[科普中国]-发动机机身一体化

飞机/发动机一体化设计技术

美国空军、波音公司、麦道公司于20世纪70年代最早开始研究飞机/发动机一体化问题，目前均已用于实际的设计、分析之中。如波音公司的多变量的飞机/发动机设计参数选择的优化系统，美国NASA提出的超高效航空发动机技术计划（UEET），英国克兰菲尔德大学的技术经济性和风险分析系统TERA。

我国于20世纪70年代末开始了解、研究飞机/发动机一体化技术，在这方面北航开展较早，80年代初率先将此理论应用于无人驾驶飞机和歼击机发动机循环参数优选，以及飞机方案论证的研究，并与20世纪90年代开发了一套综合考虑飞机/发动机性能、尺寸和重量的一体化优化分析程序。空军工程大学、西北工业大学和国内一些其他的研究机构也在飞机/发动机一体化技术方面取得了一定的研究成果。

从目前公开发表的文献来看，NASA的Langley研究中心开发的飞行优化系统(flight optimization system，FLOPS)最具有代表性。该系统开发于20世纪70年代末，经过不断发展和完善，目前已经包含了以下功能模块，可以满足飞机/发动机初步和概念设计阶段的需要。

(1)重量和尺寸估算模块。

(2)飞机气动性能计算模块。

(3)发动机循环分析模块。

(4)进排气系统模块。

(5)任务分析模块。

(6)起飞和着陆模块。

(7)噪声评估模块。

(8)成本分析模块。

(9)程序控制模块。

该系统可以根据飞行任务要求同时对飞机和发动机设计参数进行优化，具有飞机/发动机一体化分析与优化设计的能力。该系统问世以来得到不断应用与发展，该系统目前在关于超声速客机、环保飞机和多用途先进经济可承受涡轮发动机(VAATE)计划中自适应发动机的研究工作中得到了广泛应用。1

导弹与发动机一体化设计技术冲压发动机与导弹的关系十分密切。作为动力装置，它既是发动机，又是导弹布局中的一个组成部分，发动机置于弹体内，进气道位于弹体的侧面、顶部或底部，其在导弹的安放位置以及它们的设计都与外部气流的流动有关。因此，弹体空气动力学和进气道空气动力学之间的相互作用是强耦合的。一方面，发动机对进气道的流态较为敏感，冲压发动机的内部参数和性能指标随着导弹的飞行速度、飞行高度、攻角及实际进入发动机的空气流量而变化；另一方面，进气道的数目和布局对于导弹气动特性也有较大的影响。由于冲压发动机所提供的推力及比冲直接影响到导弹的质量和飞行性能，因此只有把冲压发动机的设计和导弹的设计协调起来，进行一体化设计，才能获得合理的结果。

在导弹和冲压发动机一体化设计中，关键要深入了解导弹设计和发动机设计的相互制约和相互影响，并在此基础上提出一套合理的设计方法。2

导弹对冲压发动机的要求导弹对冲压发动机主要有下述几方面的要求。

(1)对冲压发动机进气攻角的要求

从导弹的机动能力来看，当然希望导弹的可用过载越大越好，这样攻击目标的能力强，命中目标的可靠性高。为了获得大的可用过载，导弹要求液体燃料冲压发动机在尽可能大的进气攻角下稳定工作。

(2)对液体燃料冲压发动机供油规律的要求

导弹的飞行弹道靠发动机控制系统对供油规律的严格控制来保证。从一体化设计的角度考虑，一方面燃油调节规律要考虑导弹外弹道参数对空气流量、进气压强和进气温度的影响，另一方面还要考虑发动机的性能对导弹飞行方案的影响。只有很好地协调这两方面的要求，才能得到合理的液体燃料冲压发动机燃油调节规律。

(3)对发动机燃烧室的要求

导弹的作战空域从海平面到高空，由于空气密度、压强、速度的变化，使得冲压发动机燃烧室内压强、流速变化很大。因此，合理地选择设计点，保证在工作范围内最不利的条件下，燃烧室能快速、可靠地点火起动，是导弹对冲压发动机工作的基本要求；保证燃烧室在预定的工作范围内稳定燃烧是导弹对液体燃料冲压发动机设计的要求之一。

(4)对液体燃料冲压发动机尺寸和质量的要求

导弹总体设计要求整体式液体燃料冲压发动机的尺寸小、质量轻，这对减小全弹气动阻力、提高导弹飞行性能有利。机弹一体化设计符合这个基本的要求。机弹一体化可明显降低阻力，提高效率和减小导弹特征尺寸。因此．对进气道特性和弹体匹配问题进行深入的研究，合理地选择进气道的数目、结构形状和安装位置。将冲压发动机结构与承载飞行器结构有机地结合在一起，实现机弹一体化设计是导弹对液体燃料冲压发动机设计的又一要求。2

发动机参数对导弹设计的影响这种影响不仅来自冲压发动机的性能参数(推力、比冲等)，而且发动机的结构参数对导弹的气动特性及质量特性也有影响。

①冲压组合发动机的推力是液体冲压发动机和固体火箭发动机推力的有机组合。改变固体火箭发动机的推力必然会影响冲压发动机的接力马赫数和工作状态。因此，在导弹设计时，这种推力的有机组合应与导弹的总体性能有机地协调起来，从而达到真正的一体化设计目的。

②冲压发动机与火箭发动机的一个很大差别是冲压发动机性能随着导弹外弹道参数(H、Ma、δ)的变化有明显变化，因此在冲压发动机特性计算中，这种影响已直接引入到发动机动力特性中。

③冲压发动机进气道尺寸和进气道人口面积对导弹气动特性的影响。关于这个问题，一般有两种处理方法，一种是把冲压发动机引起的阻力作为冲压发发动机的负推力考虑，即将冲压发动机的推力减去其引起的阻力作为冲压发动机的有效推力。这种处理方法简便易行，但计算冲压发动机引起的阻力必须要有详细的实验数据。另一种方法是把冲压发动机的阻力作为导弹阻力的一部分来考虑，这可以通过全弹内外流场一体化数值模拟实现。

由以上分析可知，冲压发动机的性能不仅和其内弹道参数有关，而且导弹的飞行状态(飞行高度、飞行马赫数、大气温度和攻角范围)和发动机的推力及比冲特性有着密切的相互影响、相互制约的关系，因此在设计中如何处理这种强耦合联系，是整体式冲压发动机导弹总体设计的一个关键问题。2

整体式冲压发动机一体化设计方法冲压发动机性能和特性计算的方法是根据经验或试验选取部分参数，在给定设计状态即一定的飞行高度、速度、导弹攻角条件下，通过发动机热力计算确定另一部分参数，进而求出发动机设计状态的性能参数，如推力系数、比冲等，再通过发动机综合特性计算，检验所设计的发动机在导弹的整个飞行空域中是否都能正常工作。这种设计方法，一方面受经验值选取的制约，使发动机设计性能达不到最佳状态；另一方面即使发动机的设计状态性能最佳，亦能满足导弹飞行空域的要求，但无法保证在整个飞行弹道上发动机的性能最优。

对于整体式冲压发动机的导弹，冲压发动机和弹体是强耦合的，当导弹的飞行马赫数Ma、飞行高度H和攻角α变化时，发动机内部参数和性能指标CF、Is等将随之变化；同时，发动机内部参数和性能指标的变化又反过来影响导弹的飞行速度、射程等。因此，整体式冲压发动机的导弹必须进行一体化设计，以优选出满足导弹要求，并使整个导弹性能最佳的发动机及布局方案。

整体式冲压发动机导弹一体化设计的特点如下：

①发动机参数的选择和导弹气动布局的选择要协调进行，充分考虑发动机进气道形式、布局和进气面积对导弹气动特性的影响。

②冲压发动机性能受导弹外弹道参数影响，因此发动机性能计算应和导弹气动计算、弹道计算同时进行，综合进行一体化设计。

整体式冲压发动机导弹一体化设计框图如右图所示。2