变循环发动机对战斗机任务性能影响计算研究

聂永斌，孙 冬

（1.解放军94106部队，西安710614;2.空军工程大学，西安710038）

变循环发动机对战斗机任务性能影响计算研究

聂永斌1，孙 冬2

（1.解放军94106部队，西安710614;2.空军工程大学，西安710038）

为了研究战斗机任务性能模型的可行性，以战斗机为研究对象，假设其安装变循环发动机，以F-22战斗机机内燃油和带副油箱的任务性能为标准结果，考虑全部的飞行过程，对所建立的模型进行可行性验证。结果表明：计算得到的F-22战斗机内燃油和带副油箱任务性能与文献中的标准结果十分接近，误差分别为0.76%和0.24%；假设的变循环发动机使得加速及超声速飞行等涡喷模式的耗油率降低20%，亚声速巡航航段涡扇模式的耗油率降低25%，变循环发动机能够使战斗机的转场航程增加27.2%，亚声速截击任务剖面的作战半径增加29.1%。本算法具有一定的准确性，可信度较高。

变循环发动机；自适应发动机；战斗机；任务性能；作战半径

0 引言

变循环发动机（又称自适应发动机）是1种多设计点发动机，通过改变一些部件的几何形状、尺寸或位置使发动机的循环参数发生变化，该发动机能以多种模式（包括涡喷、涡扇、冲压模式等）工作，因而在亚声速、跨声速、超声速和高超声速飞行状态下都具有良好的性能。

国外对变循环发动机进行了大量研究，典型的代表有美国[1-4]、英国[5]和法国[6]等，其中美国GE公司的研究处于领先地位。GE公司在1979年的研究结果表明，变循环发动机能够使超声速巡航耗油率降低10%，亚声速的耗油率降低24%，质量降至75%。GE公司研制的F120发动机是世界上第1种经飞行验证的变循环发动机，其变循环特征可以根据飞行需求变换工作模式：当起飞、加速及超声速飞行需要高单位推力时，发动机以纯涡喷模式工作；当亚声速巡航、待机时，发动机以小涵道比混排涡扇模式工作。美国空军实验室（AFRL）预计，变循环发动机耗油率将比F-135发动机的低25%，使飞机的作战半径增加25%～30%，续航时间增加30%～40%。

对于变循环发动机的研究，美国先后启动了“自适应通用发动机技术”（ADVENT）计划和“自适应发动机技术发展”（AETD）计划。种种迹象表明，变循环发动机很可能就是其下一代战斗机动力装置的基本形式。国内关于变循环发动机的研究尚处于起步阶段，方昌德[7]、胡晓煜[7-9]、梁春华[10]和郭琦[11]等撰写了大量关于变循环发动机的综述文章；刘增文和王占学等[12-13]对变循环发动机性能和模态转换过程进行了数值模拟研究；张鑫和刘宝杰[14]对紧凑布局核心机驱动风扇级设计参数的影响进行了计算分析；赵敏静和王立峰等[15]对变循环发动机进行了半物理仿真研究。

本文选定与F-22战斗机性能相当的战斗机为研究对象，假设其安装变循环发动机，参考F120变循环发动机的变循环模式和美国关于变循环发动机的最新研究结论，并考虑全部的飞行过程，对安装变循环发动机战斗机的任务性能进行了估算。

1 战斗机模型

选定与美国的F-22战斗机相当的飞机为研究对象，F-22战斗机起飞推重比为1.2，起飞翼载为366 kg/m2。其典型性能参数见表1。有效载荷为2872 kg，其中不可回收载荷约1400 kg（假设其为隐身作战状态，带480发航炮（240 kg）+6枚152 kg的AIM-120C+2枚85 kg的AIM9M），机翼面积为78 m2，空机质量为14365 kg，机内燃油质量为 9979 kg[16-19]。

表1 F-22战斗机的典型性能参数

2 任务性能分析

飞机的任务性能可以通过飞机总质量、翼载、推重比、升阻比、载油量、推力、耗油率、巡航速度、航程、投放的有效载荷等参数计算得到。

2.1 理论分析

考虑由于燃油消耗使飞机质量减轻的速率，经过整理变形，可以建立飞机质量减轻（燃油消耗量）与飞行距离之间的关系[20]式中：W为飞机的质量；FA为飞机的可用推力（也就是发动机的安装推力）；SFC是发动机安装耗油率；V为飞机的飞行速度；dW是飞机质量的变化量；ds是飞行距离的变化量。

考虑到发动机安装耗油率（SFC）随飞机飞行高度、速度和油门杆位置变化而变化。SFC可以假设[20]为

式中：C1、C2为常数，其值由发动机类型或发动机工作状态决定；Ma为飞行马赫数；θ为无量纲温度，（，表示由于高空的外界温度变化引起热力循环的变化，进而影响发动机安装耗油率的大小。

对于低涵道比混排涡扇发动机，当发动机处于最大连续或节流工作状态时

当发动机处于全加力工作状态时

对式（1）进行积分，除了需要SFC的特性外，还需要知道瞬时推力载荷 FA

W（）的特性。

式中：FASL为飞机在海平面的可用推力；WTO为飞机的起飞质量；α为飞机推力变化系数；β为飞机质量变化系数；H为飞行高度；Ma为飞行马赫数；t为飞行时间；n为飞行过载。

经验表明，对式（1）的积分可分成2种不同的类型分别处理，即对应于单位剩余功率Ps＞0和Ps=0。

（1）Ps＞0。

当Ps＞0时具体飞行航段包括：等速爬升、水平加速、爬升和加速、起飞加速等。

根据Ps的定义，整理得

积分并简化为

式中：下标i为初始值；f为最终值。

Wi结果的乘积。即

（2）Ps＝0。

当Ps＝0时，具体航段分别为：等速巡航、等速盘旋、最佳巡航马赫数和高度、待机、暖机、起飞抬前轮、等能量高度机动等。

按照飞机阻力等于发动机推力的原则，可以得到关于飞机质量随飞行时间的变化关系

积分得出

式中：Δte为该飞行段总的飞行时间。

综上所述，通过式（8）、（9）和（11）已经可以计算整个飞行任务剖面的燃油消耗量。

2.2 算法验证

选取F-22战斗机的机内燃油和带副油箱的任务性能为标准结果，来验证本文算法的准确性。

（1）已知F-22战斗机的飞行马赫数Ma=0.8时，其机内燃油的航程为3200 km[16-19]。通常，当飞机着陆时的剩余燃油为总燃油的10%，此时，飞机着陆时的质量系数应为0.6311，飞机的起飞总质量为24344 kg。

验证过程：计算时考虑全部的飞行过程，在起飞、加速、爬升、下降、待机、着陆等小航程阶段的航程为120 km，大航程阶段的航程为3080 km的亚声速巡航（飞行马赫数Ma=0.8），总航程为3200 km。此时，飞机着陆时的质量系数为0.6367，机内剩余燃油为10.76%。

计算结果表明：计算得到的F-22战斗机机内燃油任务性能与文献[16-19]中的标准结果十分接近，误差为0.76%。

（2）已知F-22战斗机在飞行马赫数Ma=0.8时，带4个2270 L副油箱转场航程为5240 km[16-19]。当剩余10%的机内燃油时，着陆质量系数为0.4854，飞机的起飞总质量为32271 kg。

验证过程：计算时考虑全部的飞行过程，在起飞、加速、爬升、下降、待机、着陆等小航程阶段的航程为120 km，大航程阶段为5120 km的亚声速巡航（飞行马赫数Ma=0.8），总航程为5240 km。飞机着陆时的质量系数为0.4861，机内剩余燃油为10.24%。

计算结果表明，计算得到的F-22战斗机带副油箱任务性能与文献[16-19]中的标准结果十分接近，误差为0.24%。

由以上验证结果可知，计算得到的F-22战斗机机内燃油和带副油箱任务性能与文献中的标准结果十分接近，误差均小于1%，因此，该算法具有一定的准确性，可信度较高。

2.3 发动机模型的选取

参考常规变循环发动机的变循环模式，当起飞、加速及超声速飞行需要高单位推力时，发动机以纯涡喷模式工作；当亚声速巡航、待机时，发动机以小涵道比混排涡扇模式工作。

根据GE公司和美国空军实验室（AFRL）的研究成果，选取的变循环发动机与固定涵道比涡扇发动机相比，假设变循环发动机使得加速及超声速飞行等涡喷模式的耗油率降低20%，亚声速巡航、待机航段涡扇模式的耗油率降低25%。

2.4 转场任务性能

已知F-22战斗机的飞行马赫数Ma=0.8时，其机内燃油的航程为3200 km，假设其安装变循环发动机，忽略由变循环引起的发动机质量增加，研究其转场任务性能。

计算时考虑全部的飞行过程，在起飞、加速、爬升、下降、待机、着陆等小航程阶段的航程为120 km，大航程阶段航程为3950 km的亚声速巡航（飞行马赫数Ma=0.8），总航程为4070 km。飞机着陆时机内剩余燃油为总燃油的10.44%，符合对一般战斗机的要求。此时，战斗机转场航程增加了27.2%。

2.5 亚声速截击任务性能

已知F-22战斗机机内燃油亚声速截击任务的作战半径为1480 km，Ma=0.8。假设其安装变循环发动机，忽略由变循环引起的发动机质量增加，研究其亚声速截击任务性能。

亚声速截击作战任务的任务剖面如图1所示。其作战过程简化为以下3个阶段（具体阶段的参数详见文献[20]）：

（1）抵达阶段：包括暖机、起飞、加速、爬升、亚声速巡航（Ma=0.8）等过程；

（2）作战阶段：包括1个超声速盘旋和2个亚声速盘旋过程、投弹1400 kg，此阶段不计航程；

（3）返回阶段：包括亚声速巡航（Ma=0.8）、下降、待机、着陆等过程。

完成亚声速截击任务剖面的全部飞行过程。抵达阶段包括起飞、加速、爬升等小航程阶段的60 km，大航程阶段包括抵达战区1850 km的亚声速巡航，则抵达战区前的航程共计1910 km。返回阶段包括1830 km的亚声速巡航，以及加速、爬升、下降、待机、着陆等小航程阶段的90 km，返回阶段的航程共计1920 km。因此，此时飞机的作战半径可达1910 km，而且不计算作战盘旋、投弹的航程。此时，飞机着陆时其机内剩余燃油为总燃油质量的10%，符合对一般战斗机的要求。亚声速截击作战任务的航程分布见表2。

表2 亚声速截击作战任务的航程分布 km

安装涡扇发动机时，战斗机的亚声速截击任务的作战半径为1480 km。安装变循环发动机时，战斗机的亚声速截击任务的作战半径可达1910 km，作战半径增大了430 km，增加29.1%。

起飞、加速、爬升、待机、降落等航段的航程占总航程的比例小于10%，对总任务性能的影响较小。影响战斗机亚声速截击任务性能的主要航段是亚声速巡航航段。因此，25%的亚声速巡航航段耗油率降低，是航程提高的主要决定因素。

3 结论

建立了战斗机任务性能分析计算模型，对安装变循环发动机战斗机的任务性能进行了估算，根据计算结果得到如下结论：

（1）计算得到的F-22战斗机内燃油和带副油箱任务性能与文献中的标准结果十分接近，误差均小于1%，因此，本文的算法具有一定的准确性，可信度较高；

（2）低耗油率的变循环发动机对战斗机的任务性能影响较大；变循环发动机能使飞机转场航程增加27.2%，飞机的亚声速截击任务剖面的作战半径增加29.1%。

应加大对变循环发动机的研究力度，掌握变循环发动机的关键技术。

[1]Johnson J E.Variable cycle engines-the next step in propulsion evolutions[R].AIAA-1976-758.

[2]Adibhatla S，Johnson K L.Evaluation of a nonlinear PSC algorithm on a variable cycle engine[R].AIAA-1993-2077.

[3]Johnson J E.Variable cycle engine developments at General Electric-1955-1995[M].Reston:American Institute of Aeronautics and Astronautics,Inc.,1996:105-158.

[4]Ronald J.Simmons.Design and control of a variable geometry turbofan with an independently modulated third stream[D].Ohio:School of The Ohio State University.2009

[5]Nascimento M A R.The selective bleed variable cycle engine[D].Cranfield:Cranfield University,1992.

[6]Habrard A.The variable cycle engine-a solution to the economical and environmental challenge of the future supersonic transport[C]//European Symposium on the Future of High Speed Air Transport Proceedings.Strasbourg,France:1990:211-218.

[7]方昌德.变循环发动机[J].燃气涡轮实验与研究，2004，17（3）:1-5.FANG Changde.Varible cycle engine[J].Gas Turbine Experiment and Research,2004,17（3）:1-5（in Chinese）

[8]胡晓煜.国外自适应发动机技术研究进展[J].国际航空，2012（10）：40-43.HU Xiaoyu.Research development of adaptive engine technology abroad[J].International Aviation,2012.10：40-43.（in Chinese）

[9]胡晓煜.美国全面实施下一代军用航空发动机技术发展计划[J].国际航空，2007（12）：40-42.HU Xiaoyu.VAATE,US’new advanced turbine engine technology development program[J].International Aviation,2007（12）：40-44.（in Chinese）

[10]梁春华.未来的航空涡扇发动机技术 [J].航空发动机，2005，31（4）：54-58.LIANG Chunhua.Future aircraft turbofan engine technologies[J].Aeroengine,2005，31（4）：54-58.（in Chinese）

[11]郭琦，李兆庆，卢传义.第四代战斗机的动力装置[J].燃气涡轮试验与研究 ，2005，18（2）：58-62.GUO Qi,LI Zhaoqing,LU Chuanyi.Turbofan engines for fourth generation fighters[J].Gas Turbine Experiment and Research,2005，18（2）：58-62.（in Chinese）

[12]刘增文,王占学,黄红超,等.变循环发动机性能数值模拟[J].航空动力学报,2010,25（6）:1310-1315.LIU Zengwen,WANG Zhanxue,HUANG Hongchao,et al,Numerical simulation on performance of variable cycle engines[J].Journal of Aerospace Power,2010,25（6）:1310-1315.（in Chinese）

[13]刘增文,王占学,蔡元虎.变循环发动机模态转换数值模拟 [J].航空动力学报,2011,26（9）:2128-2132.LIU Zengwen,WANG Zhanxue,CAI Yuanhu.Numerical simulation on bypass transition of variable cycle engines[J].Journal of Aerospace Power,2011,26（9）:2128-2132.(in Chinese)

[14]赵敏静,王立峰.变循环航空发动机半物理仿真研究[J].工业控制计算机,2008,21（9）:30-32.ZHAO Minjing,WANG Lifeng.Hardware-in-loop simulation test-bed for variable cycle engine[J].Industrial Contral Computer,2008,21（9）:30-32.(in Chinese)

[15]张鑫,刘宝杰.紧凑布局核心机驱动风扇级设计参数影响分析[J].推进技术,2011,32（1）:47-58.ZHANG Xin,LIU Baojie.Analysis of the core drive fan stage with compact aerdynamic configuration[J].Journal of Propulsion Technology,2011,32（1）:47-58.(in Chinese)

[16]张辉,彭友梅.飞机/推进系统一体化设计[J].燃气涡轮试验与研究,1997（2）：4-8.ZHANG Hui,PENG Youmei.The plane/propulsion system integration design[J].Gas Turbine Experiment and Research,1997（2）：4-8.（in Chinese）

[17]王如根.飞机/推进系统一体化设计[M].北京：航空工业出版社.2008:51-53.WANG Rugen.Integration design of the plane/propulsion system[M].Beijing:Aviation Industry Press.2008:51-53.（in Chinese）

[18]魏刚.F-22“猛禽”战斗机[M].北京:航空工业出版社.2008.WEI Gang.F-22 Raptor[M].Beijing:Aviation Industry Press.2008:142-145.（in Chinese）

[19]朱宝鎏,朱荣昌,熊笑非.作战飞机效能评估 [M].北京:航空工业出版社.1993:78-91.ZHU Baoliu,ZHU Rongchang,XIONG Xiaofei.Evaluation of the combat aircraft effectiveness[M].Aviation Industry Press,1993:78-91（in Chinese）

[20]马丁利,海译,戴利.航空发动机设计 [M].北京:科学出版社,1992:215-243.MA Dingli,HAI Yi,DAI Li.Aircraft engine design[M].Beijing:Science Press,1992:215-243.（in Chinese）

Investigation on Influence of Variety Cycle Engine on Fighter Mission Performance

NIE Yong-bin1,SUN Dong2
（1.94106 PLA Troops,Xi'an 710614,China;2.Air Force Engineering University,Xi'an 710038,China）

In order to investigate the feasibility of fighter mission performance model,the variety cycle engine is installed in F-22 fighter hypothetically,makes the mission performance of F-22 fighter with full fuel and drop tank fuel as a standard result,considers all process of flying,and verifies the feasibility of the algorithm.The results show that the calculation result of the fighter mission performance is very proximity with the standard result of literature and the errors are 0.76%and 0.24%respectively.The voyage of ferry flight could increase 27.2%and the campaign radius could increase 29.1%of the subsonic volley mission section when specific fuel consumption of takeoff,acceleration,the supersonic cruise decrease 20%and specific fuel consumption of subsonic cruise decrease 25%.The algorithm has certain accuracy and higher reliability.

variety cycle engine;adaptive engine;fighter;mission performance;campaign radius

V 211.6

A

10.13477/j.cnki.aeroengine.2017.01.009

2016-04-21 基金项目：国家重大基础研究项目资助

聂永斌（1975），硕士，工程师，主要从事航空发动机研究工作；E-mail:393593197@qq.com。

聂永斌.变循环发动机对战斗机任务性能影响研究 [J].航空发动机，2017，43（1）：48-52.NIEYongbin,SUNDong.Investigationoninfluenceof varietycycleengineonfightermissionperformance[J].Aeroengine，2017，43（1）：48-52.

（编辑：张宝玲）