基于飛/發一體化的渦輪沖壓組合發動機概念方案設計

徐思遠，劉振德，王永文，張一鳴

(北京動力機械研究所，北京100074)

基于飛/發一體化的渦輪沖壓組合發動機概念方案設計

徐思遠，劉振德，王永文，張一鳴

(北京動力機械研究所，北京100074)

建立了飛/發一體化約束分析與任務分析模型，形成了由飛行器指標參數到發動機推力需求的概念設計方法?；谀吵曀亠w行器的設計指標，開展了飛/發一體化分析，確定了滿足任務約束的飛行器總重和發動機推力需求，初步確定了發動機的技術方案，并基于飛/發一體化分析方法，對飛行器的任務軌跡、組合發動機模態轉換馬赫數和超級燃燒室尺寸進行了優化，可為后續組合發動機總體方案設計提供明確牽引。

飛/發一體化；渦輪沖壓組合發動機；超聲速飛行器；約束分析；任務分析；概念設計；方案優化

mission analysis；conceptual design；scheme optimization

1 引言

渦輪發動機或各類型渦輪基組合動力正向設計過程中，通常需根據飛行器任務規劃建立飛行器性能與動力需求的關系，以確定能滿足飛行器任務需求的匹配動力特性，指導發動機的總體及分系統設計[1，2]。為明確飛行任務對動力系統的性能需求，國外在戰斗機和超聲速飛行器的動力系統設計中，大量采用了飛/發一體化設計技術[1，3，4]，形成了較為完善的由任務需求牽引動力設計的正向流程。國內從上世紀八十年代開始對飛/發一體化設計技術開展研究，并基于該技術完成了現有飛行器/動力系統的優化設計等研究工作[2，5]，但專門針對高超聲速飛行器動力系統設計的研究尚不多見。本文以巡航馬赫數4.0的飛行器的典型飛行任務為牽引，基于某渦輪發動機高度速度特性和某典型超聲速飛行器的升阻特性開展飛/發一體化分析，確定了滿足飛行器規劃性能的發動機起飛推力等需求，初步實現了飛行器特性到組合發動機概念方案的正向設計流程，為后續組合發動機詳細技術方案論證奠定基礎。

2 飛/發一體化分析基本概念

通常來講，飛/發一體化設計包括約束分析與任務分析兩個主要過程。約束分析的目的，是在綜合考慮發動機高度速度特性和飛行器各航段機動性要求的情況下，合理確定滿足飛行器機動性要求的起飛推力載荷和機翼載荷。任務分析的目的，是根據各航段發動機燃油消耗率和航程、任務時間等參數，確定滿足飛行器航程需求的飛行器起飛總重及載荷分配等指標。

2.1 約束分析概念

約束分析，就是通過建立合理的數學模型，反映飛行器機動性對發動機推力性能的約束，在所有航段內對約束進行分析比較，最終獲取滿足飛行器所有機動性要求的發動機起飛推力載荷和機翼載荷，為飛行器發動機的設計提供指導[1]。約束分析時，一般給定飛行器推力載荷與機翼載荷的對應函數關系，來表示飛行器機動性對推力的需求，即給定

式中：T表示發動機可用安裝推力，W表示飛行器重量，S表示飛行器機翼面積。

如果把飛行器當作運動質點，并假設發動機提供的安裝推力與飛行器氣動阻力在同一方向上，根據能量守恒定律，在飛行器整個飛行過程中存在式(2)所示關系，即機械能輸入率=勢能儲存率+動能儲存率。

式中：D為飛行器無外掛、干凈機身時的阻力；R為由起落架、非正常外掛物和阻力傘等突出部分引起的附加阻力；V為飛行器的飛行速度；為飛行器爬升率；反映飛行器加速率；g為重力加速度，0本文取9.806 7。

為將飛行器在每個任務段的安裝推力及重量與起飛狀態關聯，特定義：

式中：α是最大油門狀態下安裝推力與海平面起飛狀態下推力之比，取決于發動機工作的高度和速度；β是飛行器瞬時重量與地面滿載起飛總重之比，取決于消耗燃油和投放載荷的多少；TSL為海平面起飛狀態下推力；WTO為地面滿載起飛總重。計算中，每個航段的α值可由發動機高度速度特性插值獲得，β值需根據任務分析計算結果獲得或根據經驗給定。

將式(3)代入式(2)，約束分析方程可表示為：

2.2 任務分析概念

任務分析是指通過完成飛行器全部任務段計算，計算完成規定任務所需的總燃油消耗量，從而確定滿足任務規劃需求的飛行器的起飛重量，進而根據約束分析結果確定具體推力需求[1]。首先，通過每個飛行段的單位燃油消耗率和總推力計算飛行器重量，如式(5)所示。

式中：TSFC為該飛行段安裝耗油率。

(1) 對于d(h+V2/2g0)＞0的任務段，有：

式中：u=(D+R)/T，代表阻力和附加阻力帶來的推力損耗。聯立式(5b)、式(6)可得：

對式(7)兩端積分，可得任務段結束時重量Wf與任務段初始重量Wi的比值：

(2)對于d(h+V2/2g0)=0的任務段，T=D+R，根據式(5b)可得：

因此可根據式(7)和式(9)，得到相應航段的飛行重量比。

2.3 飛行器升阻特性

對飛行器進行約束分析和任務分析過程中，需獲得各飛行狀態下的飛行器阻力，而阻力大小與飛行器的升阻特性緊密相關。根據傳統的飛機升力阻力計算關系式，飛行器升力L與阻力D計算方法為：

式中：CL、CD分別為飛行器的升力系數和阻力系數，q為飛行器動壓頭。根據飛行器受力平衡分析：

飛行器的升力與阻力的關系由飛行器升阻特性極曲線確定。一般假定飛行器升力-阻力極曲線關系式為：

以上兩式中：n為飛行器過載系數，CD0為飛行器零升力阻力系數，K1、K2為與飛行馬赫數相關的常量系數。

2.4 飛行器起飛總重與起飛推力

通常，飛行器總重由空重WE、固定載荷WPP、投放載荷WPE和燃油重量WF等幾部分組成。其中WPP和WPE根據飛行任務需求給定，WF與WTO的關系可根據式(8)、式(9)獲得。

飛行器空重比?？杀硎緸轱w行器總重的函數，一般存在以下關系：

獲得WTO后，根據約束分析計算結果，可得到飛行器的實際推力需求。

3 基于特定任務規劃的飛/發一體化設計

3.1 飛行器任務規劃和氣動特性

假定未來目標超聲速飛行器的巡航馬赫數為4.0，最大馬赫數為4.5，其爬升段機動性和升阻特性與某超聲速驗證機的保持一致，則目標飛行器的任務規劃和飛行軌跡如表1所示。表中，H1、Ma1分別代表分航段初始飛行高度和馬赫數，H2、Ma2分別代表分航段結束時的飛行高度和馬赫數，Δt、ΔS分別代表分航段工作時間和距離要求。由于返程過程中飛行器處于減速下滑狀態，其機械能不斷減小，可認為返程航段無需動力輸入且無燃油消耗[1]，故不構成約束。

超聲速驗證機在起飛總重20 000 daN的情況下，其空重比為0.462 5。由圖1可見，目前各類飛行器空重比均無法達到該驗證機的設計水平。假定未來超聲速飛行器的空重比曲線與現代戰斗機的曲線趨勢一致，同時考慮未來材料工藝與結構設計的進步，相同起飛重量的空重比可有效降低。按照該驗證機數據對戰斗機空重比曲線進行平移，作為未來超聲速飛行器的空重比曲線，則存在式(16)所示關系。后續算例中將使用該空重比關系曲線進行任務分析。

圖1 各類飛行器的空重比[1，3，4]Fig.1 Empty to total weight ratio of different aircraft types

表1 目標飛行器的任務規劃Table 1 Mission of the target aircraft

3.2 發動機工作特性

由于進行飛/發一體化分析時使用的發動機特性為安裝推力的相對值，故僅需了解發動機推力隨高度、速度變化的相對值。將某渦輪發動機高度速度特性作為飛/發一體化分析模型的輸入，如圖2所示。在沒有建立準確的發動機安裝特性計算模型前，做以下假設：

式中：F為發動機非安裝推力，SFC為發動機非安裝耗油率。

圖2 某渦輪發動機的高度速度特性Fig.2 Altitude-velocity characteristics of a turbine engine

3.3 基于某渦輪發動機方案的一體化分析

根據表1規定的目標飛行器任務規劃和機動約束，使用圖2中的高度速度特性，對飛行器進行約束分析。結果如圖3所示，TSL/WTO=0.860，WTO/S= 5 110 Pa?？梢?，采用某渦輪發動機的動力方案，滿足飛行器機動性約束的起飛推重比將達到0.86，接近第三代戰斗機的起飛推重比指標，約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，隨著馬赫數的不斷提高，渦輪發動機推力特性下降，為滿足加速時間的約束條件，提高了起飛推重比的需求。

圖3 基于某渦輪發動機特性的約束分析示意圖Fig.3 Constraint analysis results based on turbine engine characteristics

將此約束分析結果代入任務分析程序，規定在H=21 300 m、Ma=4.0巡航飛行2 500 km，同時攜帶1 500 kg任務載荷。任務分析計算結果為：WTO=65 845 daN，TSL=56 637 daN，Γ=0.40，WF=22 930 daN，S= 128.86 m2。

各任務段的工作時間和航程等數據如表2所示。

若采用某高馬赫數渦輪發動機作為動力，對于巡航航程2 500 km、任務載荷1 500 kg的飛行任務，飛行器起飛總重將達到65 845 daN，起飛推力至少達56 637 daN。在現有技術條件下，如此大推力量級的發動機方案顯然無法接受。

3.4 基于渦輪沖壓組合方案的一體化分析

由3.3節可知，為滿足高馬赫數下的加速需求，渦輪發動機的地面起飛推力需大幅提升，這給渦輪發動機設計帶來了較大難度。故考慮采用渦輪沖壓組合發動機的技術方案，在高馬赫數下通過模態轉換，以速度特性更好的沖壓模態工作，減小對渦輪基的推力需求和約束。首先根據渦輪模態的約束確定起飛推重比，然后通過沖壓模態的約束確定進氣道與超級燃燒室的尺寸，進而確定渦輪沖壓組合發動機的推力需求。

取組合發動機沖壓模態的設計點為巡航點H= 21 300 m、Ma=4.0，計算得到沖壓模態發動機特性，如圖4所示。

初步選定Ma2.5作為模態轉換點，僅對模態轉換前的任務段進行約束分析，獲得滿足渦輪模態約束條件的起飛推力載荷和機翼載荷。約束分析結果見圖5，TSL/WTO=0.601，WTO/S=5 000 Pa。

表2 使用某渦輪發動機特性進行任務分析的計算結果Table 2 Mission analysis results based on a turbine engine characteristics

圖4 沖壓模態的高度速度特性Fig.4 Altitude-velocity characteristics in the ram mode

選定起飛推力載荷與機翼載荷后，將設計結果代入約束分析程序，反算每個沖壓約束點的α需求值，求出超級燃燒室尺寸。根據約束分析反算結果，確定的各沖壓狀態的推力需求和尺寸需求見表3。

圖5 僅對渦輪進行約束分析的計算結果Fig.5 Constraint analysis results for the turbo mode

表3 根據起飛推力載荷和機翼載荷反算的沖壓推力需求Table 3 Thrust requirements calculated based on the given thrust load and wing load

由表中可知，在選定的起飛翼載和推重比下，為滿足沖壓模態的機動性約束，需確定沖壓模態設計流量。其中，在Ma3.25下的加速性，使沖壓設計流量的需求比其它機動段大幅提升，且超級燃燒室與渦輪進口的面積比需達到1.265。為使超級燃燒室與渦輪基進口尺寸保持在合理范圍，并能滿足大部分機動段的加速約束，選定超級燃燒室與渦輪基進口面積比為1.163。此時渦輪沖壓組合發動機在全工作范圍內的高度速度特性如圖6所示。

圖6 渦輪沖壓組合發動機的高度速度特性Fig.6 Altitude-velocity characteristics of TBCC engine

假定模態轉換點為2.5，將約束分析結果和相應渦輪、沖壓模態的推力耗油率特性代入任務分析程序，按Ma4.0巡航飛行2 500 km進行計算，同時攜帶1 500 kg的任務載荷，任務分析結果為：WTO=39 227 daN，TSL=23 575 daN，Γ=0.43，WF=18 671 daN，S= 78.64 m2。

與渦輪發動機動力方案相比，在相同巡航航程和任務載荷情況下，渦輪沖壓組合發動機方案對起飛推力的需求明顯降低，具有更高的可行性和應用前景。

4 任務規劃與發動機方案優化

4.1 爬升軌跡的選取

按照超聲速飛行器設計要求，飛行器一般沿等動壓頭軌跡爬升[6]。在起飛推重比和翼載不變的情況下，按照30～100 kPa動壓頭軌跡設計飛行器爬升路線。通過任務分析對不同爬升路線進行比較，結果見表4。表中，任務時間指從起飛至完成巡航任務的時間，未考慮減速返航段；下同。

表4 不同爬升軌跡對起飛總重和任務時間的影響Table 4 Influence of different trajectories on the total weight and mission time

由表中可見，爬升軌跡對飛行器起飛總重和任務時間的影響較大，飛行動壓頭越高，飛行器加速性越好，加速到巡航馬赫數所用的時間越短，因此飛行器總任務時間越短，相應的總航程越少。但爬升動壓頭越高，飛行器的耗油率也越大，因此動壓頭軌跡對起飛總重的影響不是單調的。在50 kPa等動壓頭軌跡起飛總重最低，比沿表1軌跡爬升時總重可降低約36.7%?？梢?，爬升軌跡對飛行器的動力需求影響較大。

4.2 模態轉換馬赫數的選取

假定飛行器沿50 kPa等動壓頭爬升路線，選取Ma2.3～4.0的模態轉換馬赫數，通過任務分析對不同模態轉換馬赫數進行比較，結果如表5所示?？梢姡谝幎ǖ哪B轉換區間內，由于沖壓模態推力高于渦輪模態推力，故模態轉換越早總任務時間越低。但沖壓模態在較低馬赫數時耗油率比渦輪模態高，故過早進行模態轉換會增大飛行任務的燃油消耗；另外，隨著飛行馬赫數的不斷提高，若不開展模態轉換，渦輪模態推力不足以為飛行器提供足夠的加速度，使得飛行時間增加且渦輪模態耗油率大幅提升，飛行器起飛總重增大。對該飛行任務，在Ma 2.8進行模態轉換起飛總重最低。

4.3 超級燃燒室尺寸的選取

按照50 kPa爬升路線，在Ma2.8進行模態轉換，通過任務分析比較不同的超級燃燒室尺寸，結果如表6所示?？梢?，隨著超級燃燒室與渦輪基面積比的增大，沖壓模態推力不斷提高，總任務時間單調降低，超級燃燒室尺寸越大，對應的飛行器起飛總重越低。但超級燃燒室尺寸越大，沖壓模態下對空氣流量的需求也越大(圖7)，由此將導致組合發動機在寬廣范圍內對進氣道捕獲面積需求變化較大，給進氣道設計帶來較大難度。為降低設計難度，并保持模態轉換區內捕獲流量的連續，超級燃燒室與渦輪基進口面積比選取為1.16較為合適。

表5 不同模態轉換馬赫數對起飛總重和任務時間的影響Table 5 Influence of different mode transition Mach number on the total weight and mission time

表6 不同超級燃燒室尺寸對起飛總重和任務時間的影響Table 6 Influence of different hyper burner sizes on the total weight and mission time

5 結論

圖7 不同超級燃燒室尺寸對進氣道捕獲面積的需求比較Fig.7 Capture areas for different hyper burner sizes

(1) 飛/發一體化分析的設計方法，是未來臨近空間與空天飛行器動力方案設計的基礎和方向。本文建立了飛/發一體化約束分析與任務分析模型，形成了由飛行器指標參數到發動機推力需求的交互設計方法，初步實現了飛行器與動力裝置的一體化設計。

(2) 根據不同飛行器的任務規劃和不同動力裝置的性能特點，利用飛/發一體化分析模型，可實現對不同動力裝置方案的對比分析，為未來空天飛行器動力方案的優選提供技術支撐。

(3) 本文利用飛/發一體化方法，進行了渦輪沖壓組合動力方案的計算分析，并開展了飛行器軌跡和組合發動機使用方式的優化，可為后續組合發動機的總體方案設計提供牽引。

[1] 馬丁利，海 澤，戴 利.航空發動機設計[M].美國AIAA教育系列叢書，1995.

[2] 陳玉春，崔高鋒，楊云愷，等.基于能量法的超聲速飛航導彈/沖壓發動機一體化研究[J].固體火箭技術，2009，32(2)：119—122.

[3] Murray N，Steelant J.Methodologies Involved in the De?sign of LAPCAT-MR1-A Hypersonic Cruise Passenger Vehicle[R].AIAA 2009-7399，2009.

[4] Steelant J.Achievements Obtained for Sustained Hyper?sonic Flightwithin the LAPCAT Project[R].AIAA 2008-2578，2008.

[5] 候洛源，淘增元，張恒喜，等.飛機/推進系統總體設計[M].西安：空軍工程學院，1994.

[6] Biltgen P，Lafleur J，Loughman J，et al.StarRunner:A Sin?gle-Stage-to-Orbit,Airbreathing,Hypersonic Propulsion System[R].AIAA 2004-3729，2004.

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

徐思遠(1985-)，男，河北邢臺人，工程師，博士研究生，從事渦輪發動機與組合發動機總體研究。