说一说“飞机-发动机匹配”

为了实现飞机在特定高度特定速度下的飞行，就需要配备一定推力的发动机为其提供飞行动力。俗话说，“好马配好鞍”，一般来说航空发动机都是与装备的飞机匹配设计的，即便飞机设计选用已有的发动机，发动机也需要按照飞机的需求进行某些修改以达到飞发相互匹配。那么究竟如何为飞机匹配合适的航空发动机达到飞行任务要求呢？

图1飞机与发动机

民用飞机主要关注飞机载客量和巡航高度、巡航速度、最大航程续航时间及经济成本，匹配发动机的过程中需要着重考虑耗油率的要求，还要兼顾燃气排放污染、噪声要求等限制因素。

说到为飞机提供飞行动力，我们不得不提这三个重要指标，一个是推力，一个是推重比，还有就是耗油率。

航空发动机需要具有足够的推力，克服飞机飞行过程中的阻力，在飞机执行飞行任务过程中不同高度下由于气体密度不同将导致发动机吸入流量不同，进而产生的推力不同，且飞机在不同飞行速度下飞行阻力不同。所以实际上航空发动机需要根据飞机的飞行任务需要，满足其在各个飞行工况条件下的推力要求。巡航推力的计算既要结合在巡航阶段内飞机质量、升阻比等数据，也要考虑到负载需求的增加以及发动机引气和提取功率的影响，安装推力应在一定的裕度考虑下计算得到目标值。

航空发动机的推重比顾名思义就是推力和自身重量的比值，反映了发动机单位重量能产生的推力，严格来说是指地面标准大气静止条件下发动机运转在最大工作状态时产生的推力与结构重量的比值。推重比影响着飞机的最大平飞速度、爬升率、升限和机动性，综合体现了发动机热力循环和结构设计的水平，是衡量其先进性的一个重要指标。以优异的机动性闻名的战斗机，往往都是在大推力发动机的帮助下，才得以完成那些令人匪夷所思的机动动作的。而为了实现高推重比，一方面靠的是结构优化设计，另一方面也依赖轻质化新材料的诞生。

为了确保飞机飞行的航程目标，这就要求发动机的特定耗油率，也是我们提到的第三个重要指标。耗油率是影响飞机航程和经济性的主要因素，直接决定了飞机飞的多远，飞一趟多贵。一趟商业航班往往要消耗十几到几十吨的燃油，燃油消耗量直接影响了航空公司的经济利润；对战斗机而言油耗同样重要，低油耗能确保战斗机能够攻击更远的目标。为了实现降低油耗的目标，飞机和发动机在逐渐朝着自身重量更轻的方向发展，同时航空发动机也在向着更大涵道比的方向努力。

那么在设计当中是怎么实现飞机与发动机的匹配的呢？

一架飞机的使用过程中需要按照飞行包线飞行，飞行包线规定了飞机飞行范围和飞机使用限制条件，以飞行高度为纵坐标，飞行速度为横坐标，形成了一个封闭的区域。一般来说发动机就在飞行包线里最常用高度与速度中选择设计点，以我们刚刚提到的推力推重比和耗油率等等为指标进行总体气动设计，确定发动机流量，压气机压比、效率、稳定裕度，燃烧室出口总温，涡轮膨胀比、效率，还有进气道总压损失，喷管膨胀比总压损失等等。

根据总体设计参数，将进行压气机、涡轮和燃烧室的互相匹配，完成核心机的设计。此外，还需要匹配进气道和尾喷管，进气道要尽可能减小损失并把气流减速到压气机能承受的特定速度；尾喷管要满足把燃气流出，以及把燃气加速到设计速度的目标。

那么如何确保飞机进气道与发动机的匹配呢？

首先是流量上的匹配：进气道需要保障在飞行包线内任意点，都能够提供发动机所需求的最大空气流量，与此同时实现尽可能高的总压恢复系数和尽可能低的外部阻力。

图2 发动机进气畸变

第二是流场相容：飞机进气道出口流场畸变需要与发动机的风扇、压气机的抗畸变能力相容。这里畸变指的是进气道气流不均匀形成局部低压区，如图2。为了保证在飞行包线内，飞行员可以安心执行计划操纵，飞机的任何机动和油门操纵的组合应使发动机部件在其使用限制以内，特别要保持压气机有足够的喘振裕度，以避免发动机发生喘振。特别是对于某些飞机布局，例如安装了TP400发动机的空客A400M，其布局上受空间限制约束采用了“天鹅颈”进气道（如图3），这种进气形式造成的进气畸变将会对风扇带来严酷的考核。因此，在发动机研制过程的重要阶段还要进行多次的进气道/发动机匹配稳定性评估和试验验证。

图3 “天鹅颈”进气道

那么如何确保飞机、发动机、尾喷管的匹配呢？

发动机尾喷管类型的选择要与循环参数水平和工作包线大小相匹配。尾喷管喉道和出口面积的变化规律要兼顾飞机后体与尾喷管的综合设计，以保证尽可能小的飞机后体阻力。特别是随着航空技术的进步，发动机循环参数水平提高，发动机工作包线扩大，造成尾喷管膨胀比随之增大，有必要采用收敛-扩张式喷管取代收敛式尾喷管来改善燃气流不完全膨胀造成的推力损失问题。但是从发动机喷管和飞机后体综合匹配考虑，需要做一些折衷，即要适当限制喷管出口直径。

图5 矢量喷管实现姿态控制

在一些飞机机动性设计中，还会利用矢量喷管达到补充或取代气动舵面对飞机进行姿态控制甚至实现短距起飞和垂直起降的目的。这种技术的诞生最初是源于战争过程中为了摆脱飞机起降过程对长距离跑道的依赖，实现分散配置灵活出击。

总的来说，飞机与发动机的匹配是双方设计不断迭代的过程，由发动机设计方提供发动机高度速度特性、外廓尺寸和重量重心，并提供飞机进气道与之匹配工作时需要的发动机流量特性和发动机排气参数；由飞机设计方根据发动机性能参数核算最大起飞重量、最大飞行马赫数、最小平飞速度、过载、作战半径及航程等等，校核是否达到飞机预定的设计指标要求。

只有经过飞机设计部门与发动机设计部门对飞机和发动机的反复匹配协调计算，不断磨合，不断迭代，才能最终实现全面满足飞行技术指标要求的飞发匹配设计。

来源：中国科学院工程热物理研究所