王海峰

航空工業(yè)成都飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所，成都 610091

發(fā)動機(jī)歷來被稱為飛機(jī)的“心臟”，飛/發(fā)之間的匹配、集成是飛機(jī)研制中的關(guān)鍵工作，由此產(chǎn)生了飛/發(fā)綜合、飛/發(fā)一體化等設(shè)計(jì)概念。這些概念隨時(shí)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(diǎn)隨軍事需求的發(fā)展和技術(shù)演進(jìn)的推動而變化，涉及改善進(jìn)氣道-發(fā)動機(jī)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(shè)計(jì)綜合等。

就戰(zhàn)斗機(jī)研發(fā)工程實(shí)踐而言，飛機(jī)與發(fā)動機(jī)在設(shè)計(jì)中不斷加深綜合程度的需求日益強(qiáng)烈，但很多情況下仍然是飛機(jī)與發(fā)動機(jī)先“各干各的”，再進(jìn)行集成。隨著大國競爭［4］形勢發(fā)展，美歐等在加快推進(jìn)新型航空裝備研制，未來高性能戰(zhàn)斗機(jī)的需求逐漸清晰?；谄涓摺⒏娴男阅苄枨?，戰(zhàn)斗機(jī)與發(fā)動機(jī)全周期協(xié)同設(shè)計(jì)成為關(guān)鍵。本文回顧并探究飛/發(fā)協(xié)同設(shè)計(jì)理念，提出面向未來的高性能戰(zhàn)斗機(jī)與發(fā)動機(jī)協(xié)同設(shè)計(jì)中的關(guān)鍵技術(shù)，以及可能的實(shí)現(xiàn)途徑和設(shè)計(jì)建議。

1 飛機(jī)與發(fā)動機(jī)協(xié)同設(shè)計(jì)的發(fā)展歷史

從戰(zhàn)斗機(jī)誕生之初，飛機(jī)與發(fā)動機(jī)協(xié)同設(shè)計(jì)就備受重視。螺旋槳時(shí)代，大功率活塞發(fā)動機(jī)和高速旋轉(zhuǎn)螺旋槳的影響是飛機(jī)總體設(shè)計(jì)關(guān)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(yīng)等產(chǎn)生附加力矩，飛機(jī)運(yùn)動和發(fā)動機(jī)有較強(qiáng)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(jī)推阻很難準(zhǔn)確預(yù)估，可通過帶運(yùn)轉(zhuǎn)螺旋槳的風(fēng)洞試驗(yàn)，得到不同來流條件和發(fā)動機(jī)工作狀態(tài)條件下的升-阻-推關(guān)系［6］。而為降低推進(jìn)系統(tǒng)對飛行操縱帶來的不利影響，不少戰(zhàn)斗機(jī)采取了非對稱布局設(shè)計(jì)進(jìn)行抵消，如P-51 戰(zhàn)斗機(jī)的垂尾采取了左偏1°的安裝方式［7］。

噴氣式發(fā)動機(jī)的問世，在消除螺旋槳約束的同時(shí)，給飛機(jī)設(shè)計(jì)帶來了新的特征。例如，取消大直徑螺旋槳使戰(zhàn)斗機(jī)可以采用前三點(diǎn)式起落架，明顯改善了飛行員的起降視野，以適應(yīng)起降速度的提高。但早期渦噴發(fā)動機(jī)推重比很低，導(dǎo)致當(dāng)時(shí)的戰(zhàn)斗機(jī)設(shè)計(jì)極度關(guān)注降低進(jìn)排氣管道重量和摩擦損失，多數(shù)飛機(jī)選擇了發(fā)動機(jī)短艙形式，如Me-262 采用機(jī)翼發(fā)動機(jī)短艙布局，P-59 把發(fā)動機(jī)短艙集成到翼根，雅克-15 則把發(fā)動機(jī)短艙設(shè)在前中機(jī)身下方。

20 世紀(jì)50～60 年代，超聲速競賽促使戰(zhàn)斗機(jī)在氣動布局和結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)上充分考慮推進(jìn)系統(tǒng)，催生了初步的綜合設(shè)計(jì)思考。首先，將進(jìn)氣道、發(fā)動機(jī)、排氣系統(tǒng)納入機(jī)體形面內(nèi)，按內(nèi)外流進(jìn)行研究。其次，為提高超聲速飛行條件下的進(jìn)氣壓縮和排氣膨脹效率，可調(diào)的外壓式或混壓式進(jìn)氣道以及引射噴管或收擴(kuò)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(jìn)/發(fā)匹配，成為困擾這一時(shí)期飛機(jī)設(shè)計(jì)的重大問題。1957 年，英國尼克爾森在《發(fā)動機(jī)-飛機(jī)綜合》一文中討論了這一時(shí)期的關(guān)注點(diǎn)，包括噴流與機(jī)身的干涉、大型進(jìn)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(jì)60 年代，垂直/短距起降飛機(jī)的研制潮流把飛機(jī)與發(fā)動機(jī)的設(shè)計(jì)協(xié)作推到新的高度。為了實(shí)現(xiàn)垂直/短距起降能力，必須設(shè)計(jì)專門的動力系統(tǒng)，使之包含垂直升力、前進(jìn)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(yuǎn)離重心的位置［9］?！苞_”式戰(zhàn)斗機(jī)選擇了在機(jī)身中部安裝1 臺帶4 個(gè)旋轉(zhuǎn)噴管的渦扇發(fā)動機(jī)，前2 個(gè)噴管噴出風(fēng)扇外涵道氣流，后2 個(gè)噴管則噴出核心機(jī)的燃?xì)鈬娏鳎?0］。這種形式實(shí)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(jī)無法實(shí)現(xiàn)超聲速飛行。雅克-38 選擇了2 臺升力發(fā)動機(jī)和帶分叉旋轉(zhuǎn)噴管主發(fā)動機(jī)的動力系統(tǒng)［11］。這種構(gòu)型簡化了發(fā)動機(jī)設(shè)計(jì)，但單發(fā)失效是致命的。1966 年，美國羅斯在《一種V/STOL 推進(jìn)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(jī)和升力風(fēng)扇等不同的構(gòu)型設(shè)計(jì)，指出垂直/短距起降飛機(jī)應(yīng)在設(shè)計(jì)和測試階段完全集成推進(jìn)系統(tǒng)［12］。

20 世紀(jì)70 年代，第三代戰(zhàn)斗機(jī)轉(zhuǎn)向追求亞跨聲速機(jī)動性。這個(gè)階段對發(fā)動機(jī)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(jī)成為主流選擇。進(jìn)氣道設(shè)計(jì)上重點(diǎn)關(guān)注了提高亞跨聲速的進(jìn)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(jìn)氣道再次流行，如F-16；而可調(diào)進(jìn)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(jìn)發(fā)匹配調(diào)整的同時(shí)產(chǎn)生可觀的升力，導(dǎo)致影響全機(jī)的配平，試飛中發(fā)現(xiàn)進(jìn)氣道調(diào)節(jié)造成俯仰力矩與風(fēng)洞試驗(yàn)有差異［13］。排氣設(shè)計(jì)重點(diǎn)關(guān)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(jī)機(jī)體-推進(jìn)系統(tǒng)綜合》一文中介紹了這個(gè)時(shí)期對進(jìn)、發(fā)、排布局所做的大量研究［14］，數(shù)學(xué)建模和數(shù)值仿真方法開始在這一領(lǐng)域運(yùn)用。1979 年，美國國家航空航天局（NASA）在集成19 種進(jìn)氣道特性和9 種尾噴管特性的風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果的基礎(chǔ)上，開發(fā)了發(fā)動機(jī)安裝性能計(jì)算程序［15］。

20 世紀(jì)80～90 年代，第四代戰(zhàn)斗機(jī)開始設(shè)計(jì)，對隱身、超聲速巡航和過失速機(jī)動的追求，使飛機(jī)和發(fā)動機(jī)在設(shè)計(jì)之初就需進(jìn)行深入合作。隱身要求限制了進(jìn)氣道形式的選擇，大部分四代機(jī)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(jìn)氣道。同時(shí)，隱身要求噴管外形與飛機(jī)后體采取統(tǒng)一的設(shè)計(jì)。在YF-22 和YF-23 的競標(biāo)階段，通用電氣和普·惠公司都為兩型飛機(jī)分別設(shè)計(jì)了二元推力矢量噴管和單邊膨脹噴管［16］。在飛機(jī)的超聲速巡航要求下，軍用渦扇發(fā)動機(jī)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(jī)考慮選擇更新的技術(shù)，如YF120發(fā)動機(jī)的變循環(huán)設(shè)計(jì)。在飛機(jī)的過失速機(jī)動要求下，發(fā)動機(jī)推力矢量噴管走向?qū)嵱谩?986 年普·惠公司發(fā)表《戰(zhàn)斗機(jī)飛機(jī)/推進(jìn)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(shí)驗(yàn)室等美國主要的飛機(jī)和發(fā)動機(jī)研制單位也發(fā)表了系列戰(zhàn)斗機(jī)機(jī)體/推進(jìn)系統(tǒng)綜合論文，重點(diǎn)討論了運(yùn)用推力矢量控制縮減控制面和拓展機(jī)動范圍的考慮［18-21］。

進(jìn)入21 世紀(jì)，戰(zhàn)斗機(jī)的信息化程度迅速提高，雷達(dá)、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(jī)設(shè)計(jì)中的瓶頸，飛/發(fā)設(shè)計(jì)協(xié)作的范圍不斷擴(kuò)大。這一時(shí)期，美國逐步實(shí)施了自適應(yīng)多用途發(fā)動機(jī)技術(shù)（ADVENT）、自適應(yīng)發(fā)動機(jī)技術(shù)過渡（AETP）等研究計(jì)劃，同時(shí)開展綜合飛行器能量技術(shù)（INVENT）、高效超聲速飛行器探索（ESAVE）等全機(jī)能、熱、推進(jìn)綜合優(yōu)化研究［22］，將飛機(jī)布局、發(fā)動機(jī)構(gòu)型、機(jī)上能源形態(tài)、能源調(diào)度管理等作為一個(gè)整體進(jìn)行多學(xué)科優(yōu)化。

縱觀戰(zhàn)斗機(jī)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(biāo)而共同努力，且不同時(shí)期有不同的認(rèn)識和設(shè)計(jì)關(guān)注點(diǎn)，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(shè)計(jì)人員深入?yún)f(xié)作的要求來看，本文建議使用“飛機(jī)與發(fā)動機(jī)協(xié)同設(shè)計(jì)”表述，簡稱“飛/發(fā)協(xié)同設(shè)計(jì)”。

圖1 戰(zhàn)斗機(jī)飛/發(fā)協(xié)同設(shè)計(jì)發(fā)展歷史Fig.1 Historical development of collaborative airframe-engine design for fighters

2 高性能戰(zhàn)斗機(jī)飛/發(fā)協(xié)同設(shè)計(jì)需求

美軍針對下一代空中主宰（NGAD）戰(zhàn)斗機(jī)提出的穿透性制空（PCA）概念［23］，本質(zhì)上符合文獻(xiàn)［24］等對制空權(quán)理論的初始設(shè)想，即運(yùn)用空軍穿透敵方防線、深入腹地直接打擊高價(jià)值政治或軍事目標(biāo)。隱身等高生存力技術(shù)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(xiàng)目”（GCAP）等戰(zhàn)斗機(jī)概念，均體現(xiàn)出高性能戰(zhàn)斗機(jī)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(diǎn)的機(jī)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(qiáng)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(shí)獲得先視先射優(yōu)勢［25］。

實(shí)現(xiàn)這樣的能力特征，要求飛機(jī)與發(fā)動機(jī)從各個(gè)維度進(jìn)行深入的協(xié)同設(shè)計(jì)，以滿足周期、成本、技術(shù)風(fēng)險(xiǎn)等約束，整體達(dá)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(jī)升阻比在外形布局的基礎(chǔ)上受內(nèi)外流相互作用和發(fā)動機(jī)噴管收擴(kuò)改變局部外形的影響。耗油率一方面受飛機(jī)進(jìn)排氣效率、功率提取和引氣等的影響，另一方面受任務(wù)中各段飛行條件與發(fā)動機(jī)設(shè)計(jì)點(diǎn)匹配程度的影響。縱深穿透和典型交戰(zhàn)點(diǎn)速度差異較大，優(yōu)化設(shè)計(jì)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(shè)計(jì)。

隱身性能要求一方面需要開展飛/發(fā)協(xié)同設(shè)計(jì)以進(jìn)一步降低推進(jìn)系統(tǒng)的雷達(dá)和紅外特征。另一方面導(dǎo)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(diǎn)；同時(shí)也因?yàn)槠矫嫘螤钸吘壗嵌燃s束，限制了飛機(jī)主尺度和參考面積的調(diào)整范圍。針對控制增強(qiáng)，開展飛/發(fā)協(xié)同設(shè)計(jì)。

武器裝載的增大帶來了飛機(jī)增重和機(jī)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(shí)，還存在大尺寸武器艙在全機(jī)平衡、傳力路徑方面的約束，增加了進(jìn)排氣和發(fā)動機(jī)布置、內(nèi)流道設(shè)計(jì)的復(fù)雜性。

態(tài)勢感知與電子對抗領(lǐng)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(jī)迫切需要通過飛/發(fā)協(xié)同設(shè)計(jì)，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(jī)與發(fā)動機(jī)協(xié)同設(shè)計(jì)主要包括：

1）面向飛行性能優(yōu)化的飛/發(fā)協(xié)同設(shè)計(jì)。

2）面向隱身性能優(yōu)化的飛/發(fā)協(xié)同設(shè)計(jì)。

3）面向飛行控制優(yōu)化的飛/發(fā)協(xié)同設(shè)計(jì)。

4）面向全機(jī)能量優(yōu)化的飛/發(fā)協(xié)同設(shè)計(jì)。

3 面向飛行性能優(yōu)化的飛/發(fā)協(xié)同設(shè)計(jì)

根據(jù)高性能戰(zhàn)斗機(jī)兼顧縱深穿透和典型交戰(zhàn)點(diǎn)的機(jī)動性的性能需求，在設(shè)計(jì)上應(yīng)考慮：

1）性能設(shè)計(jì)點(diǎn)選擇上以作戰(zhàn)需求為目標(biāo)，關(guān)注典型作戰(zhàn)任務(wù)的巡航和機(jī)動（中高空亞跨聲速和高空超聲速）。

2）飛/發(fā)協(xié)同設(shè)計(jì)應(yīng)圍繞設(shè)計(jì)點(diǎn)開展，主要以巡航設(shè)計(jì)區(qū)間低阻力和機(jī)動設(shè)計(jì)點(diǎn)剩余推力為目標(biāo)進(jìn)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(dāng)放寬中間狀態(tài)推力。

3.1 飛/發(fā)設(shè)計(jì)點(diǎn)匹配

目前第四代戰(zhàn)斗機(jī)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(jī)以此作為主要設(shè)計(jì)點(diǎn)會對巡航耗油率造成明顯的不利影響，戰(zhàn)斗機(jī)作戰(zhàn)半徑因此將出現(xiàn)顯著惡化。而當(dāng)需要考慮更全面的飛行性能時(shí)，飛機(jī)巡航升阻比與發(fā)動機(jī)耗油率的匹配成為設(shè)計(jì)關(guān)鍵。

根據(jù)布雷蓋公式：

式中：Wi/Wi-1是任務(wù)段起始重量與結(jié)束重量之比；R是任務(wù)段距離；SFC 是發(fā)動機(jī)單位耗油率；K和V是任務(wù)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(wù)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(wù)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(jī)，如果為滿足大迎角機(jī)動、高爬升率等要求，適當(dāng)放寬升阻比、SFC，飛機(jī)重量仍在20 t 左右的可設(shè)計(jì)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(dá)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(jī)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(jī)的雙后掠布局FA-XX 超聲速打擊戰(zhàn)斗機(jī)方案，當(dāng)作戰(zhàn)半徑達(dá)到1 200 n mile（2 222 km）時(shí)，必須使用機(jī)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(dá)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(jī)的性能，無法滿足未來高性能戰(zhàn)斗機(jī)的需求。

圖3 諾斯羅普公司FA-XX 飛機(jī)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(jī)重量的巨大影響相比，發(fā)動機(jī)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(jī)，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(jī)不再提出更高的推重比指標(biāo)，而是選擇發(fā)展結(jié)構(gòu)復(fù)雜（必然增加重量）的三涵道自適應(yīng)發(fā)動機(jī)。

同時(shí)，飛機(jī)較大的任務(wù)油量，也意味著起飛推重比與任務(wù)點(diǎn)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(shí)，起飛推力不應(yīng)作為表征機(jī)動性的設(shè)計(jì)點(diǎn)，而應(yīng)重點(diǎn)關(guān)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(jī)控制（FADEC）有能力在部分范圍內(nèi)調(diào)節(jié)發(fā)動機(jī)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(jī)的性能尋優(yōu)控制算法（PSC）驗(yàn)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(shè)計(jì)

以F-22 為代表的第四代戰(zhàn)斗機(jī)的超聲速巡航是推阻優(yōu)化設(shè)計(jì)的典型用例，但由于隱身要求帶來的主戰(zhàn)武器內(nèi)埋、遠(yuǎn)程所需的高載油系數(shù)，以及高機(jī)動性帶來的低翼載要求，導(dǎo)致飛機(jī)最大橫截面積居高不下。因此全機(jī)氣動力、進(jìn)氣效應(yīng)和排氣效應(yīng)等任一單項(xiàng)因素的設(shè)計(jì)偏差偏離預(yù)期，均可能導(dǎo)致超聲速巡航能力無法實(shí)現(xiàn)。如圖4 的算例所示，增加5%的全機(jī)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(shè)計(jì)，能夠在飛/發(fā)雙方均已處于相對極限的設(shè)計(jì)狀態(tài)下，進(jìn)一步提高全機(jī)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(jìn)/發(fā)匹配

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

定幾何進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)往往以滿足發(fā)動機(jī)飛行包線內(nèi)最大流量需求為首要前提，因此在發(fā)動機(jī)裝機(jī)后，幾個(gè)典型狀態(tài)表現(xiàn)出不同特征：

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

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

3）跨聲速加速狀態(tài)：該狀態(tài)下發(fā)動機(jī)處于大轉(zhuǎn)速大流量狀態(tài)，其換算流量與起飛、機(jī)動等狀態(tài)相當(dāng)，進(jìn)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(jī)進(jìn)入超聲速飛行狀態(tài)，發(fā)動機(jī)換算轉(zhuǎn)速與換算流量均降低，進(jìn)氣道的溢流阻力顯著增大，可占全機(jī)零阻的5%～7%。

圖5 為發(fā)動機(jī)換算流量與進(jìn)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(jī)配合現(xiàn)有規(guī)范設(shè)計(jì)的進(jìn)氣道與未來高性能戰(zhàn)斗機(jī)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(jìn)氣道與發(fā)動機(jī)流量匹配優(yōu)化設(shè)計(jì)可能的實(shí)施途徑主要包括配裝變循環(huán)發(fā)動機(jī)、調(diào)整進(jìn)發(fā)匹配點(diǎn)和采用變幾何進(jìn)氣道等幾個(gè)方面，不同優(yōu)化方式的匹配特點(diǎn)如圖6 所示。

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

圖6 進(jìn)氣道與發(fā)動機(jī)流量匹配優(yōu)化設(shè)計(jì)Fig.6 Optimal design of inlet and engine flow matching

1）發(fā)展自適應(yīng)變循環(huán)發(fā)動機(jī)技術(shù)。變循環(huán)發(fā)動機(jī)可通過調(diào)節(jié)涵道比實(shí)現(xiàn)進(jìn)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(jī)既能適應(yīng)戰(zhàn)斗機(jī)高馬赫數(shù)、高機(jī)動飛行，又能在亞聲速、超聲速巡航時(shí)減少溢流阻力，提升戰(zhàn)斗機(jī)作戰(zhàn)半徑。

以AETP 為例，美空軍認(rèn)為換裝該計(jì)劃研制的發(fā)動機(jī)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(wù)中減少45%的加油機(jī)架次需求［33］。

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

圖7 蘇-57 飛機(jī)進(jìn)氣道下方打開的輔助進(jìn)氣門Fig.7 Opened auxiliary air inlet under inlet of Su-57 Aircraft

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

可調(diào)Caret 進(jìn)氣道已經(jīng)實(shí)現(xiàn)了工程應(yīng)用，蘇-57 戰(zhàn)斗機(jī)［34］通過調(diào)節(jié)壓縮斜板同時(shí)實(shí)現(xiàn)了超聲速波系組織以及喉道面積的控制，使進(jìn)氣道具有更好的性能，如圖8 所示。而可調(diào)Bump 進(jìn)氣道是近年新興的一個(gè)技術(shù)方向，通過三維調(diào)節(jié)壓縮鼓包或喉道段局部型面可實(shí)現(xiàn)喉道面積的調(diào)節(jié)，提升Bump 進(jìn)氣道的工作速域范圍，結(jié)合飛/發(fā)設(shè)計(jì)匹配點(diǎn)調(diào)整可進(jìn)一步減小進(jìn)氣道迎風(fēng)面積以及附加阻力，如圖9 所示。目前該技術(shù)實(shí)用化的主要難點(diǎn)在于柔性變形材料及其在復(fù)雜力學(xué)環(huán)境中反復(fù)變形的耐久性等。

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

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

3.2.2 發(fā)/排匹配

傳統(tǒng)發(fā)動機(jī)設(shè)計(jì)目標(biāo)是自身性能的最優(yōu)。為此，在噴管設(shè)計(jì)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(dá)到完全膨脹，從而獲得最佳的發(fā)動機(jī)推力特性。但如果計(jì)入噴管工作狀態(tài)（A9 和NPR）對飛機(jī)后體/噴管阻力的影響，以推減阻為優(yōu)化目標(biāo)，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(kuò)大，從而改變?nèi)珯C(jī)外部流場，進(jìn)一步影響全機(jī)升阻特性。一般情況下，飛機(jī)后體阻力占全機(jī)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(jī)僅考慮自身因素，根據(jù)有限協(xié)調(diào)約定的指標(biāo)參數(shù)獨(dú)自完成設(shè)計(jì)的方式不利于飛機(jī)后體阻力最優(yōu)設(shè)計(jì)。綜合考慮發(fā)/排最佳匹配與飛/發(fā)后體推阻的優(yōu)化設(shè)計(jì)，可一定程度實(shí)現(xiàn)當(dāng)前高性能戰(zhàn)斗機(jī)減阻需求。綜合考慮飛機(jī)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(jī)尾噴管調(diào)節(jié)片形狀、飛機(jī)后體阻力變化趨勢、發(fā)動機(jī)推力性能變化趨勢、發(fā)動機(jī)和飛機(jī)重量代價(jià)、重心變化等因素開展飛機(jī)后體阻力/發(fā)動機(jī)氣動綜合設(shè)計(jì)，可以實(shí)現(xiàn)推力-飛行后體阻力最優(yōu)化設(shè)計(jì)，提高飛機(jī)的飛行性能。

典型超巡點(diǎn)（標(biāo)準(zhǔn)大氣條件，飛機(jī)高度11 km、馬赫數(shù)1.5，發(fā)動機(jī)中間狀態(tài)）的計(jì)算結(jié)果表明，開展飛機(jī)后體阻力/發(fā)動機(jī)氣動綜合設(shè)計(jì)可獲得可觀的推/阻綜合設(shè)計(jì)收益，如圖11所示。

圖11 典型點(diǎn)推/阻最優(yōu)設(shè)計(jì)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(shè)計(jì)

發(fā)動機(jī)的雷達(dá)和紅外輻射信號對飛機(jī)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(dá)輻射。

2）通過發(fā)動機(jī)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(dá)隱身優(yōu)化設(shè)計(jì)

4.1.1 進(jìn)氣道/發(fā)動機(jī)風(fēng)扇一體化設(shè)計(jì)

飛機(jī)進(jìn)氣道管道和發(fā)動機(jī)風(fēng)扇組成的進(jìn)氣道腔體，是戰(zhàn)斗機(jī)前向的強(qiáng)散射源。單純追求進(jìn)氣效率和總壓恢復(fù)性能的直管進(jìn)氣道會使機(jī)頭方向產(chǎn)生很強(qiáng)的鏡面回波，即便偏離正向的入射波也將因腔體效應(yīng)在很寬的范圍內(nèi)產(chǎn)生較強(qiáng)的回波。合理的管道設(shè)計(jì)及與之相配合的電磁波吸收措施是實(shí)現(xiàn)其低散射的關(guān)鍵。

當(dāng)發(fā)動機(jī)風(fēng)扇未完全被進(jìn)氣道遮擋時(shí)，通過增加管道“彎度”可以對進(jìn)氣道腔體散射取得較好地抑制效果；當(dāng)發(fā)動機(jī)風(fēng)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(jìn)一步降低進(jìn)氣道腔體散射的效果不明顯，如圖12所示。

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

進(jìn)一步抑制進(jìn)氣道腔體散射，除涂敷雷達(dá)吸波材料（RAM）外，在進(jìn)氣道腔體內(nèi)加裝吸波導(dǎo)流體也是有效手段之一。吸波導(dǎo)流體一方面可以增加對發(fā)動機(jī)的遮擋，另一方面也可以改變電磁波在進(jìn)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(shí)由于吸波導(dǎo)流體自身具備較高的吸波效能，因而可以進(jìn)一步衰減進(jìn)入進(jìn)氣道的電磁波。但吸波導(dǎo)流體會引起管道氣流總壓恢復(fù)系數(shù)（σ）的降低，如對X-32 驗(yàn)證機(jī)吸波導(dǎo)流體進(jìn)行氣動仿真的圖13所示。

圖13 X-32 驗(yàn)證機(jī)的吸波導(dǎo)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(jī)進(jìn)氣道導(dǎo)流體推后到發(fā)動機(jī)風(fēng)扇入口前，與風(fēng)扇機(jī)匣、支板、帽罩及風(fēng)扇葉片進(jìn)行一體化設(shè)計(jì)，可形成具有高總壓恢復(fù)性能、高吸波性能、防鳥撞、防冰、減重等功能的集成風(fēng)扇吸波裝置。從“直管道+風(fēng)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(fēng)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(jī)艙引氣冷卻一體化設(shè)計(jì)

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

圖15 格柵孔尺寸與X 波段RCS 關(guān)系Fig.15 Correlation of grid hole size and X-band RCS

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

圖16 自適應(yīng)發(fā)動機(jī)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(shè)計(jì)

二元矢量噴管具有調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)簡單、易于實(shí)現(xiàn)后向隱身設(shè)計(jì)的優(yōu)點(diǎn)。相比于傳統(tǒng)的軸對稱噴管，二元噴管更適合與飛機(jī)后體進(jìn)行融合設(shè)計(jì)，能夠消除噴管與后邊條之間的耦合效應(yīng)，對飛機(jī)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(jī)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(shí)在飛機(jī)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(jī)后向RCS 特征，需對發(fā)動機(jī)噴管腔體內(nèi)各強(qiáng)散射部件（如渦輪葉片、中心錐支板、加力燃燒室等）進(jìn)行氣動/隱身一體化綜合設(shè)計(jì)，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(shí)在其表面應(yīng)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(dá)到較好的飛機(jī)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(jìn)氣道相似的遮擋作用。對于無加力的亞聲速隱身飛機(jī)如B-2 等，S 彎噴管已經(jīng)得到了應(yīng)用；但在加力發(fā)動機(jī)中應(yīng)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(fù)雜組合載荷下的流固耦合等較復(fù)雜的設(shè)計(jì)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(yīng)發(fā)動機(jī)方案，俄羅斯也曾公布過具有調(diào)節(jié)收擴(kuò)和推力矢量功能的S 彎噴管專利［39］，但尚無實(shí)際應(yīng)用案例。

4.2 飛/發(fā)協(xié)同紅外隱身優(yōu)化設(shè)計(jì)

4.2.1 飛/發(fā)紅外隱身頂層協(xié)同設(shè)計(jì)

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

圖20 改進(jìn)發(fā)動機(jī)總體設(shè)計(jì)流程Fig.20 Improved general engine design process

4.2.2 發(fā)動機(jī)總體熱力參數(shù)一體化設(shè)計(jì)

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

圖21 設(shè)計(jì)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(shè)計(jì)

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(jī)的高溫導(dǎo)致對飛行器尾部區(qū)域的紅外輻射強(qiáng)度影響非常大（主要是8～14 μm 波段），是飛行器紅外隱身設(shè)計(jì)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(shè)計(jì)，利用部件對排氣系統(tǒng)進(jìn)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(jī)身對排氣系統(tǒng)的遮擋、冷熱氣流強(qiáng)化摻混以及降低后機(jī)身冷部件對發(fā)動機(jī)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(dá)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(jī)的相關(guān)專利資料來看，為降低噴管及后機(jī)身壁面溫度，F(xiàn)-22 采用了從發(fā)動機(jī)壓氣機(jī)引少量高壓氣經(jīng)過引射器將發(fā)動機(jī)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(jī)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(jī)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(dǎo)彈的末端對抗手段，可采用向發(fā)動機(jī)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(diǎn)和挑戰(zhàn)：第一，高效反應(yīng)和噴射能力，末端紅外對抗對時(shí)機(jī)的要求極高，對釋放系統(tǒng)的決策算法和響應(yīng)時(shí)間提出了高要求，同時(shí)需在極短時(shí)間內(nèi)噴出足夠的濃度；第二，高效遮蔽性能，飛機(jī)高速飛行時(shí)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(jià)，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(shè)計(jì)，以導(dǎo)彈逼近告警為啟動條件，結(jié)合發(fā)動機(jī)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(shí)現(xiàn)對發(fā)動機(jī)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(yàn)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(shè)計(jì)

針對未來高性能戰(zhàn)斗機(jī)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(jī)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(jī)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(jī)特性，以獲取飛機(jī)整體層面的性能收益，主要目標(biāo)是：

1）在常規(guī)包線內(nèi)飛行時(shí)，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(yīng)急使用保證安全。

推力矢量控制的實(shí)現(xiàn)形式包括機(jī)械式和流體式兩種路線，但目前有實(shí)際應(yīng)用案例的僅為機(jī)械式。機(jī)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(jī)可靠性相關(guān)聯(lián)。因此，推力矢量與氣動舵面綜合控制在設(shè)計(jì)上的原則通常為：即使推力矢量失效（包括發(fā)動機(jī)停車失去推力），氣動舵面仍能保持飛機(jī)安全可控。

5.1 發(fā)動機(jī)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(diǎn)在于飛/發(fā)的性能特性匹配，以綜合實(shí)現(xiàn)更為經(jīng)濟(jì)的遠(yuǎn)程久航，抑或通過推力偏轉(zhuǎn)參與穩(wěn)態(tài)配平以進(jìn)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(yù)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(diǎn)則是發(fā)動機(jī)推力矢量直接對飛機(jī)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(jī)，發(fā)動機(jī)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(yuǎn)小于氣動控制能力而貢獻(xiàn)較小。

高性能戰(zhàn)斗機(jī)對隱身能力的追求所主導(dǎo)的飛機(jī)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(jī)推力矢量的補(bǔ)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(jī)的標(biāo)配能力。傳統(tǒng)布局戰(zhàn)斗機(jī)通過氣動舵面來實(shí)現(xiàn)，其代價(jià)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(fù)力矩系數(shù)在全迎角范圍內(nèi)的預(yù)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(shí)間。

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

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(chǔ)，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(dá)4.8%MAC），從而為總體布局按隱身需求設(shè)計(jì)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(yīng)Fig.27 Rear C.G.limit relaxation effect of additional thrust vectoring capability

綜上，發(fā)動機(jī)推力矢量對高性能戰(zhàn)斗機(jī)飛行控制的作用，在常規(guī)飛行和過失速飛行兩個(gè)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(jī)推力矢量的實(shí)際能力同時(shí)與推力線偏轉(zhuǎn)角度和推力大小相關(guān)，導(dǎo)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(shè)計(jì)中加以參考：一是發(fā)動機(jī)推力動態(tài)時(shí)滯明顯，通常達(dá)到1～2 s 左右，需要預(yù)留合適的穩(wěn)定裕度；二是推力矢量偏轉(zhuǎn)把持的可用時(shí)間可能受限，這與材料耐高溫特性有關(guān)，需要控制上的快進(jìn)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(jī)與飛機(jī)的陀螺進(jìn)動耦合效應(yīng)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(jìn)行偏置調(diào)參使用，以改善飛機(jī)本體的力矩特性、配平飛機(jī)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(jià)值的另一個(gè)使用場景是在大迎角過失速區(qū)的機(jī)動控制賦能，其面臨的設(shè)計(jì)問題是“控什么”“如何應(yīng)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(biāo)主要是實(shí)現(xiàn)飛機(jī)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(jìn)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(jī)應(yīng)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(jī)動控制，則更加強(qiáng)調(diào)飛機(jī)姿態(tài)的穩(wěn)定，即應(yīng)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(jī)布局垂尾在背上，故負(fù)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(yàn)證機(jī)的設(shè)計(jì)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(shí)現(xiàn)安全高效的橫/航向控制，解決大迎角運(yùn)動耦合嚴(yán)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(kuò)張狀態(tài)觀測器的擾動偏離估計(jì)/補(bǔ)償控制方法

工程實(shí)踐中，飛機(jī)在大迎角區(qū)由風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)建立的氣動模型與實(shí)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(yán)重的氣流分離造成了惡劣的運(yùn)動耦合特性，產(chǎn)生非預(yù)期響應(yīng)，嚴(yán)重影響飛行品質(zhì)，甚至危及飛行安全。

擴(kuò)張狀態(tài)觀測器可有效估計(jì)和補(bǔ)償不確定性帶來的干擾［47］，該方法通過比較飛機(jī)實(shí)際響應(yīng)和參考模型的期望響應(yīng)，估計(jì)出干擾力矩，在此基礎(chǔ)上偏轉(zhuǎn)舵面進(jìn)行補(bǔ)償，最終有效降低非指令性運(yùn)動，如圖29 所示。在殲-10B 推力矢量驗(yàn)證機(jī)中的實(shí)踐表明，該附加補(bǔ)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(jì)與補(bǔ)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(bǔ)償則是用快和準(zhǔn)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(jī)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(yīng)用于失速邊界的保護(hù)、自動改尾旋等場景。

5.3 發(fā)動機(jī)推力矢量的實(shí)現(xiàn)形式

目前發(fā)動機(jī)推力矢量的實(shí)現(xiàn)形式有機(jī)械式和流體式兩類。

傳統(tǒng)機(jī)械式發(fā)動機(jī)推力矢量通過噴管的機(jī)械偏轉(zhuǎn)改變發(fā)動機(jī)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?xì)舛?、軸對稱偏轉(zhuǎn)（如殲-10B 推力矢量驗(yàn)證機(jī)）、縱向二元偏轉(zhuǎn)（如F-22）、非對稱二元偏轉(zhuǎn)（如蘇-35）等。

在進(jìn)發(fā)排一體化以及戰(zhàn)斗機(jī)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(dāng)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(fù)雜、重量大且推力損失嚴(yán)重等局限性，給飛/發(fā)綜合設(shè)計(jì)與綜合性能帶來了進(jìn)一步的挑戰(zhàn)，因此其工程應(yīng)用的關(guān)鍵問題在于結(jié)構(gòu)的減重減載設(shè)計(jì)、內(nèi)外流一體推阻優(yōu)化設(shè)計(jì)、飛/發(fā)綜合控制等方面，如圖30所示［48］。

圖30 F119 的機(jī)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(shù)通過調(diào)節(jié)噴管內(nèi)部流場的方式實(shí)現(xiàn)推力矢量，相對機(jī)械式而言具有結(jié)構(gòu)簡單、重量輕等特點(diǎn)，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(jī)引氣或額外增加高壓氣源，會導(dǎo)致發(fā)動機(jī)推力性能的降低或系統(tǒng)復(fù)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(diǎn)，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(kuò)張段形成回流區(qū)從而形成噴流偏轉(zhuǎn)效應(yīng)［50-51］，如圖32 所示。但流體式推力矢量噴管方案在實(shí)現(xiàn)工程應(yīng)用前，仍面臨戰(zhàn)斗機(jī)包線范圍在不同工況下噴管性能與矢量控制的綜合設(shè)計(jì)、飛機(jī)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(shí)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(jī)械式、無源型流體式推力矢量噴管對高性能戰(zhàn)斗機(jī)設(shè)計(jì)更為有利，但流體式推力矢量技術(shù)距離工程實(shí)際應(yīng)用仍有不小距離。

6 面向全機(jī)能量優(yōu)化的飛/發(fā)協(xié)同設(shè)計(jì)

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

1）全機(jī)能源體制統(tǒng)一，機(jī)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(dú)立的飛機(jī)附件和發(fā)動機(jī)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(shè)計(jì)

飛機(jī)和發(fā)動機(jī)運(yùn)行所需的能源主要來自于發(fā)動機(jī)（機(jī)載儲能和輔助/應(yīng)急動力除外）。傳統(tǒng)上發(fā)動機(jī)附件機(jī)匣提取的軸功率經(jīng)過飛機(jī)附件機(jī)匣轉(zhuǎn)化分配后為飛機(jī)平臺提供能源，機(jī)載供電系統(tǒng)通過發(fā)電機(jī)從飛機(jī)附件機(jī)匣提取軸功率，轉(zhuǎn)化為電能以支持機(jī)載用電設(shè)備運(yùn)行；機(jī)載液壓系統(tǒng)通過液壓泵從發(fā)動機(jī)附件機(jī)匣提取軸功率，轉(zhuǎn)化為液壓能以支持舵機(jī)等液壓作動設(shè)備運(yùn)行；機(jī)載環(huán)控系統(tǒng)則直接從發(fā)動機(jī)壓氣機(jī)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(shè)備冷卻，如圖33 所示。

圖33 飛機(jī)與發(fā)動機(jī)常規(guī)能量流轉(zhuǎn)拓?fù)涫疽釬ig.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(jī)械作動，不僅使得能源類型純粹，簡化了機(jī)載系統(tǒng)的復(fù)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(shí)現(xiàn)面向能量優(yōu)化的能源管控策略時(shí)具有天然的優(yōu)勢。更進(jìn)一步，由于能源體制的統(tǒng)一，存在更多功能復(fù)用的可能，可以從物理層面進(jìn)行綜合設(shè)計(jì)，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(jī)能夠?qū)崿F(xiàn)對全機(jī)能源需求的“峰谷均衡”，降低能源總需求。傳統(tǒng)飛機(jī)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(jī)允許的提取能力。全電飛機(jī)能夠通過能源形式的轉(zhuǎn)換，滿足任務(wù)不同階段的高能源需求。例如在超視距攻擊階段，飛機(jī)優(yōu)先使用傳感器爭取先視先射，快速改變機(jī)動狀態(tài)的需求不強(qiáng)，可集中向雷達(dá)、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(dǎo)彈規(guī)避階段，跟蹤目標(biāo)的優(yōu)先級大大降低，可減少對雷達(dá)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(jī)動狀態(tài)。對典型戰(zhàn)斗機(jī)飛行任務(wù)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(jì)分析表明，全機(jī)作動器實(shí)際使用流量達(dá)到液壓系統(tǒng)額定設(shè)計(jì)流量10%以上的累計(jì)時(shí)間不超過整個(gè)任務(wù)剖面總時(shí)間的15%，流量20%以上不超過總時(shí)間的7%，流量30%以上不超過總時(shí)間的4%，如圖35 所示。以F-22 為例，其液壓功率達(dá)560 kW，如在能飛行任務(wù)的大部分時(shí)間中，將部分液壓功率替換為電能使用，可使全機(jī)可用電能（原安裝2 臺65 kW 發(fā)電機(jī)）倍增［53］。

圖35 典型戰(zhàn)斗機(jī)液壓系統(tǒng)流量-時(shí)間占比統(tǒng)計(jì)均值Fig.35 Average flow-time proportion of hydraulic system in a typical fighter

全電架構(gòu)飛機(jī)能夠取消飛附機(jī)匣和發(fā)附機(jī)匣，采用嵌入發(fā)動機(jī)的起發(fā)電機(jī)，通過功能復(fù)用實(shí)現(xiàn)發(fā)電機(jī)與起動電機(jī)的一體化設(shè)計(jì)，可顯著降低發(fā)動機(jī)外廓尺寸，從而降低對飛機(jī)機(jī)體空間需求。

全電架構(gòu)飛機(jī)通過取消高溫、高壓管路，可優(yōu)化飛機(jī)的空間布局，并使熱源和液體防護(hù)變得更為簡單。電源系統(tǒng)的多余度設(shè)計(jì)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(shè)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(yù)測。

全電架構(gòu)飛機(jī)采用電機(jī)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(jī)的引氣，且隨著高速電機(jī)技術(shù)發(fā)展，電環(huán)控相關(guān)附件重量結(jié)構(gòu)尺寸進(jìn)一步減小。

最后，采用電動燃油泵替代傳統(tǒng)飛機(jī)和發(fā)動機(jī)的機(jī)械泵。由于傳統(tǒng)燃油泵按照峰值設(shè)計(jì)供油能力，在巡航等狀態(tài)功效比低，不僅浪費(fèi)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(shè)計(jì)

飛/發(fā)一體熱管理技術(shù)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(jī)熱沉利用率為目標(biāo)，通過建立具備全機(jī)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(fù)載需求與熱沉能力動態(tài)預(yù)測、熱沉自適應(yīng)選取與快速響應(yīng)策略，基于多時(shí)空尺度蓄熱與散熱的控制方法，最終實(shí)現(xiàn)全機(jī)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(jī)熱管理系統(tǒng)和發(fā)動機(jī)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(jī)入口燃油溫度目前設(shè)有上限值Tmax（通常為80～120 ℃），以便為發(fā)動機(jī)預(yù)留其自身熱管理所需的熱沉。這雖然簡化了發(fā)動機(jī)自身的熱管理設(shè)計(jì)，但會造成燃油有時(shí)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(diǎn)從兩處減少為一處，取消發(fā)動機(jī)入口溫度限制，根據(jù)發(fā)動機(jī)燃燒室入口溫度及發(fā)動機(jī)滑油供油溫度、后腔滑油出口溫度，靈活調(diào)節(jié)發(fā)動機(jī)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(jī)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(jìn)氣道空氣、發(fā)動機(jī)涵道空氣等環(huán)境空氣是除燃油外機(jī)載熱管理系統(tǒng)最常用的熱沉。使用沖壓空氣需要在飛機(jī)表面開設(shè)沖壓口，影響飛機(jī)隱身效果，在飛機(jī)設(shè)計(jì)中會盡量減少沖壓引氣。因此，在未來戰(zhàn)斗機(jī)設(shè)計(jì)中，機(jī)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(jìn)氣道空氣流量大、溫度較低，且進(jìn)氣道散熱器對飛機(jī)隱身效果帶來的負(fù)面影響小，是十分優(yōu)質(zhì)的熱沉來源。為保證飛機(jī)進(jìn)氣道性能，進(jìn)氣道散熱器無法直接安裝在進(jìn)氣道中，熱交換面積有限，因此進(jìn)氣道散熱器體積與重量較大。發(fā)動機(jī)外涵道空氣流量大，雖因經(jīng)過發(fā)動機(jī)低壓壓氣機(jī)增壓，溫度較進(jìn)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(shè)計(jì)限制較少，涵道散熱器可以設(shè)計(jì)得更輕更小。

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

圖37 進(jìn)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(dāng)其作為飛機(jī)熱管理系統(tǒng)熱沉，則機(jī)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(jìn)一步提升全機(jī)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(shù)建立飛機(jī)熱管理系統(tǒng)與發(fā)動機(jī)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(wù)預(yù)測等手段，以多目標(biāo)優(yōu)化控制為目的，建立自適應(yīng)控制策略，實(shí)現(xiàn)飛機(jī)與發(fā)動機(jī)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(jī)研制之初，飛機(jī)和發(fā)動機(jī)兩方就應(yīng)進(jìn)行全面深入的飛/發(fā)協(xié)同設(shè)計(jì)，共同尋優(yōu)。本文回顧了戰(zhàn)斗機(jī)飛/發(fā)協(xié)同設(shè)計(jì)的理論和實(shí)踐歷程，面向未來高性能戰(zhàn)斗機(jī)發(fā)展需求，從飛行性能、隱身特性、飛行控制、全機(jī)能量4 個(gè)設(shè)計(jì)視角提出飛/發(fā)協(xié)調(diào)設(shè)計(jì)關(guān)鍵技術(shù)。

對于飛行性能，飛/發(fā)設(shè)計(jì)點(diǎn)應(yīng)圍繞空中工作狀態(tài)進(jìn)行匹配，進(jìn)發(fā)排匹配追求“推—阻”綜合最優(yōu)，以滿足高性能戰(zhàn)斗機(jī)兼顧縱深穿透和交戰(zhàn)點(diǎn)機(jī)動性的要求。

對于隱身特性，通過進(jìn)氣道-風(fēng)扇一體化設(shè)計(jì)、噴管-后體一體設(shè)計(jì)化并進(jìn)行飛/發(fā)參數(shù)協(xié)同優(yōu)化，實(shí)現(xiàn)遮擋、吸收及冷卻、摻混，以滿足高性能戰(zhàn)斗機(jī)拓寬頻域和角域范圍的雷達(dá)隱身、紅外隱身要求。

對于飛行控制，綜合飛機(jī)氣動舵面和發(fā)動機(jī)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(jī)多軸控制增穩(wěn)和包線邊界安全的要求。

對于全機(jī)能量，飛/發(fā)能源體制向全電化綜合，取消相互獨(dú)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(jī)高功率載荷及設(shè)備所帶來的全機(jī)能源和熱管理要求。

通過對關(guān)鍵技術(shù)的討論，也可以看到，隨著平臺布局、動力以及其他新興技術(shù)的不斷發(fā)展，戰(zhàn)斗機(jī)飛/發(fā)協(xié)同設(shè)計(jì)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(xiàn)、劉澤勛等同志的幫助，在此表示感謝。