梁彩云，謝業(yè)平，李泳凡，施 磊

（中航工業(yè)沈陽(yáng)發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)研究所，沈陽(yáng)110015）

0 引言

飛機(jī)與發(fā)動(dòng)機(jī)之間傳統(tǒng)的設(shè)計(jì)方法是以安裝邊為界面，雙方根據(jù)協(xié)調(diào)約定的指標(biāo)參數(shù)分別設(shè)計(jì)。這樣，一方面雙方對(duì)界面職責(zé)和參數(shù)指標(biāo)會(huì)有爭(zhēng)執(zhí)；另一方面為保證飛/發(fā)相容性，雙方在設(shè)計(jì)過(guò)程中要分別留出一定的調(diào)整空間，使得發(fā)動(dòng)機(jī)和飛機(jī)均不能發(fā)揮最大設(shè)計(jì)潛能，也得不到最優(yōu)的飛機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)匹配。尤其在成熟飛機(jī)平臺(tái)選取新型發(fā)動(dòng)機(jī)時(shí)，不得不犧牲部分發(fā)動(dòng)機(jī)性能和功能，而飛機(jī)也得不到最優(yōu)性能。

隨著現(xiàn)代空戰(zhàn)環(huán)境日趨嚴(yán)酷，對(duì)戰(zhàn)斗機(jī)的技/戰(zhàn)術(shù)性能提出了更高要求，對(duì)其超、跨聲速的機(jī)動(dòng)性、超大攻角、大側(cè)滑角飛行、以及短距大攻角起飛等非常規(guī)機(jī)動(dòng)性要求大幅度提高，由此，也對(duì)飛機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)的匹配設(shè)計(jì)提出了更高要求。為提升飛機(jī)與發(fā)動(dòng)機(jī)的綜合性能、穩(wěn)定性與安全性，需要將飛機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)作為1個(gè)整體來(lái)看待，開(kāi)展一體化設(shè)計(jì)，目標(biāo)是盡可能發(fā)揮各自潛能、減少性能損失，獲得最佳的推進(jìn)系統(tǒng)效能。

按照目前飛機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)組成和功能，飛/發(fā)一體化設(shè)計(jì)組成主要包括5方面：氣動(dòng)（性能）一體化、結(jié)構(gòu)一體化、控制一體化、傳動(dòng)一體化和一體化熱管理設(shè)計(jì)。本文著重對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)研制中飛/發(fā)氣動(dòng)一體化技術(shù)的應(yīng)用進(jìn)行分析。

1 國(guó)內(nèi)外飛/發(fā)氣動(dòng)一體化設(shè)計(jì)技術(shù)的發(fā)展

在飛行器出現(xiàn)的早期，飛機(jī)與發(fā)動(dòng)機(jī)的一體化研究重點(diǎn)是發(fā)動(dòng)機(jī)、進(jìn)氣道、噴管的類型與位置[1]，以及發(fā)動(dòng)機(jī)的安裝方式、質(zhì)量和體積對(duì)推進(jìn)系統(tǒng)的安裝性能的影響等。在20世紀(jì)60年代中期渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)出現(xiàn)時(shí)，飛/發(fā)一體化設(shè)計(jì)開(kāi)始逐步成為1項(xiàng)重要技術(shù)，并成立專家機(jī)構(gòu)處理一體化的技術(shù)問(wèn)題。如美國(guó)GE公司專門設(shè)立了發(fā)動(dòng)機(jī)飛行器系統(tǒng)一體化（EASI）課程[2]，主要面向具有5～10a設(shè)計(jì)或系統(tǒng)工程經(jīng)驗(yàn)的設(shè)計(jì)師。學(xué)科范圍包含航空飛行器性能需求、發(fā)動(dòng)機(jī)循環(huán)參數(shù)選擇、流路設(shè)計(jì)、動(dòng)態(tài)模型、控制一體化、進(jìn)/排一體化、操作性、噪聲、壽命、可靠性及機(jī)械系統(tǒng)等，重點(diǎn)是系統(tǒng)的一體化設(shè)計(jì)。

飛/發(fā)一體化設(shè)計(jì)重點(diǎn)之一是性能一體化設(shè)計(jì)，PW等公司曾為更好地完成空軍的合同，把發(fā)動(dòng)機(jī)/進(jìn)氣道/飛機(jī)機(jī)體一體化設(shè)計(jì)問(wèn)題作為1項(xiàng)專門聯(lián)合課題來(lái)開(kāi)展[3]。AlanHale等[4]驗(yàn)證了當(dāng)進(jìn)行發(fā)動(dòng)機(jī)和進(jìn)氣道設(shè)計(jì)時(shí)，充分考慮對(duì)方開(kāi)展一體化設(shè)計(jì)，其性能和穩(wěn)定性有顯著提升。

國(guó)外飛/發(fā)性能一體化評(píng)估、設(shè)計(jì)主要應(yīng)用試驗(yàn)與計(jì)算的方法。AEDC（ArnoldEngineeringDevelopment Center）[5-7]通過(guò)對(duì)比F-16和F-15戰(zhàn)斗機(jī)縮比試驗(yàn)件分別在自由射流條件和風(fēng)洞條件下的試驗(yàn)結(jié)果來(lái)評(píng)估進(jìn)/發(fā)相容性；AlanHale等[4]使用“TEACC”計(jì)算工具評(píng)估前機(jī)身在一定攻角與側(cè)滑角下工作時(shí)進(jìn)氣畸變對(duì)風(fēng)扇的影響。俄羅斯早期一體化研究主要集中在超聲速飛行器加速、爬高時(shí)，因?yàn)樵诩铀匐A段提供剩余推力比升力更重要。近些年，研究工作向較低飛行速度方面擴(kuò)展，直到跨聲速和亞聲速，這得益于采用了1整套由ЦИАМ 和軍事航空技術(shù)學(xué)院聯(lián)合開(kāi)發(fā)的計(jì)算進(jìn)氣道和噴管的模型程序。另外，提出了考慮進(jìn)氣道和噴管特性的用于確定高超聲速飛行器綜合特性和動(dòng)力裝置安裝推力的算法并開(kāi)發(fā)了其計(jì)算模型，用以解決動(dòng)力裝置與飛行器一體化問(wèn)題。這些算法所依據(jù)的原則是將作用于飛行器上的力分解為氣動(dòng)力和推力，或按另外的定義分解為考慮功能兼容時(shí)動(dòng)力裝置和飛行器的外力和內(nèi)力。

目前，中國(guó)飛機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)還處于分開(kāi)設(shè)計(jì)階段，飛/發(fā)性能的優(yōu)化設(shè)計(jì)主要依靠雙方協(xié)調(diào)確定技術(shù)狀態(tài)，未能實(shí)現(xiàn)飛機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)性能最優(yōu)化設(shè)計(jì)。從20世紀(jì)90年代飛/發(fā)一體化的概念逐步被關(guān)注，在飛/發(fā)一體化基礎(chǔ)理論和仿真方面開(kāi)展了一些研究，如飛機(jī)/推進(jìn)系統(tǒng)一體化設(shè)計(jì)探索研究[8-10]、發(fā)動(dòng)機(jī)噴管與飛機(jī)后體的一體結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)[11]、噴管與后體一體化性能設(shè)計(jì)[12-14]等概念研究、計(jì)算方法和程序的開(kāi)發(fā)。但研究進(jìn)展較緩，未形成系統(tǒng)的飛/發(fā)一體化設(shè)計(jì)方法與理論。

近年來(lái)中國(guó)發(fā)動(dòng)機(jī)研制單位在飛/發(fā)性能一體化設(shè)計(jì)方面也開(kāi)展了一系列探索研究，如飛機(jī)進(jìn)氣道與發(fā)動(dòng)機(jī)一體化設(shè)計(jì)、發(fā)動(dòng)機(jī)飛行任務(wù)分析、發(fā)動(dòng)機(jī)非安裝性能和安裝性能計(jì)算軟件開(kāi)發(fā)、發(fā)動(dòng)機(jī)飛行性能評(píng)估方法和基于飛行安裝推力的發(fā)動(dòng)機(jī)噴管面積優(yōu)化方法研究等，并在現(xiàn)有發(fā)動(dòng)機(jī)研制過(guò)程中逐步驗(yàn)證，為飛/發(fā)一體化設(shè)計(jì)方法的建立奠定了技術(shù)基礎(chǔ)。

2 飛/發(fā)性能一體化設(shè)計(jì)涉及的主要技術(shù)

飛/發(fā)氣動(dòng)一體化設(shè)計(jì)涉及的技術(shù)主要包括3方面：飛機(jī)前機(jī)身、進(jìn)氣道與發(fā)動(dòng)機(jī)一體化設(shè)計(jì)，發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管與飛機(jī)后機(jī)身一體化設(shè)計(jì)，飛機(jī)功率提取、環(huán)控系統(tǒng)與發(fā)動(dòng)機(jī)一體化設(shè)計(jì)。

2.1 前機(jī)身、進(jìn)氣道與發(fā)動(dòng)機(jī)氣動(dòng)一體化設(shè)計(jì)

為滿足越來(lái)越復(fù)雜的飛行條件，要求前機(jī)身、進(jìn)氣道與發(fā)動(dòng)機(jī)在氣動(dòng)方面能良好地匹配。為防止前機(jī)身附面層影響進(jìn)氣道，需要與前身機(jī)一起綜合考慮進(jìn)氣道布局。另外，發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定裕度需求與進(jìn)氣流場(chǎng)畸變特性、發(fā)動(dòng)機(jī)性能與進(jìn)氣道總壓損失等均存在密切關(guān)聯(lián)。

2.1.1 流場(chǎng)匹配

飛行姿態(tài)、飛機(jī)外流場(chǎng)和進(jìn)氣道內(nèi)流道的氣動(dòng)設(shè)計(jì)、發(fā)動(dòng)機(jī)流量需求等因素均影響進(jìn)氣道出口流場(chǎng)質(zhì)量，流場(chǎng)品質(zhì)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)性能、氣動(dòng)穩(wěn)定性均有重要影響。而單獨(dú)以進(jìn)氣道或發(fā)動(dòng)機(jī)為研究對(duì)象時(shí)，無(wú)法研究和確定其相互影響，需開(kāi)展進(jìn)/發(fā)聯(lián)合數(shù)值計(jì)算、全尺寸進(jìn)氣道與發(fā)動(dòng)機(jī)地面及高空臺(tái)聯(lián)合試驗(yàn)、進(jìn)發(fā)相容性試飛等，逐步降低進(jìn)氣道與發(fā)動(dòng)機(jī)流場(chǎng)匹配的不確定性。

2.1.2 流量匹配

進(jìn)氣道風(fēng)洞試驗(yàn)顯示，當(dāng)流量從臨界位置向亞臨界減小到一定值時(shí)，通過(guò)動(dòng)態(tài)壓力傳感器觀測(cè)到進(jìn)氣道出口總壓呈現(xiàn)出具有明顯主頻特征的脈動(dòng)，且振幅隨流量的減小而急劇增大。因此，在飛行過(guò)程中，當(dāng)進(jìn)氣道流量與發(fā)動(dòng)機(jī)需求流量不匹配時(shí)產(chǎn)生的氣流脈動(dòng)影響進(jìn)氣道及發(fā)動(dòng)機(jī)工作的穩(wěn)定性，研究全包線、全狀態(tài)進(jìn)/發(fā)流量匹配是提升飛行器穩(wěn)定性的1條有效途徑。

2.1.3 雷達(dá)隱身性能

轉(zhuǎn)子葉片有較強(qiáng)的雷達(dá)波反射特性，而且葉片轉(zhuǎn)動(dòng)對(duì)雷達(dá)波的反射有加強(qiáng)作用，為了提高進(jìn)氣道的隱身性，可在進(jìn)氣道中引入吸波導(dǎo)流體，但這種隱身裝置可能導(dǎo)致進(jìn)氣道氣動(dòng)性能的損失。需綜合氣動(dòng)性能和隱身性能開(kāi)展進(jìn)氣道及發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)。

2.2 發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管與飛機(jī)后機(jī)身氣動(dòng)一體化設(shè)計(jì)

機(jī)身后體阻力占全機(jī)阻力的38%～50%[15]，飛行狀態(tài)或發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)發(fā)生改變時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)噴管噴流跟隨發(fā)生變化，對(duì)飛行后體阻力有較大影響。飛機(jī)后體布局、發(fā)動(dòng)機(jī)噴管外調(diào)節(jié)片形狀對(duì)飛行方向投影面積及表面壓力有影響，同時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)可調(diào)噴管面積的變化也可以影響噴管的投影面積及壓力分布，從而影響整個(gè)飛機(jī)后體阻力，導(dǎo)致安裝性能的變化。開(kāi)展飛機(jī)后體/發(fā)動(dòng)機(jī)氣動(dòng)一體化設(shè)計(jì)，可以減小飛行后體阻力，提高整個(gè)飛行器性能。近年隨著推力矢量技術(shù)的發(fā)展，可由其取代部分傳統(tǒng)飛機(jī)操縱面參與飛機(jī)的控制，向無(wú)尾飛機(jī)方向發(fā)展，矢量噴管與飛機(jī)性能一體化設(shè)計(jì)更為重要。

2.2.1 以飛行安裝性能為設(shè)計(jì)目標(biāo)的設(shè)計(jì)方法

發(fā)動(dòng)機(jī)噴管出口面積對(duì)安裝推力及非安裝推力影響對(duì)比如圖1所示[16]。從圖中可見(jiàn)，安裝推力與非安裝推力最優(yōu)對(duì)應(yīng)的面積存在差別，以飛行安裝性能為設(shè)計(jì)、優(yōu)化目標(biāo)的設(shè)計(jì)方法是提升飛行器性能的1種重要手段。

圖1 發(fā)動(dòng)機(jī)噴管面積對(duì)安裝、非安裝推力的影響

2.2.2 雷達(dá)、紅外隱身及氣動(dòng)性能的一體化考慮

飛機(jī)后體與噴管搭接面上的各種不連續(xù)性，以及當(dāng)噴管面積調(diào)節(jié)時(shí)調(diào)節(jié)片間出現(xiàn)的搭接或存在的間隙，都可能成為雷達(dá)波反射源。為提高雷達(dá)隱身性能，需結(jié)合飛/發(fā)氣動(dòng)性能一體化開(kāi)展飛機(jī)后體型面、結(jié)構(gòu)修型、搭接間隙等設(shè)計(jì)工作。尾噴管及其高溫排氣是主要的紅外輻射源，降低飛行器紅外隱身性能時(shí)，同樣需結(jié)合飛/發(fā)性能一體化開(kāi)展修型、摻混、罩擋等設(shè)計(jì)，平衡隱身性能與氣動(dòng)性能。

2.3 飛機(jī)功率提取、環(huán)控引氣與發(fā)動(dòng)機(jī)性能一體化設(shè)計(jì)

在現(xiàn)代戰(zhàn)爭(zhēng)中，飛機(jī)電子對(duì)抗技術(shù)越來(lái)越復(fù)雜，電子設(shè)備和功能越來(lái)越精細(xì)，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的提取功率和環(huán)控引氣需求不斷增加，從而降低發(fā)動(dòng)機(jī)性能和裕度。為此需對(duì)飛機(jī)的功率提取和環(huán)控引氣開(kāi)展與發(fā)動(dòng)機(jī)的一體化設(shè)計(jì)。

2.3.1 環(huán)控引氣參數(shù)與飛機(jī)用氣量的折中

為滿足飛機(jī)座艙和設(shè)備艙等用氣要求，需從發(fā)動(dòng)機(jī)中引出高壓氣體，經(jīng)熱交換、膨脹后使用，當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)引氣位置確定后，環(huán)控引氣系統(tǒng)設(shè)計(jì)需兼顧引氣位置壓力高（低空大表速、發(fā)動(dòng)機(jī)大狀態(tài)）與低（高空小表速、發(fā)動(dòng)機(jī)小狀態(tài)）時(shí)的引氣量。當(dāng)設(shè)計(jì)不合理時(shí)，容易出現(xiàn)確保低壓力時(shí)的用氣量，引氣流量設(shè)計(jì)過(guò)大，在高壓力時(shí)，需分流泄除部分流量，犧牲發(fā)動(dòng)機(jī)性能。飛/發(fā)雙方需根據(jù)全包線需用艙壓、環(huán)控引氣處壓力、引氣流量共同開(kāi)展引氣系統(tǒng)設(shè)計(jì)，使其既能滿足引氣需求，又不造成發(fā)動(dòng)機(jī)性能的多余損耗。

2.3.2 功率提取量與發(fā)動(dòng)機(jī)裕度的權(quán)衡

飛機(jī)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)提取相同功率時(shí)，隨著發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)及飛行狀態(tài)的改變，其對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)性能與穩(wěn)定性的影響也發(fā)生變化。在飛行包線內(nèi)換算功率系數(shù)分布如圖2所示。從圖中可見(jiàn)，飛機(jī)功率提取對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)性能與氣動(dòng)穩(wěn)定性影響隨功率換算系數(shù)增大而加大。在發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)過(guò)程中，如果飛機(jī)部門不能按飛行條件和發(fā)動(dòng)機(jī)使用狀態(tài)給出具體的功率提取要求，發(fā)動(dòng)機(jī)性能與氣動(dòng)穩(wěn)定性設(shè)計(jì)會(huì)面臨較大難題。

圖2 在飛行包線內(nèi)換算功率系數(shù)分布

3 飛/發(fā)性能一體化設(shè)計(jì)的主要關(guān)注點(diǎn)

為有效應(yīng)用飛/發(fā)氣動(dòng)一體化設(shè)計(jì)技術(shù)，獲得最佳的飛機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)的組合性能，需要在發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)過(guò)程中融入飛/發(fā)一體化設(shè)計(jì)的概念，在性能優(yōu)化、起動(dòng)和過(guò)渡態(tài)性能設(shè)計(jì)、穩(wěn)定性設(shè)計(jì)、試驗(yàn)驗(yàn)證和性能評(píng)估中與飛機(jī)方開(kāi)展一體化交互設(shè)計(jì)。

3.1 發(fā)動(dòng)機(jī)性能優(yōu)化

3.1.1 循環(huán)參數(shù)優(yōu)化

循環(huán)參數(shù)優(yōu)化要綜合考慮部件設(shè)計(jì)水平、飛機(jī)性能需求、結(jié)構(gòu)和材料限制。根據(jù)飛機(jī)任務(wù)剖面上對(duì)動(dòng)力裝置的推力/耗油率需求，開(kāi)展發(fā)動(dòng)機(jī)作戰(zhàn)任務(wù)分析。

3.1.2 調(diào)節(jié)規(guī)律的優(yōu)化

轉(zhuǎn)速、進(jìn)口可調(diào)葉片角度、噴口面積等調(diào)節(jié)規(guī)律的優(yōu)化設(shè)定應(yīng)綜合考慮發(fā)動(dòng)機(jī)推力、進(jìn)氣道損失、進(jìn)氣道溢流阻力和飛機(jī)后體阻力，兼顧進(jìn)氣道、發(fā)動(dòng)機(jī)、尾噴管和飛機(jī)后機(jī)身的綜合效應(yīng)。

3.1.3 雷達(dá)和紅外隱身的影響

無(wú)論是采取何種措施實(shí)現(xiàn)雷達(dá)和紅外隱身的目的，均會(huì)損失發(fā)動(dòng)機(jī)性能。為此要開(kāi)展飛機(jī)用于隱身的結(jié)構(gòu)構(gòu)件與發(fā)動(dòng)機(jī)尾部結(jié)構(gòu)的聯(lián)合氣動(dòng)設(shè)計(jì)，同時(shí)充分考慮雷達(dá)和紅外隱身帶來(lái)的部件性能的變化。

3.2 穩(wěn)定性設(shè)計(jì)

3.2.1 進(jìn)氣道與發(fā)動(dòng)機(jī)流場(chǎng)相容性

進(jìn)氣道作為發(fā)動(dòng)機(jī)上游部件，是造成進(jìn)口壓力畸變的主要因素。目前以綜合畸變指數(shù)的單一參數(shù)作為發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定性開(kāi)展工作的依據(jù)是不全面的，應(yīng)同步考慮進(jìn)氣道出口畸變流場(chǎng)、發(fā)動(dòng)機(jī)性能和喘振裕度，避免由于飛/發(fā)雙方設(shè)計(jì)準(zhǔn)則的不合適帶來(lái)飛行安全或性能損失。

3.2.2 武器發(fā)射時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)擴(kuò)穩(wěn)設(shè)計(jì)

武器發(fā)射時(shí)產(chǎn)生的尾氣經(jīng)過(guò)進(jìn)氣道后會(huì)在發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口形成溫度畸變，通常要采取一定的擴(kuò)穩(wěn)措施，以擴(kuò)大發(fā)動(dòng)機(jī)瞬時(shí)穩(wěn)定裕度。因此，擴(kuò)穩(wěn)措施的選取除了考慮武器的發(fā)煙特性，也要考慮進(jìn)氣道對(duì)發(fā)煙特性的影響。

3.2.3 飛機(jī)附件功率譜分析

飛機(jī)功率提取是影響發(fā)動(dòng)機(jī)氣動(dòng)穩(wěn)定性的降穩(wěn)因子之一，尤其在高空小速度區(qū)域影響最大。在相同的功率情況下，在地面和高空狀態(tài)下發(fā)動(dòng)機(jī)損失的裕度是不同的。因此，應(yīng)與飛機(jī)共同開(kāi)展功率提取量及其對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定裕度影響的研究，明確飛機(jī)附件功率譜是發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定性設(shè)計(jì)及擴(kuò)穩(wěn)措施采取的條件之一。

3.3 關(guān)注安裝性能和功能

3.3.1 飛機(jī)環(huán)控系統(tǒng)用氣參數(shù)

對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)來(lái)說(shuō)，飛機(jī)環(huán)控系統(tǒng)是1個(gè)負(fù)載，引氣量的大小既關(guān)系飛機(jī)環(huán)控系統(tǒng)能力，又影響發(fā)動(dòng)機(jī)性能和氣動(dòng)穩(wěn)定性。而且環(huán)控系統(tǒng)的負(fù)載特性影響發(fā)動(dòng)機(jī)引氣腔的氣流流動(dòng)，因此，需要針對(duì)環(huán)控系統(tǒng)的負(fù)載特性評(píng)估發(fā)動(dòng)機(jī)集氣腔位置、環(huán)控引氣接口尺寸、引氣參數(shù)和發(fā)動(dòng)機(jī)空中慢車狀態(tài)等。

3.3.2 過(guò)渡過(guò)程進(jìn)氣道與發(fā)動(dòng)機(jī)流量的匹配性

在過(guò)渡過(guò)程中發(fā)動(dòng)機(jī)和進(jìn)氣道的流量分別根據(jù)自身特性變化，在確定發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速變化的速率時(shí)要充分考慮與進(jìn)氣道的流量相容性，適當(dāng)限制一定狀態(tài)的使用。

3.3.3 發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)特性在裝機(jī)狀態(tài)下的變化

由于進(jìn)氣條件變化和功率提取的存在，裝機(jī)后對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的起動(dòng)特性影響較大，尤其是溫度會(huì)有所升高，發(fā)動(dòng)機(jī)強(qiáng)度和壽命設(shè)計(jì)要有所考慮。

3.4 聯(lián)合試驗(yàn)驗(yàn)證

3.4.1 全尺寸進(jìn)氣道與發(fā)動(dòng)機(jī)聯(lián)合試驗(yàn)

在進(jìn)氣道真實(shí)的流場(chǎng)和在發(fā)動(dòng)機(jī)真實(shí)的流量需求條件下，通過(guò)詳細(xì)參數(shù)測(cè)取即可有效評(píng)估進(jìn)氣道和發(fā)動(dòng)機(jī)流場(chǎng)的匹配性，也可評(píng)估進(jìn)氣道對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)性能特性的影響，同時(shí)尋求全狀態(tài)流量匹配的最優(yōu)規(guī)律，為發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定設(shè)計(jì)、評(píng)估和狀態(tài)使用提供有效數(shù)據(jù)支撐。

3.4.2 飛機(jī)環(huán)控系統(tǒng)與發(fā)動(dòng)機(jī)聯(lián)合試驗(yàn)

利用飛機(jī)部門提供的模擬飛機(jī)環(huán)控系統(tǒng)的試驗(yàn)裝置，在發(fā)動(dòng)機(jī)試車臺(tái)架上開(kāi)展聯(lián)合試驗(yàn)，模擬真實(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)供氣情況下環(huán)控系統(tǒng)的工作情況。測(cè)取環(huán)控參數(shù)的變化關(guān)系，同時(shí)驗(yàn)證環(huán)控系統(tǒng)與發(fā)動(dòng)機(jī)的匹配性。

3.4.3 飛機(jī)功率提取試驗(yàn)測(cè)定和分析

發(fā)動(dòng)機(jī)安裝在飛機(jī)上進(jìn)行地面開(kāi)車，測(cè)取飛機(jī)功率提取的量值和隨發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速變化的關(guān)系；同時(shí)進(jìn)行飛機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)全包線功率提取譜的聯(lián)合分析，根據(jù)飛行情況和發(fā)動(dòng)機(jī)特性表現(xiàn)，反驗(yàn)證飛機(jī)的功率提取譜。

3.5 與飛機(jī)聯(lián)合開(kāi)展性能評(píng)估方法研究

3.5.1 建立聯(lián)合計(jì)算仿真平臺(tái)

根據(jù)飛機(jī)飛行的性能（飛行高度、馬赫數(shù)、過(guò)載、剩余油量和飛行姿態(tài)角等），結(jié)合飛行動(dòng)力學(xué)、飛機(jī)的升阻特性和非標(biāo)準(zhǔn)大氣修正特性建立發(fā)動(dòng)機(jī)安裝性能評(píng)估模型，根據(jù)進(jìn)氣道和飛機(jī)后體阻力特性建立發(fā)動(dòng)機(jī)非安裝性能的評(píng)估模型。

3.5.2 建立性能評(píng)估的方法和標(biāo)準(zhǔn)

制定和形成飛機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)共同遵守的設(shè)計(jì)、試驗(yàn)、考核和評(píng)估的方法和準(zhǔn)則。

4 結(jié)束語(yǔ)

隨著中國(guó)飛機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)研制工作的不斷深入，雙方在一體化設(shè)計(jì)方面均有了一定認(rèn)識(shí)，但在一體化聯(lián)合設(shè)計(jì)實(shí)踐方面步伐較慢，尤其中國(guó)發(fā)動(dòng)機(jī)多數(shù)是以換裝為目標(biāo)開(kāi)展研制的，使得飛機(jī)與發(fā)動(dòng)機(jī)并未經(jīng)歷1個(gè)完整的正向設(shè)計(jì)過(guò)程，成為阻礙飛/發(fā)一體化設(shè)計(jì)技術(shù)發(fā)展的主要因素。隨著對(duì)飛機(jī)綜合性能需求的進(jìn)一步認(rèn)識(shí)和新型戰(zhàn)機(jī)作戰(zhàn)使用要求的提高，對(duì)飛/發(fā)一體化設(shè)計(jì)技術(shù)的需求會(huì)越來(lái)越高。目前飛機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)雙方的技術(shù)條件的傳遞主要還是以劃界面、提指標(biāo)的方式開(kāi)展，在此方式下飛機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)雙方應(yīng)在各自設(shè)計(jì)過(guò)程中不斷滲入聯(lián)合設(shè)計(jì)的概念，逐步形成相容設(shè)計(jì)的程序、準(zhǔn)則、考核標(biāo)準(zhǔn)，為飛/發(fā)一體化設(shè)計(jì)技術(shù)的成熟奠定基礎(chǔ)。

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