T3 / kg最大状态 :1 434飞行条件 :H = 16 000 m ,Ma =11 60 ;最大状态推力小于初始值 1 499 kg
最大加力 :3 394最大加力状态推力满足约束条件 T3 >3 335 kg
Tsfc1/ [kg ·(kg ·h) 1 )] 01 880 2飞行条件 :H =2 500 m ,Ma =01 55 ;初始值为 019240
Tsfc2/ [kg ·(kg ·h) 1 )] 01 964 8飞行条件 :H = 100 m ,Ma =01 74 ;初始值为 11016 6
Tsfc3 /[ kg ·(kg ·h) 1 )] 01 848 7飞行条件 :H = 11 000 m ,Ma =01 80 ;初始值为 01887 9
BPR 01 958 2初始值为 0148
W TO 01 953相对值 ,初始值为 11 00
时 ,推力下降超过 4%),只有决定飞机机动性的巡航段的发动机耗油率降低 ,最大加力状态推力加力推力比初始值大 ,并且在高马赫数下比初始能够满足飞机机动性需要 ,但是 ,飞行状态中的大值增大得并不多。 多数条件下 ,发动机不加力推力是降低的 ,这将会
(4)优化计算所得的循环参数虽然使得飞机给使用发动机最大状态的那些航段 (爬升、不加力
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π
表 5 最小 TSL / WTO优化计算结果 (多岛遗传算法 )
Table 5 Optimization results of minimum TSL / WTO( using multi2island genetic algorithm)
参数 F Tt4 / K Tt4,max/ KC THR BPR Tsfc/ (kg ·(kg ·h) -1) TSL / W TO
π
初值 31 5000 16001 0 1 6801061 20 11 0500 01 4500 017445 11 000 0终值 41 6884 18151 3 1 94312 3 61 16 11 0704 01 2107 018374 01 868 8
3注 :最高涡轮前总温出现在超声速巡航时的最大状态。
由表中数据可以看出 :
(1)
采用尽可能高的涡轮前总温、较低的涵道比以及较高的风扇压比 ,能够降低飞机的起飞推重比约 13 %;
(2)显然
,这一发动机循环参数方案与美国 F222和 F235战斗机的发动机 F119和 F135比较接近。因此 ,在强调不加力超声速巡航时 ,循环参数的选择将会考虑保证发动机不加力推力而牺牲耗油率。
21 3 下一代不加力超声速巡航多用途战斗机涡扇发动机优化计算
由于短距起飞和不加力超声速巡航能力不仅仅取决于发动机本身 ,也与飞机气动特性有关 ,文献[1 ]给出了未来最先进战斗机的升阻极曲线中系数 K1和 CD0 (还假设系数 K2 =0)。利用这些飞机升阻特性 ,对不加力超声速巡航多用途战斗机飞机 (单发方案 )进行约束分析 ,给定各航段的约束条件如表 6所示 ,并且假定飞机没有外挂物体 (武器内置 ,外部阻力系数 R =0)。
约束分析结果表明 ,构成下一代先进多用途战斗机约束边界的约束条件为 :起飞、不加力超声速巡航以及着陆。根据约束分析图选定设计点为 :TSL /W TO =01 90 ,W TO /S =3 480 N/m2 ,与文献[1 ]得到的美国下一代先进战术战斗机 A TF的设计点选择基本类似 ,这一方案的飞机在各种航段将具有更高的机动性 (例如爬升率、加速度、盘旋过载以及最大飞行马赫数的飞行高度范围等 )。
由于下一代飞机升阻特性比现役飞机有很大提高 ,因而此时的涡扇发动机具有耗油率优化的潜力。取与 21 2节中的循环参数选择范围以及优化计算初始值 ,以不加力超声速巡航的下一代多用途战斗机起飞总重为目标 (任务剖面参见文献 [1 ]) ,采用模拟退火算法计算得到的发动机循环参数的优化结果如表 7所示 (计算中假定超声速巡航航程与亚声速巡航航程相等 )。
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表 6 下一代多用途战斗机的第 2类约束条件
Table 6 The second constraints of next generation multi2role f ighter
航段飞行条件发动机状态飞机参数要求
起飞 H =0 m ,Ma =01 00最大加力 β=11 00起飞滑跑距离 S TO ≤450 m爬升 H =0 m ,Ma =01 80最大状态 β=11 00爬升率 d h/ dt ≥165 m/ s
超声速巡航 H =9144 m ,Ma =11 60最大状态 β=01 95巡航马赫数 Ma ≥11 6加速 H =9144 m ,Ma =01 80最大加力 β=01 80加速度 dv/ dt ≥418 m/ s2作战 H =9144 m ,Ma =01 80最大加力 β=01 80盘旋过载 n ≥71 5 g
最大飞行马赫数 H = 11 000 m ,Ma =21 0最大加力 β=01 75马赫数 Ma ≥210亚声速巡航 H = 11 000 m ,Ma =0185节流状态 β=01 70
-
注 :最高涡轮前总温出现在超声速巡航时的最大状态。
由表 7中的数据可见 ,即便具有美国先进战斗机用发动机 F119的技术水平 ,传统方案设计得到的发动机并不会在耗油率上得到更多的收益 ,只能够在飞机的机动性能上得到较大的好处。要降低战斗机在一定航程下的起飞总重或者增加在一定起飞总重下的航程 ,主要的技术途径是提高飞机在超声速飞行条件下的升阻比 ,在一定的升阻特性条件下 ,而要实现更大的航程 ,则需增加飞机起飞总重 (增加载油量 )以及增加发动机推力。
3 结 论
所建立的基于多用途战斗机 /涡扇发动机一体化的涡扇发动机循环参数设计模型和相应的计算程序 ,能够针对多用途战斗机的特点 ,充分考虑飞机在不同任务中的各个航段对推进系统的性能要求 ,实现涡扇发动机循环参数的优化选择。对现役多用途战斗机、现役设计水平的超声速巡航多用途战斗机以及下一代超声速巡航多用途战斗机用的双变量控制涡扇发动机的循环参数进行了优化 ,得到了对涡扇发动机改进或设计具有重要参考意义的结论。
参 考 文 献
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本文链接地址：航空学报08大飞机专刊(48)
