第3章飛機推進系統一體化設計第一節引言目前評價發動機主要性能的參數為發動機推重比。以及裝配于飛機之后其機動性和執行的任務性能飛機機動性和任務性能對發動機性能的要求有時候是矛盾的，如：①推力矢量技術發動機采用推力矢量技術后，加入了調節尾噴口的控制片，增加了噴口的數量和質量，從而導致發動機重量的增加，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智能控制技術采用智能控制技術，可以使飛機在各種飛行狀態下得到最佳的工作狀態，從而提高飛機在空中的機動性和增加飛機航程，這兩點是現代新一代飛機和發動機發展的最終目的。③發動機循環參數從民航發動機可以知道，涵道比與耗油成反比，涵道比越大，耗油越低。可以大幅度提高飛機作戰半徑，即提高飛機的任務性能。但涵道比增加，飛機阻力增大，很難使飛機實現超聲速巡航，因此目前很多飛機使用小涵道比的渦扇發動機。耗油低于渦噴，同時阻力也小。綜上，僅僅考慮發動機性能的發展對新型航空發動機結果并不滿意。因此，對新型高性能發動機的發展應從飛機—發動機一體化考慮，進行分析和論證。第二節飛行任務剖面要研究飛機的任務性能和戰技指標，需要以飛機的飛行任務剖面為基礎。對于同一個任務剖面，空軍和海軍考慮的重點也往往不同。空軍要求：①強調必須具備不加力超聲速巡航能力，在規定的機動性和作戰半徑條件下，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，在滿足飛機戰技指標的條件下，使得飛機具有最長的留空時間，海軍不強調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，持續要衡量飛機發動機設計方案在整個飛行任務剖面范圍內的優勢，涉及到以下工作程序：①海空根據飛機的作戰目的、對象，確定設計飛機任務②飛機設計部門需要提出飛機的基本設計構型，估算氣動特性③根據任務剖面，考核發動機設計方案能否滿足飛機的任務性能和戰技指標。④在多個設計方案中選取便于實現全壽命費用較低，又能保證滿足海空軍提出的要求的方案。第三節進氣道/機體一體化技術飛機設計時，我們希望飛機進氣道具有很高的可調節能力，現代飛機一般均設計成二維可調斜邊式超聲速進氣道，但復雜的調節系統使飛機重量增加，飛機的使用成本增加，導致發動機推力損失減小是否值得呢？這種進氣道的原理是：空氣由于進去進氣口之前，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，這樣就相當于把進氣道的截面堵了一塊，進氣量就無法滿足了。解決這種方法一般有兩個辦法，一是把進氣口加大，另一個就是使用附面層隔道，很多飛機進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出去。附層面隔道的進氣道：研究表明，對于設計M數不是很高的飛機，采用固定式進氣道能取得最佳的總體效益，如F-16采用固定式進氣道的優點：a，由于取消了幾何調節部件，系統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，使得飛機任務能力提高，對發動機推力性能要求下降現在還有一種新的設計以解決這個問題，就是所謂的蚌式進氣道，中文：無附面層隔板超音速進氣，簡稱DSI進氣道，它采用一個固定的鼓包來模擬以前進氣道中的一、二級可調斜板，并能夠達到對氣流的壓縮，以及簡化結構、隱形的目的。DSI進氣道與常規進氣道相比，有三個主要優點：一是采用“錐形流”乘波設計，總壓恢復較高；二是減小了飛機迎風面的阻力，提高了飛機的隱形性能；三是不設計輔助進氣門和放氣門，取消附面層隔道后飛機可以減重數百公斤，大大減輕了飛機的結構重量。總體來看，DSI進氣道具有結構簡單、重量輕、阻力小、隱形等特點。而且DSI對速度適應范圍很廣。F-22為何沒有采用DIS進氣道，F-22使用的是固定式進氣道，沒用采用可調式進氣道，這個原因很簡單，進氣道是要求在超音速巡航狀態下使用的，那么亞音速下就不用調節，因為F-22僅僅針對符合超音速巡航（四代機的重要標準之一）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氣道。J-10也是一樣，是按照二維平面斜激波的形式設計的，所以進氣口是矩形的。因此可知道，其實DSI在戰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是一款空優戰機，強調有她的超音速性能，使用DSI并非是適合的，因此強調DSI進氣道的先進性并不可行，適合的才是真正有戰斗力的。進氣道類型：①機翼機身掩蓋進氣道②側安裝進氣道此外，進氣道的設計需要三元流場的數值分析，并且需經過飛機機體，機翼和進氣道統一的仿真計算。第四節發動機/機體——一體化本節主要討論個別發動機循環參數對發動機總體性能的影響（1）風扇壓比對T3性能的影響當發動機其他循環參數給定時，涵道比、風扇亞比和T3溫度之間實際存在一定的關系。受材料限制，T3溫度在某一值基本上變化比較小。因此，涵道比和風扇壓比是設計選取是很重要的。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，增加風扇的增壓比，對提高地面臺架性能十分有利。關鍵是提高風扇增壓比的代價是增加風扇的級數，甚至增加渦輪的技術，使得發動機重量增壓，穩定性變差。由上圖可知，風扇壓比，渦輪前T3溫度與發動機推重比，由上圖可知，高的風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參數，選取合適的風扇壓比值使發動機推重比最大的優化問題。2，總增壓比對性能的影響