第四代戰(zhàn)斗機動力技術(shù)特征和實現(xiàn)途徑

程榮輝，張志舒，陳仲光

中國航發(fā)沈陽發(fā)動機研究所，沈陽 110015

目前國外使用的最先進的戰(zhàn)斗機是以美國F22和俄羅斯蘇-57為代表的第四代戰(zhàn)斗機(俄羅斯稱之為第五代)。第四代戰(zhàn)斗機的典型技術(shù)特點是：具備不加力超聲速巡航能力、良好的機動性和敏捷性、高的隱身性、超強的信息能力、低的全壽命使用和維護成本。

第四代戰(zhàn)斗機要實現(xiàn)以上技術(shù)特征，發(fā)動機的能力至關(guān)重要。為了實現(xiàn)飛機的不加力超聲速巡航能力，發(fā)動機的不加力推力要大；為了實現(xiàn)飛機良好的機動性和敏捷性，發(fā)動機要具備推力矢量功能，并且要有較高的推重比；為了實現(xiàn)飛機的隱身性能，發(fā)動機要具備很高的隱身能力；由于飛機各類機載設備產(chǎn)生熱量的增加和機身口蓋減少導致的冷卻用沖壓空氣減少，發(fā)動機進口燃油溫度提高，從而對飛機和發(fā)動機的熱管理提出了更高的要求；為了實現(xiàn)飛機超強的信息能力，發(fā)動機要采用全權(quán)限數(shù)字式控制系統(tǒng)；為了實現(xiàn)低的全壽命使用維護成本，發(fā)動機要具備高可靠性和維護性，以及故障診斷和預測的健康管理功能。

由于第四代戰(zhàn)斗機對發(fā)動機要求的提升是全面和巨大的，所以國外第四代戰(zhàn)斗機無一例外都采用跨代的發(fā)動機，而在第三代發(fā)動機的基礎上改進是無論如何也滿足不了飛機要求的。從驗證機開始，美國花費了19年時間和巨資研制了F119發(fā)動機，用于配裝F22戰(zhàn)斗機[1]；俄羅斯的蘇-57戰(zhàn)斗機目前采用的是117發(fā)動機，是在第三代發(fā)動機的基礎上改進研制的，但它的最終動力也是全新研制的第四代發(fā)動機(外界稱之為30號機)，據(jù)報道，該發(fā)動機的研制工作正在全面開展，并已于2017年12月24日實現(xiàn)首飛[2]。

1 高性能設計

不加力超聲速巡航是第四代戰(zhàn)斗機最重要的技術(shù)特征之一，因為超聲速巡航能力能使飛機快速抵達和撤離作戰(zhàn)區(qū)域、大幅減少突防時在敵防空區(qū)的飛行時間，并擴大飛機的作戰(zhàn)半徑，從而提高飛機的作戰(zhàn)能力和戰(zhàn)場生存能力；同時由于不開加力，可大幅降低發(fā)動機后向的紅外輻射，提高飛機的隱身能力。

實現(xiàn)飛機的超聲速巡航能力需要飛機和發(fā)動機在設計上分別采取技術(shù)措施，飛機方面通過氣動布局優(yōu)化、翼身融合設計外形等措施，保證飛機在超聲速飛行時保持高升阻比；發(fā)動機方面則通過提高渦輪前溫度、優(yōu)化選取循環(huán)參數(shù)等措施，提高單位推力，提供給飛機足夠的巡航推力。為了滿足飛機的作戰(zhàn)需求，通常要求發(fā)動機在高度9～13 km、馬赫數(shù)1.4～1.6的飛行包線區(qū)域具有足夠的不加力推力，相對于第三代發(fā)動機，空中超聲速巡航狀態(tài)的不加力推力要提高50%以上。

為實現(xiàn)空中超聲速巡航狀態(tài)的大推力，第四代戰(zhàn)斗機采取高渦輪前溫度、小涵道比、適中的總增壓比的總體循環(huán)參數(shù)設計方案以盡可能地提高單位推力，同時再兼顧油耗以及全包線的穩(wěn)定工作需求。

對于追求高單位推力的發(fā)動機來說，渦輪前溫度對推力增加的作用最明顯，溫度越高越好，見圖1，圖中T4為渦輪前溫度，πΣ為壓縮系統(tǒng)總壓比。所以第四代發(fā)動機設計都采用很高的渦輪前溫度，如美國F119發(fā)動機的渦輪前溫度超過2 000 K， 基本接近材料及冷卻技術(shù)的極限。

為了獲得較高的單位推力，同時兼顧耗油率的要求，還要選取較小的涵道比和合適的總增壓比，見圖2，圖中B為涵道比。目前國外第四代發(fā)動機的涵道比選擇在0.3左右、總增壓比在25～30之間。

在渦輪前溫度和總增壓比基本確定的情況下，高低壓之間和內(nèi)外涵之間的匹配也是關(guān)鍵因素。對混合排氣的渦扇發(fā)動機來說，風扇壓比提高對推力和耗油率都有利，但風扇壓比增加到一定程度后推力增加就不太明顯，而且還要兼顧混合器外內(nèi)涵氣流的壓力比值合適以保證內(nèi)外涵能量分配和混合損失都在可接受范圍內(nèi)，見圖3，圖中πf為風扇壓比；πf_rel為風扇相對壓比；πc為壓氣機壓比。另外，第四代發(fā)動機由于渦輪前溫度使用已接近極限，為了挖掘性能潛力，要求部件效率的設計指標也較高。

圖1 渦輪前溫度對推力和耗油率的影響Fig.1 Influence of T4 on thrust and specific fuel consumption

圖2 涵道比對推力和耗油率的影響Fig.2 Influence of bypass ratio on thrust and specific fuel consumption

第四代發(fā)動機的性能設計特點使發(fā)動機的研制難度非常大，渦輪前溫度、風扇/壓氣機的級增壓比、主燃燒室的溫升、各部件的效率等都比第三代發(fā)動機有了明顯提升。因此第四代發(fā)動機在設計上采用了彎掠葉片設計以提高風扇/壓氣機壓比，并改善超聲區(qū)流動結(jié)構(gòu)、減少損失、提高效率，同時采用非設計工況性能優(yōu)化設計技術(shù)兼顧全包線范圍的各典型點性能；采用浮動壁瓦片提高主燃燒室溫升；采用沖擊、對流、氣膜的復合冷卻設計和涂覆熱障/氧化涂層等方式提高熱端部件的承溫能力；采用飛發(fā)一體化設計技術(shù)和飛推綜合控制技術(shù)，提高飛機和發(fā)動機的整體性能，實現(xiàn)第四代飛機多任務、高性能的要求。

圖3 風扇壓比對推力和涵道比的影響Fig.3 Influence of fan compression ratio on thrust and bypass ratio

2 保證可靠性安全性的高推重比設計

長期以來，戰(zhàn)斗機發(fā)動機一直是以提高推重比作為主要發(fā)展目標之一，因此第四代發(fā)動機采用了大量提高推重比的技術(shù)。氣動設計方面，提高風扇/壓氣機級壓比以減少級數(shù)，相對于第三代發(fā)動機級壓比提高了5%～10%；提高單位環(huán)面面積流量,相比第三代發(fā)動機提高了3%左右，降低轉(zhuǎn)子輪轂比以減小徑向尺寸;采用寬弦彎掠葉片氣動設計技術(shù)保持高壓比、高流通能力條件下的風扇/壓氣機性能。結(jié)構(gòu)設計方面，風扇采用空心葉片、風扇和壓氣機各級盤采用整體葉盤結(jié)構(gòu)，渦輪盤擋板采用無螺栓結(jié)構(gòu)，燃油和滑油成附件采用集成化設計技術(shù)、大幅度減少附件數(shù)量以減輕重量。材料應用方面，壓氣機采用高溫鈦合金材料、渦輪盤采用粉末合金、渦輪葉片采用第二代單晶渦輪葉片、進氣機匣和外涵機匣采用復合材料構(gòu)件等以減輕重量[3-5]。

雖然第四代發(fā)動機采用了很多難度非常大的提高推重比技術(shù)，但從發(fā)展趨勢上看，從第三代到第四代發(fā)動機，推重比的發(fā)展呈現(xiàn)放緩甚至是不增長的趨勢。以F119發(fā)動機為例，美國智庫RAND公司公開發(fā)表的《Military Jet Engine Acquisition》報告中，可以發(fā)現(xiàn)其推重比只有7.95，僅達到了第三代戰(zhàn)斗機動力裝置推重比8一級的指標，見表1[6]。即使如此，也絕對不足以懷疑F119發(fā)動機仍然是當今世界上最先進的第四代戰(zhàn)斗機動力裝置。這是因為第四代發(fā)動機很多典型技術(shù)特征的實現(xiàn)是與減輕重量相矛盾的：

1) 第四代發(fā)動機渦輪前溫度大幅提高，而熱端部件的材料承溫能力并沒有得到同步提升，為了達到耐久性和壽命要求，構(gòu)件會設計得更加強壯、冷卻用氣量需要增加、需要采用隔熱涂層等，這些都會使重量增加。

2) 發(fā)動機安全性設計要求提高，如為滿足包容性要求，風扇/壓氣機機匣重量需要增加。

3) 為實現(xiàn)隱身要求，需要從壓縮部件引氣冷卻高溫構(gòu)件，從而導致推力下降，同時采用隱身涂層會使發(fā)動機重量增加，造成推重比降低。

表1 美國典型發(fā)動機的重量和推重比[6]Table 1 Weight and thrust-to-weight ratio of typical engines in USA[6]

4) 飛機提供的燃油溫度提高，要求發(fā)動機燃油附件能夠承受更高的溫度、具有更強的冷卻能力，這就使附件重量增加。

發(fā)動機設計單純追求推重比可能會給安全性和可靠性帶來問題。曾經(jīng)的F100發(fā)動機研制就是一個典型的例子，其裝備部隊初期頻繁發(fā)生的故障給發(fā)動機設計敲響了警鐘。F100發(fā)動機后續(xù)衍生型發(fā)動機和新研發(fā)動機如F119，吸取教訓后更注重性能、安全性、可靠性、耐久性、保障性以及成本等的兼顧[1]。

3 采用推力矢量技術(shù)

推力矢量是四代機動力必備的技術(shù)，主要目的是提高戰(zhàn)斗機的機動性、敏捷性。矢量推力的產(chǎn)生主要依靠噴管實現(xiàn)，通過在常規(guī)噴氣推進系統(tǒng)基礎上，借助于機械構(gòu)件或合理的空氣動力結(jié)構(gòu)布局，來改變噴氣流方向使之產(chǎn)生附加力矩，進而操縱和控制飛機，見圖4。因此，推力矢量噴管不僅能夠提供戰(zhàn)斗機向前的推進力，還能夠提供戰(zhàn)斗機完成預期的俯仰、偏航、滾轉(zhuǎn)和減速動作所需的控制力和力矩。

按照實現(xiàn)方式的不同，推力矢量技術(shù)主要分為燃氣舵技術(shù)、機械偏轉(zhuǎn)矢量噴管和氣動矢量噴管3種主要形式。機械偏轉(zhuǎn)矢量噴管是目前主流的推力矢量形式，是通過噴管的機械偏轉(zhuǎn)來實現(xiàn)噴管內(nèi)部的氣流偏轉(zhuǎn)從而實現(xiàn)推力矢量的技術(shù)，根據(jù)其流道形式的區(qū)別，又可分為二元矢量噴管和軸對稱矢量噴管2種形式。這2種噴管各有優(yōu)缺點，需要根據(jù)發(fā)動機的綜合技術(shù)指標要求選取使用。

二元矢量噴管運動構(gòu)件數(shù)量少，易于實施隱身技術(shù)措施，容易獲得更好的隱身性能；易于實現(xiàn)雙發(fā)翼身融合，減小飛機的后體阻力，提高升阻比。但二元矢量噴管的主要缺點是需要的冷卻氣量較多，會對推力產(chǎn)生較大的損失，且重量比軸對稱矢量噴管更大，從而影響發(fā)動機的推重比。國外配裝二元矢量噴管的典型發(fā)動機就是美國的F119發(fā)動機，它采用該項技術(shù)后不僅使飛機的空中格斗能力大大增強，而且還大大增強了飛機的隱身性[7]。

圖4 推力矢量示意圖Fig.4 Schematic diagram of engine with vectored thrust

軸對稱矢量噴管的優(yōu)點是：具有良好的氣動性能，飛機不需要做較大的改裝即可實現(xiàn)矢量推進功能，可最大限度減少飛機的風險；氣動負荷比較小，矢量作用效果明顯；對噴管的轉(zhuǎn)向控制環(huán)單獨控制實現(xiàn)矢量偏轉(zhuǎn)，很容易得到最佳的超聲部分的膨脹比。缺點是：運動機構(gòu)復雜，實施隱身技術(shù)措施難度大，不易獲得良好的隱身性能。目前配裝該型矢量噴管的典型發(fā)動機有俄羅斯的蘇-35發(fā)動機。

無論是哪種形式的矢量噴管，在實際應用過程中都面臨很多結(jié)構(gòu)與控制復雜、可靠性低、重量較大的問題。軸對稱矢量噴管是多并聯(lián)空間機器人機構(gòu)組合而成的空間復式連桿機構(gòu)，運動構(gòu)件及運動關(guān)節(jié)眾多，運動關(guān)系復雜，技術(shù)指標之間關(guān)聯(lián)性強，兼顧難度大，實現(xiàn)困難。二元矢量噴管需全程冷卻，采用冷卻孔，層板沖擊等多種冷卻形式，各關(guān)節(jié)處冷卻流路需保持連貫，冷卻結(jié)構(gòu)復雜；且二元矢量噴管構(gòu)件尺寸大，剛性問題突出，增重明顯。相比常規(guī)噴管，軸對稱矢量噴管需增重35%～45%，二元矢量噴管則增重50%以上。為此，世界各國都在通過發(fā)展新型輕質(zhì)高強度耐高溫材料和研究更為簡單的結(jié)構(gòu)，來減輕推力矢量噴管的重量。

4 隱身設計

第四代戰(zhàn)斗機都將隱身能力列為最關(guān)鍵的作戰(zhàn)能力之一，而發(fā)動機隱身是飛機隱身的重要組成部分。沒有發(fā)動機的隱身技術(shù)，四代機則無法實現(xiàn)全方位隱身，在進攻和突防的過程中很容易被敵方發(fā)現(xiàn)和攻擊，嚴重影響飛機的作戰(zhàn)能力和生存率。

在飛機自身采取隱身措施后，發(fā)動機后腔體及其內(nèi)部件和邊緣等產(chǎn)生的雷達散射信號、后腔體及其熱端部件和尾噴流等產(chǎn)生的紅外輻射信號占整個飛機尾部方向特征信號的95%以上[8]。因此，發(fā)動機的隱身技術(shù)主要包括紅外抑制技術(shù)和雷達波散射衰減技術(shù)，其中后向是隱身的重點。

對于第四代小涵道比渦扇發(fā)動機，主要通過采取以下5個方面的設計實現(xiàn)隱身能力。

1) 隱身修型設計。對進氣帽罩、進氣支板、加力燃燒室內(nèi)錐體、尾噴管出口等部位進行結(jié)構(gòu)修型設計，使進入發(fā)動機前后腔體的雷達波經(jīng)多次反射、折射后能量大幅衰減，可以有效減小發(fā)動機前后向的雷達散射特征信號[8]。

2) 隱身涂層。在腔體內(nèi)壁及構(gòu)件上綜合應用雷達吸波涂層和紅外隱身涂層。如在風扇和進氣機匣上涂敷中溫雷達吸波涂層，在低壓渦輪部件噴鍍耐高溫低發(fā)射率紅外薄膜，在加力和噴管部件同時涂敷耐高溫低發(fā)射率紅外涂層和雷達吸波涂層等。

3) 高溫部件冷卻設計。在加力燃燒室和噴管等高溫部件采用加強冷卻的結(jié)構(gòu)設計，如加力穩(wěn)定器采用跨流式氣冷設計、尖錐采用氣膜孔冷卻設計，大幅降低發(fā)動機高溫構(gòu)件固體壁面的紅外輻射[8]。

4) 渦輪后框架與加力燃燒室的氣動、紅外及雷達隱身一體化綜合設計。將渦輪后支板與加力穩(wěn)定器、燃油管和噴油桿等集成一體，并引入外涵氣流進行冷卻，同時對渦輪葉片進行遮擋。在滿足渦輪后支板整流和加力燃燒室混合、擴壓、穩(wěn)定與組織燃燒的功能和性能的同時，使得加力燃燒室具有非常好的紅外/雷達隱身效果[8]。

5) 采用二元矢量噴管。小寬高比二元俯仰矢量噴管能夠明顯降低核心噴流高溫區(qū)域的長度，有利于降低噴流的紅外輻射強度[8]；同時對內(nèi)部件具有非常好的遮擋效果，能有效降低內(nèi)部件的紅外輻射強度和雷達散射強度；與飛機后機身相容性好，有利于利用飛機后機身對噴管及噴流的遮擋效果。

雖然上述措施能有效提高發(fā)動機的隱身能力，但由于第四代發(fā)動機推力、重量、可靠性、壽命等技術(shù)指標要求高，且發(fā)動機工作在溫度、轉(zhuǎn)速等極端多變的工作狀態(tài)及復雜惡劣的工作環(huán)境，給發(fā)動機隱身技術(shù)的研究及工程應用帶來了巨大難度和挑戰(zhàn)。如隱身需要的冷卻氣會造成推力的損失，進氣道及尾噴口做的修型設計往往會帶來部件性能和裕度的損失，增加的涂層、增設的冷氣流路以及特殊的結(jié)構(gòu)設計等會造成結(jié)構(gòu)的復雜性和重量增加。

5 全權(quán)限數(shù)字式電子控制系統(tǒng)

第四代發(fā)動機采用全權(quán)限數(shù)字式電子控制系統(tǒng)，具有超強的信息能力，為飛/發(fā)綜合電子控制提供了基礎；同時，第四代發(fā)動機對控制系統(tǒng)功能、控制精度和響應速度等方面也都提出了更高的要求。目前第四代發(fā)動機采用的全權(quán)限數(shù)字式電子控制系統(tǒng)通常由全權(quán)限數(shù)字式發(fā)動機控制器(FADEC)、機械液壓裝置、傳感器、控制軟件等組成，如圖5所示。相對于第三代發(fā)動機，第四代發(fā)動機的控制系統(tǒng)，具備如下特點和優(yōu)勢：

1) 采用無機械液壓備份的雙余度數(shù)字式電子控制系統(tǒng)，提高控制系統(tǒng)可靠性的同時，減小了發(fā)動機重量。全權(quán)限數(shù)字式電子控制系統(tǒng)由2個控制通道組成，每個通道均由控制核心數(shù)字電子控制器以及相關(guān)傳感器與機械液壓裝置組成。發(fā)動機工作時2個通道互為熱備份，并且實現(xiàn)了系統(tǒng)自檢測與故障時系統(tǒng)的自動重構(gòu)。

2) 內(nèi)置機載發(fā)動機模型，提高了發(fā)動機適應性和可靠性。基于機載發(fā)動機模型，在全包線范圍根據(jù)發(fā)動機實際工作參數(shù)，對發(fā)動機運行狀態(tài)進行實時在線評估；根據(jù)需要動態(tài)調(diào)整控制模式，實現(xiàn)發(fā)動機性能尋優(yōu)控制，包含最大推力控制模式、最小油耗控制模式、最低渦輪溫度控制模式等；此外，憑借機載發(fā)動機模型，可以實現(xiàn)發(fā)動機參數(shù)重構(gòu)，提升發(fā)動機的容錯能力。

3) 綜合開展飛/發(fā)一體化多變量控制設計，滿足了第四代飛機對機動性、大功率航電設備散熱的需求。飛機與發(fā)動機采用高速實時通訊網(wǎng)絡進行數(shù)據(jù)交換，實現(xiàn)了飛/發(fā)一體化控制；增加了推力矢量控制，綜合熱管理控制。

為了實現(xiàn)上述技術(shù)特點，在處理器、控制軟件、機械液壓裝置、傳感器等方面需要大量的技術(shù)儲備：需要具備高可靠性、高運算速度的處理器；對于機械液壓裝置和傳感器，長壽命、外場可維護性、可靠性、計量精度、抗污染能力等方面要滿足更高的要求；對于執(zhí)行機構(gòu)，要力求做到結(jié)構(gòu)的優(yōu)化，以及數(shù)量的精簡。特別是機載發(fā)動機模型的應用，需要建立準確可靠、實時性高的數(shù)學模型，并積累大量的試驗數(shù)據(jù)用于迭代完善，這些都給工程研制帶來很大挑戰(zhàn)。

圖5 控制系統(tǒng)組成示意圖Fig.5 Schematic diagram of configuration of control system

6 健康管理系統(tǒng)

第四代發(fā)動機通常都要配備健康管理系統(tǒng)，通過獲取發(fā)動機相關(guān)數(shù)據(jù)信息，對發(fā)動機整機、各系統(tǒng)和部件進行綜合監(jiān)測和分析，評估發(fā)動機的健康狀態(tài)并提出維修建議。

發(fā)動機健康管理系統(tǒng)一般是由機載健康管理分系統(tǒng)和地面健康管理分系統(tǒng)組成，見圖6。機載健康管理分系統(tǒng)包括發(fā)動機綜合診斷器CEDU、健康管理系統(tǒng)專用傳感器及電纜構(gòu)成；地面健康管理分系統(tǒng)由便攜式維護儀PME、地面綜合維修信息系統(tǒng)GMS、綜合維修管理系統(tǒng)GSS構(gòu)成。發(fā)動機健康管理系統(tǒng)主要實現(xiàn)以下功能：

1) 發(fā)動機狀態(tài)監(jiān)測功能。對發(fā)動機健康管理參數(shù)(包括發(fā)動機的振動、滑油油位、滑油屑末等)進行監(jiān)控和告警，并記錄發(fā)動機的其他參數(shù)和壽命使用數(shù)據(jù)。

圖6 健康管理系統(tǒng)組成示意圖Fig.6 Schematic diagram of configuration of an health management system

2) 發(fā)動機故障診斷功能。提取故障特征值，通過特征值是否異常及變化情況來區(qū)分不同故障類型。

3) 發(fā)動機參數(shù)趨勢分析功能。實現(xiàn)對于性能、振動、滑油、壽命等特征參數(shù)的趨勢分析功能。

4) 發(fā)動機整機及部件壽命管理功能。建立有限壽命的零部(附)件壽命檔案，在壽命消耗完前提出檢查或更換建議。

一套好用的健康管理系統(tǒng)需要建立在高精度和高頻響的傳感器、對發(fā)動機工作狀態(tài)的準確模擬、先進成熟的預測和診斷算法、積累大量故障樣本的基礎上，重點需要突破健康管理用發(fā)動機模型建模、氣路故障診斷及性能趨勢分析、滑油和振動的在線故障診斷及故障預測、壽命管理等關(guān)鍵技術(shù)，并在發(fā)動機長期使用過程中匯總以不斷完善。

7 飛發(fā)綜合熱管理設計

飛機和發(fā)動機在使用過程中都會產(chǎn)生熱量，一般通過沖壓空氣冷卻和發(fā)動機燃油的燃燒將熱量帶走。但第四代戰(zhàn)斗機由于機載電子設備多、發(fā)熱功率大,單純的依靠沖壓空氣很難滿足這些電子設備的冷卻需求，況且為確保隱身性能限制飛機外表的口蓋數(shù)量和面積導致沖壓空氣量還會相對減少，導致發(fā)動機進口燃油溫度上升，飛機和發(fā)動機的散熱需求大幅增加，需要通過綜合熱管理加以解決。

典型的綜合熱管理系統(tǒng)原理圖見圖7。在高速飛行時，由于燃油消耗量較大，可以充分利用燃油作為冷源吸收來自飛機和發(fā)動機相關(guān)系統(tǒng)所產(chǎn)生的熱量，通過發(fā)動機燃油消耗將熱量帶走。低速飛行時，由于燃油消耗量較小，發(fā)動機電子控制器(FADEC)將根據(jù)相關(guān)參數(shù)計算向飛機沖壓散熱器回油量，將承載多余熱量的部分燃油返回飛機油箱，以限制發(fā)動機燃油溫度不至于過高。雖然通過熱管理可以有效地提升飛機和發(fā)動機的散熱效率，但要完全滿足第四代發(fā)動機的需求難度依然很大，重點需要解決如下關(guān)鍵技術(shù)。

1) 燃油系統(tǒng)耐介質(zhì)高溫技術(shù)。由于飛機提供的沖壓空氣冷卻氣量十分有限，綜合熱管理系統(tǒng)以燃油作為主要熱沉吸收來自飛機和發(fā)動機相關(guān)子系統(tǒng)所產(chǎn)生的熱量，這就要求發(fā)動機燃油系統(tǒng)具備較高耐介質(zhì)高溫能力。國外先進四代發(fā)動機燃油系統(tǒng)附件可在介質(zhì)高于160 ℃的條件下可靠工作，而第三代發(fā)動機通常要求不高于120 ℃。

2) 滑油高效散熱技術(shù)。發(fā)動機燃油進口溫度的提高將大幅提高發(fā)動機滑油系統(tǒng)和燃油系統(tǒng)的熱負荷。燃滑油散熱器是實現(xiàn)滑油系統(tǒng)散熱的關(guān)鍵部件，散熱器的散熱效率越高，就越能夠有效地利用有限的冷卻燃油介質(zhì)，實現(xiàn)滑油系統(tǒng)的有效散熱，但提高散熱效率和降低燃油阻力又是相互矛盾的。

圖7 熱管理系統(tǒng)示意圖Fig.7 Schematic diagram of thermal management system

3) 飛發(fā)綜合熱管理系統(tǒng)設計技術(shù)。由于四代機熱管理難度非常大，必須要開展飛發(fā)聯(lián)合設計，針對飛機的各任務剖面，聯(lián)合計算各工況點飛機和發(fā)動機的熱量及溫度分布，實現(xiàn)飛機和發(fā)動機的最優(yōu)散熱匹配，才能有效解決四代機的熱量問題。

8 高可靠性和維修性設計

第四代發(fā)動機在追求高性能的同時，也對可靠性和維修性提出了更高的要求。為了提高可靠性，結(jié)構(gòu)設計、材料、控制系統(tǒng)等方面都采取了很多措施，如采用一體化設計簡化結(jié)構(gòu)、減少零件數(shù)量，從而減少潛在故障源；為提高熱端部件的耐久性，燃燒室采用浮壁火焰筒，渦輪葉片采用單晶葉片和優(yōu)化葉片冷卻等；控制系統(tǒng)重要回路的各環(huán)節(jié)采用雙余度的設計、增加健康管理系統(tǒng)監(jiān)控狀態(tài)和預測故障等。更為重要的是在設計中充分汲取以往發(fā)動機研制經(jīng)驗和教訓，研制過程中按照更為嚴苛的試驗程序?qū)Πl(fā)動機進行考核驗證。另外，國外第四代發(fā)動機為了保證可靠性，沒有將推重比作為主要的追求目標，甚至是犧牲部分性能來提高可靠性。

第四代發(fā)動機在設計中還特別加強了維修性，主要表現(xiàn)在如下幾個方面：首先是零部件和外部附件一體化設計使整機零件數(shù)量顯著減少，大大縮短了發(fā)動機裝拆維護時間；貫徹單元體設計思想，大部分附件包括燃油泵和控制器均作為外場可更換單元；風扇和壓氣機轉(zhuǎn)子采用整體葉盤；緊固件最大程度實現(xiàn)標準化；大量采用自鎖結(jié)構(gòu)，減少鎖片的使用。

9 先進成熟的基礎技術(shù)和科學的研制管理做支撐

第四代發(fā)動機的技術(shù)指標高，綜合能力強，在型號研制階段，要讓產(chǎn)品實現(xiàn)這些技術(shù)特征，還需要有先進的基礎技術(shù)和科學的研制管理做支撐。

第四代發(fā)動機涉及到的主要基礎技術(shù)包括高壓比和高通流的風扇設計技術(shù)，高效率和高穩(wěn)定裕度的高壓壓氣機設計技術(shù)，高溫升與高效冷卻的燃燒室設計技術(shù)，復雜內(nèi)冷型腔和高效冷卻渦輪葉片設計技術(shù)，高進氣溫度和低流阻的一體化加力燃燒室設計技術(shù)，耐高溫和大載荷的矢量噴管設計技術(shù)，熱態(tài)高速旋轉(zhuǎn)流動換熱和瞬態(tài)流動換熱設計技術(shù)，高溫鈦合金、單晶葉片、粉末合金盤、陶瓷復合材料等新材料的加工和制備技術(shù)，燃氣高溫測量、高溫部件動應力測量、非接觸式間隙測量等試驗測試技術(shù)等等。只有這些高水平的基礎技術(shù)研究成果達到一定的工程化應用程度，才能保障型號的研制。美國、英國、法國等國家特別重視航空發(fā)動機創(chuàng)新技術(shù)的預先研究工作，實施了大量的整機和部件技術(shù)預先研究計劃，如美國通過實施綜合高性能渦輪發(fā)動機技術(shù)(IHPTET)、高循環(huán)疲勞(HCF)、通用的經(jīng)濟可承受的先進渦輪發(fā)動機(VAATE)、先進軍用核心發(fā)動機(ACME)、先進軍用發(fā)動機技術(shù)(AMET)等，突破了大量關(guān)鍵技術(shù)，并逐步提高設計和制造的工程化應用水平，為F119第四代發(fā)動機的研制提供了很好的技術(shù)保障。

同時，由于第四代發(fā)動機研制采用了大量的新技術(shù)、新材料、新工藝，研制難度更大，不同的專業(yè)、部件、系統(tǒng)之間高度交叉，技術(shù)管理工作更復雜和龐大，需要采取和引入一些更加科學的研制方法來統(tǒng)籌推進型號研制工作。如美國在F119發(fā)動機的研制過程中，通過推進及動力系統(tǒng)完整性大綱(PPSIP)及軟件開發(fā)完整性(管理)計劃(SDIMP)來明確技術(shù)要求和技術(shù)實現(xiàn)方式，通過工作結(jié)構(gòu)分解(WBS)、集成總體規(guī)劃(IMP)、集成的總?cè)粘瘫?IMS)、風險管理等方式進行研制過程的綜合管理，為第四代戰(zhàn)斗機發(fā)動機在高可靠性、長耐久性、好可維護性、高性能、短研制周期、低全壽命費用等各項指標達到綜合平衡提供了重要的保障[3]。

10 結(jié) 論

為了滿足第四代戰(zhàn)斗機的作戰(zhàn)要求，必須要研制全新第四代發(fā)動機。而為了實現(xiàn)第四代戰(zhàn)斗機動力的技術(shù)優(yōu)勢，發(fā)動機的設計具有如下特點：

1) 采用高渦輪前溫度、小涵道比的總體循環(huán)參數(shù)設計方案，以提高空中不加力推力。

2) 采用大量提高推重比技術(shù),但為了實現(xiàn)性能、隱身、可靠性等方面的需求，所能達到的推重比僅與三代機動力相當。

3) 應用矢量推力提高飛機機動性,軸對稱矢量噴管氣動性能好但隱身效果欠佳,二元矢量噴管有利于隱身但推力損失偏大，需要根據(jù)飛機需求權(quán)衡使用。

4) 采用結(jié)構(gòu)修型設計、隱身涂層、增加冷卻、渦輪和加力一體化設計、配裝二元矢量噴管等措施提高隱身性能。

5) 采用全權(quán)限數(shù)字式控制系統(tǒng)和基于機載數(shù)學模型的控制規(guī)律，提高控制系統(tǒng)的可靠性和飛發(fā)綜合控制能力，獲得更優(yōu)化的全包線性能。

6) 配備健康管理系統(tǒng)，實現(xiàn)發(fā)動機狀態(tài)監(jiān)控、故障診斷、趨勢預測和壽命管理等先進功能。

7) 與飛機開展聯(lián)合設計提升熱管理能力。

8) 通過提高設計能力、使用先進材料、強化試驗考核等各方面提高發(fā)動機的可靠性和維修性。

9) 還需要先進成熟的基礎技術(shù)和科學的管理保障型號的研制成功。

第四代戰(zhàn)斗機在動力的不加力推力、隱身、熱管理、健康管理、以及可靠性和維修性等方面都有了很大的提升，但應更注重功能、性能與可靠性、耐久性和維修性的綜合平衡設計。