基于飞/发一体化的涡轮冲压组合发动机概念方案设计

徐思远，刘振德，王永文，张一鸣

(北京动力机械研究所，北京100074)

基于飞/发一体化的涡轮冲压组合发动机概念方案设计

徐思远，刘振德，王永文，张一鸣

(北京动力机械研究所，北京100074)

建立了飞/发一体化约束分析与任务分析模型，形成了由飞行器指标参数到发动机推力需求的概念设计方法。基于某超声速飞行器的设计指标，开展了飞/发一体化分析，确定了满足任务约束的飞行器总重和发动机推力需求，初步确定了发动机的技术方案，并基于飞/发一体化分析方法，对飞行器的任务轨迹、组合发动机模态转换马赫数和超级燃烧室尺寸进行了优化，可为后续组合发动机总体方案设计提供明确牵引。

飞/发一体化；涡轮冲压组合发动机；超声速飞行器；约束分析；任务分析；概念设计；方案优化

mission analysis；conceptual design；scheme optimization

1 引言

涡轮发动机或各类型涡轮基组合动力正向设计过程中，通常需根据飞行器任务规划建立飞行器性能与动力需求的关系，以确定能满足飞行器任务需求的匹配动力特性，指导发动机的总体及分系统设计[1，2]。为明确飞行任务对动力系统的性能需求，国外在战斗机和超声速飞行器的动力系统设计中，大量采用了飞/发一体化设计技术[1，3，4]，形成了较为完善的由任务需求牵引动力设计的正向流程。国内从上世纪八十年代开始对飞/发一体化设计技术开展研究，并基于该技术完成了现有飞行器/动力系统的优化设计等研究工作[2，5]，但专门针对高超声速飞行器动力系统设计的研究尚不多见。本文以巡航马赫数4.0的飞行器的典型飞行任务为牵引，基于某涡轮发动机高度速度特性和某典型超声速飞行器的升阻特性开展飞/发一体化分析，确定了满足飞行器规划性能的发动机起飞推力等需求，初步实现了飞行器特性到组合发动机概念方案的正向设计流程，为后续组合发动机详细技术方案论证奠定基础。

2 飞/发一体化分析基本概念

通常来讲，飞/发一体化设计包括约束分析与任务分析两个主要过程。约束分析的目的，是在综合考虑发动机高度速度特性和飞行器各航段机动性要求的情况下，合理确定满足飞行器机动性要求的起飞推力载荷和机翼载荷。任务分析的目的，是根据各航段发动机燃油消耗率和航程、任务时间等参数，确定满足飞行器航程需求的飞行器起飞总重及载荷分配等指标。

2.1 约束分析概念

约束分析，就是通过建立合理的数学模型，反映飞行器机动性对发动机推力性能的约束，在所有航段内对约束进行分析比较，最终获取满足飞行器所有机动性要求的发动机起飞推力载荷和机翼载荷，为飞行器发动机的设计提供指导[1]。约束分析时，一般给定飞行器推力载荷与机翼载荷的对应函数关系，来表示飞行器机动性对推力的需求，即给定

式中：T表示发动机可用安装推力，W表示飞行器重量，S表示飞行器机翼面积。

如果把飞行器当作运动质点，并假设发动机提供的安装推力与飞行器气动阻力在同一方向上，根据能量守恒定律，在飞行器整个飞行过程中存在式(2)所示关系，即机械能输入率=势能储存率+动能储存率。

式中：D为飞行器无外挂、干净机身时的阻力；R为由起落架、非正常外挂物和阻力伞等突出部分引起的附加阻力；V为飞行器的飞行速度；为飞行器爬升率；反映飞行器加速率；g为重力加速度，0本文取9.806 7。

为将飞行器在每个任务段的安装推力及重量与起飞状态关联，特定义：

式中：α是最大油门状态下安装推力与海平面起飞状态下推力之比，取决于发动机工作的高度和速度；β是飞行器瞬时重量与地面满载起飞总重之比，取决于消耗燃油和投放载荷的多少；TSL为海平面起飞状态下推力；WTO为地面满载起飞总重。计算中，每个航段的α值可由发动机高度速度特性插值获得，β值需根据任务分析计算结果获得或根据经验给定。

将式(3)代入式(2)，约束分析方程可表示为：

2.2 任务分析概念

任务分析是指通过完成飞行器全部任务段计算，计算完成规定任务所需的总燃油消耗量，从而确定满足任务规划需求的飞行器的起飞重量，进而根据约束分析结果确定具体推力需求[1]。首先，通过每个飞行段的单位燃油消耗率和总推力计算飞行器重量，如式(5)所示。

式中：TSFC为该飞行段安装耗油率。

(1) 对于d(h+V2/2g0)＞0的任务段，有：

式中：u=(D+R)/T，代表阻力和附加阻力带来的推力损耗。联立式(5b)、式(6)可得：

对式(7)两端积分，可得任务段结束时重量Wf与任务段初始重量Wi的比值：

(2)对于d(h+V2/2g0)=0的任务段，T=D+R，根据式(5b)可得：

因此可根据式(7)和式(9)，得到相应航段的飞行重量比。

2.3 飞行器升阻特性

对飞行器进行约束分析和任务分析过程中，需获得各飞行状态下的飞行器阻力，而阻力大小与飞行器的升阻特性紧密相关。根据传统的飞机升力阻力计算关系式，飞行器升力L与阻力D计算方法为：

式中：CL、CD分别为飞行器的升力系数和阻力系数，q为飞行器动压头。根据飞行器受力平衡分析：

飞行器的升力与阻力的关系由飞行器升阻特性极曲线确定。一般假定飞行器升力-阻力极曲线关系式为：

以上两式中：n为飞行器过载系数，CD0为飞行器零升力阻力系数，K1、K2为与飞行马赫数相关的常量系数。

2.4 飞行器起飞总重与起飞推力

通常，飞行器总重由空重WE、固定载荷WPP、投放载荷WPE和燃油重量WF等几部分组成。其中WPP和WPE根据飞行任务需求给定，WF与WTO的关系可根据式(8)、式(9)获得。

飞行器空重比Γ可表示为飞行器总重的函数，一般存在以下关系：

获得WTO后，根据约束分析计算结果，可得到飞行器的实际推力需求。

3 基于特定任务规划的飞/发一体化设计

3.1 飞行器任务规划和气动特性

假定未来目标超声速飞行器的巡航马赫数为4.0，最大马赫数为4.5，其爬升段机动性和升阻特性与某超声速验证机的保持一致，则目标飞行器的任务规划和飞行轨迹如表1所示。表中，H1、Ma1分别代表分航段初始飞行高度和马赫数，H2、Ma2分别代表分航段结束时的飞行高度和马赫数，Δt、ΔS分别代表分航段工作时间和距离要求。由于返程过程中飞行器处于减速下滑状态，其机械能不断减小，可认为返程航段无需动力输入且无燃油消耗[1]，故不构成约束。

超声速验证机在起飞总重20 000 daN的情况下，其空重比为0.462 5。由图1可见，目前各类飞行器空重比均无法达到该验证机的设计水平。假定未来超声速飞行器的空重比曲线与现代战斗机的曲线趋势一致，同时考虑未来材料工艺与结构设计的进步，相同起飞重量的空重比可有效降低。按照该验证机数据对战斗机空重比曲线进行平移，作为未来超声速飞行器的空重比曲线，则存在式(16)所示关系。后续算例中将使用该空重比关系曲线进行任务分析。

图1 各类飞行器的空重比[1，3，4]Fig.1 Empty to total weight ratio of different aircraft types

表1 目标飞行器的任务规划Table 1 Mission of the target aircraft

3.2 发动机工作特性

由于进行飞/发一体化分析时使用的发动机特性为安装推力的相对值，故仅需了解发动机推力随高度、速度变化的相对值。将某涡轮发动机高度速度特性作为飞/发一体化分析模型的输入，如图2所示。在没有建立准确的发动机安装特性计算模型前，做以下假设：

式中：F为发动机非安装推力，SFC为发动机非安装耗油率。

图2 某涡轮发动机的高度速度特性Fig.2 Altitude-velocity characteristics of a turbine engine

3.3 基于某涡轮发动机方案的一体化分析

根据表1规定的目标飞行器任务规划和机动约束，使用图2中的高度速度特性，对飞行器进行约束分析。结果如图3所示，TSL/WTO=0.860，WTO/S= 5 110 Pa。可见，采用某涡轮发动机的动力方案，满足飞行器机动性约束的起飞推重比将达到0.86，接近第三代战斗机的起飞推重比指标，约束分析得到的推重比偏高。其原因主要是，在第8、第10和第11分航段，随着马赫数的不断提高，涡轮发动机推力特性下降，为满足加速时间的约束条件，提高了起飞推重比的需求。

图3 基于某涡轮发动机特性的约束分析示意图Fig.3 Constraint analysis results based on turbine engine characteristics

将此约束分析结果代入任务分析程序，规定在H=21 300 m、Ma=4.0巡航飞行2 500 km，同时携带1 500 kg任务载荷。任务分析计算结果为：WTO=65 845 daN，TSL=56 637 daN，Γ=0.40，WF=22 930 daN，S= 128.86 m2。

各任务段的工作时间和航程等数据如表2所示。

若采用某高马赫数涡轮发动机作为动力，对于巡航航程2 500 km、任务载荷1 500 kg的飞行任务，飞行器起飞总重将达到65 845 daN，起飞推力至少达56 637 daN。在现有技术条件下，如此大推力量级的发动机方案显然无法接受。

3.4 基于涡轮冲压组合方案的一体化分析

由3.3节可知，为满足高马赫数下的加速需求，涡轮发动机的地面起飞推力需大幅提升，这给涡轮发动机设计带来了较大难度。故考虑采用涡轮冲压组合发动机的技术方案，在高马赫数下通过模态转换，以速度特性更好的冲压模态工作，减小对涡轮基的推力需求和约束。首先根据涡轮模态的约束确定起飞推重比，然后通过冲压模态的约束确定进气道与超级燃烧室的尺寸，进而确定涡轮冲压组合发动机的推力需求。

取组合发动机冲压模态的设计点为巡航点H= 21 300 m、Ma=4.0，计算得到冲压模态发动机特性，如图4所示。

初步选定Ma2.5作为模态转换点，仅对模态转换前的任务段进行约束分析，获得满足涡轮模态约束条件的起飞推力载荷和机翼载荷。约束分析结果见图5，TSL/WTO=0.601，WTO/S=5 000 Pa。

表2 使用某涡轮发动机特性进行任务分析的计算结果Table 2 Mission analysis results based on a turbine engine characteristics

图4 冲压模态的高度速度特性Fig.4 Altitude-velocity characteristics in the ram mode

选定起飞推力载荷与机翼载荷后，将设计结果代入约束分析程序，反算每个冲压约束点的α需求值，求出超级燃烧室尺寸。根据约束分析反算结果，确定的各冲压状态的推力需求和尺寸需求见表3。

图5 仅对涡轮进行约束分析的计算结果Fig.5 Constraint analysis results for the turbo mode

表3 根据起飞推力载荷和机翼载荷反算的冲压推力需求Table 3 Thrust requirements calculated based on the given thrust load and wing load

由表中可知，在选定的起飞翼载和推重比下，为满足冲压模态的机动性约束，需确定冲压模态设计流量。其中，在Ma3.25下的加速性，使冲压设计流量的需求比其它机动段大幅提升，且超级燃烧室与涡轮进口的面积比需达到1.265。为使超级燃烧室与涡轮基进口尺寸保持在合理范围，并能满足大部分机动段的加速约束，选定超级燃烧室与涡轮基进口面积比为1.163。此时涡轮冲压组合发动机在全工作范围内的高度速度特性如图6所示。

图6 涡轮冲压组合发动机的高度速度特性Fig.6 Altitude-velocity characteristics of TBCC engine

假定模态转换点为2.5，将约束分析结果和相应涡轮、冲压模态的推力耗油率特性代入任务分析程序，按Ma4.0巡航飞行2 500 km进行计算，同时携带1 500 kg的任务载荷，任务分析结果为：WTO=39 227 daN，TSL=23 575 daN，Γ=0.43，WF=18 671 daN，S= 78.64 m2。

与涡轮发动机动力方案相比，在相同巡航航程和任务载荷情况下，涡轮冲压组合发动机方案对起飞推力的需求明显降低，具有更高的可行性和应用前景。

4 任务规划与发动机方案优化

4.1 爬升轨迹的选取

按照超声速飞行器设计要求，飞行器一般沿等动压头轨迹爬升[6]。在起飞推重比和翼载不变的情况下，按照30～100 kPa动压头轨迹设计飞行器爬升路线。通过任务分析对不同爬升路线进行比较，结果见表4。表中，任务时间指从起飞至完成巡航任务的时间，未考虑减速返航段；下同。

表4 不同爬升轨迹对起飞总重和任务时间的影响Table 4 Influence of different trajectories on the total weight and mission time

由表中可见，爬升轨迹对飞行器起飞总重和任务时间的影响较大，飞行动压头越高，飞行器加速性越好，加速到巡航马赫数所用的时间越短，因此飞行器总任务时间越短，相应的总航程越少。但爬升动压头越高，飞行器的耗油率也越大，因此动压头轨迹对起飞总重的影响不是单调的。在50 kPa等动压头轨迹起飞总重最低，比沿表1轨迹爬升时总重可降低约36.7%。可见，爬升轨迹对飞行器的动力需求影响较大。

4.2 模态转换马赫数的选取

假定飞行器沿50 kPa等动压头爬升路线，选取Ma2.3～4.0的模态转换马赫数，通过任务分析对不同模态转换马赫数进行比较，结果如表5所示。可见，在规定的模态转换区间内，由于冲压模态推力高于涡轮模态推力，故模态转换越早总任务时间越低。但冲压模态在较低马赫数时耗油率比涡轮模态高，故过早进行模态转换会增大飞行任务的燃油消耗；另外，随着飞行马赫数的不断提高，若不开展模态转换，涡轮模态推力不足以为飞行器提供足够的加速度，使得飞行时间增加且涡轮模态耗油率大幅提升，飞行器起飞总重增大。对该飞行任务，在Ma 2.8进行模态转换起飞总重最低。

4.3 超级燃烧室尺寸的选取

按照50 kPa爬升路线，在Ma2.8进行模态转换，通过任务分析比较不同的超级燃烧室尺寸，结果如表6所示。可见，随着超级燃烧室与涡轮基面积比的增大，冲压模态推力不断提高，总任务时间单调降低，超级燃烧室尺寸越大，对应的飞行器起飞总重越低。但超级燃烧室尺寸越大，冲压模态下对空气流量的需求也越大(图7)，由此将导致组合发动机在宽广范围内对进气道捕获面积需求变化较大，给进气道设计带来较大难度。为降低设计难度，并保持模态转换区内捕获流量的连续，超级燃烧室与涡轮基进口面积比选取为1.16较为合适。

表5 不同模态转换马赫数对起飞总重和任务时间的影响Table 5 Influence of different mode transition Mach number on the total weight and mission time

表6 不同超级燃烧室尺寸对起飞总重和任务时间的影响Table 6 Influence of different hyper burner sizes on the total weight and mission time

5 结论

图7 不同超级燃烧室尺寸对进气道捕获面积的需求比较Fig.7 Capture areas for different hyper burner sizes

(1) 飞/发一体化分析的设计方法，是未来临近空间与空天飞行器动力方案设计的基础和方向。本文建立了飞/发一体化约束分析与任务分析模型，形成了由飞行器指标参数到发动机推力需求的交互设计方法，初步实现了飞行器与动力装置的一体化设计。

(2) 根据不同飞行器的任务规划和不同动力装置的性能特点，利用飞/发一体化分析模型，可实现对不同动力装置方案的对比分析，为未来空天飞行器动力方案的优选提供技术支撑。

(3) 本文利用飞/发一体化方法，进行了涡轮冲压组合动力方案的计算分析，并开展了飞行器轨迹和组合发动机使用方式的优化，可为后续组合发动机的总体方案设计提供牵引。

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Conceptual Design of TBCC Based on Airframe and Engine Integration

XU Si-yuan，LIU Zhen-de，WANG Yong-wen，ZHANG Yi-ming
(Beijing Power Machinery Institute，Beijing 100074，China)

The constraint and mission analysis model of airframe/engine integration was built,and the con⁃ceptual design method from the aircraft maneuverability to engine requirement was presented.The integra⁃tion analysis was conducted based on one supersonic aircraft,and the corresponding Turbine Based Com⁃bined Cycle(TBCC)engine technical proposal was obtained.The trajectory of the aircraft,mode transition Mach number of the TBCC and the corresponding hyper burner size were optimized which could provide a guidance for follow-up general conceptual design.

airframe/engine integration；TBCC engine；supersonic vehicle；constraint analysis；

V236

A

1672-2620(2013)06-0046-07

2013-11-18；

2013-12-11

徐思远(1985-)，男，河北邢台人，工程师，博士研究生，从事涡轮发动机与组合发动机总体研究。