T3 / kg最大狀態 :1 434飛行條件 :H = 16 000 m ,Ma =11 60 ;最大狀態推力小于初始值 1 499 kg
最大加力 :3 394最大加力狀態推力滿足約束條件 T3 >3 335 kg
Tsfc1/ [kg ·(kg ·h) 1 )] 01 880 2飛行條件 :H =2 500 m ,Ma =01 55 ;初始值為 019240
Tsfc2/ [kg ·(kg ·h) 1 )] 01 964 8飛行條件 :H = 100 m ,Ma =01 74 ;初始值為 11016 6
Tsfc3 /[ kg ·(kg ·h) 1 )] 01 848 7飛行條件 :H = 11 000 m ,Ma =01 80 ;初始值為 01887 9
BPR 01 958 2初始值為 0148
W TO 01 953相對值 ,初始值為 11 00
時 ,推力下降超過 4%),只有決定飛機機動性的巡航段的發動機耗油率降低 ,最大加力狀態推力加力推力比初始值大 ,并且在高馬赫數下比初始能夠滿足飛機機動性需要 ,但是 ,飛行狀態中的大值增大得并不多。 多數條件下 ,發動機不加力推力是降低的 ,這將會
(4)優化計算所得的循環參數雖然使得飛機給使用發動機最大狀態的那些航段 (爬升、不加力
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π
表 5 最小 TSL / WTO優化計算結果 (多島遺傳算法 )
Table 5 Optimization results of minimum TSL / WTO( using multi2island genetic algorithm)
參數 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終值 41 6884 18151 3 1 94312 3 61 16 11 0704 01 2107 018374 01 868 8
3注 :最高渦輪前總溫出現在超聲速巡航時的最大狀態。
由表中數據可以看出 :
(1)
采用盡可能高的渦輪前總溫、較低的涵道比以及較高的風扇壓比 ,能夠降低飛機的起飛推重比約 13 %;
(2)顯然
,這一發動機循環參數方案與美國 F222和 F235戰斗機的發動機 F119和 F135比較接近。因此 ,在強調不加力超聲速巡航時 ,循環參數的選擇將會考慮保證發動機不加力推力而犧牲耗油率。
21 3 下一代不加力超聲速巡航多用途戰斗機渦扇發動機優化計算
由于短距起飛和不加力超聲速巡航能力不僅僅取決于發動機本身 ,也與飛機氣動特性有關 ,文獻[1 ]給出了未來最先進戰斗機的升阻極曲線中系數 K1和 CD0 (還假設系數 K2 =0)。利用這些飛機升阻特性 ,對不加力超聲速巡航多用途戰斗機飛機 (單發方案 )進行約束分析 ,給定各航段的約束條件如表 6所示 ,并且假定飛機沒有外掛物體 (武器內置 ,外部阻力系數 R =0)。
約束分析結果表明 ,構成下一代先進多用途戰斗機約束邊界的約束條件為 :起飛、不加力超聲速巡航以及著陸。根據約束分析圖選定設計點為 :TSL /W TO =01 90 ,W TO /S =3 480 N/m2 ,與文獻[1 ]得到的美國下一代先進戰術戰斗機 A TF的設計點選擇基本類似 ,這一方案的飛機在各種航段將具有更高的機動性 (例如爬升率、加速度、盤旋過載以及最大飛行馬赫數的飛行高度范圍等 )。
由于下一代飛機升阻特性比現役飛機有很大提高 ,因而此時的渦扇發動機具有耗油率優化的潛力。取與 21 2節中的循環參數選擇范圍以及優化計算初始值 ,以不加力超聲速巡航的下一代多用途戰斗機起飛總重為目標 (任務剖面參見文獻 [1 ]) ,采用模擬退火算法計算得到的發動機循環參數的優化結果如表 7所示 (計算中假定超聲速巡航航程與亞聲速巡航航程相等 )。
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表 6 下一代多用途戰斗機的第 2類約束條件
Table 6 The second constraints of next generation multi2role f ighter
航段飛行條件發動機狀態飛機參數要求
起飛 H =0 m ,Ma =01 00最大加力 β=11 00起飛滑跑距離 S TO ≤450 m爬升 H =0 m ,Ma =01 80最大狀態 β=11 00爬升率 d h/ dt ≥165 m/ s
超聲速巡航 H =9144 m ,Ma =11 60最大狀態 β=01 95巡航馬赫數 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作戰 H =9144 m ,Ma =01 80最大加力 β=01 80盤旋過載 n ≥71 5 g
最大飛行馬赫數 H = 11 000 m ,Ma =21 0最大加力 β=01 75馬赫數 Ma ≥210亞聲速巡航 H = 11 000 m ,Ma =0185節流狀態 β=01 70
-
注 :最高渦輪前總溫出現在超聲速巡航時的最大狀態。
由表 7中的數據可見 ,即便具有美國先進戰斗機用發動機 F119的技術水平 ,傳統方案設計得到的發動機并不會在耗油率上得到更多的收益 ,只能夠在飛機的機動性能上得到較大的好處。要降低戰斗機在一定航程下的起飛總重或者增加在一定起飛總重下的航程 ,主要的技術途徑是提高飛機在超聲速飛行條件下的升阻比 ,在一定的升阻特性條件下 ,而要實現更大的航程 ,則需增加飛機起飛總重 (增加載油量 )以及增加發動機推力。
3 結 論
所建立的基于多用途戰斗機 /渦扇發動機一體化的渦扇發動機循環參數設計模型和相應的計算程序 ,能夠針對多用途戰斗機的特點 ,充分考慮飛機在不同任務中的各個航段對推進系統的性能要求 ,實現渦扇發動機循環參數的優化選擇。對現役多用途戰斗機、現役設計水平的超聲速巡航多用途戰斗機以及下一代超聲速巡航多用途戰斗機用的雙變量控制渦扇發動機的循環參數進行了優化 ,得到了對渦扇發動機改進或設計具有重要參考意義的結論。
參 考 文 獻
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