面向巡航任务的自适应循环发动机进/发匹配

王一凡，陈浩颖，张海波

南京航空航天大学 能源与动力学院，南京 210016

作为航空动力装置的重要部件之一，进气道的作用是为发动机提供所需的空气流量，并以尽可能均匀的速度场与压力场将空气的动能转化成压力势能，使整个动力装置的气动阻力最小［1-2］。然而进/发在实际的工作过程中，随着飞行任务与发动机工作状态的改变，进气道与发动机实际的流通能力往往是不同的，这使进/发匹配成为了影响发动机非设计点性能的重要因素［3］。对于兼顾亚声速与超声速飞行任务的战斗机而言，进气道一般设计在极限飞行速度与大流量状态下［4］，在超声速状态下能够保持较好的流量匹配以提高推进系统的燃油经济性；而在亚声速状态下，发动机必须进行大幅度节流，此时进气道的面积则显得过大，导致进气道的溢流增加，降低推进系统的安装性能。

为减少进/发不匹配对推进系统的不利影响，现有的超声速进气道往往具备几何可调节的能力，国内外针对几何可调的进气道已经开展了较为成熟的研究。哈尔滨工业大学的黄庆平针对马赫数0～2 的几何可调进气道进行设计与建模，CFD 仿真结果表明综合斜板角度调节与辅助进气门调节下亚声速范围总压恢复系数不小于0.94，在超声速范围高马赫数下不小于0.85［5］。南京航空航天大学的孙丰勇等通过分析进气道的内、外流特性，建立了超声速进气道/涡扇发动机一体化模型，指出在超声速状态下通过进气道放气可以提高3%的发动机安装推力［6］；叶东鑫等提出了一种带有辅助进气门调节的进气道/发动机一体化控制方法，通过调节辅助进气门开度实现进气道出口总压恢复系数的PID 控制，在典型任务工况下，推力提高了16%，耗油率下降了6%［7］。NASA Glenn 研 究 中 心 的Kopasakis 和Connolly 设计了一种基于反馈控制回路的进气道激波位置控制系统，用于进气道/发动机一体化模型当中可提高推进效率［8］。

可见，对可调进气道与发动机进行一体化控制能有效地减少发动机的溢流，降低发动机的安装损失。然而，这种调节方式的本质是在不同工况下改变进气道流通流量，在实现进/发良好匹配的同时也给推进系统带来了复杂的进气道调节机构与控制规律，对进气道的制造成本与控制方法提出了挑战。

随着航空推进系统的不断发展，自适应循环发动机［9-10］（Adaptive Cycle Engine，ACE）从改变发动机需求流量的角度为解决进/发匹配问题提供了另一种思路，相对于固定热力循环的涡扇发动机与双涵道的变循环发动机，自适应循环发动机在风扇上增加了叶尖风扇（Fan on Blade，FLADE）部件［11］，能够在更宽广的范围内改变发动机的涵道比，使发动机兼具大涵道比涡扇发动机低油耗与小涵道比涡扇发动机高单位推力的特点［12-13］，从而更好地适应战斗机的不同飞行任务。

针对自适应循环发动机的进/发匹配问题，国内外也开展过相关研究。美国GE 公司的专利指出，自适应循环发动机的FLADE 涵道气流可进一步优化发动机与进气道的匹配，从而减小甚至消除溢流阻力，并在一定程度上简化超声速进气道的调节［14-15］。美国针对带FLADE 的变循环发动机开展过进/发匹配研究，采用可调混压式进气道，在亚声速巡航与超声速巡航状态下分别打开与关闭进气道通往FLADE 的流路以实现进/发匹配［16］，但相关研究仅仅针对进气道设计，对于发动机的性能缺乏详细的阐述。国内学者针对自适应循环发动机的进/发匹配问题也开展过研究，北京航空航天大学的唐海龙和陈敏团队开展了典型工况下不同工作模式性能对比研究［17］，从进/发匹配的角度研究了自适应循环发动机总体设计与模式选择方法［18-19］，指出FLADE 部件能够有效减少发动机的溢流阻力［20-21］。西北工业大学的周红等从总体设计的角度研究了多种变循环发动机对战斗机的飞行性能的影响，研究表明相较于涡扇发动机，自适应循环发动机能够分别在亚声速巡航任务段和超声速巡航任务段使进气道阻力降低63.6% 和10.3%［22-23］，贾琳渊通过飞/发一体化任务评估表明ACE 可使得亚声速巡航耗油率降低20%，超声速巡航耗油率降低7.3%［24］。南京航空航天大学的张睿指出在相同的推力水平下，变循环发动机的双外涵模式的空气流量要比常规涡扇发动机高8%，意味着能够吸入更多空气流量，可以减小进气道的溢流阻力，提高发动机的安装推力水平［25］；李鹏远通过对变循环发动机速度特性的仿真表明，变循环发动机进气溢流阻力降低约20%，安装推力提高约20%，安装耗油率降低约19%，也同样可以大幅改善其安装性能［26］。中国燃气涡轮研究院的祁宏斌等指出在总体设计阶段，应当优先设计FLADE 涵道比以满足不同飞行任务下的进/发匹配［27］。然而，上述研究立足于发动机的性能与流量特性，忽略了不同马赫数下的进气道流量特性的变化，对于调节FLADE 导叶实现进/发匹配的原理并未进行深入的分析。

因此，本文从进/发匹配的角度探索了FLAED 部件的工作原理，通过FLADE 导叶开、闭状态下的流量特性设计超声速进气道，并建立ACE 发动机进/发一体化数学模型，从而揭示ACE 发动机与进气道流量匹配机理。本文进一步提出一种基于进/发匹配的ACE 发动机流量调节方法，通过FLADE 导叶开闭实现亚声速、超声速巡航工作任务下的进/发匹配。

1 进/发一体化工作原理

进气道出口参数主要有出口温度T2、出口压力P2、出口换算流量m2，cor，根据气动热力学公式，进气道出口温度T2、出口压力P2随飞行高度、马赫数的变化如式（1）、式（2）所示：

式中：T0和P0分别为来流空气的静温和静压；σ为总压恢复系数。几何特征一定的进气道节流特性如图1 所示［6］，在已知飞行马赫数Ma和流量系数φ的情况下，可以得到总压恢复系数σ。

图1 进气道总压恢复系数随流量系数变化［6］Fig.1 Variation of inlet total pressure recovery coeffi⁃cient with flow coefficient［6］

由气体动力学可知，进气道出口截面气体流量m2为

式中：A2为进气道出口面积；R为气体常数；λ2为进气道出口速度系数；q（λ2）为进气道出口流量系数，其表达式为

式中：Ac为进气道捕获面积。

本文所采用的几何特征固定的超声速进气道，外流阻力主要为溢流阻力，进气道的溢流阻力Fspill为

式中：ρ为气体密度；v为气流速度；Cspill为溢流阻力系数，其数值大小如图2 所示，数据来源于文献［28］。

图2 进气道溢流阻力系数随流量系数变化Fig.2 Variation of inlet spillage drag coefficient with flow coefficient

进气道出口截面参数即为发动机的进口截面参数，因此进气道与发动机共同工作时应该满足进气道出口流量与发动机进口流量平衡，进气道出口压力、温度与发动机进口压力、温度平衡。并且在FLADE 导叶角θFLADE的调节下，进气道出口流量进入风扇和FLADE 部件的比例即FLADE 涵道比BFLADE将发生变化。进气道/发动机一体化工作原理如图3 所示。

图3 进气道/发动机一体化工作原理Fig.3 Integrated working principle of inlet and engine

本文所采用的发动机为自适应循环发动机，其结构图如图4 所示。与常规涡扇发动机、双涵道变循环发动机有所区别的是，自适应循环发动机在风扇上增加了FLADE 部件，如图5 所示，从发动机轴向上看，FLADE 叶片布置在可调FLADE 进口导叶的下游。FLADE 气流首先经过FLADE 导叶再通过FLADE 叶片压缩排出，其中FLADE 叶片径向向外连接至风扇第2 级，并由该风扇驱动［29］。

图4 自适应循环发动机结构图Fig.4 Structural diagram of adaptive cycle engine

图5 FLADE 部件结构Fig.5 FLADE component structure

文献中没有关于FLADE 特性的报道，而FLADE 部件工作原理与风扇类似，为此在部件级模型中，本文将FLADE 特性看作风扇特性。从公开技术中已知FLADE 叶片可看作是风扇叶片的延伸，即FLADE 的转速等于风扇转速，则FLADE 特性可通过式（10）插值获得。

式 中：mFLADE，cor为FLADE 相 对 换 算 流 量；πFLADE为FLADE 压 比；ηFLADE为FLADE 的 效 率；NL，cor为低压转子相对换算转速；ZFLADE为FLADE 压比系数；θFLADE为FLADE 的导叶角角度。

FLADE 导叶角为连续可调的，调节时其流量、压比、效率特性变化如图6 所示，其中0°表示FLADE 全开状态，−30°表示全闭状态。在FLADE 关闭的过程中，还需要调节FLADE 尾喷管喉道面积A18，二者共同作用以实现FLADE涵道的完全关闭，关闭过程中A18与BFLADE的变化如 图7 所 示，其 中A18，ds为FLADE 尾 喷 管 设 计面积。

图6 导叶角变化后FLADE 部件特性Fig.6 Characteristic of FLADE component after guide vane angle change

图7 FLADE 尾喷管喉道面积与FLADE 涵道比随导叶角变化Fig.7 Variation of FLADE nozzle throat area and FLADE bypass ratio with guide vane angle

至此，可建立自适应循环发动机进/发一体化模型，具体的建模流程可以参考文献［30］，其部件结构与主要截面分布如图8 所示。

图8 进气道/自适应循环发动机一体化模型建模流程Fig.8 Flow chart for integrated modeling of inlet/adaptive cycle engine

由于飞行的高度、马赫数已知，只需已知流量系数φ，即可求出进气道出口总压恢复系数σ，此外，采用低压转速NL、高压转速NH、FLADE 部件 压 比πFLADE、风 扇 压 比πF、CDFS 部 件 压 比πCDFS、压气机压比πC、高压涡轮落压比πHT、低压涡轮落压比πLT、风扇轮毂比χth作为未知参数以求得其他部件模型的气动热力参数，共有10 个未知数，需要10 个独立方程来求解。在部件级模型的建模过程中，将风扇分为叶根与叶尖，定义风扇轮毂比χth为风扇叶根流量m22h与叶尖流量m22t之比［31］，即

所选取的共同工作方程可以表述为式（12）中的10 个参数共同工作方程。

式中：m为流量；P为压力；W为功率；η为机械效率；下标中数字代表截面编号，对应于图8 所示；a代表空气；g 表示燃气；f 表示燃油；tc 表示由流量计算得到的总压；t 表示总压；s 表示静压；H 表示高压轴；L 表示低压轴；cool 表示冷却气流量；EX表示抽功 量；T 表示涡轮；C 表示 压气机；F 表示风扇；MSV 为自适应循环发动机模式选择活门（Mode Selection Valve，MSV）。通过牛顿-拉夫逊（N-R）法求解共同工作方程，即可求得发动机各个部件的气动热力参数、发动机的总推力F、耗油率SFC 等性能参数，进而求得发动机的安装推力Fin为

2 自适应循环发动机进气道面积设计

进气道的流量特性通过进/发匹配影响着发动机的工作，对推进系统的综合性能发挥着至关重要的作用，因此在进气道的设计阶段就应当充分考虑进/发匹配的问题。现有的超声速进气道设计准则如表1 所示［4］。

表1 超声速进气道设计准则［4］Table 1 Supersonic inlet design criteria［4］

由于进气道与发动机的设计点不同，因此需要结合安装了自适应循环发动机的战斗机的飞行任务与发动机的需求流量对进气道进行设计，自适应循环发动机FLADE 导叶打开与关闭条件下发动机不同折合转速下的高度特性与速度特性如图9 所示。由图9 可知，发动机的需求流量、推力、耗油率与飞行高度的变化呈现负相关性，与飞行马赫数的变化呈现正相关性；相同折合转速下，在FLADE 导叶打开时发动机的进口流量显著高于FLADE 导叶关闭时的进口流量，导致FLADE 打开时发动机的推力高于FLADE 导叶关闭时，油耗则有所降低。这表明自适应循环发动机的FLADE 部件具有调节发动机需求流量的能力，对于设计在超声速工况下的进气道，在亚声速工作状态下FLADE 导叶打开可以起到弥补进气道可调部件的作用，FLADE 部件将溢流吞入并将其转化为发动机的推力，提高推进系统燃油经济性的同时在一定程度上简化超声速进气道的调节。

图9 自适应循环发动机高度、速度特性Fig.9 Height and speed characteristics of adaptive cycle engine

由于隐身性能的需求，下一代战机将装备不可调进气道［16］，因此本文根据战斗机最重要的巡航任务采用不可调的超声速进气道，并根据发动机的飞行任务需求的进气道自由流面积A0设计其捕获面积Ac以实现不同飞行任务下的进/发匹配。

战斗机执行亚声速巡航与超声速巡航的飞行任务时飞行状态较为稳定，可以认为其飞行高度、马赫数保持不变，因此依照文献［4］，根据飞机的约束分析、任务分析，可简化飞行水平方向上飞机需求推力计算公式为式（14），进而计算出飞机巡航任务的需求推力T，如表2 所示。

表2 亚声速/超声速巡航任务参数Table 2 Subsonic/supersonic cruise mission parameters

式中：γ为飞机飞行方向与水平方向的夹角，称为航迹角；α为攻角，是空气的相对来流速度方向与机翼弦线的夹角；ϕ为推力与机翼弦线的夹角，一般很小；T为飞机的需求推力；WTO为飞机起飞总重；g为重力加速度；β为飞机的瞬时重量比，与燃油消耗和载荷投放相关；D为飞机飞行阻力，包括飞机净阻力和外挂如降落伞、襟翼等附加阻力，其计算方法在文献［4］中都有详细的介绍。

保持发动机的燃烧室出口温度不大于1 900 K，不同飞行马赫数下发动机需求的进气道自由流面积如图10所示，其中A0ref为海平面静止状态下发动机的参考自由流面积，A*0代表当前飞行任务下进气道的壅塞面积，A0代表超声速进气道的自由流面积。飞行高度超过11 km 时，图10 中进气道需求自由流面积线与H=11 km 时的重合。

图10 进气道需求自由流面积Fig.10 Intake demand capture area

当飞行马赫数＜1 时，进气道的自由流面积A0小于壅塞面积A*0，故以壅塞面积来进行进气道的设计，此时任意飞行状态下的壅塞面积与海平面静止状态下的壅塞面积相近；而在飞行马赫数＞1 时，此时进气道往往处于壅塞状态，由图10 可知进气道的需求自由流面积随着飞行高度和马赫数的提高而上升，直到达到发动机涡轮前温度的限制条件，若设计的捕获面积过小，过大的流量系数将使进气道总压恢复系数急剧下降，从而影响发动机的性能。

对于自适应循环发动机来说，一方面，进气道的设计准则需要进气道的重量与费用尽可能小，相对于FLADE 导叶打开的状态，FLADE 导叶关闭时发动机的需求流量较小，意味着在满足进气道流量匹配与飞机需求推力的前提下进气道的尺寸较小；另一方面，进气道/发动机流量匹配设计点对于战斗机而言处于超声速巡航的任务段，此时往往将自适应循环发动机的FLADE 导叶关闭以获取较大的单位推力。因此，选取H=9 km、Ma=1.5 下满足需求推力的、关闭FLADE 导叶的发动机状态作为进/发流量匹配设计点，设计进气道的进口捕获面积Ac，由图10可知，此时Ac=1.14A0ref。

由式（8）的变式式（15）可知，发动机的工作状态在σ与φ的关系图中表现为一条直线，其与进气道的特性线的交点为当前飞行任务下的进/发共同工作点。

由进气道特性图可以看出，在每个飞行马赫数下进气道都存在一个“拐点”，称为进/发工作的临界点，此时外部阻力最小。受到发动机的工作状态影响，当进/发共同工作点位于临界点左侧时，进气道处于亚临界状态，必然产生较大的溢流阻力；而当进/发共同工作点位于临界点右侧时，总压恢复系数随流量系数的增大急剧下降，发动机的性能将大幅度降低。因此，在设计时改变进气道捕获面积Ac的大小将进/发共同工作点设计在设计飞行任务下的临界点处，由于流量系数φ已知，可将进/发流量匹配设计点与进/发工作线表示在图11 中，红线与蓝线的交点即为进/发流量匹配设计点。在此飞行条件下自适应循环发动机的性能参数如表3 所示，由于此时FLADE 导叶处于关闭状态，FLADE 涵道比近似为0。

表3 进气道/发动机流量匹配设计点下发动机性能参数Table 3 Engine performance parameters at inlet/en⁃gine flow matching design point

图11 进气道/发动机共同工作线Fig.11 Inlet/engine common working line

3 工作模式选择

将Ma=0.7～1.5 条件下的不同折合转速下进/发共同工作点相连接，在超声速进气道特性图上得到进/发共同工作线如图12 所示。可以看出，在飞行马赫数＜1 时，发动机在FLADE 导叶打开时具有更大的需求流量，因此在低折合转速下更容易达到进气道的临界状态；在FLADE 导叶关闭时，则需要较大的发动机折合转速才能使进气道在临界状态附近工作。而在飞行马赫数＞1 的临界点处，进气道流量特性限制了FLADE 部件的工作，此时进/发特性线使得FLADE 打开状态下的发动机转速无法继续增加，否则急剧下降的进气道总压恢复系数将严重影响发动机的性能与稳定裕度，而由于FLADE 部件的设计压比相对于核心机部件普遍较低，在FLADE 涵道中流量转化为推力的能力弱于核心机，因此超声速状态下需要关闭FLADE 导叶以充分发挥发动机的性能，提高战机的机动性。

图12 不同折合转速下进气道/发动机共同工作线Fig.12 Common working line of inlet/engine at differ⁃ent corrected speed

进一步针对表2 中具体的飞行任务进行分析，这2 个巡航任务点下的自适应循环发动机流量系数φ、总压恢复系数σ与飞行马赫数Ma的关系如图13 所示。对比亚声速巡航与超声速巡航状态下FLADE 导叶分别开、闭时发动机推力、油耗、涡轮前温度、转速等性能参数，并以FLADE处于关闭状态下发动机的性能为基准进行归一化处理，结果如图14 所示。

图13 亚/超声速任务点流量系数与总压恢复系数Fig.13 Flow coefficient and total pressure recovery co⁃efficient of subsonic/supersonic mission point

图14 发动机性能对比Fig.14 Engine performance comparison

分析图13 与图14（a）可知，对于进/发流量匹配而言，当发动机工作在亚声速巡航状态时，打开FLADE 导叶使发动机以降低0.01 左右的进气道总压恢复系数为代价将流量系数提高近8%，进气道由亚临界状态变为临界状态，此时进气道的溢流阻力降低50%；而就发动机的性能而言，FLADE 部件吞入进气道溢流，增大了发动机的涵道比，由此带来了FLADE 涵道的推力收益，意味着发动机不再需要维持较高的转速，从而降低了发动机10.5%的油耗与2.3%的涡轮前温度。因此，在亚声速巡航任务段，应当打开自适应循环发动机的FLADE 导叶以降低油耗，增大战机的航程与作战半径。

当发动机在超声速巡航任务下工作时，由于进气道设计点在此任务点下，FLADE 关闭状态下恰好达到进气道的临界状态，根据图13，此时进气道的最大流量线限制了FLADE 打开状态下自适应循环发动机高、低压转子转速的上升，由图14（b）可以看出，FLADE 打开状态下的发动机在最大流量系数处仍然不满足战机安装推力的需求，意味FLADE 导叶打开时的发动机无法执行超声速巡航的飞行任务。因此，在超声速巡航任务段，应关闭自适应循环发动机的FLADE 导叶，使进气道出口流量全部进入内风扇，提高单位推力以满足需求推力从而增大战机的机动性。

可见，相较于涡扇发动机与双涵道变循环发动机，自适应循环发动机的优势在于能够通过FLADE 部件的开闭来调节自身需求流量，使发动机在不同马赫数的飞行任务下的流量系数处于或近似处于进气道临界工作点附近，达到在适应飞行任务的同时实现最优进/发匹配的效果。

4 结 论

本文以装配了超声速进气道的自适应循环发动机为研究对象，在亚声速巡航、超声速巡航2 个任务点下仿真对比FLADE 导叶开闭对发动机性能的影响，得到了以下结论：

1）FLADE 导叶开闭的作用主要是满足进/发匹配需求。相同的折合转速下，FLADE 导叶打开时发动机的需求流量、推力较FLADE 导叶关闭时有所提升，耗油率有所降低。使FLADE导叶的调节具有管理自适应循环发动机需求流量的作用，可在实现进/发匹配的同时提高推进系统燃油的经济性。根据战斗机的巡航飞行任务需求，通过分析具体的超声速进气道节流特性，在超声速巡航飞行任务下实现了进气道/自适应循环发动机的匹配。

2）在亚声速巡航任务点进行仿真，结果表明在安装推力满足飞行任务需求推力的前提下，FLADE 导叶的开启以降低0.01 的总压恢复系数为代价吞入溢流实现进/发匹配，提高了8%的发动机流量系数，降低了50%的进气道溢流阻力，使发动机的油耗降低10.5%，涡轮前温度降低2.3%，推进系统燃油经济性明显提高。

3）在超声速巡航任务点进行仿真，结果表明进气道的节流特性限制了FLADE 部件的工作，在超声速巡航状态下若仍打开FLADE 导叶，进气道供给流量已无法满足发动机需求流量，发动机转子部件只能工作在较低转速，此时发动机安装推力无法满足超声速巡航需求推力，因此应当关闭FLADE 导叶使进气道流量全部进入内风扇以提高发动机单位推力，增强机动性。