航發(fā)新技術(shù)第3章飛機推進(jìn)系統(tǒng)一體化設(shè)計

第3章飛機推進(jìn)系統(tǒng)一體化設(shè)計第一節(jié)引言目前評價發(fā)動機主要性能的參數(shù)為發(fā)動機推重比。以及裝配于飛機之后其機動性和執(zhí)行的任務(wù)性能飛機機動性和任務(wù)性能對發(fā)動機性能的要求有時候是矛盾的，如：①推力矢量技術(shù)發(fā)動機采用推力矢量技術(shù)后，加入了調(diào)節(jié)尾噴口的控制片，增加了噴口的數(shù)量和質(zhì)量，從而導(dǎo)致發(fā)動機重量的增加，推比下降。但是，矢量噴口的使用可以提高飛機的機動性能，從而可以減小飛機的操縱面，減小飛機阻力、重力.②智能控制技術(shù)采用智能控制技術(shù)，可以使飛機在各種飛行狀態(tài)下得到最佳的工作狀態(tài)，從而提高飛機在空中的機動性和增加飛機航程，這兩點是現(xiàn)代新一代飛機和發(fā)動機發(fā)展的最終目的。③發(fā)動機循環(huán)參數(shù)從民航發(fā)動機可以知道，涵道比與耗油成反比，涵道比越大，耗油越低?？梢源蠓忍岣唢w機作戰(zhàn)半徑，即提高飛機的任務(wù)性能。但涵道比增加，飛機阻力增大，很難使飛機實現(xiàn)超聲速巡航，因此目前很多飛機使用小涵道比的渦扇發(fā)動機。耗油低于渦噴，同時阻力也小。綜上，僅僅考慮發(fā)動機性能的發(fā)展對新型航空發(fā)動機結(jié)果并不滿意。因此，對新型高性能發(fā)動機的發(fā)展應(yīng)從飛機—發(fā)動機一體化考慮，進(jìn)行分析和論證。第二節(jié)飛行任務(wù)剖面要研究飛機的任務(wù)性能和戰(zhàn)技指標(biāo)，需要以飛機的飛行任務(wù)剖面為基礎(chǔ)。對于同一個任務(wù)剖面，空軍和海軍考慮的重點也往往不同。空軍要求：①強調(diào)必須具備不加力超聲速巡航能力，在規(guī)定的機動性和作戰(zhàn)半徑條件下，盡量使飛機的總重最低。②其他：盤旋過載4.5g，連續(xù)最大推力爬升Ps=160m/s最大推力突防M=1.6/H=12192m海軍要求：①起飛總重不變的條件下，在滿足飛機戰(zhàn)技指標(biāo)的條件下，使得飛機具有最長的留空時間，海軍不強調(diào)不加力時的超聲速巡航。②其他要求：Ps=155m/s最大推力總重29484kg盤旋4.5g，最大推力，持續(xù)要衡量飛機發(fā)動機設(shè)計方案在整個飛行任務(wù)剖面范圍內(nèi)的優(yōu)勢，涉及到以下工作程序：①?？崭鶕?jù)飛機的作戰(zhàn)目的、對象，確定設(shè)計飛機任務(wù)②飛機設(shè)計部門需要提出飛機的基本設(shè)計構(gòu)型，估算氣動特性③根據(jù)任務(wù)剖面，考核發(fā)動機設(shè)計方案能否滿足飛機的任務(wù)性能和戰(zhàn)技指標(biāo)。④在多個設(shè)計方案中選取便于實現(xiàn)全壽命費用較低，又能保證滿足?？哲娞岢龅囊蟮姆桨浮５谌?jié)進(jìn)氣道/機體一體化技術(shù)飛機設(shè)計時，我們希望飛機進(jìn)氣道具有很高的可調(diào)節(jié)能力，現(xiàn)代飛機一般均設(shè)計成二維可調(diào)斜邊式超聲速進(jìn)氣道，但復(fù)雜的調(diào)節(jié)系統(tǒng)使飛機重量增加，飛機的使用成本增加，導(dǎo)致發(fā)動機推力損失減小是否值得呢？這種進(jìn)氣道的原理是：空氣由于進(jìn)去進(jìn)氣口之前，具有很大的粘性，所以很容易在機身表面附著堆積，形成所謂附面層，從機頭開始堆積，到進(jìn)氣口堆積的情況可想而知。附面層空氣密度很大，一般來說是1%，就是100米長度的空氣堆積起來有一米高，這樣就相當(dāng)于把進(jìn)氣道的截面堵了一塊，進(jìn)氣量就無法滿足了。解決這種方法一般有兩個辦法，一是把進(jìn)氣口加大，另一個就是使用附面層隔道，很多飛機進(jìn)氣口與機身之間都是有縫隙的，那個縫隙就是隔道，讓堆積的氣體從那里導(dǎo)出去。附層面隔道的進(jìn)氣道：研究表明，對于設(shè)計M數(shù)不是很高的飛機，采用固定式進(jìn)氣道能取得最佳的總體效益，如F-16采用固定式進(jìn)氣道的優(yōu)點：a，由于取消了幾何調(diào)節(jié)部件，系統(tǒng)的可靠性大幅度提高b，制造和保障費用明顯減少c，飛機重量減小，使得飛機任務(wù)能力提高，對發(fā)動機推力性能要求下降現(xiàn)在還有一種新的設(shè)計以解決這個問題，就是所謂的蚌式進(jìn)氣道，中文：無附面層隔板超音速進(jìn)氣，簡稱DSI進(jìn)氣道，它采用一個固定的鼓包來模擬以前進(jìn)氣道中的一、二級可調(diào)斜板，并能夠達(dá)到對氣流的壓縮，以及簡化結(jié)構(gòu)、隱形的目的。DSI進(jìn)氣道與常規(guī)進(jìn)氣道相比，有三個主要優(yōu)點：一是采用“錐形流”乘波設(shè)計，總壓恢復(fù)較高；二是減小了飛機迎風(fēng)面的阻力，提高了飛機的隱形性能；三是不設(shè)計輔助進(jìn)氣門和放氣門，取消附面層隔道后飛機可以減重數(shù)百公斤，大大減輕了飛機的結(jié)構(gòu)重量?？傮w來看，DSI進(jìn)氣道具有結(jié)構(gòu)簡單、重量輕、阻力小、隱形等特點。而且DSI對速度適應(yīng)范圍很廣。F-22為何沒有采用DIS進(jìn)氣道，F(xiàn)-22使用的是固定式進(jìn)氣道，沒用采用可調(diào)式進(jìn)氣道，這個原因很簡單，進(jìn)氣道是要求在超音速巡航狀態(tài)下使用的，那么亞音速下就不用調(diào)節(jié)，因為F-22僅僅針對符合超音速巡航（四代機的重要標(biāo)準(zhǔn)之一）使用，只要符合超音速的使用要求就行了，其他的就得有所取舍了，因此采用了固定式進(jìn)氣道。J-10也是一樣，是按照二維平面斜激波的形式設(shè)計的，所以進(jìn)氣口是矩形的。因此可知道，其實DSI在戰(zhàn)斗機的超音速巡航下并不適用，這是美國放棄F-22使用DSI的原因，而是在更低層次的F-35中使用了，殲10是一款空優(yōu)戰(zhàn)機，強調(diào)有她的超音速性能，使用DSI并非是適合的，因此強調(diào)DSI進(jìn)氣道的先進(jìn)性并不可行，適合的才是真正有戰(zhàn)斗力的。進(jìn)氣道類型：①機翼機身掩蓋進(jìn)氣道②側(cè)安裝進(jìn)氣道此外，進(jìn)氣道的設(shè)計需要三元流場的數(shù)值分析，并且需經(jīng)過飛機機體，機翼和進(jìn)氣道統(tǒng)一的仿真計算。第四節(jié)發(fā)動機/機體——一體化本節(jié)主要討論個別發(fā)動機循環(huán)參數(shù)對發(fā)動機總體性能的影響（1）風(fēng)扇壓比對T3性能的影響當(dāng)發(fā)動機其他循環(huán)參數(shù)給定時，涵道比、風(fēng)扇亞比和T3溫度之間實際存在一定的關(guān)系。受材料限制，T3溫度在某一值基本上變化比較小。因此，涵道比和風(fēng)扇壓比是設(shè)計選取是很重要的。我們知道，涵道比越大，耗油率下降，單不加力時發(fā)動機的單位推力下降，因此不適合飛機做不加力巡航。由以上四圖可以看出，增加風(fēng)扇的增壓比，對提高地面臺架性能十分有利。關(guān)鍵是提高風(fēng)扇增壓比的代價是增加風(fēng)扇的級數(shù)，甚至增加渦輪的技術(shù)，使得發(fā)動機重量增壓，穩(wěn)定性變差。由上圖可知，風(fēng)扇壓比，渦輪前T3溫度與發(fā)動機推重比，由上圖可知，高的風(fēng)扇壓比很可能具有更小的推重比，這里就存在如何選取其他合適的循環(huán)參數(shù)，選取合適的風(fēng)扇壓比值使發(fā)動機推重比最大的優(yōu)化問題。2，總增壓比對性能的影響