説一説“飛-發匹配”_風聞

為了實現飛機在特定高度特定速度下的飛行，就需要配備一定推力的發動機為其提供飛行動力。俗話説，“好馬配好鞍”，一般來説航空發動機都是與裝備的飛機匹配設計的，即便飛機設計選用已有的發動機，發動機也需要按照飛機的需求進行某些修改以達到飛發相互匹配。那麼究竟如何為飛機匹配合適的航空發動機達到飛行任務要求呢？

圖1飛機與發動機

民用飛機主要關注飛機載客量和巡航高度、巡航速度、最大航程續航時間及經濟成本，匹配發動機的過程中需要着重考慮耗油率的要求，還要兼顧燃氣排放污染、噪聲要求等限制因素。

説到為飛機提供飛行動力，我們不得不提這三個重要指標，一個是推力，一個是推重比，還有就是耗油率。

航空發動機需要具有足夠的推力，克服飛機飛行過程中的阻力，在飛機執行飛行任務過程中不同高度下由於氣體密度不同將導致發動機吸入流量不同，進而產生的推力不同，且飛機在不同飛行速度下飛行阻力不同。所以實際上航空發動機需要根據飛機的飛行任務需要，滿足其在各個飛行工況條件下的推力要求。巡航推力的計算既要結合在巡航階段內飛機質量、升阻比等數據，也要考慮到負載需求的增加以及發動機引氣和提取功率的影響，安裝推力應在一定的裕度考慮下計算得到目標值。

航空發動機的推重比顧名思義就是推力和自身重量的比值，反映了發動機單位重量能產生的推力，嚴格來説是指地面標準大氣靜止條件下發動機運轉在最大工作狀態時產生的推力與結構重量的比值。推重比影響着飛機的最大平飛速度、爬升率、升限和機動性，綜合體現了發動機熱力循環和結構設計的水平，是衡量其先進性的一個重要指標。以優異的機動性聞名的戰鬥機，往往都是在大推力發動機的幫助下，才得以完成那些令人匪夷所思的機動動作的。而為了實現高推重比，一方面靠的是結構優化設計，另一方面也依賴輕質化新材料的誕生。

為了確保飛機飛行的航程目標，這就要求發動機的特定耗油率，也是我們提到的第三個重要指標。耗油率是影響飛機航程和經濟性的主要因素，直接決定了飛機飛的多遠，飛一趟多貴。一趟商業航班往往要消耗十幾到幾十噸的燃油，燃油消耗量直接影響了航空公司的經濟利潤；對戰鬥機而言油耗同樣重要，低油耗能確保戰鬥機能夠攻擊更遠的目標。為了實現降低油耗的目標，飛機和發動機在逐漸朝着自身重量更輕的方向發展，同時航空發動機也在向着更大涵道比的方向努力。

那麼在設計當中是怎麼實現飛機與發動機的匹配的呢？

一架飛機的使用過程中需要按照飛行包線飛行，飛行包線規定了飛機飛行範圍和飛機使用限制條件，以飛行高度為縱座標，飛行速度為橫座標，形成了一個封閉的區域。一般來説發動機就在飛行包線裏最常用高度與速度中選擇設計點，以我們剛剛提到的推力推重比和耗油率等等為指標進行總體氣動設計，確定發動機流量，壓氣機壓比、效率、穩定裕度，燃燒室出口總温，渦輪膨脹比、效率，還有進氣道總壓損失，噴管膨脹比總壓損失等等。

根據總體設計參數，將進行壓氣機、渦輪和燃燒室的互相匹配，完成核心機的設計。此外，還需要匹配進氣道和尾噴管，進氣道要儘可能減小損失並把氣流減速到壓氣機能承受的特定速度；尾噴管要滿足把燃氣流出，以及把燃氣加速到設計速度的目標。

那麼如何確保飛機進氣道與發動機的匹配呢？

首先是流量上的匹配：進氣道需要保障在飛行包線內任意點，都能夠提供發動機所需求的最大空氣流量，與此同時實現儘可能高的總壓恢復係數和儘可能低的外部阻力。

圖2 發動機進氣畸變

第二是流場相容：飛機進氣道出口流場畸變需要與發動機的風扇、壓氣機的抗畸變能力相容。這裏畸變指的是進氣道氣流不均勻形成局部低壓區，如圖2。為了保證在飛行包線內，飛行員可以安心執行計劃操縱，飛機的任何機動和油門操縱的組合應使發動機部件在其使用限制以內，特別要保持壓氣機有足夠的喘振裕度，以避免發動機發生喘振。特別是對於某些飛機佈局，例如安裝了TP400發動機的空客A400M，其佈局上受空間限制約束採用了“天鵝頸”進氣道（如圖3），這種進氣形式造成的進氣畸變將會對風扇帶來嚴酷的考核。因此，在發動機研製過程的重要階段還要進行多次的進氣道/發動機匹配穩定性評估和試驗驗證。

圖3 “天鵝頸”進氣道

那麼如何確保飛機、發動機、尾噴管的匹配呢？

發動機尾噴管類型的選擇要與循環參數水平和工作包線大小相匹配。尾噴管喉道和出口面積的變化規律要兼顧飛機後體與尾噴管的綜合設計，以保證儘可能小的飛機後體阻力。特別是隨着航空技術的進步，發動機循環參數水平提高，發動機工作包線擴大，造成尾噴管膨脹比隨之增大，有必要採用收斂-擴張式噴管取代收斂式尾噴管來改善燃氣流不完全膨脹造成的推力損失問題。但是從發動機噴管和飛機後體綜合匹配考慮，需要做一些折衷，即要適當限制噴管出口直徑。

圖5 矢量噴管實現姿態控制

在一些飛機機動性設計中，還會利用矢量噴管達到補充或取代氣動舵面對飛機進行姿態控制甚至實現短距起飛和垂直起降的目的。這種技術的誕生最初是源於戰爭過程中為了擺脱飛機起降過程對長距離跑道的依賴，實現分散配置靈活出擊。

總的來説，飛機與發動機的匹配是雙方設計不斷迭代的過程，由發動機設計方提供發動機高度速度特性、外廓尺寸和重量重心，並提供飛機進氣道與之匹配工作時需要的發動機流量特性和發動機排氣參數；由飛機設計方根據發動機性能參數核算最大起飛重量、最大飛行馬赫數、最小平飛速度、過載、作戰半徑及航程等等，校核是否達到飛機預定的設計指標要求。

只有經過飛機設計部門與發動機設計部門對飛機和發動機的反覆匹配協調計算，不斷磨合，不斷迭代，才能最終實現全面滿足飛行技術指標要求的飛發匹配設計。

來源：中國科學院工程熱物理研究所