發動機機身一體化是指在設計過程中將發動機與相應飛行器設計成共同結構體的設計技術。相對應的該技術有飛機/發動機一體化設計技術和飛彈與發動機一體化設計技術。
基本介紹
- 中文名：發動機機身一體化
- 外文名：Integration of engine body
- 套用對象：發動機及其對應飛行器
- 最早研究時間：20世紀70年代
- 性質：一種設計技術
- 特點：發動機與飛行器相關參數相互協調
飛機設計技術,飛彈設計技術,
飛機設計技術
美國空軍、波音公司、麥道公司於20世紀70年代最早開始研究飛機/發動機一體化問題，目前均已用於實際的設計、分析之中。如波音公司的多變數的飛機/發動機設計參數選擇的最佳化系統，美國NASA提出的超高效航空發動機技術計畫（UEET），英國克蘭菲爾德大學的技術經濟性和風險分析系統TERA。
我國於20世紀70年代末開始了解、研究飛機/發動機一體化技術，在這方面北航開展較早，80年代初率先將此理論套用於無人駕駛飛機和殲擊機發動機循環參數優選，以及飛機方案論證的研究，並與20世紀90年代開發了一套綜合考慮飛機/發動機性能、尺寸和重量的一體化最佳化分析程式。空軍工程大學、西北工業大學和國內一些其他的研究機構也在飛機/發動機一體化技術方面取得了一定的研究成果。
從目前公開發表的文獻來看，NASA的Langley研究中心開發的飛行最佳化系統(flight optimization system，FLOPS)最具有代表性。該系統開發於20世紀70年代末，經過不斷發展和完善，目前已經包含了以下功能模組，可以滿足飛機/發動機初步和概念設計階段的需要。
(1)重量和尺寸估算模組。
(2)飛機氣動性能計算模組。
(3)發動機循環分析模組。
(4)進排氣系統模組。
(5)任務分析模組。
(6)起飛和著陸模組。
(7)噪聲評估模組。
(8)成本分析模組。
(9)程式控制模組。
該系統可以根據飛行任務要求同時對飛機和發動機設計參數進行最佳化，具有飛機/發動機一體化分析與最佳化設計的能力。該系統問世以來得到不斷套用與發展，該系統目前在關於超聲速客機、環保飛機和多用途先進經濟可承受渦輪發動機(VAATE)計畫中自適應發動機的研究工作中得到了廣泛套用。
飛彈設計技術
衝壓發動機與飛彈的關係十分密切。作為動力裝置，它既是發動機，又是飛彈布局中的一個組成部分，發動機置於彈體內，進氣道位於彈體的側面、頂部或底部，其在飛彈的安放位置以及它們的設計都與外部氣流的流動有關。因此，彈體空氣動力學和進氣道空氣動力學之間的相互作用是強耦合的。一方面，發動機對進氣道的流態較為敏感，衝壓發動機的內部參數和性能指標隨著飛彈的飛行速度、飛行高度、攻角及實際進入發動機的空氣流量而變化；另一方面，進氣道的數目和布局對於飛彈氣動特性也有較大的影響。由於衝壓發動機所提供的推力及比沖直接影響到飛彈的質量和飛行性能，因此只有把衝壓發動機的設計和飛彈的設計協調起來，進行一體化設計，才能獲得合理的結果。
在飛彈和衝壓發動機一體化設計中，關鍵要深入了解飛彈設計和發動機設計的相互制約和相互影響，並在此基礎上提出一套合理的設計方法。
飛彈對衝壓發動機的要求
飛彈對衝壓發動機主要有下述幾方面的要求。
(1)對衝壓發動機進氣攻角的要求
從飛彈的機動能力來看，當然希望飛彈的可用過載越大越好，這樣攻擊目標的能力強，命中目標的可靠性高。為了獲得大的可用過載，飛彈要求液體燃料衝壓發動機在儘可能大的進氣攻角下穩定工作。
(2)對液體燃料衝壓發動機供油規律的要求
飛彈的飛行彈道靠發動機控制系統對供油規律的嚴格控制來保證。從一體化設計的角度考慮，一方面燃油調節規律要考慮飛彈外彈道參數對空氣流量、進氣壓強和進氣溫度的影響，另一方面還要考慮發動機的性能對飛彈飛行方案的影響。只有很好地協調這兩方面的要求，才能得到合理的液體燃料衝壓發動機燃油調節規律。
(3)對發動機燃燒室的要求
飛彈的作戰空域從海平面到高空，由於空氣密度、壓強、速度的變化，使得衝壓發動機燃燒室內壓強、流速變化很大。因此，合理地選擇設計點，保證在工作範圍內最不利的條件下，燃燒室能快速、可靠地點火起動，是飛彈對衝壓發動機工作的基本要求；保證燃燒室在預定的工作範圍內穩定燃燒是飛彈對液體燃料衝壓發動機設計的要求之一。
(4)對液體燃料衝壓發動機尺寸和質量的要求
飛彈總體設計要求整體式液體燃料衝壓發動機的尺寸小、質量輕，這對減小全彈氣動阻力、提高飛彈飛行性能有利。機彈一體化設計符合這個基本的要求。機彈一體化可明顯降低阻力，提高效率和減小飛彈特徵尺寸。因此．對進氣道特性和彈體匹配問題進行深入的研究，合理地選擇進氣道的數目、結構形狀和安裝位置。將衝壓發動機結構與承載飛行器結構有機地結合在一起，實現機彈一體化設計是飛彈對液體燃料衝壓發動機設計的又一要求。
發動機參數對飛彈設計的影響
這種影響不僅來自衝壓發動機的性能參數(推力、比沖等)，而且發動機的結構參數對飛彈的氣動特性及質量特性也有影響。
①衝壓組合發動機的推力是液體衝壓發動機和固體火箭發動機推力的有機組合。改變固體火箭發動機的推力必然會影響衝壓發動機的接力馬赫數和工作狀態。因此，在飛彈設計時，這種推力的有機組合應與飛彈的總體性能有機地協調起來，從而達到真正的一體化設計目的。
②衝壓發動機與火箭發動機的一個很大差別是衝壓發動機性能隨著飛彈外彈道參數(H、Ma、δ)的變化有明顯變化，因此在衝壓發動機特性計算中，這種影響已直接引入到發動機動力特性中。
③衝壓發動機進氣道尺寸和進氣道人口面積對飛彈氣動特性的影響。關於這個問題，一般有兩種處理方法，一種是把衝壓發動機引起的阻力作為衝壓發發動機的負推力考慮，即將衝壓發動機的推力減去其引起的阻力作為衝壓發動機的有效推力。這種處理方法簡便易行，但計算衝壓發動機引起的阻力必須要有詳細的實驗數據。另一種方法是把衝壓發動機的阻力作為飛彈阻力的一部分來考慮，這可以通過全彈內外流場一體化數值模擬實現。
由以上分析可知，衝壓發動機的性能不僅和其內彈道參數有關，而且飛彈的飛行狀態(飛行高度、飛行馬赫數、大氣溫度和攻角範圍)和發動機的推力及比沖特性有著密切的相互影響、相互制約的關係，因此在設計中如何處理這種強耦合聯繫，是整體式衝壓發動機飛彈總體設計的一個關鍵問題。
整體式衝壓發動機一體化設計方法
衝壓發動機性能和特性計算的方法是根據經驗或試驗選取部分參數，在給定設計狀態即一定的飛行高度、速度、飛彈攻角條件下，通過發動機熱力計算確定另一部分參數，進而求出發動機設計狀態的性能參數，如推力係數、比沖等，再通過發動機綜合特性計算，檢驗所設計的發動機在飛彈的整個飛行空域中是否都能正常工作。這種設計方法，一方面受經驗值選取的制約，使發動機設計性能達不到最佳狀態；另一方面即使發動機的設計狀態性能最佳，亦能滿足飛彈飛行空域的要求，但無法保證在整個飛行彈道上發動機的性能最優。
對於整體式衝壓發動機的飛彈，衝壓發動機和彈體是強耦合的，當飛彈的飛行馬赫數Ma、飛行高度H和攻角α變化時，發動機內部參數和性能指標CF、Is等將隨之變化；同時，發動機內部參數和性能指標的變化又反過來影響飛彈的飛行速度、射程等。因此，整體式衝壓發動機的飛彈必須進行一體化設計，以優選出滿足飛彈要求，並使整個飛彈性能最佳的發動機及布局方案。
整體式衝壓發動機飛彈一體化設計的特點如下：
①發動機參數的選擇和飛彈氣動布局的選擇要協調進行，充分考慮發動機進氣道形式、布局和進氣面積對飛彈氣動特性的影響。
②衝壓發動機性能受飛彈外彈道參數影響，因此發動機性能計算應和飛彈氣動計算、彈道計算同時進行，綜合進行一體化設計。
整體式衝壓發動機飛彈一體化設計框圖如右圖所示。
