方面受飛機進排氣效率、功率提取和引氣等的影響，另一方面受任務中各段飛行條件與發(fā)動機設計點匹配程度的影響?？v深穿透和典型交戰(zhàn)點速度差異較大，優(yōu)化設計更為困難，必須開展面向飛行性能優(yōu)化的飛/發(fā)協(xié)同設計。

隱身性能要求一方面需要開展飛/發(fā)協(xié)同設計以進一步降低推進系統(tǒng)的雷達和紅外特征。另一方面導致美NGAD 的可能方案均選擇了極為簡潔的布局［26-28］。該類布局不僅由于減少了安定面和控制面而在橫航向穩(wěn)定性、操縱性上存在固有弱點；同時也因為平面形狀邊緣角度約束，限制了飛機主尺度和參考面積的調(diào)整范圍。針對控制增強，開展飛/發(fā)協(xié)同設計。

武器裝載的增大帶來了飛機增重和機身橫截面積增大的問題，需要提升推力以平衡阻力、重量影響。與此同時，還存在大尺寸武器艙在全機平衡、傳力路徑方面的約束，增加了進排氣和發(fā)動機布置、內(nèi)流道設計的復雜性。

態(tài)勢感知與電子對抗領域，對孔徑增益和功率的需求多多益善。高增益對孔徑尺寸的要求受到氣動外形和結(jié)構(gòu)布局的制約，因此轉(zhuǎn)而不斷推高對功率的需求，從而造成散熱的需求水漲船高。未來的高性能戰(zhàn)斗機迫切需要通過飛/發(fā)協(xié)同設計，共同努力解決功率提取和熱耗的問題。

綜上所述，高性能戰(zhàn)斗機與發(fā)動機協(xié)同設計主要包括：

1）面向飛行性能優(yōu)化的飛/發(fā)協(xié)同設計。

2）面向隱身性能優(yōu)化的飛/發(fā)協(xié)同設計。

3）面向飛行控制優(yōu)化的飛/發(fā)協(xié)同設計。

4）面向全機能量優(yōu)化的飛/發(fā)協(xié)同設計。

3 面向飛行性能優(yōu)化的飛/發(fā)協(xié)同設計

根據(jù)高性能戰(zhàn)斗機兼顧縱深穿透和典型交戰(zhàn)點的機動性的性能需求，在設計上應考慮：

1）性能設計點選擇上以作戰(zhàn)需求為目標，關注典型作戰(zhàn)任務的巡航和機動（中高空亞跨聲速和高空超聲速）。

2）飛/發(fā)協(xié)同設計應圍繞設計點開展，主要以巡航設計區(qū)間低阻力和機動設計點剩余推力為目標進行“推-阻”綜合優(yōu)化。

3）動力系統(tǒng)兼顧單位耗油率（SFC）和超聲速推力，但如兩者的最優(yōu)化不能兼得，優(yōu)先保障SFC，可適當放寬中間狀態(tài)推力。

3.1 飛/發(fā)設計點匹配

目前第四代戰(zhàn)斗機突出超聲速巡航能力，要求在巡航高度上獲得較大的中間狀態(tài)推力，但發(fā)動機以此作為主要設計點會對巡航耗油率造成明顯的不利影響，戰(zhàn)斗機作戰(zhàn)半徑因此將出現(xiàn)顯著惡化。而當需要考慮更全面的飛行性能時，飛機巡航升阻比與發(fā)動機耗油率的匹配成為設計關鍵。

根據(jù)布雷蓋公式：

式中：Wi/Wi-1是任務段起始重量與結(jié)束重量之比；R是任務段距離；SFC 是發(fā)動機單位耗油率；K和V是任務段的升阻比和飛行速度［29］。顯然，對于按給定速度飛行給定距離的任務段，SFC 和升阻比對始末重量比呈指數(shù)影響。

如圖2 所示，任務段距離越長，升阻比和SFC對重量的影響越大。對于作戰(zhàn)半徑為1 000 km左右的戰(zhàn)斗機，如果為滿足大迎角機動、高爬升率等要求，適當放寬升阻比、SFC，飛機重量仍在20 t 左右的可設計范圍內(nèi)。而對更大的作戰(zhàn)半徑（例如日本希望的2 200 km［30］），不同K和SFC 組合的差異量可達十噸甚至數(shù)十噸級，對方案的可行性存在顛覆性影響，如圖2 所示。

圖2 不同K 和SFC 組合下飛機重量隨半徑變化趨勢Fig.2 Aircraft weight as a function of operational radius for different combinations of K and SFC

諾斯羅普公司曾經(jīng)研究一種采用類似F119發(fā)動機的雙后掠布局FA-XX 超聲速打擊戰(zhàn)斗機方案，當作戰(zhàn)半徑達到1 200 n mile（2 222 km）時，必須使用機翼前緣后掠角35°左右的布局以提高升阻比，才能獲得接近100 000 lb（45.4 t）的起飛重量，因此最大速度只能達到馬赫數(shù)1.5 左右，如圖3 所示［31］。顯然，基于現(xiàn)有小涵道比發(fā)動機的性能，無法滿足未來高性能戰(zhàn)斗機的需求。

圖3 諾斯羅普公司FA-XX 飛機參數(shù)權(quán)衡［31］Fig.3 Parameters tradeoffs of Northrop Grumman’s FA-XX aircraft scheme［31］

與單位耗油率對整機重量的巨大影響相比，發(fā)動機推重比高低所帶來的數(shù)百千克重量差（典型的如考慮1 臺推力150 kN 的發(fā)動機，將其推重比從8 降到7，僅增重約270 kg）為相對小量，刻意追求的意義較小。這一判斷也同樣解釋了美國新一代發(fā)動機不再提出更高的推重比指標，而是選擇發(fā)展結(jié)構(gòu)復雜（必然增加重量）的三涵道自適應發(fā)動機。

同時，飛機較大的任務油量，也意味著起飛推重比與任務點的作戰(zhàn)推重比有十分顯著的差異。在滿足起飛性能要求時，起飛推力不應作為表征機動性的設計點，而應重點關注典型作戰(zhàn)條件的推力。目前，全權(quán)限數(shù)字式發(fā)動機控制（FADEC）有能力在部分范圍內(nèi)調(diào)節(jié)發(fā)動機高度與速度特性，拉高典型作戰(zhàn)條件的推力，從而允許較低的起飛推力狀態(tài)。例如，美國曾經(jīng)在F-15上試飛一種F100 發(fā)動機的性能尋優(yōu)控制算法（PSC）驗證了最大推力、最小燃油消耗等多種尋優(yōu)控制模式。在最大推力模式下，推力平均提高4%；在最小燃油消耗模式下則使9 144 m 高度、馬赫數(shù)1.5 的耗油率降低超過9%［32］。

3.2 推阻優(yōu)化設計

以F-22 為代表的第四代戰(zhàn)斗機的超聲速巡航是推阻優(yōu)化設計的典型用例，但由于隱身要求帶來的主戰(zhàn)武器內(nèi)埋、遠程所需的高載油系數(shù)，以及高機動性帶來的低翼載要求，導致飛機最大橫截面積居高不下。因此全機氣動力、進氣效應和排氣效應等任一單項因素的設計偏差偏離預期，均可能導致超聲速巡航能力無法實現(xiàn)。如圖4 的算例所示，增加5%的全機可用推力就能使平衡馬赫數(shù)得到可觀的增長。因此，通過推阻最優(yōu)設計，能夠在飛/發(fā)雙方均已處于相對極限的設計狀態(tài)下，進一步提高全機超聲速巡航的使用空間。

圖4 可用推力增長的超巡收益Fig.4 Supersonic cruise gain as a function of increased available thrust

3.2.1 進/發(fā)匹配

綜合考慮進氣道性能、隱身及重量需求，隱身戰(zhàn)斗機普遍采用定幾何進氣道設計，其中典型形式包括基于平面斜激波設計的Caret 進氣道和基于圓錐激波設計的Bump 進氣道。

定幾何進氣道的設計往往以滿足發(fā)動機飛行包線內(nèi)最大流量需求為首要前提，因此在發(fā)動機裝機后，幾個典型狀態(tài)表現(xiàn)出不同特征：

1）起飛與機動狀態(tài)：該狀態(tài)下發(fā)動機換算轉(zhuǎn)速與換算流量均達其最大值。為保證發(fā)動機的流量需求，進氣道喉道面積基本按照該狀態(tài)確定，故此時進氣道溢流量最小。

2）亞聲速巡航狀態(tài)：此時發(fā)動機處于節(jié)流狀態(tài)，發(fā)動機換算流量低于最大值，進氣道溢流量較大，存在較大的溢流阻力，一般可占全機零阻的5%～10%。

3）跨聲速加速狀態(tài)：該狀態(tài)下發(fā)動機處于大轉(zhuǎn)速大流量狀態(tài)，其換算流量與起飛、機動等狀態(tài)相當，進氣道溢流量與溢流阻力均較小。

4）超聲速巡航與大馬赫數(shù)狀態(tài)：戰(zhàn)斗機進入超聲速飛行狀態(tài)，發(fā)動機換算轉(zhuǎn)速與換算流量均降低，進氣道的溢流阻力顯著增大，可占全機零阻的5%～7%。

圖5 為發(fā)動機換算流量與進氣道溢流阻力，圖中，Ghs 為換算流量，CDspill為溢流阻力系數(shù)。由圖可以看出，傳統(tǒng)渦扇發(fā)動機配合現(xiàn)有規(guī)范設計的進氣道與未來高性能戰(zhàn)斗機對亞/超聲速巡航效率的追求存在矛盾。為有效減少溢流帶來的飛行阻力，進氣道與發(fā)動機流量匹配優(yōu)化設計可能的實施途徑主要包括配裝變循環(huán)發(fā)動機、調(diào)整進發(fā)匹配點和采用變幾何進氣道等幾個方面，不同優(yōu)化方式的匹配特點如圖6 所示。

圖5 發(fā)動機換算流量與進氣道溢流阻力Fig.5 Corrected engine flow and inlet spillage drag

圖6 進氣道與發(fā)動機流量匹配優(yōu)化設計Fig.6 Optimal design of inlet and engine flow matching

1）發(fā)展自適應變循環(huán)發(fā)動機技術。變循環(huán)發(fā)動機可通過調(diào)節(jié)涵道比實現(xiàn)進發(fā)雙方流量供需的平衡，從而大幅減小溢流量與溢流阻力。因此，采用變循環(huán)發(fā)動機既能適應戰(zhàn)斗機高馬赫數(shù)、高機動飛行，又能在亞聲速、超聲速巡航時減少溢流阻力，提升戰(zhàn)斗機作戰(zhàn)半徑。

以AETP 為例，美空軍認為換裝該計劃研制的發(fā)動機可以使F-35 作戰(zhàn)半徑提高30%，加速性提升18%，并在戰(zhàn)斗巡邏（CAP）任務中減少45%的加油機架次需求［33］。

2）調(diào)整飛機/發(fā)動機設計匹配點，比如選定戰(zhàn)斗機長時間、高頻率使用的巡航點為進氣道設計工況。在跨聲速加速段通過降低發(fā)動機換算轉(zhuǎn)速、增加耗油率的方式進行過渡，在起飛、機動等工況下采用輔助進氣等流動控制措施。此方案有利于縮小進氣口尺寸包絡，減小進氣道迎風阻力乃至全機阻力。例如，蘇-57 即在進氣道底部開了輔助進氣門，如圖7 所示。

圖7 蘇-57 飛機進氣道下方打開的輔助進氣門Fig.7 Opened auxiliary air inlet under inlet of Su-57 Aircraft

3）采用變幾何進氣道方案，如可調(diào)Caret 進氣道、三維可調(diào)Bump 進氣道等。在上述不同飛行工況下，根據(jù)發(fā)動機流量需求自適應調(diào)節(jié)進氣道喉道面積，從而解決發(fā)動機亞跨超聲速不同工況下流量需求差異帶來的進發(fā)匹配難題，大幅減小戰(zhàn)斗機進氣道溢流阻力。

可調(diào)Caret 進氣道已經(jīng)實現(xiàn)了工程應用，蘇-57 戰(zhàn)斗機［34］通過調(diào)節(jié)壓縮斜板同時實現(xiàn)了超聲速波系組織以及喉道面積的控制，使進氣道具有更好的性能，如圖8 所示。而可調(diào)Bump 進氣道是近年新興的一個技術方向，通過三維調(diào)節(jié)壓縮鼓包或喉道段局部型面可實現(xiàn)喉道面積的調(diào)節(jié)，提升Bump 進氣道的工作速域范圍，結(jié)合飛/發(fā)設計匹配點調(diào)整可進一步減小進氣道迎風面積以及附加阻力，如圖9 所示。目前該技術實用化的主要難點在于柔性變形材料及其在復雜力學環(huán)境中反復變形的耐久性等。

圖8 可調(diào)Caret 進氣道Fig.8 Variable Caret inlet

圖9 可調(diào)Bump 進氣道Fig.9 Variable Bump inlet

3.2.2 發(fā)/排匹配

傳統(tǒng)發(fā)動機設計目標是自身性能的最優(yōu)。為此，在噴管設計中，通常針對給定的噴管落壓比（NPR）來選擇最佳的噴管面積比（A9/A8），使噴管接近或達到完全膨脹，從而獲得最佳的發(fā)動機推力特性。但如果計入噴管工作狀態(tài)（A9 和NPR）對飛機后體/噴管阻力的影響，以推減阻為優(yōu)化目標，則最佳的噴管面積比（A9/A8）會出現(xiàn)偏移的情況，如圖10 所示。此外，噴流在噴口后繼續(xù)膨脹，高壓會沿附面層向上游傳遞，迫使噴管外表面流動的高壓區(qū)擴大，從而改變?nèi)珯C外部流場，進一步影響全機升阻特性。一般情況下，飛機后體阻力占全機阻力的38%～50%［35］。

圖10 考慮凈收益的最佳面積比偏移Fig.10 Optimal area ratio deviation considering net gain

綜上所述，發(fā)動機僅考慮自身因素，根據(jù)有限協(xié)調(diào)約定的指標參數(shù)獨自完成設計的方式不利于飛機后體阻力最優(yōu)設計。綜合考慮發(fā)/排最佳匹配與飛/發(fā)后體推阻的優(yōu)化設計，可一定程度實現(xiàn)當前高性能戰(zhàn)斗機減阻需求。綜合考慮飛機后體布局限制、尾噴管內(nèi)喉道可調(diào)面積、尾噴管長度、發(fā)動機尾噴管調(diào)節(jié)片形狀、飛機后體阻力變化趨勢、發(fā)動機推力性能變化趨勢、發(fā)動機和飛機重量代價、重心變化等因素開展飛機后體阻力/發(fā)動機氣動綜合設計，可以實現(xiàn)推力-飛行后體阻力最優(yōu)化設計，提高飛機的飛行性能。

典型超巡點（標準大氣條件，飛機高度11 km、馬赫數(shù)1.5，發(fā)動機中間狀態(tài)）的計算結(jié)果表明，開展飛機后體阻力/發(fā)動機氣動綜合設計可獲得可觀的推/阻綜合設計收益，如圖11所示。

圖11 典型點推/阻最優(yōu)設計綜合收益Fig.11 Comprehensive gain of optimal thrust-drag design at typical points

4 面向隱身性能優(yōu)化的飛/發(fā)協(xié)同設計

發(fā)動機的雷達和紅外輻射信號對飛機隱身特征影響極大，主要解決措施包括：

1）通過遮擋和吸收等措施降低雷達輻射。

2）通過發(fā)動機熱力參數(shù)優(yōu)化、部件冷卻/遮擋和噴流摻混以及主動控制等措施降低紅外輻射。

4.1 飛/發(fā)協(xié)同雷達隱身優(yōu)化設計

4.1.1 進氣道/發(fā)動機風扇一體化設計

飛機進氣道管道和發(fā)動機風扇組成的進氣道腔體，是戰(zhàn)斗機前向的強散射源。單純追求進氣效率和總壓恢復性能的直管進氣道會使機頭方向產(chǎn)生很強的鏡面回波，即便偏離正向的入射波也將因腔體效應在很寬的范圍內(nèi)產(chǎn)生較強的回波。合理的管道設計及與之相配合的電磁波吸收措施是實現(xiàn)其低散射的關鍵。

當發(fā)動機風扇未完全被進氣道遮擋時，通過增加管道“彎度”可以對進氣道腔體散射取得較好地抑制效果；當發(fā)動機風扇被完全遮擋以后，再增加管道的“彎度”，則氣動性能急劇下降且進一步降低進氣道腔體散射的效果不明顯，如圖12所示。

圖12 不同彎度進氣道的RCS 對比Fig.12 Comparison of RCS of inlets with different bending conditions

進一步抑制進氣道腔體散射，除涂敷雷達吸波材料（RAM）外，在進氣道腔體內(nèi)加裝吸波導流體也是有效手段之一。吸波導流體一方面可以增加對發(fā)動機的遮擋，另一方面也可以改變電磁波在進氣道管道內(nèi)的傳播途徑和方式，從而提升管道內(nèi)吸波材料的吸收效率。同時由于吸波導流體自身具備較高的吸波效能，因而可以進一步衰減進入進氣道的電磁波。但吸波導流體會引起管道氣流總壓恢復系數(shù)（σ）的降低，如對X-32 驗證機吸波導流體進行氣動仿真的圖13所示。

圖13 X-32 驗證機的吸波導流體及氣動仿真云圖Fig.13 Wave absorbing guide vanes and aerodynamic simulation nephogram for X-32 demonstrator

若將飛機進氣道導流體推后到發(fā)動機風扇入口前，與風扇機匣、支板、帽罩及風扇葉片進行一體化設計，可形成具有高總壓恢復性能、高吸波性能、防鳥撞、防冰、減重等功能的集成風扇吸波裝置。從“直管道+風扇集成吸波裝置”的前向RCS 仿真結(jié)果來看，與無隱身措施狀態(tài)相比，前向大角域范圍內(nèi)RCS 降幅都較大，如圖14所示。

圖14 “直管道+風扇集成吸波裝置”前向RCS 縮減量仿真Fig.14 Forward RCS reduction simulation for “straightthrough duct+integrated fan with wave absorber”

4.1.2 發(fā)動機艙引氣冷卻一體化設計

發(fā)動機艙環(huán)境溫度約束要求采取通風冷卻措施，常規(guī)隱身飛機發(fā)動機艙采用進/排氣格柵，但為實現(xiàn)更好的隱身性能，用于發(fā)動機艙通風冷卻的進氣格柵面積和格柵孔尺寸將受限，導致格柵進氣效率不高，且格柵進氣效率還與飛行姿態(tài)、飛行速度等因素相關，如圖15 所示。

圖15 格柵孔尺寸與X 波段RCS 關系Fig.15 Correlation of grid hole size and X-band RCS

在滿足進/發(fā)流量匹配的前提下，通過一體化設計進氣道末端引氣裝置，可引用進氣道部分氣流作為通風冷卻氣源來滿足發(fā)動機艙的通風冷卻需求。由于其引氣和冷卻的效率更高，可以取消原飛機表面用于通風冷卻的進氣口/進氣格柵，提升飛機的雷達隱身性能。而如果采用自適應變循環(huán)發(fā)動機，由于其存在第三涵道，發(fā)動機自身發(fā)熱情況能夠進一步降低，優(yōu)化減小進氣道引氣環(huán)縫尺寸后，可進一步減弱引氣結(jié)構(gòu)對進氣道RCS 的影響，如圖16 所示［36］。

圖16 自適應發(fā)動機的三涵道流動［36］Fig.16 Three-stream flow of adaptive engine［36］

4.1.3 噴管/后體一體化設計

二元矢量噴管具有調(diào)節(jié)機構(gòu)簡單、易于實現(xiàn)后向隱身設計的優(yōu)點。相比于傳統(tǒng)的軸對稱噴管，二元噴管更適合與飛機后體進行融合設計，能夠消除噴管與后邊條之間的耦合效應，對飛機前側(cè)向RCS 產(chǎn)生有利影響，如圖17 所示。

圖17 軸對稱噴管（左）與二元噴管（右）前側(cè)向RCS 成像對比Fig.17 Comparison of forward lateral RCS imaging of axisymmetrical nozzle（Left）and two-dimensional nozzle（Right）

二元噴管外罩型面將對飛機后體阻力和RCS產(chǎn)生影響。連續(xù)弧形類型的噴管外罩后體阻力更小，同時在飛機前、后向±15°方位角域內(nèi)的RCS比拐折類型的噴管外罩顯著降低，如圖18 所示。

圖18 拐折型與連續(xù)弧形噴管外罩對比Fig.18 Comparison of housings of sharp bending nozzle and continuous arc nozzle

為減少飛機后向RCS 特征，需對發(fā)動機噴管腔體內(nèi)各強散射部件（如渦輪葉片、中心錐支板、加力燃燒室等）進行氣動/隱身一體化綜合設計，集成支板、加力火焰穩(wěn)定器、噴油管路等部件，形成能夠遮擋渦輪葉片、引入外涵冷氣冷卻降溫、穩(wěn)定組織加力燃燒等功能的一體化加力燃燒室，同時在其表面應用耐高溫隱身材料，可明顯降低噴管腔體終端的散射量級，達到較好的飛機后向隱身效果，如圖19 所示。

圖19 常規(guī)加力燃燒室與一體化加力燃燒室對比Fig.19 Comparison of conventional and integrated afterburning combustion chambers

如果隱身需求超過了一體化加力燃燒室所能提供的縮減效果，S 彎噴管能夠提供與S 彎進氣道相似的遮擋作用。對于無加力的亞聲速隱身飛機如B-2 等，S 彎噴管已經(jīng)得到了應用；但在加力發(fā)動機中應用S 彎噴管，還面臨著局部高溫區(qū)、流動不均勻造成的性能下降以及復雜組合載荷下的流固耦合等較復雜的設計問題［37-38］。目前通用電氣展示了如圖16 所示的帶S 彎噴管自適應發(fā)動機方案，俄羅斯也曾公布過具有調(diào)節(jié)收擴和推力矢量功能的S 彎噴管專利［39］，但尚無實際應用案例。

4.2 飛/發(fā)協(xié)同紅外隱身優(yōu)化設計

4.2.1 飛/發(fā)紅外隱身頂層協(xié)同設計

高性能戰(zhàn)斗機的紅外隱身需求，需要從頂層協(xié)同設計牽引低紅外特征渦扇發(fā)動機的總體設計。渦扇發(fā)動機的設計研制是一個系統(tǒng)工程，以滿足飛機任務需求為約束，在發(fā)動機總體設計階段就應該把隱身特性與推力和耗油率特性予以綜合考慮，進行兼容設計和綜合性能優(yōu)化。傳統(tǒng)發(fā)動機總體設計方法［40］已經(jīng)不再符合設計需求，如圖20（a）所示，需要考慮采用紅外隱身措施對設計流程構(gòu)成的影響，并改變傳統(tǒng)設計流程，形成低紅外特征渦扇發(fā)動機的總體設計流程［41］如圖20（b）所示。

圖20 改進發(fā)動機總體設計流程Fig.20 Improved general engine design process

4.2.2 發(fā)動機總體熱力參數(shù)一體化設計

發(fā)動機排氣系統(tǒng)的紅外特征與發(fā)動機的熱力參數(shù)的選擇有關。通過建立起發(fā)動機設計變量（如風扇壓比πf、壓氣機總壓比πc、燃燒室出口總溫Tt4、噴管高壓比AR 等）與發(fā)動機性能（單位流量推力等）和紅外輻射特性之間的關系，以單位流量推力和紅外隱身特性為優(yōu)化目標，可形成基于渦扇發(fā)動機總體熱力參數(shù)的紅外特征預測優(yōu)化分析方法［41］，如圖21 所示。

圖21 設計變量對紅外特征的敏感性Fig.21 Sensitivity of design variables to the infrared signature

4.2.3 排氣系統(tǒng)/后體一體化設計

排氣系統(tǒng)是飛行器上最重要的紅外輻射源之一，其紅外輻射的波段范圍一般處于3～5 μm，并且由于發(fā)動機的高溫導致對飛行器尾部區(qū)域的紅外輻射強度影響非常大（主要是8～14 μm 波段），是飛行器紅外隱身設計的重要內(nèi)容之一，如圖22 所示［42］。

圖22 紅外影像上F-22 的尾部高溫區(qū)［42］Fig.22 Infrared image of high-temperature areas on F-22 Aircraft tail［42］

通過與飛行器綜合設計，利用部件對排氣系統(tǒng)進行遮擋等措施，可降低紅外輻射能量。主要包括熱部件冷卻、后機身對排氣系統(tǒng)的遮擋、冷熱氣流強化摻混以及降低后機身冷部件對發(fā)動機熱部件熱輻射的反射等方式。二元噴管相比傳統(tǒng)的軸對稱噴管具有更好的摻混效果［43］，是對雷達和紅外隱身都有益的措施，如圖23 所示。

圖23 軸對稱噴管（上）與二元噴管（下）摻混對比Fig.23 Comparison of mixing of axisymmetrical nozzle（Up）and two-dimensional nozzle（Down）

從美國F-119 發(fā)動機的相關專利資料來看，為降低噴管及后機身壁面溫度，F(xiàn)-22 采用了從發(fā)動機壓氣機引少量高壓氣經(jīng)過引射器將發(fā)動機艙內(nèi)大量低壓冷氣加壓加速，形成足夠能量的冷氣并從噴管及后機身壁面的氣膜孔中流出的飛/發(fā)綜合熱輻射控制方式，如圖24 所示［44］。

圖24 F119 發(fā)動機的引射冷卻結(jié)構(gòu)［44］Fig.24 Proprietary ejector cooling structure of F119 engine［44］

4.2.4 冷介質(zhì)/氣溶膠噴射主動紅外抑制

作為針對紅外導彈的末端對抗手段，可采用向發(fā)動機尾噴管熱壁面噴射冷介質(zhì)、噴流噴射氣溶膠等主動紅外抑制措施。主動紅外抑制系統(tǒng)存在以下難點和挑戰(zhàn)：第一，高效反應和噴射能力，末端紅外對抗對時機的要求極高，對釋放系統(tǒng)的決策算法和響應時間提出了高要求，同時需在極短時間內(nèi)噴出足夠的濃度；第二，高效遮蔽性能，飛機高速飛行時流場高速多變，需充分研究紅外抑制材料及釋放系統(tǒng)在高速飛行狀態(tài)下的工作性能；第三，重量和空間代價，需要增加噴射口蓋、噴射動力源、存儲罐和管路等系統(tǒng)，且安裝后不能破壞原后體輪廓。

主動紅外抑制系統(tǒng)需通過飛/發(fā)協(xié)同設計，以導彈逼近告警為啟動條件，結(jié)合發(fā)動機工作狀態(tài)信號判斷紅外特征和噴射需求，在飛行員給出允許指令的條件下，實現(xiàn)對發(fā)動機紅外特征的主動控制功能，如圖25 和圖26 所示。

圖25 主動紅外抑制地面試驗系統(tǒng)架構(gòu)Fig.25 Architecture of ground test system for active infrared suppression

圖26 氣溶膠釋放效果Fig.26 Aerosol release effect

5 面向飛行控制優(yōu)化的飛/發(fā)協(xié)同設計

針對未來高性能戰(zhàn)斗機新型氣動布局所面臨的寬速域范圍內(nèi)單純氣動舵效難以獲得滿意的增穩(wěn)和控制效果問題，需要引入動力參與控制。發(fā)動機與控制的相互耦合作用，一是通過推力矢量偏轉(zhuǎn)或分布式推力差，直接對飛機產(chǎn)生力和力矩，從而與氣動舵面共同參與飛行控制；二是通過調(diào)整飛行控制策略來適配發(fā)動機特性，以獲取飛機整體層面的性能收益，主要目標是：

1）在常規(guī)包線內(nèi)飛行時，提供多軸向的控制增穩(wěn)。

2）在包線的邊界處（失速、過失速條件等），應急使用保證安全。

推力矢量控制的實現(xiàn)形式包括機械式和流體式兩種路線，但目前有實際應用案例的僅為機械式。機械偏轉(zhuǎn)改變了后體外形和噴管內(nèi)部的形狀，需與隱身措施綜合考慮。

與氣動舵面控制不同，推力矢量的有效性與發(fā)動機可靠性相關聯(lián)。因此，推力矢量與氣動舵面綜合控制在設計上的原則通常為：即使推力矢量失效（包括發(fā)動機停車失去推力），氣動舵面仍能保持飛機安全可控。

5.1 發(fā)動機參與提供的飛行控制能力

飛行控制的場景，一方面是長周期外回路，主要優(yōu)化焦點在于飛/發(fā)的性能特性匹配，以綜合實現(xiàn)更為經(jīng)濟的遠程久航，抑或通過推力偏轉(zhuǎn)參與穩(wěn)態(tài)配平以進一步降低舵面偏轉(zhuǎn)所致的隱身性能損失，此類參與近似于前襟預置偏度的動態(tài)調(diào)節(jié)。另一方面是短周期內(nèi)回路，重點則是發(fā)動機推力矢量直接對飛機產(chǎn)生旋轉(zhuǎn)力矩作用而參與到高動態(tài)的飛行控制。

此前的傳統(tǒng)布局戰(zhàn)斗機，發(fā)動機推力矢量更多的是在氣動控制能力急速衰減的過失速迎角區(qū)扮演替代的作用，而對于常規(guī)飛行狀態(tài)則因遠小于氣動控制能力而貢獻較小。

高性能戰(zhàn)斗機對隱身能力的追求所主導的飛機布局演化，正在對傳統(tǒng)飛行控制能力產(chǎn)生不利影響。這一控制能力缺口在起降等低動壓飛行狀態(tài)尤為凸顯，亟需發(fā)動機推力矢量的補充。

而在左邊界安全飛行和過失速迎角飛行方面，自動抗/改尾旋功能是高性能戰(zhàn)斗機的標配能力。傳統(tǒng)布局戰(zhàn)斗機通過氣動舵面來實現(xiàn)，其代價是必須在俯仰和偏航軸保留充足的控制力矩能力。通常來說，希望縱向恢復力矩系數(shù)在全迎角范圍內(nèi)的預留裕度不大于-0.03［45］，而航向則通過鴨翼、副翼或平尾的差動等方式留夠制止偏航旋轉(zhuǎn)的能力，原則上不低于：

式中：βmax為最大允許側(cè)滑角；T為期望側(cè)滑角收斂時間。

參考F-16A 飛機布局的典型參數(shù)（表1［46］），可以評估發(fā)動機推力矢量帶來的附加貢獻。

表1 F-16A 布局參數(shù)［46］Table 1 F-16A configuration parameters［46］

以縱向俯仰力矩能力為基礎，根據(jù)式（3）可以獲取推力矢量的等效力矩系數(shù)。

推矢的等效力矩系數(shù)在表速300 km/h、600 km/h（推矢使用包線表速限制）狀態(tài)分別約為0.280、0.067 6，雖然隨動壓增大而反比減小，但量級仍較為可觀，由此放寬一定的可控重心后限約束（后移量可達4.8%MAC），從而為總體布局按隱身需求設計平面形狀創(chuàng)造條件，如圖27所示。

圖27 推矢附加能力帶來的放寬重心后限效應Fig.27 Rear C.G.limit relaxation effect of additional thrust vectoring capability

綜上，發(fā)動機推力矢量對高性能戰(zhàn)斗機飛行控制的作用，在常規(guī)飛行和過失速飛行兩個層面都扮演著愈發(fā)重要的角色。

5.2 推力矢量的控制策略

發(fā)動機推力矢量的實際能力同時與推力線偏轉(zhuǎn)角度和推力大小相關，導致控制特性較氣動舵面存在迥然不同的差異，需要飛行控制設計中加以參考：一是發(fā)動機推力動態(tài)時滯明顯，通常達到1～2 s 左右，需要預留合適的穩(wěn)定裕度；二是推力矢量偏轉(zhuǎn)把持的可用時間可能受限，這與材料耐高溫特性有關，需要控制上的快進快出；三是在左邊界乃至過失速飛行迎角區(qū)，由于需要大狀態(tài)推力矢量能力，發(fā)動機與飛機的陀螺進動耦合效應凸顯，形成對飛行控制的干擾作用，需要在控制上具有足夠的抗擾考慮。

對于常規(guī)飛行狀態(tài)，推力矢量的典型作用域是在馬赫數(shù)0.6 以下，其控制策略主要是隨飛行狀態(tài)進行偏置調(diào)參使用，以改善飛機本體的力矩特性、配平飛機本體不對稱特性、起降配平特性優(yōu)化等。

更凸顯推力矢量價值的另一個使用場景是在大迎角過失速區(qū)的機動控制賦能，其面臨的設計問題是“控什么”“如何應對不確定擾動”。

5.2.1 大迎角被控變量構(gòu)建和飛/發(fā)控制分配

傳統(tǒng)的飛行控制橫航向控制的目標主要是實現(xiàn)飛機的繞速度軸滾轉(zhuǎn)、滿意的荷蘭滾模態(tài)特性；其中橫向的控制輸出是副翼指令，航向是方向舵指令，二者間互有交叉協(xié)調(diào)。但進入大迎角區(qū)后，受非定常流場氣動影響，副翼、方向舵效率均會急劇下降甚至反向，故多型飛機應對失速尾旋的典型止旋策略均是采用差動副翼策略。

而具體到大迎角的過失速機動控制，則更加強調(diào)飛機姿態(tài)的穩(wěn)定，即應控制體軸系的滾轉(zhuǎn)速率和偏航速率。其中，需要注意的是，經(jīng)典戰(zhàn)斗機布局垂尾在背上，故負的大迎角區(qū)因垂尾仍浸潤在較好的流場中而仍存在良好的方向舵控制效能，需特別納入控制考慮。

因此，以國內(nèi)首型殲-10B 推力矢量驗證機的設計為例，其橫航向被控變量的選取隨迎角而改變，在體軸系角速率、體軸滾轉(zhuǎn)速率+速度軸偏航速率、速度軸滾轉(zhuǎn)速率+側(cè)滑角/體軸偏航速率之間漸變切換（如圖28 所示），綜合產(chǎn)生控制力矩需求，并分別發(fā)布至推力矢量、差動副翼、方向舵以及鴨翼，最終實現(xiàn)安全高效的橫/航向控制，解決大迎角運動耦合嚴重和飛/發(fā)協(xié)同困難帶來的“控不住”問題。

圖28 過失速飛行的被控變量選擇與指令綜合Fig.28 Selection of variable under control and command integration of post-stall flight

5.2.2 基于擴張狀態(tài)觀測器的擾動偏離估計/補償控制方法

工程實踐中，飛機在大迎角區(qū)由風洞試驗數(shù)據(jù)建立的氣動模型與實際飛行過程中的氣動特性存在較高的不確定性，且大迎角區(qū)嚴重的氣流分離造成了惡劣的運動耦合特性，產(chǎn)生非預期響應，嚴重影響飛行品質(zhì)，甚至危及飛行安全。

擴張狀態(tài)觀測器可有效估計和補償不確定性帶來的干擾［47］，該方法通過比較飛機實際響應和參考模型的期望響應，估計出干擾力矩，在此基礎上偏轉(zhuǎn)舵面進行補償，最終有效降低非指令性運動，如圖29 所示。在殲-10B 推力矢量驗證機中的實踐表明，該附加補償策略將側(cè)滑角、滾轉(zhuǎn)速率的波動幅度分別下降30%和57%。

圖29 不確定性氣動特性的在線估計與補償Fig.29 Online estimation and compensation of uncertain aerodynamic characteristics

由此給出的啟示是，傳統(tǒng)控制方法以慢求穩(wěn)，而非傳統(tǒng)的擾動補償則是用快和準來以動制動，二者結(jié)合可在工程上獲得較好收益。鑒于大迎角過失速機動的本質(zhì)可以歸為可控的失速和尾旋，故此類推力矢量的融合控制策略亦可無縫地應用于失速邊界的保護、自動改尾旋等場景。

5.3 發(fā)動機推力矢量的實現(xiàn)形式

目前發(fā)動機推力矢量的實現(xiàn)形式有機械式和流體式兩類。

傳統(tǒng)機械式發(fā)動機推力矢量通過噴管的機械偏轉(zhuǎn)改變發(fā)動機推力線方向，從而產(chǎn)生矢量力和附加力矩。主要形式包括燃氣舵、軸對稱偏轉(zhuǎn)（如殲-10B 推力矢量驗證機）、縱向二元偏轉(zhuǎn)（如F-22）、非對稱二元偏轉(zhuǎn)（如蘇-35）等。

在進發(fā)排一體化以及戰(zhàn)斗機高隱身需求的大背景下，二元對稱/非對稱的推力矢量噴管成為當前的重要發(fā)展方向，其能夠提供高效的控制能力。但該類噴管存在結(jié)構(gòu)系統(tǒng)復雜、重量大且推力損失嚴重等局限性，給飛/發(fā)綜合設計與綜合性能帶來了進一步的挑戰(zhàn)，因此其工程應用的關鍵問題在于結(jié)構(gòu)的減重減載設計、內(nèi)外流一體推阻優(yōu)化設計、飛/發(fā)綜合控制等方面，如圖30所示［48］。

圖30 F119 的機械式二元推力矢量噴管［48］Fig.30 Mechanical two-dimensional thrust vectoring nozzle of F119 engine［48］

流體式推力矢量技術通過調(diào)節(jié)噴管內(nèi)部流場的方式實現(xiàn)推力矢量，相對機械式而言具有結(jié)構(gòu)簡單、重量輕等特點，目前常見的流體式推力矢量噴管有激波矢量、雙喉道、同向流、逆向流等幾種類型，如圖31 所示［49］。其中，激波矢量、同向流、逆向流等有源型流體式推力矢量噴管方案均需要從發(fā)動機引氣或額外增加高壓氣源，會導致發(fā)動機推力性能的降低或系統(tǒng)復雜度和重量的增加。因此，無源型雙喉道流體式推力矢量噴管更具優(yōu)勢，也成為近些年的研究熱點，如旁路式雙喉道流體式推力矢量噴管通過施加旁路分流擾動，在噴管擴張段形成回流區(qū)從而形成噴流偏轉(zhuǎn)效應［50-51］，如圖32 所示。但流體式推力矢量噴管方案在實現(xiàn)工程應用前，仍面臨戰(zhàn)斗機包線范圍在不同工況下噴管性能與矢量控制的綜合設計、飛機外流速度對噴流矢量效率的影響、噴管氣動與冷卻結(jié)構(gòu)的工程實現(xiàn)性等挑戰(zhàn)。

圖31 幾種流體式推力矢量噴管方案［49］Fig.31 Fluidic thrust vectoring nozzle schemes［49］

圖32 旁路式雙喉道流體式推力矢量噴管［51］Fig.32 Bypass dual throat fluidic thrust vectoring nozzle［51］

因此，綜合考慮氣動效率、隱身、控制與結(jié)構(gòu)重量等因素，二元機械式、無源型流體式推力矢量噴管對高性能戰(zhàn)斗機設計更為有利，但流體式推力矢量技術距離工程實際應用仍有不小距離。

6 面向全機能量優(yōu)化的飛/發(fā)協(xié)同設計

面向未來高性能戰(zhàn)斗機高能耗、高熱耗的使用特點，傳統(tǒng)能源獲取和管理體制不堪重負，成為制約戰(zhàn)斗機性能發(fā)揮的主要因素［52］，解決這個問題需要進行能源體制的徹底革新，并真正實現(xiàn)飛、發(fā)兩方在能源上的“一體”：

1）全機能源體制統(tǒng)一，機內(nèi)全電傳遞，在使用端轉(zhuǎn)換為需用的能源形式。

2）飛/發(fā)能源一體，統(tǒng)一配電管理，取消獨立的飛機附件和發(fā)動機附件。

3）飛/發(fā)熱管理一體，拉通管理熱源，挖掘燃油熱沉并探索新型熱沉。

6.1 飛/發(fā)能源綜合設計

飛機和發(fā)動機運行所需的能源主要來自于發(fā)動機（機載儲能和輔助/應急動力除外）。傳統(tǒng)上發(fā)動機附件機匣提取的軸功率經(jīng)過飛機附件機匣轉(zhuǎn)化分配后為飛機平臺提供能源，機載供電系統(tǒng)通過發(fā)電機從飛機附件機匣提取軸功率，轉(zhuǎn)化為電能以支持機載用電設備運行；機載液壓系統(tǒng)通過液壓泵從發(fā)動機附件機匣提取軸功率，轉(zhuǎn)化為液壓能以支持舵機等液壓作動設備運行；機載環(huán)控系統(tǒng)則直接從發(fā)動機壓氣機引氣，通過換熱器、渦輪等部件轉(zhuǎn)換為冷空氣以支持座艙和電子設備冷卻，如圖33 所示。

圖33 飛機與發(fā)動機常規(guī)能量流轉(zhuǎn)拓撲示意Fig.33 Conventional topology of airframe-engine energy flow

全電架構(gòu)使用電力作動取代液壓、氣壓和機械作動，不僅使得能源類型純粹，簡化了機載系統(tǒng)的復雜程度和系統(tǒng)規(guī)模，減輕了系統(tǒng)重量和體積，更重要的是全電架構(gòu)狀態(tài)監(jiān)測方便、系統(tǒng)靈活可控，在實現(xiàn)面向能量優(yōu)化的能源管控策略時具有天然的優(yōu)勢。更進一步，由于能源體制的統(tǒng)一，存在更多功能復用的可能，可以從物理層面進行綜合設計，從而減小系統(tǒng)重量，如圖34 所示。

圖34 飛/發(fā)一體全電能源架構(gòu)Fig.34 All electric energy architecture of airframe-engine integration

全電架構(gòu)飛機能夠?qū)崿F(xiàn)對全機能源需求的“峰谷均衡”，降低能源總需求。傳統(tǒng)飛機上電能、液壓能和氣體能源等并存的混合能源架構(gòu)，各類能源往往無法互相轉(zhuǎn)換，總的能源需求只能通過簡單峰值疊加，未來兆瓦級能源需求將大大超出發(fā)動機允許的提取能力。全電飛機能夠通過能源形式的轉(zhuǎn)換，滿足任務不同階段的高能源需求。例如在超視距攻擊階段，飛機優(yōu)先使用傳感器爭取先視先射，快速改變機動狀態(tài)的需求不強，可集中向雷達、電子戰(zhàn)等系統(tǒng)供電，而作動器只需少量電能驅(qū)動。而在導彈規(guī)避階段，跟蹤目標的優(yōu)先級大大降低，可減少對雷達的供電，把大部分電能轉(zhuǎn)換為電液作動器的液壓功率，驅(qū)動舵面快速偏轉(zhuǎn)，急劇改變機動狀態(tài)。對典型戰(zhàn)斗機飛行任務過程中（包括地面開車舵面檢查在內(nèi)）作動能源的使用情況統(tǒng)計分析表明，全機作動器實際使用流量達到液壓系統(tǒng)額定設計流量10%以上的累計時間不超過整個任務剖面總時間的15%，流量20%以上不超過總時間的7%，流量30%以上不超過總時間的4%，如圖35 所示。以F-22 為例，其液壓功率達560 kW，如在能飛行任務的大部分時間中，將部分液壓功率替換為電能使用，可使全機可用電能（原安裝2 臺65 kW 發(fā)電機）倍增［53］。

圖35 典型戰(zhàn)斗機液壓系統(tǒng)流量-時間占比統(tǒng)計均值Fig.35 Average flow-time proportion of hydraulic system in a typical fighter

全電架構(gòu)飛機能夠取消飛附機匣和發(fā)附機匣，采用嵌入發(fā)動機的起發(fā)電機，通過功能復用實現(xiàn)發(fā)電機與起動電機的一體化設計，可顯著降低發(fā)動機外廓尺寸，從而降低對飛機機體空間需求。

全電架構(gòu)飛機通過取消高溫、高壓管路，可優(yōu)化飛機的空間布局，并使熱源和液體防護變得更為簡單。電源系統(tǒng)的多余度設計可提高系統(tǒng)可靠性，使之具有容錯和故障后重構(gòu)的能力，并為用電設備提供高質(zhì)量的電源，改善供電品質(zhì)，電子元件故障更容易診斷、監(jiān)測和狀態(tài)預測。

全電架構(gòu)飛機采用電機驅(qū)動閉式空氣循環(huán)制冷系統(tǒng)，相比于采用開式空氣循環(huán)制冷的常規(guī)系統(tǒng)，減少了從發(fā)動機的引氣，且隨著高速電機技術發(fā)展，電環(huán)控相關附件重量結(jié)構(gòu)尺寸進一步減小。

最后，采用電動燃油泵替代傳統(tǒng)飛機和發(fā)動機的機械泵。由于傳統(tǒng)燃油泵按照峰值設計供油能力，在巡航等狀態(tài)功效比低，不僅浪費能源且給熱管理帶來更多廢熱，通過采用變頻的電動燃油泵，根據(jù)需求調(diào)整供油能力，能有效減少能耗和熱載荷。

6.2 飛/發(fā)一體的熱管理與能量耗散優(yōu)化設計

飛/發(fā)一體熱管理技術打破了傳統(tǒng)分界面（飛/發(fā)接口燃油溫度限制、熱沉不共享），以提升全機熱沉利用率為目標，通過建立具備全機冷熱流靈活調(diào)控的飛/發(fā)一體綜合換熱柔性架構(gòu)，結(jié)合熱負載需求與熱沉能力動態(tài)預測、熱沉自適應選取與快速響應策略，基于多時空尺度蓄熱與散熱的控制方法，最終實現(xiàn)全機熱載荷高效收集、傳輸與排散。

6.2.1 燃油熱沉綜合利用

在飛機熱管理系統(tǒng)和發(fā)動機熱管理系統(tǒng)中燃油都是重要的工質(zhì)和主要排熱途徑［54］。發(fā)動機入口燃油溫度目前設有上限值Tmax（通常為80～120 ℃），以便為發(fā)動機預留其自身熱管理所需的熱沉。這雖然簡化了發(fā)動機自身的熱管理設計，但會造成燃油有時無法以最高允許溫度（約200 ℃）噴入燃燒室，降低燃油熱沉利用率。

飛/發(fā)熱管理綜合將燃油回油點從兩處減少為一處，取消發(fā)動機入口溫度限制，根據(jù)發(fā)動機燃燒室入口溫度及發(fā)動機滑油供油溫度、后腔滑油出口溫度，靈活調(diào)節(jié)發(fā)動機回油流量，使得燃油始終能夠以最高允許溫度噴入發(fā)動機燃燒室內(nèi)，有效提升燃油熱沉利用率，如圖36 所示。

圖36 飛/發(fā)燃油熱管理綜合原理示意Fig.36 Schematic diagram of airframe-engine integrated fuel thermal management

6.2.2 空氣熱沉綜合利用

沖壓空氣、進氣道空氣、發(fā)動機涵道空氣等環(huán)境空氣是除燃油外機載熱管理系統(tǒng)最常用的熱沉。使用沖壓空氣需要在飛機表面開設沖壓口，影響飛機隱身效果，在飛機設計中會盡量減少沖壓引氣。因此，在未來戰(zhàn)斗機設計中，機載熱管理系統(tǒng)能夠使用的沖壓空氣熱沉量是十分有限的。進氣道空氣流量大、溫度較低，且進氣道散熱器對飛機隱身效果帶來的負面影響小，是十分優(yōu)質(zhì)的熱沉來源。為保證飛機進氣道性能，進氣道散熱器無法直接安裝在進氣道中，熱交換面積有限，因此進氣道散熱器體積與重量較大。發(fā)動機外涵道空氣流量大，雖因經(jīng)過發(fā)動機低壓壓氣機增壓，溫度較進氣道空氣溫度更高，但涵道空氣對于熱管理系統(tǒng)散熱器的設計限制較少，涵道散熱器可以設計得更輕更小。

如圖37 所示，從涵道空氣散熱器和進氣道散熱器的冷邊溫度、效率、散熱功率對比可知，機載熱管理系統(tǒng)利用發(fā)動機涵道空氣作為熱沉是可行的，進而可減小散熱器的重量體積，有利于減少戰(zhàn)機燃油消耗，提升機動性。

圖37 進氣道散熱與涵道散熱對比Fig.37 Comparison of inlet heat exchange and bypass heat exchange

需要注意的是涵道空氣溫度較高，當其作為飛機熱管理系統(tǒng)熱沉，則機載系統(tǒng)更適合采用空氣循環(huán)冷卻方案而非蒸發(fā)制冷。

6.2.3 柔性管理架構(gòu)

飛/發(fā)一體的柔性熱管理架構(gòu)，能夠支持熱傳輸路徑重組及熱沉動態(tài)調(diào)度，通過“削峰填谷”的方式進一步提升全機的熱沉利用效率。

利用蒸發(fā)循環(huán)蓄冷、高溫油箱蓄熱等技術建立飛機熱管理系統(tǒng)與發(fā)動機熱管理系統(tǒng)的沖壓空氣、涵道空氣、燃油、滑油等熱沉可相互轉(zhuǎn)化的硬件系統(tǒng)架構(gòu)，結(jié)合溫度梯度規(guī)劃、熱沉評估、任務預測等手段，以多目標優(yōu)化控制為目的，建立自適應控制策略，實現(xiàn)飛機與發(fā)動機一體化的熱傳輸路徑重組及熱沉動態(tài)調(diào)度。

7 總結(jié)

從戰(zhàn)斗機研制之初，飛機和發(fā)動機兩方就應進行全面深入的飛/發(fā)協(xié)同設計，共同尋優(yōu)。本文回顧了戰(zhàn)斗機飛/發(fā)協(xié)同設計的理論和實踐歷程，面向未來高性能戰(zhàn)斗機發(fā)展需求，從飛行性能、隱身特性、飛行控制、全機能量4 個設計視角提出飛/發(fā)協(xié)調(diào)設計關鍵技術。

對于飛行性能，飛/發(fā)設計點應圍繞空中工作狀態(tài)進行匹配，進發(fā)排匹配追求“推—阻”綜合最優(yōu)，以滿足高性能戰(zhàn)斗機兼顧縱深穿透和交戰(zhàn)點機動性的要求。

對于隱身特性，通過進氣道-風扇一體化設計、噴管-后體一體設計化并進行飛/發(fā)參數(shù)協(xié)同優(yōu)化，實現(xiàn)遮擋、吸收及冷卻、摻混，以滿足高性能戰(zhàn)斗機拓寬頻域和角域范圍的雷達隱身、紅外隱身要求。

對于飛行控制，綜合飛機氣動舵面和發(fā)動機推力矢量控制，在飛/發(fā)之間最優(yōu)化控制分配策略，以滿足高性能戰(zhàn)斗機多軸控制增穩(wěn)和包線邊界安全的要求。

對于全機能量，飛/發(fā)能源體制向全電化綜合，取消相互獨立的附件；飛/發(fā)熱管理一體，拉通管理熱源、熱沉和散熱，以滿足高性能戰(zhàn)斗機高功率載荷及設備所帶來的全機能源和熱管理要求。

通過對關鍵技術的討論，也可以看到，隨著平臺布局、動力以及其他新興技術的不斷發(fā)展，戰(zhàn)斗機飛/發(fā)協(xié)同設計將會不斷地加深融合、拓展范圍，寬速域、智能化等未來可能的發(fā)力方向，具有廣闊前景等待開展探索研究。

致 謝

本文的撰寫得到了張文宇、謝錦睿、斯仁、陶呈綱、薛龍獻、劉澤勛等同志的幫助，在此表示感謝。