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

第3章飛機(jī)推進(jìn)系統(tǒng)一體化設(shè)計(jì)第一節(jié)引言目前評價發(fā)動機(jī)主要性能的參數(shù)為發(fā)動機(jī)推重比。以及裝配于飛機(jī)之后其機(jī)動性和執(zhí)行的任務(wù)性能飛機(jī)機(jī)動性和任務(wù)性能對發(fā)動機(jī)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(jī)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(jī)重量的增加，推比下降。但是，矢量噴口的使用可以提高飛機(jī)的機(jī)動性能，從而可以減小飛機(jī)的操縱面，減小飛機(jī)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(jī)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(jī)在空中的機(jī)動性和增加飛機(jī)航程，這兩點(diǎn)是現(xiàn)代新一代飛機(jī)和發(fā)動機(jī)發(fā)展的最終目的。③發(fā)動機(jī)循環(huán)參數(shù)從民航發(fā)動機(jī)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(jī)作戰(zhàn)半徑，即提高飛機(jī)的任務(wù)性能。但涵道比增加，飛機(jī)阻力增大，很難使飛機(jī)實(shí)現(xiàn)超聲速巡航，因此目前很多飛機(jī)使用小涵道比的渦扇發(fā)動機(jī)。耗油低于渦噴，同時阻力也小。綜上，僅僅考慮發(fā)動機(jī)性能的發(fā)展對新型航空發(fā)動機(jī)結(jié)果并不滿意。因此，對新型高性能發(fā)動機(jī)的發(fā)展應(yīng)從飛機(jī)—發(fā)動機(jī)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(jī)的任務(wù)性能和戰(zhàn)技指標(biāo)，需要以飛機(jī)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(diǎn)也往往不同?？哲娨螅孩購?qiáng)調(diào)必須具備不加力超聲速巡航能力，在規(guī)定的機(jī)動性和作戰(zhàn)半徑條件下，盡量使飛機(jī)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(jī)戰(zhàn)技指標(biāo)的條件下，使得飛機(jī)具有最長的留空時間，海軍不強(qiáng)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(jī)發(fā)動機(jī)設(shè)計(jì)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海空根據(jù)飛機(jī)的作戰(zhàn)目的、對象，確定設(shè)計(jì)飛機(jī)任務(wù)②飛機(jī)設(shè)計(jì)部門需要提出飛機(jī)的基本設(shè)計(jì)構(gòu)型，估算氣動特性③根據(jù)任務(wù)剖面，考核發(fā)動機(jī)設(shè)計(jì)方案能否滿足飛機(jī)的任務(wù)性能和戰(zhàn)技指標(biāo)。④在多個設(shè)計(jì)方案中選取便于實(shí)現(xiàn)全壽命費(fèi)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(jī)體一體化技術(shù)飛機(jī)設(shè)計(jì)時，我們希望飛機(jī)進(jìn)氣道具有很高的可調(diào)節(jié)能力，現(xiàn)代飛機(jī)一般均設(shè)計(jì)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(jī)重量增加，飛機(jī)的使用成本增加，導(dǎo)致發(fā)動機(jī)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(jī)身表面附著堆積，形成所謂附面層，從機(jī)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(jī)進(jìn)氣口與機(jī)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(jì)M數(shù)不是很高的飛機(jī)，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(diǎn)：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(fèi)用明顯減少c，飛機(jī)重量減小，使得飛機(jī)任務(wù)能力提高，對發(fā)動機(jī)推力性能要求下降現(xiàn)在還有一種新的設(shè)計(jì)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(diǎn)：一是采用“錐形流”乘波設(shè)計(jì)，總壓恢復(fù)較高；二是減小了飛機(jī)迎風(fēng)面的阻力，提高了飛機(jī)的隱形性能；三是不設(shè)計(jì)輔助進(jìn)氣門和放氣門，取消附面層隔道后飛機(jī)可以減重?cái)?shù)百公斤，大大減輕了飛機(jī)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(diǎn)。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?yàn)镕-22僅僅針對符合超音速巡航（四代機(jī)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(jì)的，所以進(jìn)氣口是矩形的。因此可知道，其實(shí)DSI在戰(zhàn)斗機(jī)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(jī)，強(qiáng)調(diào)有她的超音速性能，使用DSI并非是適合的，因此強(qiáng)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(jī)翼機(jī)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(jì)需要三元流場的數(shù)值分析，并且需經(jīng)過飛機(jī)機(jī)體，機(jī)翼和進(jìn)氣道統(tǒng)一的仿真計(jì)算。第四節(jié)發(fā)動機(jī)/機(jī)體——一體化本節(jié)主要討論個別發(fā)動機(jī)循環(huán)參數(shù)對發(fā)動機(jī)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(jī)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(shí)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(jì)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(jī)的單位推力下降，因此不適合飛機(jī)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(jī)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(jī)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(jī)推重比最大的優(yōu)化問題。2，總增壓比對性能的影響