航空学报08大飞机专刊(47)

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(3)发动机尺寸与重量计算模型
发动机尺寸与重量的预测方法采用文献 [3]的计算方法 ,这种方法对现役和不远的未来发展式中 : CD0为零升力阻力系数 ;K1 ,K2为常系数。针对不同设计水平的多用途战斗机 ,可以根据文献[1 ]中提供的数据来选择 CD0 ,K1和 K2的具体数值 ,也可以直接采用已知的飞机气动特性。
(2)飞机重量组成
将飞机起飞总重 W TO分为有效载荷 W P ,空重 W E和燃油重量 W F ,而 W P则由不可回收的有效载荷 W PE (弹药、导弹和副油箱等 )和永久有效载荷 W PP (机组人员及其装备等 )组成。飞机的空重比 Γ(Γ= W E /W TO )根据文献 [ 1 ]中提供的数据来确定 ,或者根据已有的研究经验来确定。
(3)飞机任务剖面
飞机任务剖面中包括起飞、近地爬升、爬升、巡航、下降、亚声速和超声速突防、作战、攻击、最大马赫数平飞、升限、最佳巡航马赫数 (BCM)和最佳巡航高度 (BCA)、巡逻以及着陆等全部多用途战斗机的典型航段的分析模型。飞机的各种任务剖面均可由这些基本航段组成。
11 3　一体化计算模型
(1)约束分析模型
约束分析的基本方程为 [1 ]
2

 

nβ W TO TSL β
qS
=

+
K1
qS V 2
W TO αβW TO
nβ W TO R 1d
h+ + CD0 + +K2
2 g

qS qS V dt (1)
式中 :TSL为发动机海平面安装推力 ;α为发动机安装推力与发动机海平面安装推力之比 ;β为飞机重量与飞机起飞总重之比 ;n为过载 ;q为来流

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发动机约束。发动机的要求具体化为如表 1的第 2类约束条件
先进多用途战斗机兼顾了对空作战的中高空(约束条件中没有提供航程 ,但表中给出的代表飞性能以及对地攻击的低空性能 ,因而其性能综合机重量变化的参数 β值可以明显反映飞机在任务考虑了空中优势战斗机和传统攻击机的特点。可剖面中的重量变化 ,一般情况下 ,β值可以根据战以将现役某型多用途战斗机在对地攻击任务中对斗机的要求来确定 )。
表 1　某型多用途战斗机 /涡扇发动机一体化优化设计的第 2类约束条件
Table 1　The second constraints of integrated design optimization of some multi2role f ighter/ turbofan engine

航　段条　件数　值说　明
起飞滑跑
距离 S TO
最大爬升率
d h/ dt
作战盘旋过载 n
最大飞行马赫数 Ma飞行条件约束
飞行条件约束
飞行条件

约束
H =0 m ,Ma =0～01 26
S TO ≤945 m

H =0 m ,Ma =01 80
d h/ dt ≥160 m/s

最大状态 :n≈51 26 g
H = 8 000～11000 m
Ma =11 6

 

　　 β=11 000 ,此时的约束条件对起飞状态的发动机最大加力推力构
成约束　　
β=01 630 16 ,最大加力状态为 “作战状态”。此时的约束条件对作战时的发动机最大加力推力和最大推力构成约束
　　 β=01 594 83 ,此时的约束条件对最大飞行马赫数的发动机最大加力推力构成约束
飞行条件Ma =11 1～11 6 　　 β=01 594 83 , dh/ dt =5 m/s ,此时的约束条件对使用升限的发动机使用升限 H约束 H = 16 000 m最大加力推力构成约束 ,但由于 Ma =11 6时对发动机的推力要求更大 ,故只对 Ma =11 6时的发动机最大加力推力构成约束
　　同样 ,考虑现有的发动机改进设计技术水平 ,循环参数选择范围以及优化计算初始值分别如表 2所示。以飞机起飞总重为优化目标 ,在预定的任务剖面上进行优化计算。
表 2　以 WTO为目标的循环参数的限制值和初始值 Table 2　Constraints and initial values of cycle parameters for minimum WTO optimization
优化参数 πF Tt4 / K πC
上限  41 20  1 850  715
下限  31 00  1 500  610
初始值  31 20  1 550  612

优化计算中假定 : (1)各部件效率不变 ,加力时 Tt7不变 ; (2)发动机空气流量不变 ,从而保证发动机与进气道的流量匹配条件不变 ; (3)发动机采用原有的稳态控制规律 ; (4)飞机的有效载荷不变 ; (5)采用的飞机空重比为 :Γ = W E /W TO = 11 698 ×W TO-01 13 (经验关系式 );( 6)忽略燃油重量变化对副油箱重量的影响。
将表 1的第 2类约束条件以及表 2的第 1类约束条件和初始值输入飞 /发一体化优化设计程序中 ,采用多岛遗传算法进行优化计算 ,部分参数的收敛过程如图 1和图 2所示。计算获得的最终结果如表 3所示。分析 :
(1)
在满足飞机机动性要求的情况下 ,飞机起飞总重降低 41 7%。

(2)
一体化优化计算得到的循环参数结果是 :尽可能提高 Tt4和 πF(相应的 BPR增加 ),降低发动机巡航航段的耗油率 ,降低飞机载油量 ,从而降低飞机起飞总重。

(3)从表
3中的数据不难看出 ,由于优化计算所得到的结果是发动机的涵道比增加了许多 ,虽然在地面状态的发动机最大状态推力和加力推力比初始值大了不少 ,但是 ,由于发动机的涵道比增加 ,随着飞行马赫数的增加 ,发动机推力衰减较快 ,使得表中所给定的飞行条件下的发动机不加力推力小于初始值 (例如当飞行马赫数为 11 60

 

 

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表 3　最小起飞总重优化计算结果 (多岛遗传算法 )
Table 3　Optimization results of minimum WTO ( using multi2island genetic algorithm)

参　数数　值说　明
πF  31 293 4 初始值为 312 
Tt4 / K πC  1 7491 571 476 3 初始值为 1 5501 0 初始值为 612 
　
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