王一凡，陳浩穎，張海波

南京航空航天大學(xué) 能源與動(dòng)力學(xué)院，南京 210016

作為航空動(dòng)力裝置的重要部件之一，進(jìn)氣道的作用是為發(fā)動(dòng)機(jī)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(dòng)能轉(zhuǎn)化成壓力勢能，使整個(gè)動(dòng)力裝置的氣動(dòng)阻力最?。?-2］。然而進(jìn)/發(fā)在實(shí)際的工作過程中，隨著飛行任務(wù)與發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)的改變，進(jìn)氣道與發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)際的流通能力往往是不同的，這使進(jìn)/發(fā)匹配成為了影響發(fā)動(dòng)機(jī)非設(shè)計(jì)點(diǎn)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(jī)而言，進(jìn)氣道一般設(shè)計(jì)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(jìn)系統(tǒng)的燃油經(jīng)濟(jì)性；而在亞聲速狀態(tài)下，發(fā)動(dòng)機(jī)必須進(jìn)行大幅度節(jié)流，此時(shí)進(jìn)氣道的面積則顯得過大，導(dǎo)致進(jìn)氣道的溢流增加，降低推進(jìn)系統(tǒng)的安裝性能。

為減少進(jìn)/發(fā)不匹配對推進(jìn)系統(tǒng)的不利影響，現(xiàn)有的超聲速進(jìn)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(jìn)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(jìn)氣道進(jìn)行設(shè)計(jì)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(jìn)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(jìn)氣道的內(nèi)、外流特性，建立了超聲速進(jìn)氣道/渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)一體化模型，指出在超聲速狀態(tài)下通過進(jìn)氣道放氣可以提高3%的發(fā)動(dòng)機(jī)安裝推力［6］；葉東鑫等提出了一種帶有輔助進(jìn)氣門調(diào)節(jié)的進(jìn)氣道/發(fā)動(dòng)機(jī)一體化控制方法，通過調(diào)節(jié)輔助進(jìn)氣門開度實(shí)現(xiàn)進(jìn)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(jì)了一種基于反饋控制回路的進(jìn)氣道激波位置控制系統(tǒng)，用于進(jìn)氣道/發(fā)動(dòng)機(jī)一體化模型當(dāng)中可提高推進(jìn)效率［8］。

可見，對可調(diào)進(jìn)氣道與發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行一體化控制能有效地減少發(fā)動(dòng)機(jī)的溢流，降低發(fā)動(dòng)機(jī)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(jìn)氣道流通流量，在實(shí)現(xiàn)進(jìn)/發(fā)良好匹配的同時(shí)也給推進(jìn)系統(tǒng)帶來了復(fù)雜的進(jìn)氣道調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)與控制規(guī)律，對進(jìn)氣道的制造成本與控制方法提出了挑戰(zhàn)。

隨著航空推進(jìn)系統(tǒng)的不斷發(fā)展，自適應(yīng)循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)［9-10］（Adaptive Cycle Engine，ACE）從改變發(fā)動(dòng)機(jī)需求流量的角度為解決進(jìn)/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(dòng)機(jī)與雙涵道的變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)，自適應(yīng)循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)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(dòng)機(jī)的涵道比，使發(fā)動(dòng)機(jī)兼具大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)低油耗與小涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)高單位推力的特點(diǎn)［12-13］，從而更好地適應(yīng)戰(zhàn)斗機(jī)的不同飛行任務(wù)。

針對自適應(yīng)循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)的進(jìn)/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(dòng)機(jī)的FLADE 涵道氣流可進(jìn)一步優(yōu)化發(fā)動(dòng)機(jī)與進(jìn)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(jìn)氣道的調(diào)節(jié)［14-15］。美國針對帶FLADE 的變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)開展過進(jìn)/發(fā)匹配研究，采用可調(diào)混壓式進(jìn)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(jìn)氣道通往FLADE 的流路以實(shí)現(xiàn)進(jìn)/發(fā)匹配［16］，但相關(guān)研究僅僅針對進(jìn)氣道設(shè)計(jì)，對于發(fā)動(dòng)機(jī)的性能缺乏詳細(xì)的闡述。國內(nèi)學(xué)者針對自適應(yīng)循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)的進(jìn)/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(tuán)隊(duì)開展了典型工況下不同工作模式性能對比研究［17］，從進(jìn)/發(fā)匹配的角度研究了自適應(yīng)循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)總體設(shè)計(jì)與模式選擇方法［18-19］，指出FLADE 部件能夠有效減少發(fā)動(dòng)機(jī)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(jì)的角度研究了多種變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)對戰(zhàn)斗機(jī)的飛行性能的影響，研究表明相較于渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)，自適應(yīng)循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)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(jìn)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(dòng)機(jī)的雙外涵模式的空氣流量要比常規(guī)渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)高8%，意味著能夠吸入更多空氣流量，可以減小進(jìn)氣道的溢流阻力，提高發(fā)動(dòng)機(jī)的安裝推力水平［25］；李鵬遠(yuǎn)通過對變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)速度特性的仿真表明，變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)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?xì)鉁u輪研究院的祁宏斌等指出在總體設(shè)計(jì)階段，應(yīng)當(dāng)優(yōu)先設(shè)計(jì)FLADE 涵道比以滿足不同飛行任務(wù)下的進(jìn)/發(fā)匹配［27］。然而，上述研究立足于發(fā)動(dòng)機(jī)的性能與流量特性，忽略了不同馬赫數(shù)下的進(jìn)氣道流量特性的變化，對于調(diào)節(jié)FLADE 導(dǎo)葉實(shí)現(xiàn)進(jìn)/發(fā)匹配的原理并未進(jìn)行深入的分析。

因此，本文從進(jìn)/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(jì)超聲速進(jìn)氣道，并建立ACE 發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)/發(fā)一體化數(shù)學(xué)模型，從而揭示ACE 發(fā)動(dòng)機(jī)與進(jìn)氣道流量匹配機(jī)理。本文進(jìn)一步提出一種基于進(jìn)/發(fā)匹配的ACE 發(fā)動(dòng)機(jī)流量調(diào)節(jié)方法，通過FLADE 導(dǎo)葉開閉實(shí)現(xiàn)亞聲速、超聲速巡航工作任務(wù)下的進(jìn)/發(fā)匹配。

1 進(jìn)/發(fā)一體化工作原理

進(jìn)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(dòng)熱力學(xué)公式，進(jìn)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(jìn)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(jìn)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(dòng)力學(xué)可知，進(jìn)氣道出口截面氣體流量m2為

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

式中：Ac為進(jìn)氣道捕獲面積。

本文所采用的幾何特征固定的超聲速進(jìn)氣道，外流阻力主要為溢流阻力，進(jìn)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(xiàn)［28］。

圖2 進(jìn)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(jìn)氣道出口截面參數(shù)即為發(fā)動(dòng)機(jī)的進(jìn)口截面參數(shù)，因此進(jìn)氣道與發(fā)動(dòng)機(jī)共同工作時(shí)應(yīng)該滿足進(jìn)氣道出口流量與發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口流量平衡，進(jìn)氣道出口壓力、溫度與發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口壓力、溫度平衡。并且在FLADE 導(dǎo)葉角θFLADE的調(diào)節(jié)下，進(jìn)氣道出口流量進(jìn)入風(fēng)扇和FLADE 部件的比例即FLADE 涵道比BFLADE將發(fā)生變化。進(jìn)氣道/發(fā)動(dòng)機(jī)一體化工作原理如圖3 所示。

圖3 進(jìn)氣道/發(fā)動(dòng)機(jī)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(dòng)機(jī)為自適應(yīng)循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)，其結(jié)構(gòu)圖如圖4 所示。與常規(guī)渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)、雙涵道變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)有所區(qū)別的是，自適應(yīng)循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)在風(fēng)扇上增加了FLADE 部件，如圖5 所示，從發(fā)動(dòng)機(jī)軸向上看，F(xiàn)LADE 葉片布置在可調(diào)FLADE 進(jìn)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(dòng)［29］。

圖4 自適應(yīng)循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)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(xiàn)中沒有關(guān)于FLADE 特性的報(bào)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(shí)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(shí)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(jì)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(dòng)機(jī)進(jìn)/發(fā)一體化模型，具體的建模流程可以參考文獻(xiàn)［30］，其部件結(jié)構(gòu)與主要截面分布如圖8 所示。

圖8 進(jìn)氣道/自適應(yīng)循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)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(jìn)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(jī)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(dòng)熱力參數(shù)，共有10 個(gè)未知數(shù)，需要10 個(gè)獨(dú)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(gè)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(jī)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?xì)?；f 表示燃油；tc 表示由流量計(jì)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(jī)；F 表示風(fēng)扇；MSV 為自適應(yīng)循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)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(dòng)機(jī)各個(gè)部件的氣動(dòng)熱力參數(shù)、發(fā)動(dòng)機(jī)的總推力F、耗油率SFC 等性能參數(shù)，進(jìn)而求得發(fā)動(dòng)機(jī)的安裝推力Fin為

2 自適應(yīng)循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道面積設(shè)計(jì)

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

表1 超聲速進(jìn)氣道設(shè)計(jì)準(zhǔn)則［4］Table 1 Supersonic inlet design criteria［4］

由于進(jìn)氣道與發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)點(diǎn)不同，因此需要結(jié)合安裝了自適應(yīng)循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)的戰(zhàn)斗機(jī)的飛行任務(wù)與發(fā)動(dòng)機(jī)的需求流量對進(jìn)氣道進(jìn)行設(shè)計(jì)，自適應(yīng)循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)FLADE 導(dǎo)葉打開與關(guān)閉條件下發(fā)動(dòng)機(jī)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(dòng)機(jī)的需求流量、推力、耗油率與飛行高度的變化呈現(xiàn)負(fù)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(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)的進(jìn)口流量顯著高于FLADE 導(dǎo)葉關(guān)閉時(shí)的進(jìn)口流量，導(dǎo)致FLADE 打開時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)的推力高于FLADE 導(dǎo)葉關(guān)閉時(shí)，油耗則有所降低。這表明自適應(yīng)循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)的FLADE 部件具有調(diào)節(jié)發(fā)動(dòng)機(jī)需求流量的能力，對于設(shè)計(jì)在超聲速工況下的進(jìn)氣道，在亞聲速工作狀態(tài)下FLADE 導(dǎo)葉打開可以起到彌補(bǔ)進(jìn)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(dòng)機(jī)的推力，提高推進(jìn)系統(tǒng)燃油經(jīng)濟(jì)性的同時(shí)在一定程度上簡化超聲速進(jìn)氣道的調(diào)節(jié)。

圖9 自適應(yīng)循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)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(jī)將裝備不可調(diào)進(jìn)氣道［16］，因此本文根據(jù)戰(zhàn)斗機(jī)最重要的巡航任務(wù)采用不可調(diào)的超聲速進(jìn)氣道，并根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)的飛行任務(wù)需求的進(jìn)氣道自由流面積A0設(shè)計(jì)其捕獲面積Ac以實(shí)現(xiàn)不同飛行任務(wù)下的進(jìn)/發(fā)匹配。

戰(zhàn)斗機(jī)執(zhí)行亞聲速巡航與超聲速巡航的飛行任務(wù)時(shí)飛行狀態(tài)較為穩(wěn)定，可以認(rèn)為其飛行高度、馬赫數(shù)保持不變，因此依照文獻(xiàn)［4］，根據(jù)飛機(jī)的約束分析、任務(wù)分析，可簡化飛行水平方向上飛機(jī)需求推力計(jì)算公式為式（14），進(jìn)而計(jì)算出飛機(jī)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(jī)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(jī)翼弦線的夾角；?為推力與機(jī)翼弦線的夾角，一般很小；T為飛機(jī)的需求推力；WTO為飛機(jī)起飛總重；g為重力加速度；β為飛機(jī)的瞬時(shí)重量比，與燃油消耗和載荷投放相關(guān)；D為飛機(jī)飛行阻力，包括飛機(jī)凈阻力和外掛如降落傘、襟翼等附加阻力，其計(jì)算方法在文獻(xiàn)［4］中都有詳細(xì)的介紹。

保持發(fā)動(dòng)機(jī)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(dòng)機(jī)需求的進(jìn)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(dòng)機(jī)的參考自由流面積，A*0代表當(dāng)前飛行任務(wù)下進(jìn)氣道的壅塞面積，A0代表超聲速進(jìn)氣道的自由流面積。飛行高度超過11 km 時(shí)，圖10 中進(jìn)氣道需求自由流面積線與H=11 km 時(shí)的重合。

圖10 進(jìn)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(shí)，進(jìn)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(jìn)行進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)，此時(shí)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(shí)，此時(shí)進(jìn)氣道往往處于壅塞狀態(tài)，由圖10 可知進(jìn)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(dá)到發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪前溫度的限制條件，若設(shè)計(jì)的捕獲面積過小，過大的流量系數(shù)將使進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)急劇下降，從而影響發(fā)動(dòng)機(jī)的性能。

對于自適應(yīng)循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)來說，一方面，進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)準(zhǔn)則需要進(jìn)氣道的重量與費(fèi)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(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)的需求流量較小，意味著在滿足進(jìn)氣道流量匹配與飛機(jī)需求推力的前提下進(jìn)氣道的尺寸較小；另一方面，進(jìn)氣道/發(fā)動(dòng)機(jī)流量匹配設(shè)計(jì)點(diǎn)對于戰(zhàn)斗機(jī)而言處于超聲速巡航的任務(wù)段，此時(shí)往往將自適應(yīng)循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)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(dòng)機(jī)狀態(tài)作為進(jìn)/發(fā)流量匹配設(shè)計(jì)點(diǎn)，設(shè)計(jì)進(jìn)氣道的進(jìn)口捕獲面積Ac，由圖10可知，此時(shí)Ac=1.14A0ref。

由式（8）的變式式（15）可知，發(fā)動(dòng)機(jī)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(jìn)氣道的特性線的交點(diǎn)為當(dāng)前飛行任務(wù)下的進(jìn)/發(fā)共同工作點(diǎn)。

由進(jìn)氣道特性圖可以看出，在每個(gè)飛行馬赫數(shù)下進(jìn)氣道都存在一個(gè)“拐點(diǎn)”，稱為進(jìn)/發(fā)工作的臨界點(diǎn)，此時(shí)外部阻力最小。受到發(fā)動(dòng)機(jī)的工作狀態(tài)影響，當(dāng)進(jìn)/發(fā)共同工作點(diǎn)位于臨界點(diǎn)左側(cè)時(shí)，進(jìn)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(jìn)/發(fā)共同工作點(diǎn)位于臨界點(diǎn)右側(cè)時(shí)，總壓恢復(fù)系數(shù)隨流量系數(shù)的增大急劇下降，發(fā)動(dòng)機(jī)的性能將大幅度降低。因此，在設(shè)計(jì)時(shí)改變進(jìn)氣道捕獲面積Ac的大小將進(jìn)/發(fā)共同工作點(diǎn)設(shè)計(jì)在設(shè)計(jì)飛行任務(wù)下的臨界點(diǎn)處，由于流量系數(shù)φ已知，可將進(jìn)/發(fā)流量匹配設(shè)計(jì)點(diǎn)與進(jìn)/發(fā)工作線表示在圖11 中，紅線與藍(lán)線的交點(diǎn)即為進(jìn)/發(fā)流量匹配設(shè)計(jì)點(diǎn)。在此飛行條件下自適應(yīng)循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)的性能參數(shù)如表3 所示，由于此時(shí)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(jìn)氣道/發(fā)動(dòng)機(jī)流量匹配設(shè)計(jì)點(diǎn)下發(fā)動(dòng)機(jī)性能參數(shù)Table 3 Engine performance parameters at inlet/en?gine flow matching design point

圖11 進(jìn)氣道/發(fā)動(dòng)機(jī)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(jìn)/發(fā)共同工作點(diǎn)相連接，在超聲速進(jìn)氣道特性圖上得到進(jìn)/發(fā)共同工作線如圖12 所示?？梢钥闯觯陲w行馬赫數(shù)＜1 時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)在FLADE 導(dǎo)葉打開時(shí)具有更大的需求流量，因此在低折合轉(zhuǎn)速下更容易達(dá)到進(jìn)氣道的臨界狀態(tài)；在FLADE 導(dǎo)葉關(guān)閉時(shí)，則需要較大的發(fā)動(dòng)機(jī)折合轉(zhuǎn)速才能使進(jìn)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(diǎn)處，進(jìn)氣道流量特性限制了FLADE 部件的工作，此時(shí)進(jìn)/發(fā)特性線使得FLADE 打開狀態(tài)下的發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速無法繼續(xù)增加，否則急劇下降的進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)將嚴(yán)重影響發(fā)動(dòng)機(jī)的性能與穩(wěn)定裕度，而由于FLADE 部件的設(shè)計(jì)壓比相對于核心機(jī)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(jī)，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(dòng)機(jī)的性能，提高戰(zhàn)機(jī)的機(jī)動(dòng)性。

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

進(jìn)一步針對表2 中具體的飛行任務(wù)進(jìn)行分析，這2 個(gè)巡航任務(wù)點(diǎn)下的自適應(yīng)循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)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(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)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(dòng)機(jī)的性能為基準(zhǔn)進(jìn)行歸一化處理，結(jié)果如圖14 所示。

圖13 亞/超聲速任務(wù)點(diǎn)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(dòng)機(jī)性能對比Fig.14 Engine performance comparison

分析圖13 與圖14（a）可知，對于進(jìn)/發(fā)流量匹配而言，當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)工作在亞聲速巡航狀態(tài)時(shí)，打開FLADE 導(dǎo)葉使發(fā)動(dòng)機(jī)以降低0.01 左右的進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)為代價(jià)將流量系數(shù)提高近8%，進(jìn)氣道由亞臨界狀態(tài)變?yōu)榕R界狀態(tài)，此時(shí)進(jìn)氣道的溢流阻力降低50%；而就發(fā)動(dòng)機(jī)的性能而言，F(xiàn)LADE 部件吞入進(jìn)氣道溢流，增大了發(fā)動(dòng)機(jī)的涵道比，由此帶來了FLADE 涵道的推力收益，意味著發(fā)動(dòng)機(jī)不再需要維持較高的轉(zhuǎn)速，從而降低了發(fā)動(dòng)機(jī)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(dòng)機(jī)的FLADE 導(dǎo)葉以降低油耗，增大戰(zhàn)機(jī)的航程與作戰(zhàn)半徑。

當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)在超聲速巡航任務(wù)下工作時(shí)，由于進(jìn)氣道設(shè)計(jì)點(diǎn)在此任務(wù)點(diǎn)下，F(xiàn)LADE 關(guān)閉狀態(tài)下恰好達(dá)到進(jìn)氣道的臨界狀態(tài)，根據(jù)圖13，此時(shí)進(jìn)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(dòng)機(jī)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(dòng)機(jī)在最大流量系數(shù)處仍然不滿足戰(zhàn)機(jī)安裝推力的需求，意味FLADE 導(dǎo)葉打開時(shí)的發(fā)動(dòng)機(jī)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(dòng)機(jī)的FLADE 導(dǎo)葉，使進(jìn)氣道出口流量全部進(jìn)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(jī)的機(jī)動(dòng)性。

可見，相較于渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)與雙涵道變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)，自適應(yīng)循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)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(dòng)機(jī)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(jìn)氣道臨界工作點(diǎn)附近，達(dá)到在適應(yīng)飛行任務(wù)的同時(shí)實(shí)現(xiàn)最優(yōu)進(jìn)/發(fā)匹配的效果。

4 結(jié) 論

本文以裝配了超聲速進(jìn)氣道的自適應(yīng)循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)為研究對象，在亞聲速巡航、超聲速巡航2 個(gè)任務(wù)點(diǎn)下仿真對比FLADE 導(dǎo)葉開閉對發(fā)動(dòng)機(jī)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(jìn)/發(fā)匹配需求。相同的折合轉(zhuǎn)速下，F(xiàn)LADE 導(dǎo)葉打開時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)的需求流量、推力較FLADE 導(dǎo)葉關(guān)閉時(shí)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(dòng)機(jī)需求流量的作用，可在實(shí)現(xiàn)進(jìn)/發(fā)匹配的同時(shí)提高推進(jìn)系統(tǒng)燃油的經(jīng)濟(jì)性。根據(jù)戰(zhàn)斗機(jī)的巡航飛行任務(wù)需求，通過分析具體的超聲速進(jìn)氣道節(jié)流特性，在超聲速巡航飛行任務(wù)下實(shí)現(xiàn)了進(jìn)氣道/自適應(yīng)循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)的匹配。

2）在亞聲速巡航任務(wù)點(diǎn)進(jìn)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(jià)吞入溢流實(shí)現(xiàn)進(jìn)/發(fā)匹配，提高了8%的發(fā)動(dòng)機(jī)流量系數(shù)，降低了50%的進(jìn)氣道溢流阻力，使發(fā)動(dòng)機(jī)的油耗降低10.5%，渦輪前溫度降低2.3%，推進(jìn)系統(tǒng)燃油經(jīng)濟(jì)性明顯提高。

3）在超聲速巡航任務(wù)點(diǎn)進(jìn)行仿真，結(jié)果表明進(jìn)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(jìn)氣道供給流量已無法滿足發(fā)動(dòng)機(jī)需求流量，發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子部件只能工作在較低轉(zhuǎn)速，此時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)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(jìn)氣道流量全部進(jìn)入內(nèi)風(fēng)扇以提高發(fā)動(dòng)機(jī)單位推力，增強(qiáng)機(jī)動(dòng)性。