高空長航時無人機用發(fā)動機推力需求及技術(shù)特點分析

于廣民，王奉明，盧 娟

(1.中國航空發(fā)動機集團有限公司，北京 100097；2.中國航空發(fā)動機研究院先進航空動力創(chuàng)新工作站，北京 101304)

1 引言

高空長航時無人機通常是指飛行高度超過18 km 且持續(xù)飛行24 h 以上的無人駕駛飛機，相比于低軌衛(wèi)星、有人駕駛飛機、高空飛艇等具有偵察功能的飛行器，其具備任務(wù)高度范圍廣、滯空時間長、機動能力強、使用和維護成本低廉等綜合優(yōu)勢，被廣泛應(yīng)用于軍事和民用領(lǐng)域，執(zhí)行偵察監(jiān)視、搜索跟蹤、災(zāi)情勘測、氣象研究等任務(wù)[1-3]。

由于高空長航時無人機特定的飛行任務(wù)屬性及其高空低雷諾數(shù)工作環(huán)境的特殊性要求，其配套動力通常需要具備以下幾個特征：一是要具備較高推重比、低耗油率能力，以支撐飛機實現(xiàn)較強的載荷能力以及在攜帶燃油量一定的情況下實現(xiàn)較長的滯空時間。二是要具備可靠、穩(wěn)定的高空工作能力，以應(yīng)對高空低雷諾數(shù)環(huán)境下部件效率降低、流通能力衰減導(dǎo)致的喘振邊界下移問題。研究表明，發(fā)動機高壓壓氣機的喘振裕度在高空環(huán)境下只有在地面環(huán)境下的35%左右[4]，壓氣機中間級放氣是提高喘振裕度的重要方法[5]。三是要具備支持大功率提取的能力，以滿足無人機更高的用電需求及機載定向能武器的功率需求。

“全球鷹”無人機是高空長航時無人機的典型代表，最大飛行高度超過20 km，巡航空速650 km/h(馬赫數(shù)約0.6)[6]。本文以“全球鷹”無人機為例，對高空長航時無人機用發(fā)動機的推力需求及技術(shù)特點進行分析，以期為高空長航時無人機動力方案設(shè)計提供輸入和指導(dǎo)。

2 高空長航時無人機推力建模與分析

2.1 高空長航時無人機任務(wù)剖面

“全球鷹”無人機作戰(zhàn)任務(wù)剖面如圖1所示。主要由地面起飛(起飛滑跑距離1.524 km)、加速爬升(爬升高度至15.240 km，最大爬升水平距離370 km)、巡航爬升(爬升高度至19.812 km，直線爬升距離2 222 km)、盤旋巡航(巡航高度19.812 km，24 h 掃描，掃描覆蓋范圍103 600 km2)、退出段、下滑段以及降落段等階段組成。

圖1 “全球鷹”無人機作戰(zhàn)任務(wù)剖面[7]Fig.1 Operational mission profile of the Global Hawk

典型任務(wù)剖面與發(fā)動機工作狀態(tài)的對應(yīng)關(guān)系如下：起飛階段——發(fā)動機以起飛/最大狀態(tài)工作；加速爬升階段——發(fā)動機以爬升/額定狀態(tài)工作；巡航爬升階段——發(fā)動機以額定-巡航狀態(tài)工作；巡航平飛階段——發(fā)動機以巡航狀態(tài)工作。

2.2 典型任務(wù)階段需求推力計算模型

通過選取飛機典型任務(wù)剖面進行推力需求分析，為發(fā)動機的性能設(shè)計提供輸入。選取起飛、爬升、巡航等3個典型任務(wù)階段進行分析，建立發(fā)動機需求推力計算模型。

2.2.1 起飛階段

起飛階段可分為兩個階段，從接到起飛指令、油門推到最大到飛機前輪開始抬起為第一階段，飛機前輪開始抬起到飛機離地為第二階段。起飛過程示意如圖2所示。圖中，d1為飛機起飛第一階段滑跑距離，d2為飛機起飛第二階段滑跑距離，V為飛機速度。

圖2 飛機起飛過程示意圖Fig.2 Schematic diagram of aircraft take-off process

在第一階段，飛機滑跑速度從0開始逐漸加速，直至飛機前輪離地開始產(chǎn)生迎角，此時滑跑速度約為0.7～0.9 倍起飛安全速度(借鑒英、美定義方式，本文起飛安全速度為飛機離地高度15 m 時對應(yīng)的飛機速度)，飛機受力分析如圖3所示。

圖3 飛機起飛第一階段受力分析Fig.3 Force analysis of aircraft in the first stage of take-off process

以地面為X軸、垂直于地面為Y軸建立坐標(biāo)系對飛機進行受力分析。有：

式中：T為需求推力，m為飛機質(zhì)量，dV/dt為飛機加速度，D為飛行阻力，F(xiàn)為飛機摩擦力，N為地面支持力，W為飛機重力，L為飛機升力，f為摩擦系數(shù)。L=(d/d1)W，d為飛機離地前某時刻的滑跑距離。

在第二階段，飛機滑跑速度從0.7～0.9 倍起飛安全速度逐漸加速到起飛安全速度，飛機前輪抬起，飛行迎角從0°逐漸變大直至飛機離地15 m，此時飛機受力分析如圖4 所示。圖中，ω為發(fā)動機安裝角，一般為1°～2°，計算時可以忽略不計。則有：

圖4 飛機起飛第二階段受力分析Fig.4 Force analysis of aircraft in the second stage of take-off process

聯(lián)合公式(3)～(5)推導(dǎo)可得：

式中：θ為飛行迎角。

起飛階段發(fā)動機油門桿通常處于最大狀態(tài)，起飛過程中飛機升力和飛行阻力的變化如圖5 所示。此時，飛行阻力平行于飛機飛行方向，可計算為：

圖5 飛機起飛過程受力變化示意圖Fig.5 Schematic diagram of force change during aircraft take-off process

式中：CD0為零升阻力系數(shù)；S為機翼面積；A為與飛機氣動外形相關(guān)的計算過程參數(shù)，A=1/(πeR)，e為OSWALD 系數(shù)(通常取0.80～0.95，該數(shù)值在亞聲速條件下可認(rèn)為基本不變，在超聲速后會逐漸變小)，R為機翼展弦比且R=b2/S；k為地面效應(yīng)修正因子，用于表征飛機在近地面飛行時下降流和連帶誘導(dǎo)阻力的影響，k=(16h/b)2/(1+(16h/b)2)，h為機翼距地面高度，b為翼展長度；CL為升力系數(shù)，CL=L/(0.5ρV2S)，ρ為大氣密度。

2.2.2 爬升階段

爬升階段通常是從高度幾百米爬升到10 000 m以上，在低空小表速爬升階段，飛機的飛行迎角大，航跡角小，但隨著爬升速度的增加，其飛行迎角變小，航跡角逐漸變大。爬升通常有兩種方式，一種是最快爬升方式，此時發(fā)動機通常處于最大狀態(tài)；另一種是經(jīng)濟爬升方式，此時發(fā)動機通常處于爬升狀態(tài)。爬升階段受力分析如圖6所示。

圖6 爬升階段飛機受力分析Fig.6 Force analysis of aircraft in the climbing process

以飛行途徑為X軸、垂直于飛行途徑為Y軸建立坐標(biāo)軸，對飛機進行受力分析。有：

其中：r為飛行半徑(自地心算起的半徑，等于地球半徑與飛行高度之和)，α為航跡角。

推力計算式為：

2.2.3 巡航階段

飛機在空中巡航通常也有兩種方式，一種是最大巡航，一種是經(jīng)濟巡航。經(jīng)濟巡航時，發(fā)動機工作在最省油狀態(tài)，飛機通常保持在某個迎角以確保產(chǎn)生的升力等于重力，飛行表速增加，迎角逐漸越小。巡航階段飛機受力分析見圖7。

圖7 巡航階段飛機受力分析Fig.7 Force analysis of aircraft in the cruise process

以水平方向為X軸、垂直于水平為Y軸建立坐標(biāo)系，對飛機進行受力分析。有：推導(dǎo)得：

聯(lián)合公式(16)、(17)、(18)，推力迭代計算式為：

2.3 計算結(jié)果及分析

基于建立的飛機推力計算模型，編制了面向作戰(zhàn)任務(wù)需求的發(fā)動機性能需求計算程序，并針對典型任務(wù)階段開展了仿真計算與敏感度分析。

2.3.1 起飛階段推力需求分析

分析可知，起飛過程中飛機速度很低，升力和阻力系數(shù)相對較小，對發(fā)動機性能有顯著影響的因素有飛機起飛質(zhì)量與起飛滑跑距離。下面分別針對這兩個因素對推力的影響進行敏感度分析。

假定飛機初始起飛質(zhì)量為12 000 kg，起飛地面滑跑距離為665 m，起飛地面滑跑時間為23 s，起飛離地速度為55.3 m/s，飛機離地迎角為10°，并以此為計算輸入條件進行起飛需求推力計算。

(1) 飛機起飛質(zhì)量對推力影響的敏感度分析。

保持其他條件不變，僅改變飛機起飛質(zhì)量，分別為11 000 kg、12 000 kg、13 000 kg，計算得到的需求推力如圖8 所示。可以看出，隨著飛機起飛質(zhì)量的增加，對發(fā)動機推力需求也明顯增加，飛機起飛質(zhì)量每增加100 kg，發(fā)動機推力需求約增加300 N。

圖8 起飛階段飛機起飛質(zhì)量對發(fā)動機推力需求的影響Fig.8 Influence of aircraft take-off quality on thrust requirement in the take-off process

(2) 滑跑距離對推力影響的敏感度分析。

保持其他條件不變，僅改變飛機起飛滑跑距離，分別為665 m、800 m、1000 m，計算得到的需求推力如圖9所示。可見，起飛滑跑距離越短，對發(fā)動機推力需求越大。起飛滑跑距離從665 m 延長至800 m時，起飛滑跑距離每增加1 m推力需求約降低50 N；起飛滑跑距離從800 m延長至1 000 m時，起飛滑跑距離每增加1 m推力需求約降低10 N。

圖9 起飛階段滑跑距離對發(fā)動機推力需求的影響Fig.9 Influence of running distance on thrust requirement in the take-off process

上述分析可知，在起飛階段對發(fā)動機性能有顯著影響的因素有飛機起飛質(zhì)量和起飛滑跑距離，因此飛發(fā)協(xié)調(diào)設(shè)計時，發(fā)動機方需要注重對飛機起飛質(zhì)量的約束，并研究清楚飛機部署機場跑道情況，在機場條件允許的情況下適當(dāng)增加滑跑距離可以有效降低發(fā)動機起飛推力需求，從而降低發(fā)動機研發(fā)難度和技術(shù)風(fēng)險。

2.3.2 爬升階段推力需求分析

分析可知，爬升任務(wù)階段對發(fā)動機性能有顯著影響的因素有飛機起飛質(zhì)量和爬升加速度/爬升角度，其中后者可以采用爬升率來綜合反映。

假定爬升開始高度為200 m，爬升結(jié)束高度為15 000 m，起始爬升馬赫數(shù)為0.38，結(jié)束爬升馬赫數(shù)為0.50，對爬升推力進行分析。

(1) 飛機起飛質(zhì)量對推力影響的敏感度分析。

爬升時間為900s，飛機起飛質(zhì)量分別為11 000kg、12 000 kg、13 000 kg 時，計算得到的需求推力如圖10 所示。可見，隨著飛機起飛質(zhì)量的增加，發(fā)動機推力需求增大；隨著爬升高度的增加，由飛機起飛質(zhì)量差異引起的發(fā)動機推力需求差異逐漸變小。

圖10 爬升階段飛機起飛質(zhì)量對發(fā)動機推力需求的影響Fig.10 Influence of aircraft take-off quality on thrust requirement in the climbing process

(2) 爬升率對推力影響的敏感度分析。

飛機起飛質(zhì)量為12 000 kg，爬升時間分別為850 s、900 s、950 s 時，計算得到的需求推力如圖11所示。可見，隨著爬升高度的增加，爬升率對推力需求的影響越來越顯著。在確定的飛機氣動布局條件下，在高度10 000～15 000 m區(qū)間范圍內(nèi)，當(dāng)爬升率由17.98 m/s調(diào)整為15.47 m/s時，發(fā)動機推力需求降低了約40%。

圖11 爬升階段爬升率對發(fā)動機推力需求的影響Fig.11 Influence of climb rate on thrust requirement in the climbing process

上述分析可知，爬升階段對發(fā)動機性能影響最顯著的因素是爬升率，對于不需要急速爬升的高空長航時無人機，適當(dāng)降低爬升率指標(biāo)或采用分段爬升的方式有利于實現(xiàn)較遠航程，同時可以有效降低發(fā)動機推力需求和研發(fā)難度。

2.3.3 巡航階段推力需求分析

分析可知，飛機巡航時發(fā)動機推力需求與飛機起飛質(zhì)量、飛行速度、飛機升阻比、飛行迎角有關(guān)，其中對推力需求影響較為顯著的因素是飛機升阻比、飛行速度和飛機起飛質(zhì)量。飛機升阻比和飛行速度與飛機翼型設(shè)計相關(guān)，發(fā)動機的最佳工作區(qū)域應(yīng)涵蓋飛機高升阻比區(qū)域。

假定巡航高度為18 000 m，巡航馬赫數(shù)為0.5，巡航時間為24 h，消耗燃油質(zhì)量為4 500 kg，并以此為計算輸入條件進行需求推力計算。

保持其他條件不變，僅改變飛機起飛質(zhì)量，分別為13 000 kg、12 000 kg、11 000 kg，計算得到的需求推力如圖12所示。可以看出，隨著飛機起飛質(zhì)量的降低，發(fā)動機推力需求減少，且在巡航過程中，由于燃油消耗飛行質(zhì)量持續(xù)降低，發(fā)動機巡航推力需求變化較大，變化范圍達32%～35%。

圖12 巡航階段飛機起飛質(zhì)量對發(fā)動機推力需求的影響Fig.12 Influence of aircraft take-off quality on thrust requirement in the cruise process

上述分析可知，由于高空長航時無人機巡航時間較長，巡航過程中隨著燃油量的消耗飛行質(zhì)量逐漸降低，發(fā)動機推力需求變化較大。因此，在高空長航時無人機發(fā)動機設(shè)計中，要注重考慮采用可實現(xiàn)較大范圍內(nèi)節(jié)流調(diào)節(jié)能力的技術(shù)手段和方法。

3 高空長航時無人機動力特性分析

3.1 AE3007H發(fā)動機設(shè)計特點

中/小型民用大涵道比渦扇發(fā)動機最接近高空長航時無人機飛機使用需求。“全球鷹”無人機動力是在艾利遜公司成熟的大涵道比渦扇發(fā)動機基礎(chǔ)上針對高空長航時特殊使用要求改進發(fā)展的AE3007H，由1 級風(fēng)扇、14 級軸流高壓壓氣機、環(huán)形燃燒室、2級高壓渦輪及3級低壓渦輪組成[8]。

AE3007H發(fā)動機具有以下設(shè)計特點[9-10]：

(1) 涵道比較大。AE3007H 發(fā)動機的涵道比大約為5.0，屬于大涵道比渦扇發(fā)動機。根據(jù)質(zhì)量附加原理，增大涵道比是降低渦輪發(fā)動機耗油率的有效途徑之一，但是為了避免發(fā)動機推力特性隨高度增加而衰減過快(高空無人機的特殊要求)，涵道比又不能選取過大。

(2) 風(fēng)扇壓比較低，核心機壓比較高。AE3007H發(fā)動機采用單級風(fēng)扇，壓比只有1.47，而高壓壓氣機14 級，核心機壓比達16.30(F110-GE-129 發(fā)動機核心機壓比僅9.41[11])，且沒有壓縮效果和效率較低的增壓級，是適合高空長航時低耗油率的最優(yōu)構(gòu)型。

(3) 低壓渦輪級數(shù)多，單級落壓比低。AE3007H發(fā)動機低壓渦輪為3 級，相比戰(zhàn)斗機用發(fā)動機級數(shù)較多。這是因為高空長航時無人機用發(fā)動機的涵道比較大，低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速較低、單級落壓比小等原因所致，另外也是犧牲質(zhì)量換取高效率理念的體現(xiàn)。

3.2 高空長航時無人機動力設(shè)計原則

結(jié)合AE3007H 設(shè)計特點及本文對高空長航時無人機進行的推力需求分析結(jié)果可知，高空長航時無人機動力設(shè)計時應(yīng)遵循以下幾個原則：

(1) 要與飛機及作戰(zhàn)任務(wù)剖面進行充分優(yōu)化迭代，通過與飛機氣動性能、作戰(zhàn)使用方式最佳匹配以優(yōu)化發(fā)動機熱力循環(huán)參數(shù)。

可基于前文仿真結(jié)果得出在不同任務(wù)階段飛機對發(fā)動機推力需求影響因素的敏感度，并據(jù)此提出優(yōu)化發(fā)動機方案，降低研發(fā)難度。在高空長航時無人機質(zhì)量一定的情況下，起飛階段對發(fā)動機推力性能影響顯著的因素是起飛滑跑距離和滑跑時間，在實際設(shè)計時發(fā)動機方要與飛機方充分協(xié)調(diào)，在機場跑道允許的情況下適當(dāng)增加滑跑距離可以有效降低發(fā)動機起飛推力需求；爬升階段對推力需求影響最敏感的因素是爬升率，對于高空長航時無人機，不必像戰(zhàn)斗機那樣基于最快達到的策略進行爬升，而是應(yīng)基于航程最優(yōu)確定合理的爬升率，如采用分段爬升的方式，在有利于實現(xiàn)較遠航程的同時，有效降低發(fā)動機推力需求。

(2) 發(fā)動機部件需要具備更寬的工作范圍，且在高空環(huán)境下具備可接受的工作效率。

在巡航階段，由于飛行時間長、耗油量多，飛機質(zhì)量變化明顯，發(fā)動機推力需要在2 500～4 500 N之間變化。除了通過飛機姿態(tài)調(diào)整外，還需要發(fā)動機高空節(jié)流特性好，以保證發(fā)動機在較大推力變化范圍內(nèi)仍可維持較高效率。另外，高空低雷諾數(shù)效應(yīng)會引起發(fā)動機相關(guān)部件效率、通流能力等發(fā)生變化，其工作線向壓氣機喘振線方向移動。因此，與傳統(tǒng)發(fā)動機相比，高空長航時無人機發(fā)動機各相關(guān)部件需要具有更寬廣的工作范圍、更靈活的通流調(diào)節(jié)能力，并在考慮高空低雷諾數(shù)效應(yīng)的條件下具有可接受的工作效率。

(3) 針對高空長航時無人機動力地面起飛/巡航推力需求比大的工作特點，綜合考慮高空推力與耗油率的設(shè)計折衷。

高空長航時無人機動力起飛推力與巡航推力差異大，地面起飛與巡航推力需求比高達10以上。若涵道比選取過大，則在滿足巡航推力需求時造成地面起飛推力過大，導(dǎo)致發(fā)動機質(zhì)量過大；若涵道比選取過小，則會在滿足地面起飛推力需求的情況下造成巡航耗油率指標(biāo)過大，無法支撐長航時的工作要求。因此，需要在涵道比匹配等方面進行統(tǒng)籌考慮，一是選取適中的涵道比進行匹配，如AE3007H涵道比選取為5.0左右，既能保證巡航耗油率較低，又可避免發(fā)動機推力特性隨高度增加而衰減過快；二是壓比匹配要盡量靠近循環(huán)最經(jīng)濟壓比。

(4) 部分系統(tǒng)要針對高空低雷諾數(shù)環(huán)境進行特殊設(shè)計。

需要發(fā)展非氣動燃油霧化能力強的燃油噴嘴。當(dāng)前我國航空發(fā)動機燃油噴嘴大多采用氣動燃油霧化噴嘴，由于高空環(huán)境下的空氣密度只有地面的5%～10%，噴嘴內(nèi)的氣流速度降低、氣動力變小，導(dǎo)致燃油霧化效果變差，影響燃燒效率。因此，高空長航時無人機用發(fā)動機中需要發(fā)展非氣動力燃油霧化噴嘴，以改善發(fā)動機高空燃燒效率。如應(yīng)用于J79發(fā)動機上的甩油盤式噴嘴，以及超聲波燃油霧化噴嘴等新概念燃油噴嘴。

此外，需要充分考慮滑油系統(tǒng)的高空密封性。高空低速環(huán)境下，由于周圍大氣壓力降低，發(fā)動機內(nèi)部壓力也較低，特別是受到低雷諾數(shù)影響，軸承腔和滑油箱的壓力關(guān)系發(fā)生變化，導(dǎo)致封嚴(yán)失效。為防止泄漏產(chǎn)生，一是采取技術(shù)措施增加封嚴(yán)壓差，一方面需要增加封嚴(yán)氣體壓力(如從高壓壓氣機后面級引高壓氣)，另一方面需要降低滑油腔壓力(如增加回油泵的泵油能力等)；二是采用新式密封，如利用接觸式密封代替目前發(fā)動機中常用的非接觸式密封，以克服高空低壓環(huán)境對封嚴(yán)效果的不利影響。接觸式密封有手指密封、刷式密封等[12]，其中刷式密封已經(jīng)在F119、PW2500等發(fā)動機上得到應(yīng)用。

4 結(jié)束語

高空長航時無人機的使用特性表明，其對配套動力的需求有獨特之處，最典型的是高空巡航推力調(diào)節(jié)范圍大、發(fā)動機高空性能要求高，同時高空低雷諾數(shù)效應(yīng)為高空長航時無人機動力設(shè)計帶來了特殊困難和挑戰(zhàn)。文中從高空長航時無人機對動力的能力需求角度出發(fā)，以“全球鷹”無人機為對象進行了發(fā)動機推力需求建模分析，并結(jié)合AE3007H發(fā)動機技術(shù)特點深入分析了高空長航時無人機動力特性，提出了高空長航時無人機發(fā)動機需要遵循的設(shè)計原則，相關(guān)敏感性參數(shù)對推力需求影響規(guī)律研究可為高空長航時無人機動力方案設(shè)計提供輸入和指導(dǎo)。