面向巡航任務的自適應循環發動機進/發匹配

王一凡，陳浩穎，張海波

南京航空航天大學 能源與動力學院，南京 210016

作為航空動力裝置的重要部件之一，進氣道的作用是為發動機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能轉化成壓力勢能，使整個動力裝置的氣動阻力最?。?-2］。然而進/發在實際的工作過程中，隨著飛行任務與發動機工作狀態的改變，進氣道與發動機實際的流通能力往往是不同的，這使進/發匹配成為了影響發動機非設計點性能的重要因素［3］。對于兼顧亞聲速與超聲速飛行任務的戰斗機而言，進氣道一般設計在極限飛行速度與大流量狀態下［4］，在超聲速狀態下能夠保持較好的流量匹配以提高推進系統的燃油經濟性；而在亞聲速狀態下，發動機必須進行大幅度節流，此時進氣道的面積則顯得過大，導致進氣道的溢流增加，降低推進系統的安裝性能。

為減少進/發不匹配對推進系統的不利影響，現有的超聲速進氣道往往具備幾何可調節的能力，國內外針對幾何可調的進氣道已經開展了較為成熟的研究。哈爾濱工業大學的黃慶平針對馬赫數0～2 的幾何可調進氣道進行設計與建模，CFD 仿真結果表明綜合斜板角度調節與輔助進氣門調節下亞聲速范圍總壓恢復系數不小于0.94，在超聲速范圍高馬赫數下不小于0.85［5］。南京航空航天大學的孫豐勇等通過分析進氣道的內、外流特性，建立了超聲速進氣道/渦扇發動機一體化模型，指出在超聲速狀態下通過進氣道放氣可以提高3%的發動機安裝推力［6］；葉東鑫等提出了一種帶有輔助進氣門調節的進氣道/發動機一體化控制方法，通過調節輔助進氣門開度實現進氣道出口總壓恢復系數的PID 控制，在典型任務工況下，推力提高了16%，耗油率下降了6%［7］。NASA Glenn 研 究 中 心 的Kopasakis 和Connolly 設計了一種基于反饋控制回路的進氣道激波位置控制系統，用于進氣道/發動機一體化模型當中可提高推進效率［8］。

可見，對可調進氣道與發動機進行一體化控制能有效地減少發動機的溢流，降低發動機的安裝損失。然而，這種調節方式的本質是在不同工況下改變進氣道流通流量，在實現進/發良好匹配的同時也給推進系統帶來了復雜的進氣道調節機構與控制規律，對進氣道的制造成本與控制方法提出了挑戰。

隨著航空推進系統的不斷發展，自適應循環發動機［9-10］（Adaptive Cycle Engine，ACE）從改變發動機需求流量的角度為解決進/發匹配問題提供了另一種思路，相對于固定熱力循環的渦扇發動機與雙涵道的變循環發動機，自適應循環發動機在風扇上增加了葉尖風扇（Fan on Blade，FLADE）部件［11］，能夠在更寬廣的范圍內改變發動機的涵道比，使發動機兼具大涵道比渦扇發動機低油耗與小涵道比渦扇發動機高單位推力的特點［12-13］，從而更好地適應戰斗機的不同飛行任務。

針對自適應循環發動機的進/發匹配問題，國內外也開展過相關研究。美國GE 公司的專利指出，自適應循環發動機的FLADE 涵道氣流可進一步優化發動機與進氣道的匹配，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氣道的調節［14-15］。美國針對帶FLADE 的變循環發動機開展過進/發匹配研究，采用可調混壓式進氣道，在亞聲速巡航與超聲速巡航狀態下分別打開與關閉進氣道通往FLADE 的流路以實現進/發匹配［16］，但相關研究僅僅針對進氣道設計，對于發動機的性能缺乏詳細的闡述。國內學者針對自適應循環發動機的進/發匹配問題也開展過研究，北京航空航天大學的唐海龍和陳敏團隊開展了典型工況下不同工作模式性能對比研究［17］，從進/發匹配的角度研究了自適應循環發動機總體設計與模式選擇方法［18-19］，指出FLADE 部件能夠有效減少發動機的溢流阻力［20-21］。西北工業大學的周紅等從總體設計的角度研究了多種變循環發動機對戰斗機的飛行性能的影響，研究表明相較于渦扇發動機，自適應循環發動機能夠分別在亞聲速巡航任務段和超聲速巡航任務段使進氣道阻力降低63.6% 和10.3%［22-23］，賈琳淵通過飛/發一體化任務評估表明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］。南京航空航天大學的張睿指出在相同的推力水平下，變循環發動機的雙外涵模式的空氣流量要比常規渦扇發動機高8%，意味著能夠吸入更多空氣流量，可以減小進氣道的溢流阻力，提高發動機的安裝推力水平［25］；李鵬遠通過對變循環發動機速度特性的仿真表明，變循環發動機進氣溢流阻力降低約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］。中國燃氣渦輪研究院的祁宏斌等指出在總體設計階段，應當優先設計FLADE 涵道比以滿足不同飛行任務下的進/發匹配［27］。然而，上述研究立足于發動機的性能與流量特性，忽略了不同馬赫數下的進氣道流量特性的變化，對于調節FLADE 導葉實現進/發匹配的原理并未進行深入的分析。

因此，本文從進/發匹配的角度探索了FLAED 部件的工作原理，通過FLADE 導葉開、閉狀態下的流量特性設計超聲速進氣道，并建立ACE 發動機進/發一體化數學模型，從而揭示ACE 發動機與進氣道流量匹配機理。本文進一步提出一種基于進/發匹配的ACE 發動機流量調節方法，通過FLADE 導葉開閉實現亞聲速、超聲速巡航工作任務下的進/發匹配。

1 進/發一體化工作原理

進氣道出口參數主要有出口溫度T2、出口壓力P2、出口換算流量m2，cor，根據氣動熱力學公式，進氣道出口溫度T2、出口壓力P2隨飛行高度、馬赫數的變化如式（1）、式（2）所示：

式中：T0和P0分別為來流空氣的靜溫和靜壓；σ為總壓恢復系數。幾何特征一定的進氣道節流特性如圖1 所示［6］，在已知飛行馬赫數Ma和流量系數φ的情況下，可以得到總壓恢復系數σ。

圖1 進氣道總壓恢復系數隨流量系數變化［6］Fig.1 Variation of inlet total pressure recovery coeffi?cient with flow coefficient［6］

由氣體動力學可知，進氣道出口截面氣體流量m2為

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

式中：Ac為進氣道捕獲面積。

本文所采用的幾何特征固定的超聲速進氣道，外流阻力主要為溢流阻力，進氣道的溢流阻力Fspill為

式中：ρ為氣體密度；v為氣流速度；Cspill為溢流阻力系數，其數值大小如圖2 所示，數據來源于文獻［28］。

圖2 進氣道溢流阻力系數隨流量系數變化Fig.2 Variation of inlet spillage drag coefficient with flow coefficient

進氣道出口截面參數即為發動機的進口截面參數，因此進氣道與發動機共同工作時應該滿足進氣道出口流量與發動機進口流量平衡，進氣道出口壓力、溫度與發動機進口壓力、溫度平衡。并且在FLADE 導葉角θFLADE的調節下，進氣道出口流量進入風扇和FLADE 部件的比例即FLADE 涵道比BFLADE將發生變化。進氣道/發動機一體化工作原理如圖3 所示。

圖3 進氣道/發動機一體化工作原理Fig.3 Integrated working principle of inlet and engine

本文所采用的發動機為自適應循環發動機，其結構圖如圖4 所示。與常規渦扇發動機、雙涵道變循環發動機有所區別的是，自適應循環發動機在風扇上增加了FLADE 部件，如圖5 所示，從發動機軸向上看，FLADE 葉片布置在可調FLADE 進口導葉的下游。FLADE 氣流首先經過FLADE 導葉再通過FLADE 葉片壓縮排出，其中FLADE 葉片徑向向外連接至風扇第2 級，并由該風扇驅動［29］。

圖4 自適應循環發動機結構圖Fig.4 Structural diagram of adaptive cycle engine

圖5 FLADE 部件結構Fig.5 FLADE component structure

文獻中沒有關于FLADE 特性的報道，而FLADE 部件工作原理與風扇類似，為此在部件級模型中，本文將FLADE 特性看作風扇特性。從公開技術中已知FLADE 葉片可看作是風扇葉片的延伸，即FLADE 的轉速等于風扇轉速，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為低壓轉子相對換算轉速；ZFLADE為FLADE 壓比系數；θFLADE為FLADE 的導葉角角度。

FLADE 導葉角為連續可調的，調節時其流量、壓比、效率特性變化如圖6 所示，其中0°表示FLADE 全開狀態，?30°表示全閉狀態。在FLADE 關閉的過程中，還需要調節FLADE 尾噴管喉道面積A18，二者共同作用以實現FLADE涵道的完全關閉，關閉過程中A18與BFLADE的變化如 圖7 所 示，其 中A18，ds為FLADE 尾 噴 管 設 計面積。

圖6 導葉角變化后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，可建立自適應循環發動機進/發一體化模型，具體的建模流程可以參考文獻［30］，其部件結構與主要截面分布如圖8 所示。

圖8 進氣道/自適應循環發動機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、馬赫數已知，只需已知流量系數φ，即可求出進氣道出口總壓恢復系數σ，此外，采用低壓轉速NL、高壓轉速NH、FLADE 部件 壓 比πFLADE、風 扇 壓 比πF、CDFS 部 件 壓 比πCDFS、壓氣機壓比πC、高壓渦輪落壓比πHT、低壓渦輪落壓比πLT、風扇輪轂比χth作為未知參數以求得其他部件模型的氣動熱力參數，共有10 個未知數，需要10 個獨立方程來求解。在部件級模型的建模過程中，將風扇分為葉根與葉尖，定義風扇輪轂比χth為風扇葉根流量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 個參數共同工作方程。

式中：m為流量；P為壓力；W為功率；η為機械效率；下標中數字代表截面編號，對應于圖8 所示；a代表空氣；g 表示燃氣；f 表示燃油；tc 表示由流量計算得到的總壓；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；F 表示風扇；MSV 為自適應循環發動機模式選擇活門（Mode Selection Valve，MSV）。通過牛頓-拉夫遜（N-R）法求解共同工作方程，即可求得發動機各個部件的氣動熱力參數、發動機的總推力F、耗油率SFC 等性能參數，進而求得發動機的安裝推力Fin為

2 自適應循環發動機進氣道面積設計

進氣道的流量特性通過進/發匹配影響著發動機的工作，對推進系統的綜合性能發揮著至關重要的作用，因此在進氣道的設計階段就應當充分考慮進/發匹配的問題?，F有的超聲速進氣道設計準則如表1 所示［4］。

表1 超聲速進氣道設計準則［4］Table 1 Supersonic inlet design criteria［4］

由于進氣道與發動機的設計點不同，因此需要結合安裝了自適應循環發動機的戰斗機的飛行任務與發動機的需求流量對進氣道進行設計，自適應循環發動機FLADE 導葉打開與關閉條件下發動機不同折合轉速下的高度特性與速度特性如圖9 所示。由圖9 可知，發動機的需求流量、推力、耗油率與飛行高度的變化呈現負相關性，與飛行馬赫數的變化呈現正相關性；相同折合轉速下，在FLADE 導葉打開時發動機的進口流量顯著高于FLADE 導葉關閉時的進口流量，導致FLADE 打開時發動機的推力高于FLADE 導葉關閉時，油耗則有所降低。這表明自適應循環發動機的FLADE 部件具有調節發動機需求流量的能力，對于設計在超聲速工況下的進氣道，在亞聲速工作狀態下FLADE 導葉打開可以起到彌補進氣道可調部件的作用，FLADE 部件將溢流吞入并將其轉化為發動機的推力，提高推進系統燃油經濟性的同時在一定程度上簡化超聲速進氣道的調節。

圖9 自適應循環發動機高度、速度特性Fig.9 Height and speed characteristics of adaptive cycle engine

由于隱身性能的需求，下一代戰機將裝備不可調進氣道［16］，因此本文根據戰斗機最重要的巡航任務采用不可調的超聲速進氣道，并根據發動機的飛行任務需求的進氣道自由流面積A0設計其捕獲面積Ac以實現不同飛行任務下的進/發匹配。

戰斗機執行亞聲速巡航與超聲速巡航的飛行任務時飛行狀態較為穩定，可以認為其飛行高度、馬赫數保持不變，因此依照文獻［4］，根據飛機的約束分析、任務分析，可簡化飛行水平方向上飛機需求推力計算公式為式（14），進而計算出飛機巡航任務的需求推力T，如表2 所示。

表2 亞聲速/超聲速巡航任務參數Table 2 Subsonic/supersonic cruise mission parameters

式中：γ為飛機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翼弦線的夾角；?為推力與機翼弦線的夾角，一般很??；T為飛機的需求推力；WTO為飛機起飛總重；g為重力加速度；β為飛機的瞬時重量比，與燃油消耗和載荷投放相關；D為飛機飛行阻力，包括飛機凈阻力和外掛如降落傘、襟翼等附加阻力，其計算方法在文獻［4］中都有詳細的介紹。

保持發動機的燃燒室出口溫度不大于1 900 K，不同飛行馬赫數下發動機需求的進氣道自由流面積如圖10所示，其中A0ref為海平面靜止狀態下發動機的參考自由流面積，A*0代表當前飛行任務下進氣道的壅塞面積，A0代表超聲速進氣道的自由流面積。飛行高度超過11 km 時，圖10 中進氣道需求自由流面積線與H=11 km 時的重合。

圖10 進氣道需求自由流面積Fig.10 Intake demand capture area

當飛行馬赫數＜1 時，進氣道的自由流面積A0小于壅塞面積A*0，故以壅塞面積來進行進氣道的設計，此時任意飛行狀態下的壅塞面積與海平面靜止狀態下的壅塞面積相近；而在飛行馬赫數＞1 時，此時進氣道往往處于壅塞狀態，由圖10 可知進氣道的需求自由流面積隨著飛行高度和馬赫數的提高而上升，直到達到發動機渦輪前溫度的限制條件，若設計的捕獲面積過小，過大的流量系數將使進氣道總壓恢復系數急劇下降，從而影響發動機的性能。

對于自適應循環發動機來說，一方面，進氣道的設計準則需要進氣道的重量與費用盡可能小，相對于FLADE 導葉打開的狀態，FLADE 導葉關閉時發動機的需求流量較小，意味著在滿足進氣道流量匹配與飛機需求推力的前提下進氣道的尺寸較??；另一方面，進氣道/發動機流量匹配設計點對于戰斗機而言處于超聲速巡航的任務段，此時往往將自適應循環發動機的FLADE 導葉關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、關閉FLADE 導葉的發動機狀態作為進/發流量匹配設計點，設計進氣道的進口捕獲面積Ac，由圖10可知，此時Ac=1.14A0ref。

由式（8）的變式式（15）可知，發動機的工作狀態在σ與φ的關系圖中表現為一條直線，其與進氣道的特性線的交點為當前飛行任務下的進/發共同工作點。

由進氣道特性圖可以看出，在每個飛行馬赫數下進氣道都存在一個“拐點”，稱為進/發工作的臨界點，此時外部阻力最小。受到發動機的工作狀態影響，當進/發共同工作點位于臨界點左側時，進氣道處于亞臨界狀態，必然產生較大的溢流阻力；而當進/發共同工作點位于臨界點右側時，總壓恢復系數隨流量系數的增大急劇下降，發動機的性能將大幅度降低。因此，在設計時改變進氣道捕獲面積Ac的大小將進/發共同工作點設計在設計飛行任務下的臨界點處，由于流量系數φ已知，可將進/發流量匹配設計點與進/發工作線表示在圖11 中，紅線與藍線的交點即為進/發流量匹配設計點。在此飛行條件下自適應循環發動機的性能參數如表3 所示，由于此時FLADE 導葉處于關閉狀態，FLADE 涵道比近似為0。

表3 進氣道/發動機流量匹配設計點下發動機性能參數Table 3 Engine performance parameters at inlet/en?gine flow matching design point

圖11 進氣道/發動機共同工作線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速下進/發共同工作點相連接，在超聲速進氣道特性圖上得到進/發共同工作線如圖12 所示?？梢钥闯?，在飛行馬赫數＜1 時，發動機在FLADE 導葉打開時具有更大的需求流量，因此在低折合轉速下更容易達到進氣道的臨界狀態；在FLADE 導葉關閉時，則需要較大的發動機折合轉速才能使進氣道在臨界狀態附近工作。而在飛行馬赫數＞1 的臨界點處，進氣道流量特性限制了FLADE 部件的工作，此時進/發特性線使得FLADE 打開狀態下的發動機轉速無法繼續增加，否則急劇下降的進氣道總壓恢復系數將嚴重影響發動機的性能與穩定裕度，而由于FLADE 部件的設計壓比相對于核心機部件普遍較低，在FLADE 涵道中流量轉化為推力的能力弱于核心機，因此超聲速狀態下需要關閉FLADE 導葉以充分發揮發動機的性能，提高戰機的機動性。

圖12 不同折合轉速下進氣道/發動機共同工作線Fig.12 Common working line of inlet/engine at differ?ent corrected speed

進一步針對表2 中具體的飛行任務進行分析，這2 個巡航任務點下的自適應循環發動機流量系數φ、總壓恢復系數σ與飛行馬赫數Ma的關系如圖13 所示。對比亞聲速巡航與超聲速巡航狀態下FLADE 導葉分別開、閉時發動機推力、油耗、渦輪前溫度、轉速等性能參數，并以FLADE處于關閉狀態下發動機的性能為基準進行歸一化處理，結果如圖14 所示。

圖13 亞/超聲速任務點流量系數與總壓恢復系數Fig.13 Flow coefficient and total pressure recovery co?efficient of subsonic/supersonic mission point

圖14 發動機性能對比Fig.14 Engine performance comparison

分析圖13 與圖14（a）可知，對于進/發流量匹配而言，當發動機工作在亞聲速巡航狀態時，打開FLADE 導葉使發動機以降低0.01 左右的進氣道總壓恢復系數為代價將流量系數提高近8%，進氣道由亞臨界狀態變為臨界狀態，此時進氣道的溢流阻力降低50%；而就發動機的性能而言，FLADE 部件吞入進氣道溢流，增大了發動機的涵道比，由此帶來了FLADE 涵道的推力收益，意味著發動機不再需要維持較高的轉速，從而降低了發動機10.5%的油耗與2.3%的渦輪前溫度。因此，在亞聲速巡航任務段，應當打開自適應循環發動機的FLADE 導葉以降低油耗，增大戰機的航程與作戰半徑。

當發動機在超聲速巡航任務下工作時，由于進氣道設計點在此任務點下，FLADE 關閉狀態下恰好達到進氣道的臨界狀態，根據圖13，此時進氣道的最大流量線限制了FLADE 打開狀態下自適應循環發動機高、低壓轉子轉速的上升，由圖14（b）可以看出，FLADE 打開狀態下的發動機在最大流量系數處仍然不滿足戰機安裝推力的需求，意味FLADE 導葉打開時的發動機無法執行超聲速巡航的飛行任務。因此，在超聲速巡航任務段，應關閉自適應循環發動機的FLADE 導葉，使進氣道出口流量全部進入內風扇，提高單位推力以滿足需求推力從而增大戰機的機動性。

可見，相較于渦扇發動機與雙涵道變循環發動機，自適應循環發動機的優勢在于能夠通過FLADE 部件的開閉來調節自身需求流量，使發動機在不同馬赫數的飛行任務下的流量系數處于或近似處于進氣道臨界工作點附近，達到在適應飛行任務的同時實現最優進/發匹配的效果。

4 結 論

本文以裝配了超聲速進氣道的自適應循環發動機為研究對象，在亞聲速巡航、超聲速巡航2 個任務點下仿真對比FLADE 導葉開閉對發動機性能的影響，得到了以下結論：

1）FLADE 導葉開閉的作用主要是滿足進/發匹配需求。相同的折合轉速下，FLADE 導葉打開時發動機的需求流量、推力較FLADE 導葉關閉時有所提升，耗油率有所降低。使FLADE導葉的調節具有管理自適應循環發動機需求流量的作用，可在實現進/發匹配的同時提高推進系統燃油的經濟性。根據戰斗機的巡航飛行任務需求，通過分析具體的超聲速進氣道節流特性，在超聲速巡航飛行任務下實現了進氣道/自適應循環發動機的匹配。

2）在亞聲速巡航任務點進行仿真，結果表明在安裝推力滿足飛行任務需求推力的前提下，FLADE 導葉的開啟以降低0.01 的總壓恢復系數為代價吞入溢流實現進/發匹配，提高了8%的發動機流量系數，降低了50%的進氣道溢流阻力，使發動機的油耗降低10.5%，渦輪前溫度降低2.3%，推進系統燃油經濟性明顯提高。

3）在超聲速巡航任務點進行仿真，結果表明進氣道的節流特性限制了FLADE 部件的工作，在超聲速巡航狀態下若仍打開FLADE 導葉，進氣道供給流量已無法滿足發動機需求流量，發動機轉子部件只能工作在較低轉速，此時發動機安裝推力無法滿足超聲速巡航需求推力，因此應當關閉FLADE 導葉使進氣道流量全部進入內風扇以提高發動機單位推力，增強機動性。