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(3)發動機尺寸與重量計算模型
發動機尺寸與重量的預測方法采用文獻 [3]的計算方法 ,這種方法對現役和不遠的未來發展式中 : CD0為零升力阻力系數 ;K1 ,K2為常系數。針對不同設計水平的多用途戰斗機 ,可以根據文獻[1 ]中提供的數據來選擇 CD0 ,K1和 K2的具體數值 ,也可以直接采用已知的飛機氣動特性。
(2)飛機重量組成
將飛機起飛總重 W TO分為有效載荷 W P ,空重 W E和燃油重量 W F ,而 W P則由不可回收的有效載荷 W PE (彈藥、導彈和副油箱等 )和永久有效載荷 W PP (機組人員及其裝備等 )組成。飛機的空重比 Γ(Γ= W E /W TO )根據文獻 [ 1 ]中提供的數據來確定 ,或者根據已有的研究經驗來確定。
(3)飛機任務剖面
飛機任務剖面中包括起飛、近地爬升、爬升、巡航、下降、亞聲速和超聲速突防、作戰、攻擊、最大馬赫數平飛、升限、最佳巡航馬赫數 (BCM)和最佳巡航高度 (BCA)、巡邏以及著陸等全部多用途戰斗機的典型航段的分析模型。飛機的各種任務剖面均可由這些基本航段組成。
11 3　一體化計算模型
(1)約束分析模型
約束分析的基本方程為 [1 ]
2

 

nβ W TO TSL β
qS
=

+
K1
qS V 2
W TO αβW TO
nβ W TO R 1d
h+ + CD0 + +K2
2 g

qS qS V dt (1)
式中 :TSL為發動機海平面安裝推力 ;α為發動機安裝推力與發動機海平面安裝推力之比 ;β為飛機重量與飛機起飛總重之比 ;n為過載 ;q為來流

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發動機約束。發動機的要求具體化為如表 1的第 2類約束條件
先進多用途戰斗機兼顧了對空作戰的中高空(約束條件中沒有提供航程 ,但表中給出的代表飛性能以及對地攻擊的低空性能 ,因而其性能綜合機重量變化的參數 β值可以明顯反映飛機在任務考慮了空中優勢戰斗機和傳統攻擊機的特點。可剖面中的重量變化 ,一般情況下 ,β值可以根據戰以將現役某型多用途戰斗機在對地攻擊任務中對斗機的要求來確定 )。
表 1　某型多用途戰斗機 /渦扇發動機一體化優化設計的第 2類約束條件
Table 1　The second constraints of integrated design optimization of some multi2role f ighter/ turbofan engine

航　段條　件數　值說　明
起飛滑跑
距離 S TO
最大爬升率
d h/ dt
作戰盤旋過載 n
最大飛行馬赫數 Ma飛行條件約束
飛行條件約束
飛行條件

約束
H =0 m ,Ma =0～01 26
S TO ≤945 m

H =0 m ,Ma =01 80
d h/ dt ≥160 m/s

最大狀態 :n≈51 26 g
H = 8 000～11000 m
Ma =11 6

 

　　 β=11 000 ,此時的約束條件對起飛狀態的發動機最大加力推力構
成約束　　
β=01 630 16 ,最大加力狀態為 “作戰狀態”。此時的約束條件對作戰時的發動機最大加力推力和最大推力構成約束
　　 β=01 594 83 ,此時的約束條件對最大飛行馬赫數的發動機最大加力推力構成約束
飛行條件Ma =11 1～11 6 　　 β=01 594 83 , dh/ dt =5 m/s ,此時的約束條件對使用升限的發動機使用升限 H約束 H = 16 000 m最大加力推力構成約束 ,但由于 Ma =11 6時對發動機的推力要求更大 ,故只對 Ma =11 6時的發動機最大加力推力構成約束
　　同樣 ,考慮現有的發動機改進設計技術水平 ,循環參數選擇范圍以及優化計算初始值分別如表 2所示。以飛機起飛總重為優化目標 ,在預定的任務剖面上進行優化計算。
表 2　以 WTO為目標的循環參數的限制值和初始值 Table 2　Constraints and initial values of cycle parameters for minimum WTO optimization
優化參數 πF Tt4 / K πC
上限  41 20  1 850  715
下限  31 00  1 500  610
初始值  31 20  1 550  612

優化計算中假定 : (1)各部件效率不變 ,加力時 Tt7不變 ; (2)發動機空氣流量不變 ,從而保證發動機與進氣道的流量匹配條件不變 ; (3)發動機采用原有的穩態控制規律 ; (4)飛機的有效載荷不變 ; (5)采用的飛機空重比為 :Γ = W E /W TO = 11 698 ×W TO-01 13 (經驗關系式 );( 6)忽略燃油重量變化對副油箱重量的影響。
將表 1的第 2類約束條件以及表 2的第 1類約束條件和初始值輸入飛 /發一體化優化設計程序中 ,采用多島遺傳算法進行優化計算 ,部分參數的收斂過程如圖 1和圖 2所示。計算獲得的最終結果如表 3所示。分析 :
(1)
在滿足飛機機動性要求的情況下 ,飛機起飛總重降低 41 7%。

(2)
一體化優化計算得到的循環參數結果是 :盡可能提高 Tt4和 πF(相應的 BPR增加 ),降低發動機巡航航段的耗油率 ,降低飛機載油量 ,從而降低飛機起飛總重。

(3)從表
3中的數據不難看出 ,由于優化計算所得到的結果是發動機的涵道比增加了許多 ,雖然在地面狀態的發動機最大狀態推力和加力推力比初始值大了不少 ,但是 ,由于發動機的涵道比增加 ,隨著飛行馬赫數的增加 ,發動機推力衰減較快 ,使得表中所給定的飛行條件下的發動機不加力推力小于初始值 (例如當飛行馬赫數為 11 60

 

 

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表 3　最小起飛總重優化計算結果 (多島遺傳算法 )
Table 3　Optimization results of minimum WTO ( using multi2island genetic algorithm)

參　數數　值說　明
πF  31 293 4 初始值為 312 
Tt4 / K πC  1 7491 571 476 3 初始值為 1 5501 0 初始值為 612 
　
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