■ 楊棟華 唐智禮 / 南京航空航天大學(xué)

近年來，隨著環(huán)保要求的提升，分布式混合電推進系統(tǒng)逐漸成為航空研究的熱點。高效率、低能耗、低噪聲的優(yōu)點，使其有望滿足下一代飛行器的動力需求。

分布式推進系統(tǒng)是以適當(dāng)數(shù)目的中型或微型的推進器，代替常規(guī)布局中的2個或4個集中安裝或吊掛在機翼的渦扇發(fā)動機，以提升推進效率、安全性、穩(wěn)定性、經(jīng)濟性及其他飛行性能的系統(tǒng)。分布式混合電推進系統(tǒng)是通過傳統(tǒng)的燃氣渦輪發(fā)動機帶動發(fā)電機發(fā)電，為分布在機翼或機體上的多個電動機提供電力，并由電動機驅(qū)動風(fēng)扇或螺旋槳來提供全部或大部分推力的一種新概念推進系統(tǒng)。

分布式混合電推進系統(tǒng)作為一種航空動力新概念，區(qū)別于常規(guī)的飛機動力系統(tǒng)及布局，屬于創(chuàng)新動力技術(shù)范疇，是飛機總體設(shè)計、動力系統(tǒng)和機電系統(tǒng)的集成，也是一個復(fù)雜的系統(tǒng)工程，涉及發(fā)動機和電動機的設(shè)計和制造工藝研究，還涉及飛行器氣動設(shè)計、結(jié)構(gòu)設(shè)計等。目前開展的研究工作大部分仍停留在概念設(shè)計階段，驗證機不多，分布式混合電推進系統(tǒng)的研究和實現(xiàn)，必須要有飛行器和推進系統(tǒng)的設(shè)計、制造、試驗等各種相關(guān)技術(shù)的協(xié)同發(fā)展。

分布式推進的原理和優(yōu)點

分布式推進的原理

德國人屈西曼（Kuchemann）曾提出，機翼后緣的噴氣注入機翼尾跡，可以提高推進效率，雖然尾流形狀仍不完美，但是這種布局往往會使整個系統(tǒng)的推進效率最大化。因此，為實現(xiàn)飛行器推進效率的提高，設(shè)計人員將發(fā)動機噴管安裝于飛機尾部。而將這種填充尾流的方法在飛行器展向分布，即采用分布式的微型發(fā)動機，不僅可以提供分布式推力，也使得飛行器整體的推進效率有明顯的提高，這就是分布式推進飛行器的原理。

分布式推進的優(yōu)點

分布式混合電推進飛行器，相較于傳統(tǒng)布局的飛行器具有如下優(yōu)勢：大大降低對發(fā)動機的性能要求和設(shè)計困難；降低飛機噪聲；改善飛行性能和提高安全性；提高推進效率；減輕翼載及機翼質(zhì)量；提高飛機穩(wěn)定性和控制能力，減少舵面面積和質(zhì)量；能大大提高推進系統(tǒng)的安全性和可靠性；實現(xiàn)短距起降；發(fā)動機邊界層攝入可以大大增加航程等。針對高效率、低能耗的要求，分布式混合或全電推進系統(tǒng)是更好的選擇。

分布式推進的布局方式及性能分析

分布式推進主要利用邊界層攝取技術(shù)和飛發(fā)一體化技術(shù)等兩種方式進行布局，具體又可細分為噴氣襟翼、橫流風(fēng)扇、多分立發(fā)動機、分布共核多扇發(fā)動機、推進式機體等（如圖1所示）。

利用邊界層攝取技術(shù)的分布式推進飛行器布局

所謂邊界層攝取就是將機體邊界層吸入發(fā)動機，這種做法的目的在于減少尾流中消耗的動能從而提高燃油效率。這種布局與典型的翼吊發(fā)動機相比，對于給定的推力，發(fā)動機入口氣流需要較低的速度和較低的功率，這也意味著能夠以較小的功率得到相同的推力。典型的飛行器布局方式有風(fēng)扇推進機體飛行器、共核多扇布局飛行器等。利用機體邊界層流量的攝入可使飛行器功耗降低約20%，在相同航程下減少飛行器燃油的攜帶量。

但是這種布局所需的嵌入式發(fā)動機可能會引入一些不足：一是機身和發(fā)動機設(shè)計變得更加耦合；二是攝取邊界層導(dǎo)致入口處和扇面處的氣流畸變，可能會導(dǎo)致飛機的控制性及發(fā)動機的性能下降。氣流畸變產(chǎn)生的壓力梯度會產(chǎn)生二次流，并可能導(dǎo)致邊界層分離；而扇面畸變則可能會產(chǎn)生額外的振動和噪聲。為減輕這些負面影響，可以通過設(shè)計S形進氣道和使用主動或被動流動控制以避免氣流分離。

利用飛發(fā)一體化技術(shù)的分布式推進飛行器布局

過去，機體設(shè)計與推進系統(tǒng)設(shè)計之間的精密接合能有效處理航空運輸系統(tǒng)設(shè)計的強耦合性。推進系統(tǒng)設(shè)計和機體設(shè)計的脫鉤使得特定飛機的發(fā)動機可以互換。因此，大多數(shù)商用飛機都可以滿足不同客戶提出由不同發(fā)動機制造商提供推進系統(tǒng)的要求。為了利用機體與推進系統(tǒng)組合的附加效率，新型飛機設(shè)計中發(fā)動機設(shè)計的作用正在發(fā)生變化。在目前的飛機開發(fā)計劃中，發(fā)動機制造商更多地參與了詳細的飛機設(shè)計過程，動力系統(tǒng)是針對特定的飛機產(chǎn)品研發(fā)的。

為了從先進和非常規(guī)推進系統(tǒng)設(shè)計中獲得最大的效益，從飛機概念設(shè)計的第一步開始，緊密結(jié)合推進系統(tǒng)設(shè)計將是至關(guān)重要的。以常規(guī)機體(CAF)、兩艙室機體(DBF) 、混合翼體(HWB) 和支撐翼(SBW)等4種基本飛機布局，結(jié)合不同推進器布局，可以推導(dǎo)出20種發(fā)動機布局（如圖2所示）。

圖1 多分立發(fā)動機(A) 、噴氣襟翼(B) 、電動風(fēng)扇(C)及風(fēng)扇推進機體(D)

圖2 布局示意圖

分布式推進翼身融合布局飛行器多學(xué)科優(yōu)化

多學(xué)科設(shè)計優(yōu)化（MDO）是一個工程學(xué)科，其重點是在涉及多個學(xué)科或包含多個子系統(tǒng)的系統(tǒng)設(shè)計中使用數(shù)值優(yōu)化方法。使用MDO的主要原因是，多學(xué)科系統(tǒng)的性能不僅取決于各個學(xué)科，還取決于它們之間的相互作用。在設(shè)計初期，通過利用先進的計算分析工具研究MDO問題，設(shè)計人員可以同時改進設(shè)計方案并減少設(shè)計的周期和成本。

本文以分布式推進翼身融合（即混合翼體）飛行器為例，對其進行多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計。分布式翼身融合飛行器是一種特殊的無尾翼飛行器，其機翼、機體、發(fā)動機和控制舵實現(xiàn)了高度一體化。翼身融合布局本身具有高升阻比、低燃油和低噪聲的優(yōu)點。

分布式推進翼身融合飛行器布局研究主要涉及推進系統(tǒng)設(shè)計、飛行器結(jié)構(gòu)設(shè)計和飛行器氣動設(shè)計三個學(xué)科。在概念設(shè)計及可行性研究階段，研究人員往往將各學(xué)科近似計算模型建立得比較簡單，先只考慮該學(xué)科具有特征的物理量（如耗油率、飛機起飛總質(zhì)量、升力、阻力等），結(jié)合設(shè)計要求得出其他約束條件（如飛行距離、載客人數(shù)、推重比等），然后利用開源軟件OpenVSP、升力線理論、渦格法、葉素理論等理論或數(shù)值計算工具和研究人員優(yōu)化策略，構(gòu)建一個多學(xué)科多目標優(yōu)化的體系結(jié)構(gòu)。

在分布式推進布局可行性研究中，將翼身融合體飛行器的參數(shù)化，并結(jié)合發(fā)動機的參數(shù)模型，建立多學(xué)科優(yōu)化模型。應(yīng)用NSGA-II算法，根據(jù)合作對策優(yōu)化得到Pareto陣面（如圖3、圖4、圖5所示）。

研究中綜合考慮推進系統(tǒng)、氣動、質(zhì)量等模塊，求解了分布式推進HWB布局飛行器的多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計問題。優(yōu)化中以最小起飛總質(zhì)量、最低耗油率和最大升阻比為目標函數(shù)，結(jié)合了飛行控制、航程等約束條件。初步優(yōu)化結(jié)果表明分布式推進翼身融合布局飛行器具有明顯地提高推進效率、提高飛行安全性，降低誘導(dǎo)阻力、減小機翼載荷等優(yōu)點。

圖3 分布式推進布局多學(xué)科優(yōu)化流程

圖4 分布式推進翼身融合布局飛行器優(yōu)化結(jié)果

結(jié)束語

分布式推進布局結(jié)合混合或全電推進系統(tǒng)有著巨大的應(yīng)用潛力，如降低噪聲、降低能源消耗、提高推進效率和飛行安全性，還能夠提高飛行效率，并降低對發(fā)動機的設(shè)計要求。最新的推進系統(tǒng)概念中，動力系統(tǒng)和機體設(shè)計之間存在更強的相互耦合。此外，先進的推進系統(tǒng)概念可能會對最佳系統(tǒng)應(yīng)用和運行條件產(chǎn)生重大影響。為了從設(shè)計中獲得最大的效益，從飛機概念設(shè)計的第一步開始，緊密結(jié)合推進系統(tǒng)設(shè)計將是至關(guān)重要的。