航发新技术第3章飞机推进系统一体化设计.ppt

NUM: * Pro Next Return Exit NUM: * 《 航空发动机结构与原理 》 Pro Next Return Exit 第3章 飞机推进系统一体化设计 第一节 引言 目前评价发动机主要性能的参数为发动机推重比。以及装配于飞机之后其机动性和执行的任务性能 飞机机动性和任务性能对发动机性能的要求有时候是矛盾的，如： ①推力矢量技术 发动机采用推力矢量技术后，加入了调节尾喷口的控制片，增加了喷口的数量和质量，从而导致发动机重量的增加，推比下降。但是，矢量喷口的使用可以提高飞机的机动性能，从而可以减小飞机的操纵面，减小飞机阻力、重力. ②智能控制技术 采用智能控制技术，可以使飞机在各种飞行状态下得到最佳的工作状态，从而提高飞机在空中的机动性和增加飞机航程，这两点是现代新一代飞机和发动机发展的最终目的。 ③发动机循环参数 从民航发动机可以知道，涵道比与耗油成反比，涵道比越大，耗油越低。可以大幅度提高飞机作战半径，即提高飞机的任务性能。 但涵道比增加，飞机阻力增大，很难使飞机实现超声速巡航，因此目前很多飞机使用小涵道比的涡扇发动机。耗油低于涡喷，同时阻力也小。 综上，仅仅考虑发动机性能的发展对新型航空发动机结果并不满意。因此，对新型高性能发动机的发展应从飞机—发动机一体化考虑，进行分析和论证。 第二节 飞行任务剖面 要研究飞机的任务性能和战技指标，需要以飞机的飞行任务剖面为基础。 对于同一个任务剖面，空军和海军考虑的重点也往往不同。 空军要求： ①强调必须具备不加力超声速巡航能力，在规定的机动性和作战半径条件下，尽量使飞机的总重最低。 ②其他： 盘旋过载4.5g，连续最大推力 爬升Ps=160m/s 最大推力 突防M=1.6/H=12192m 海军要求： ①起飞总重不变的条件下，在满足飞机战技指标的条件下，使得飞机具有最长的留空时间，海军不强调不加力时的超声速巡航。 ②其他要求： Ps=155m/s 最大推力 总重29484kg 盘旋4.5g，最大推力，持续 要衡量飞机发动机设计方案在整个飞行任务剖面范围内的优势，涉及到以下工作程序： ①海空根据飞机的作战目的、对象，确定设计飞机任务 ②飞机设计部门需要提出飞机的基本设计构型，估算气动特性 ③根据任务剖面，考核发动机设计方案能否满足飞机的任务性能和战技指标。 ④在多个设计方案中选取便于实现全寿命费用较低，又能保证满足海空军提出的要求的方案。 第三节 进气道/机体一体化技术 飞机设计时，我们希望飞机进气道具有很高的可调节能力，现代飞机一般均设计成二维可调斜边式超声速进气道，但复杂的调节系统使飞机重量增加，飞机的使用成本增加，导致发动机推力损失减小是否值得呢？ 这种进气道的原理是：空气由于进去进气口之前，具有很大的粘性，所以很容易在机身表面附着堆积，形成所谓附面层，从机头开始堆积，到进气口堆积的情况可想而知。附面层空气密度很大，一般来说是1%，就是100米长度的空气堆积起来有一米高，这样就相当于把进气道的截面堵了一块，进气量就无法满足了。解决这种方法一般有两个办法，一是把进气口加大，另一个就是使用附面层隔道，很多飞机进气口与机身之间都是有缝隙的，那个缝隙就是隔道，让堆积的气体从那里导出去。 附层面隔道的进气道： 研究表明，对于设计M数不是很高的飞机，采用固定式进气道能取得最佳的总体效益，如F-16 采用固定式进气道的优点： a，由于取消了几何调节部件，系统的可靠性大幅度提高 b，制造和保障费用明显减少 c，飞机重量减小，使得飞机任务能力提高，对发动机推力性能要求下降 现在还有一种新的设计以解决这个问题，就是所谓的蚌式进气道，中文：无附面层隔板超音速进气，简称DSI进气道，它采用一个固定的鼓包来模拟以前进气道中的一、二级可调斜板，并能够达到对气流的压缩，以及简化结构、隐形的目的。DSI进气道与常规进气道相比，有三个主要优点：一是采用“锥形流”乘波设计，总压恢复较高；二是减小了飞机迎风面的阻力，提高了飞机的隐形性能；三是不设计辅助进气门和放气门，取消附面层隔道后飞机可以减重数百公斤，大大减轻了飞机的结构重量。总体来看，DSI进气道具有结构简单、重量轻、阻力小、隐形等特点。而且DSI对速度适应范围很广。 F-22为何没有采用DIS进气道，F-22使用的是固定式进气道，没用采用可调式进气道，这个原因很简单，进气道是要求在超音速巡航状态下使用的，那么亚音速下就不用调节，因为F-22仅仅针对符合超音速巡航（四代机的重要标准之一）使用，只要符合超音速的使用要求就行了，其他的就得有所取舍了，因此采用了固定式进气道。J-10也是一样