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发动机历来被称为飞机的“心脏”，飞/发之间的匹配、集成是飞机研制中的关键工作，由此产生了飞/发综合、飞/发一体化等设计概念。这些概念随时代发展和视角的不同有Airframe Propulsion Integration^［1］、Integrated Air Vehicle Propulsion Technology^［2］、Engine-Airframe Integration^［3］等不同表述。自1950年以来，其研究重点随军事需求的发展和技术演进的推动而变化，涉及改善进气道-发动机匹配性能、提供短距/垂直起降（STOVL/VTOL）能力、飞行控制综合、隐身设计综合等。

就战斗机研发工程实践而言，飞机与发动机在设计中不断加深综合程度的需求日益强烈，但很多情况下仍然是飞机与发动机先“各干各的”，再进行集成。随着大国竞争^［4］形势发展，美欧等在加快推进新型航空装备研制，未来高性能战斗机的需求逐渐清晰。基于其更高、更全面的性能需求，战斗机与发动机全周期协同设计成为关键。本文回顾并探究飞/发协同设计理念，提出面向未来的高性能战斗机与发动机协同设计中的关键技术，以及可能的实现途径和设计建议。

从战斗机诞生之初，飞机与发动机协同设计就备受重视。螺旋桨时代，大功率活塞发动机和高速旋转螺旋桨的影响是飞机总体设计关注的重要因素。一方面螺旋桨滑流通过翼面产生额外的气动力，推力也与单纯桨面特性有很大不同；另一方面因螺旋桨陀螺效应等产生附加力矩，飞机运动和发动机有较强的耦合^［5］。早在1927年英国皮尔逊就提出，由于螺旋桨滑流的存在，飞机推阻很难准确预估，可通过带运转螺旋桨的风洞试验，得到不同来流条件和发动机工作状态条件下的升-阻-推关系^［6］。而为降低推进系统对飞行操纵带来的不利影响，不少战斗机采取了非对称布局设计进行抵消，如P-51战斗机的垂尾采取了左偏1°的安装方式^［7］。

喷气式发动机的问世，在消除螺旋桨约束的同时，给飞机设计带来了新的特征。例如，取消大直径螺旋桨使战斗机可以采用前三点式起落架，明显改善了飞行员的起降视野，以适应起降速度的提高。但早期涡喷发动机推重比很低，导致当时的战斗机设计极度关注降低进排气管道重量和摩擦损失，多数飞机选择了发动机短舱形式，如Me-262采用机翼发动机短舱布局，P-59把发动机短舱集成到翼根，雅克-15则把发动机短舱设在前中机身下方。

20世纪50~60年代，超声速竞赛促使战斗机在气动布局和结构设计上充分考虑推进系统，催生了初步的综合设计思考。首先，将进气道、发动机、排气系统纳入机体形面内，按内外流进行研究。其次，为提高超声速飞行条件下的进气压缩和排气膨胀效率，可调的外压式或混压式进气道以及引射喷管或收扩喷管被广泛使用。其中特别是马赫数范围从0到超过2的进/发匹配，成为困扰这一时期飞机设计的重大问题。1957年，英国尼克尔森在《发动机-飞机综合》一文中讨论了这一时期的关注点，包括喷流与机身的干涉、大型进排气系统的综合、巡航和起降阶段的射流增升等^［8］。

20世纪60年代，垂直/短距起降飞机的研制潮流把飞机与发动机的设计协作推到新的高度。为了实现垂直/短距起降能力，必须设计专门的动力系统，使之包含垂直升力、前进推力和悬停/低速状态的反作用控制力。而为了使悬停状态能够平衡可控，动力装置的布局必须使合升力通过重心，反作用控制系统喷口处于远离重心的位置^［9］。“鹞”式战斗机选择了在机身中部安装1台带4个旋转喷管的涡扇发动机，前2个喷管喷出风扇外涵道气流，后2个喷管则喷出核心机的燃气喷流^［10］。这种形式实现了单发垂直/短距起降，但大涵道比无加力涡扇发动机无法实现超声速飞行。雅克-38选择了2台升力发动机和带分叉旋转喷管主发动机的动力系统^［11］。这种构型简化了发动机设计，但单发失效是致命的。1966年，美国罗斯在《一种V/STOL推进系统开发与测试的综合方法》一文中讨论了升力发动机和升力风扇等不同的构型设计，指出垂直/短距起降飞机应在设计和测试阶段完全集成推进系统^［12］。

20世纪70年代，第三代战斗机转向追求亚跨声速机动性。这个阶段对发动机提出了高推重比和大推力的要求，中等涵道比加力涡扇发动机成为主流选择。进气道设计上重点关注了提高亚跨声速的进气效率和低速大迎角的稳定工作，亚跨声速性能好且重量轻的定几何进气道再次流行，如F-16；而可调进气道则多选择上方可调压缩斜板形式，如F-15。上方压缩斜板按进发匹配调整的同时产生可观的升力，导致影响全机的配平，试飞中发现进气道调节造成俯仰力矩与风洞试验有差异^［13］。排气设计重点关注不同喷管间距对亚声速和超声速阻力的影响，以及中央体整流措施的效果，最终F-15选择了超声速性能更好的窄间距布局，F-14和苏-27则选择宽间距布局。1983年，里基在《战斗机机体-推进系统综合》一文中介绍了这个时期对进、发、排布局所做的大量研究^［14］，数学建模和数值仿真方法开始在这一领域运用。1979年，美国国家航空航天局（NASA）在集成19种进气道特性和9种尾喷管特性的风洞试验结果的基础上，开发了发动机安装性能计算程序^［15］。

20世纪80~90年代，第四代战斗机开始设计，对隐身、超声速巡航和过失速机动的追求，使飞机和发动机在设计之初就需进行深入合作。隐身要求限制了进气道形式的选择，大部分四代机选择唇口和侧壁都符合平行原则、管道大S弯的定几何入口进气道。同时，隐身要求喷管外形与飞机后体采取统一的设计。在YF-22和YF-23的竞标阶段，通用电气和普·惠公司都为两型飞机分别设计了二元推力矢量喷管和单边膨胀喷管^［16］。在飞机的超声速巡航要求下，军用涡扇发动机转向使用小涵道比，由此带来的耗油率上升又促使发动机考虑选择更新的技术，如YF120发动机的变循环设计。在飞机的过失速机动要求下，发动机推力矢量喷管走向实用。1986年普·惠公司发表《战斗机飞机/推进系统综合》^［17］；随后1992年通用动力、麦克唐纳、罗克韦尔、莱特实验室等美国主要的飞机和发动机研制单位也发表了系列战斗机机体/推进系统综合论文，重点讨论了运用推力矢量控制缩减控制面和拓展机动范围的考虑^［18-21］。

进入21世纪，战斗机的信息化程度迅速提高，雷达、通信、电子等载荷的功率大幅提升，能效和热管理成为战斗机设计中的瓶颈，飞/发设计协作的范围不断扩大。这一时期，美国逐步实施了自适应多用途发动机技术（ADVENT）、自适应发动机技术过渡（AETP）等研究计划，同时开展综合飞行器能量技术（INVENT）、高效超声速飞行器探索（ESAVE）等全机能、热、推进综合优化研究^［22］，将飞机布局、发动机构型、机上能源形态、能源调度管理等作为一个整体进行多学科优化。

纵观战斗机的发展历史，无论称为飞/发综合、飞/发协作还是飞/发一体，飞/发两方一直围绕综合最优这一目标而共同努力，且不同时期有不同的认识和设计关注点，如图1所示。从研究工作的长期发展、双方的交叉耦合程度以及对双方设计人员深入协作的要求来看，本文建议使用“飞机与发动机协同设计”表述，简称“飞/发协同设计”。

美军针对下一代空中主宰（NGAD）战斗机提出的穿透性制空（PCA）概念^［23］，本质上符合文献［24］等对制空权理论的初始设想，即运用空军穿透敌方防线、深入腹地直接打击高价值政治或军事目标。隐身等高生存力技术的发展使得这一作战构想成为可能。

在此作战需求牵引下，美国NGAD和英、日等国合作研制的“全球空战项目”（GCAP）等战斗机概念，均体现出高性能战斗机的主要能力特征，包括：

1） 更全面的飞行性能，能够兼顾纵深穿透和典型交战点的机动性。

2） 更高的隐身性能，拓宽频域和空间范围，使之能够穿透高威胁区域纵深。

4） 强态势感知和电子对抗能力，能够优先躲避敌方探测并在不可规避时获得先视先射优势^［25］。

实现这样的能力特征，要求飞机与发动机从各个维度进行深入的协同设计，以满足周期、成本、技术风险等约束，整体达到最优和均衡。

飞行性能对升阻比和耗油率提出了更高的需求。飞机升阻比在外形布局的基础上受内外流相互作用和发动机喷管收扩改变局部外形的影响。耗油率一方面受飞机进排气效率、功率提取和引气等的影响，另一方面受任务中各段飞行条件与发动机设计点匹配程度的影响。纵深穿透和典型交战点速度差异较大，优化设计更为困难，必须开展面向飞行性能优化的飞/发协同设计。

隐身性能要求一方面需要开展飞/发协同设计以进一步降低推进系统的雷达和红外特征。另一方面导致美NGAD的可能方案均选择了极为简洁的布局^［26-28］。该类布局不仅由于减少了安定面和控制面而在横航向稳定性、操纵性上存在固有弱点；同时也因为平面形状边缘角度约束，限制了飞机主尺度和参考面积的调整范围。针对控制增强，开展飞/发协同设计。

武器装载的增大带来了飞机增重和机身横截面积增大的问题，需要提升推力以平衡阻力、重量影响。与此同时，还存在大尺寸武器舱在全机平衡、传力路径方面的约束，增加了进排气和发动机布置、内流道设计的复杂性。

态势感知与电子对抗领域，对孔径增益和功率的需求多多益善。高增益对孔径尺寸的要求受到气动外形和结构布局的制约，因此转而不断推高对功率的需求，从而造成散热的需求水涨船高。未来的高性能战斗机迫切需要通过飞/发协同设计，共同努力解决功率提取和热耗的问题。

综上所述，高性能战斗机与发动机协同设计主要包括：

1） 面向飞行性能优化的飞/发协同设计。

2） 面向隐身性能优化的飞/发协同设计。

3） 面向飞行控制优化的飞/发协同设计。

4） 面向全机能量优化的飞/发协同设计。

根据高性能战斗机兼顾纵深穿透和典型交战点的机动性的性能需求，在设计上应考虑：

1） 性能设计点选择上以作战需求为目标，关注典型作战任务的巡航和机动（中高空亚跨声速和高空超声速）。

2） 飞/发协同设计应围绕设计点开展，主要以巡航设计区间低阻力和机动设计点剩余推力为目标进行“推-阻”综合优化。

3） 动力系统兼顾单位耗油率（SFC）和超声速推力，但如两者的最优化不能兼得，优先保障SFC，可适当放宽中间状态推力。

目前第四代战斗机突出超声速巡航能力，要求在巡航高度上获得较大的中间状态推力，但发动机以此作为主要设计点会对巡航耗油率造成明显的不利影响，战斗机作战半径因此将出现显著恶化。而当需要考虑更全面的飞行性能时，飞机巡航升阻比与发动机耗油率的匹配成为设计关键。

根据布雷盖公式：

式中：Wi/Wi-1是任务段起始重量与结束重量之比；R是任务段距离；SFC是发动机单位耗油率；K和V是任务段的升阻比和飞行速度^［29］。显然，对于按给定速度飞行给定距离的任务段，SFC和升阻比对始末重量比呈指数影响。

如图2所示，任务段距离越长，升阻比和SFC对重量的影响越大。对于作战半径为1 000 km左右的战斗机，如果为满足大迎角机动、高爬升率等要求，适当放宽升阻比、SFC，飞机重量仍在20 t左右的可设计范围内。而对更大的作战半径（例如日本希望的2 200 km^［30］），不同K和SFC组合的差异量可达十吨甚至数十吨级，对方案的可行性存在颠覆性影响，如图2所示。

诺斯罗普公司曾经研究一种采用类似F119发动机的双后掠布局FA-XX超声速打击战斗机方案，当作战半径达到1 200 n mile（2 222 km）时，必须使用机翼前缘后掠角35°左右的布局以提高升阻比，才能获得接近100 000 lb（45.4 t）的起飞重量，因此最大速度只能达到马赫数1.5左右，如图3所示^［31］。显然，基于现有小涵道比发动机的性能，无法满足未来高性能战斗机的需求。

与单位耗油率对整机重量的巨大影响相比，发动机推重比高低所带来的数百千克重量差（典型的如考虑1台推力150 kN的发动机，将其推重比从8降到7，仅增重约270 kg）为相对小量，刻意追求的意义较小。这一判断也同样解释了美国新一代发动机不再提出更高的推重比指标，而是选择发展结构复杂（必然增加重量）的三涵道自适应发动机。

同时，飞机较大的任务油量，也意味着起飞推重比与任务点的作战推重比有十分显著的差异。在满足起飞性能要求时，起飞推力不应作为表征机动性的设计点，而应重点关注典型作战条件的推力。目前，全权限数字式发动机控制（FADEC）有能力在部分范围内调节发动机高度与速度特性，拉高典型作战条件的推力，从而允许较低的起飞推力状态。例如，美国曾经在F-15上试飞一种F100发动机的性能寻优控制算法（PSC）验证了最大推力、最小燃油消耗等多种寻优控制模式。在最大推力模式下，推力平均提高4%；在最小燃油消耗模式下则使9 144 m高度、马赫数1.5的耗油率降低超过9%^［32］。

以F-22为代表的第四代战斗机的超声速巡航是推阻优化设计的典型用例，但由于隐身要求带来的主战武器内埋、远程所需的高载油系数，以及高机动性带来的低翼载要求，导致飞机最大横截面积居高不下。因此全机气动力、进气效应和排气效应等任一单项因素的设计偏差偏离预期，均可能导致超声速巡航能力无法实现。如图4的算例所示，增加5%的全机可用推力就能使平衡马赫数得到可观的增长。因此，通过推阻最优设计，能够在飞/发双方均已处于相对极限的设计状态下，进一步提高全机超声速巡航的使用空间。

综合考虑进气道性能、隐身及重量需求，隐身战斗机普遍采用定几何进气道设计，其中典型形式包括基于平面斜激波设计的Caret进气道和基于圆锥激波设计的Bump进气道。

定几何进气道的设计往往以满足发动机飞行包线内最大流量需求为首要前提，因此在发动机装机后，几个典型状态表现出不同特征：

1） 起飞与机动状态：该状态下发动机换算转速与换算流量均达其最大值。为保证发动机的流量需求，进气道喉道面积基本按照该状态确定，故此时进气道溢流量最小。

2） 亚声速巡航状态：此时发动机处于节流状态，发动机换算流量低于最大值，进气道溢流量较大，存在较大的溢流阻力，一般可占全机零阻的5%~10%。

3） 跨声速加速状态：该状态下发动机处于大转速大流量状态，其换算流量与起飞、机动等状态相当，进气道溢流量与溢流阻力均较小。

4） 超声速巡航与大马赫数状态：战斗机进入超声速飞行状态，发动机换算转速与换算流量均降低，进气道的溢流阻力显著增大，可占全机零阻的5%~7%。

图5为发动机换算流量与进气道溢流阻力，图中，Ghs为换算流量，CDspill为溢流阻力系数。由图可以看出，传统涡扇发动机配合现有规范设计的进气道与未来高性能战斗机对亚/超声速巡航效率的追求存在矛盾。为有效减少溢流带来的飞行阻力，进气道与发动机流量匹配优化设计可能的实施途径主要包括配装变循环发动机、调整进发匹配点和采用变几何进气道等几个方面，不同优化方式的匹配特点如图6所示。

1） 发展自适应变循环发动机技术。变循环发动机可通过调节涵道比实现进发双方流量供需的平衡，从而大幅减小溢流量与溢流阻力。因此，采用变循环发动机既能适应战斗机高马赫数、高机动飞行，又能在亚声速、超声速巡航时减少溢流阻力，提升战斗机作战半径。

以AETP为例，美空军认为换装该计划研制的发动机可以使F-35作战半径提高30%，加速性提升18%，并在战斗巡逻（CAP）任务中减少45%的加油机架次需求^［33］。

2） 调整飞机/发动机设计匹配点，比如选定战斗机长时间、高频率使用的巡航点为进气道设计工况。在跨声速加速段通过降低发动机换算转速、增加耗油率的方式进行过渡，在起飞、机动等工况下采用辅助进气等流动控制措施。此方案有利于缩小进气口尺寸包络，减小进气道迎风阻力乃至全机阻力。例如，苏-57即在进气道底部开了辅助进气门，如图7所示。

3） 采用变几何进气道方案，如可调Caret进气道、三维可调Bump进气道等。在上述不同飞行工况下，根据发动机流量需求自适应调节进气道喉道面积，从而解决发动机亚跨超声速不同工况下流量需求差异带来的进发匹配难题，大幅减小战斗机进气道溢流阻力。

可调Caret进气道已经实现了工程应用，苏-57战斗机^［34］通过调节压缩斜板同时实现了超声速波系组织以及喉道面积的控制，使进气道具有更好的性能，如图8所示。而可调Bump进气道是近年新兴的一个技术方向，通过三维调节压缩鼓包或喉道段局部型面可实现喉道面积的调节，提升Bump进气道的工作速域范围，结合飞/发设计匹配点调整可进一步减小进气道迎风面积以及附加阻力，如图9所示。目前该技术实用化的主要难点在于柔性变形材料及其在复杂力学环境中反复变形的耐久性等。

传统发动机设计目标是自身性能的最优。为此，在喷管设计中，通常针对给定的喷管落压比（NPR）来选择最佳的喷管面积比（A9/A8），使喷管接近或达到完全膨胀，从而获得最佳的发动机推力特性。但如果计入喷管工作状态（A9和NPR）对飞机后体/喷管阻力的影响，以推减阻为优化目标，则最佳的喷管面积比（A9/A8）会出现偏移的情况，如图10所示。此外，喷流在喷口后继续膨胀，高压会沿附面层向上游传递，迫使喷管外表面流动的高压区扩大，从而改变全机外部流场，进一步影响全机升阻特性。一般情况下，飞机后体阻力占全机阻力的38%~50%^［35］。

综上所述，发动机仅考虑自身因素，根据有限协调约定的指标参数独自完成设计的方式不利于飞机后体阻力最优设计。综合考虑发/排最佳匹配与飞/发后体推阻的优化设计，可一定程度实现当前高性能战斗机减阻需求。综合考虑飞机后体布局限制、尾喷管内喉道可调面积、尾喷管长度、发动机尾喷管调节片形状、飞机后体阻力变化趋势、发动机推力性能变化趋势、发动机和飞机重量代价、重心变化等因素开展飞机后体阻力/发动机气动综合设计，可以实现推力-飞行后体阻力最优化设计，提高飞机的飞行性能。

典型超巡点（标准大气条件，飞机高度11 km、马赫数1.5，发动机中间状态）的计算结果表明，开展飞机后体阻力/发动机气动综合设计可获得可观的推/阻综合设计收益，如图11所示。

发动机的雷达和红外辐射信号对飞机隐身特征影响极大，主要解决措施包括：

1） 通过遮挡和吸收等措施降低雷达辐射。

2） 通过发动机热力参数优化、部件冷却/遮挡和喷流掺混以及主动控制等措施降低红外辐射。

飞机进气道管道和发动机风扇组成的进气道腔体，是战斗机前向的强散射源。单纯追求进气效率和总压恢复性能的直管进气道会使机头方向产生很强的镜面回波，即便偏离正向的入射波也将因腔体效应在很宽的范围内产生较强的回波。合理的管道设计及与之相配合的电磁波吸收措施是实现其低散射的关键。

当发动机风扇未完全被进气道遮挡时，通过增加管道“弯度”可以对进气道腔体散射取得较好地抑制效果；当发动机风扇被完全遮挡以后，再增加管道的“弯度”，则气动性能急剧下降且进一步降低进气道腔体散射的效果不明显，如图12所示。

进一步抑制进气道腔体散射，除涂敷雷达吸波材料（RAM）外，在进气道腔体内加装吸波导流体也是有效手段之一。吸波导流体一方面可以增加对发动机的遮挡，另一方面也可以改变电磁波在进气道管道内的传播途径和方式，从而提升管道内吸波材料的吸收效率。同时由于吸波导流体自身具备较高的吸波效能，因而可以进一步衰减进入进气道的电磁波。但吸波导流体会引起管道气流总压恢复系数（σ）的降低，如对X-32验证机吸波导流体进行气动仿真的图13所示。

若将飞机进气道导流体推后到发动机风扇入口前，与风扇机匣、支板、帽罩及风扇叶片进行一体化设计，可形成具有高总压恢复性能、高吸波性能、防鸟撞、防冰、减重等功能的集成风扇吸波装置。从“直管道+风扇集成吸波装置”的前向RCS仿真结果来看，与无隐身措施状态相比，前向大角域范围内RCS降幅都较大，如图14所示。

发动机舱环境温度约束要求采取通风冷却措施，常规隐身飞机发动机舱采用进/排气格栅，但为实现更好的隐身性能，用于发动机舱通风冷却的进气格栅面积和格栅孔尺寸将受限，导致格栅进气效率不高，且格栅进气效率还与飞行姿态、飞行速度等因素相关，如图15所示。

在满足进/发流量匹配的前提下，通过一体化设计进气道末端引气装置，可引用进气道部分气流作为通风冷却气源来满足发动机舱的通风冷却需求。由于其引气和冷却的效率更高，可以取消原飞机表面用于通风冷却的进气口/进气格栅，提升飞机的雷达隐身性能。而如果采用自适应变循环发动机，由于其存在第三涵道，发动机自身发热情况能够进一步降低，优化减小进气道引气环缝尺寸后，可进一步减弱引气结构对进气道RCS的影响，如图16所示^［36］。

二元矢量喷管具有调节机构简单、易于实现后向隐身设计的优点。相比于传统的轴对称喷管，二元喷管更适合与飞机后体进行融合设计，能够消除喷管与后边条之间的耦合效应，对飞机前侧向RCS产生有利影响，如图17所示。

二元喷管外罩型面将对飞机后体阻力和RCS产生影响。连续弧形类型的喷管外罩后体阻力更小，同时在飞机前、后向±15°方位角域内的RCS比拐折类型的喷管外罩显著降低，如图18所示。

为减少飞机后向RCS特征，需对发动机喷管腔体内各强散射部件（如涡轮叶片、中心锥支板、加力燃烧室等）进行气动/隐身一体化综合设计，集成支板、加力火焰稳定器、喷油管路等部件，形成能够遮挡涡轮叶片、引入外涵冷气冷却降温、稳定组织加力燃烧等功能的一体化加力燃烧室，同时在其表面应用耐高温隐身材料，可明显降低喷管腔体终端的散射量级，达到较好的飞机后向隐身效果，如图19所示。

如果隐身需求超过了一体化加力燃烧室所能提供的缩减效果，S弯喷管能够提供与S弯进气道相似的遮挡作用。对于无加力的亚声速隐身飞机如B-2等，S弯喷管已经得到了应用；但在加力发动机中应用S弯喷管，还面临着局部高温区、流动不均匀造成的性能下降以及复杂组合载荷下的流固耦合等较复杂的设计问题^［37-38］。目前通用电气展示了如图16所示的带S弯喷管自适应发动机方案，俄罗斯也曾公布过具有调节收扩和推力矢量功能的S弯喷管专利^［39］，但尚无实际应用案例。

高性能战斗机的红外隐身需求，需要从顶层协同设计牵引低红外特征涡扇发动机的总体设计。涡扇发动机的设计研制是一个系统工程，以满足飞机任务需求为约束，在发动机总体设计阶段就应该把隐身特性与推力和耗油率特性予以综合考虑，进行兼容设计和综合性能优化。传统发动机总体设计方法^［40］已经不再符合设计需求，如图20（a）所示，需要考虑采用红外隐身措施对设计流程构成的影响，并改变传统设计流程，形成低红外特征涡扇发动机的总体设计流程^［41］ 如图20（b）所示。

发动机排气系统的红外特征与发动机的热力参数的选择有关。通过建立起发动机设计变量（如风扇压比πf、压气机总压比πc、燃烧室出口总温Tt4、喷管高压比AR等）与发动机性能（单位流量推力等）和红外辐射特性之间的关系，以单位流量推力和红外隐身特性为优化目标，可形成基于涡扇发动机总体热力参数的红外特征预测优化分析方法^［41］，如图21所示。

排气系统是飞行器上最重要的红外辐射源之一，其红外辐射的波段范围一般处于3~5 μm，并且由于发动机的高温导致对飞行器尾部区域的红外辐射强度影响非常大（主要是8~14 μm波段），是飞行器红外隐身设计的重要内容之一，如图22所示^［42］。

通过与飞行器综合设计，利用部件对排气系统进行遮挡等措施，可降低红外辐射能量。主要包括热部件冷却、后机身对排气系统的遮挡、冷热气流强化掺混以及降低后机身冷部件对发动机热部件热辐射的反射等方式。二元喷管相比传统的轴对称喷管具有更好的掺混效果^［43］，是对雷达和红外隐身都有益的措施，如图23所示。

从美国F-119发动机的相关专利资料来看，为降低喷管及后机身壁面温度，F-22采用了从发动机压气机引少量高压气经过引射器将发动机舱内大量低压冷气加压加速，形成足够能量的冷气并从喷管及后机身壁面的气膜孔中流出的飞/发综合热辐射控制方式，如图24所示^［44］。

作为针对红外导弹的末端对抗手段，可采用向发动机尾喷管热壁面喷射冷介质、喷流喷射气溶胶等主动红外抑制措施。主动红外抑制系统存在以下难点和挑战：第一，高效反应和喷射能力，末端红外对抗对时机的要求极高，对释放系统的决策算法和响应时间提出了高要求，同时需在极短时间内喷出足够的浓度；第二，高效遮蔽性能，飞机高速飞行时流场高速多变，需充分研究红外抑制材料及释放系统在高速飞行状态下的工作性能；第三，重量和空间代价，需要增加喷射口盖、喷射动力源、存储罐和管路等系统，且安装后不能破坏原后体轮廓。

主动红外抑制系统需通过飞/发协同设计，以导弹逼近告警为启动条件，结合发动机工作状态信号判断红外特征和喷射需求，在飞行员给出允许指令的条件下，实现对发动机红外特征的主动控制功能，如图25和图26所示。

针对未来高性能战斗机新型气动布局所面临的宽速域范围内单纯气动舵效难以获得满意的增稳和控制效果问题，需要引入动力参与控制。发动机与控制的相互耦合作用，一是通过推力矢量偏转或分布式推力差，直接对飞机产生力和力矩，从而与气动舵面共同参与飞行控制；二是通过调整飞行控制策略来适配发动机特性，以获取飞机整体层面的性能收益，主要目标是：

1） 在常规包线内飞行时，提供多轴向的控制增稳。

2） 在包线的边界处（失速、过失速条件等），应急使用保证安全。

推力矢量控制的实现形式包括机械式和流体式两种路线，但目前有实际应用案例的仅为机械式。机械偏转改变了后体外形和喷管内部的形状，需与隐身措施综合考虑。

与气动舵面控制不同，推力矢量的有效性与发动机可靠性相关联。因此，推力矢量与气动舵面综合控制在设计上的原则通常为：即使推力矢量失效（包括发动机停车失去推力），气动舵面仍能保持飞机安全可控。

飞行控制的场景，一方面是长周期外回路，主要优化焦点在于飞/发的性能特性匹配，以综合实现更为经济的远程久航，抑或通过推力偏转参与稳态配平以进一步降低舵面偏转所致的隐身性能损失，此类参与近似于前襟预置偏度的动态调节。另一方面是短周期内回路，重点则是发动机推力矢量直接对飞机产生旋转力矩作用而参与到高动态的飞行控制。

此前的传统布局战斗机，发动机推力矢量更多的是在气动控制能力急速衰减的过失速迎角区扮演替代的作用，而对于常规飞行状态则因远小于气动控制能力而贡献较小。

高性能战斗机对隐身能力的追求所主导的飞机布局演化，正在对传统飞行控制能力产生不利影响。这一控制能力缺口在起降等低动压飞行状态尤为凸显，亟需发动机推力矢量的补充。

而在左边界安全飞行和过失速迎角飞行方面，自动抗/改尾旋功能是高性能战斗机的标配能力。传统布局战斗机通过气动舵面来实现，其代价是必须在俯仰和偏航轴保留充足的控制力矩能力。通常来说，希望纵向恢复力矩系数在全迎角范围内的预留裕度不大于-0.03^［45］，而航向则通过鸭翼、副翼或平尾的差动等方式留够制止偏航旋转的能力，原则上不低于：

式中：βmax为最大允许侧滑角；T为期望侧滑角收敛时间。

参考F-16A飞机布局的典型参数（表1^［46］），可以评估发动机推力矢量带来的附加贡献。

以纵向俯仰力矩能力为基础，根据式（3）可以获取推力矢量的等效力矩系数。

推矢的等效力矩系数在表速300 km/h、600 km/h（推矢使用包线表速限制）状态分别约为0.280、0.067 6，虽然随动压增大而反比减小，但量级仍较为可观，由此放宽一定的可控重心后限约束（后移量可达4.8%MAC），从而为总体布局按隐身需求设计平面形状创造条件，如图27所示。

综上，发动机推力矢量对高性能战斗机飞行控制的作用，在常规飞行和过失速飞行两个层面都扮演着愈发重要的角色。

发动机推力矢量的实际能力同时与推力线偏转角度和推力大小相关，导致控制特性较气动舵面存在迥然不同的差异，需要飞行控制设计中加以参考：一是发动机推力动态时滞明显，通常达到1~2 s左右，需要预留合适的稳定裕度；二是推力矢量偏转把持的可用时间可能受限，这与材料耐高温特性有关，需要控制上的快进快出；三是在左边界乃至过失速飞行迎角区，由于需要大状态推力矢量能力，发动机与飞机的陀螺进动耦合效应凸显，形成对飞行控制的干扰作用，需要在控制上具有足够的抗扰考虑。

对于常规飞行状态，推力矢量的典型作用域是在马赫数0.6以下，其控制策略主要是随飞行状态进行偏置调参使用，以改善飞机本体的力矩特性、配平飞机本体不对称特性、起降配平特性优化等。

更凸显推力矢量价值的另一个使用场景是在大迎角过失速区的机动控制赋能，其面临的设计问题是“控什么”“如何应对不确定扰动”。

传统的飞行控制横航向控制的目标主要是实现飞机的绕速度轴滚转、满意的荷兰滚模态特性；其中横向的控制输出是副翼指令，航向是方向舵指令，二者间互有交叉协调。但进入大迎角区后，受非定常流场气动影响，副翼、方向舵效率均会急剧下降甚至反向，故多型飞机应对失速尾旋的典型止旋策略均是采用差动副翼策略。

而具体到大迎角的过失速机动控制，则更加强调飞机姿态的稳定，即应控制体轴系的滚转速率和偏航速率。其中，需要注意的是，经典战斗机布局垂尾在背上，故负的大迎角区因垂尾仍浸润在较好的流场中而仍存在良好的方向舵控制效能，需特别纳入控制考虑。

因此，以国内首型歼-10B推力矢量验证机的设计为例，其横航向被控变量的选取随迎角而改变，在体轴系角速率、体轴滚转速率+速度轴偏航速率、速度轴滚转速率+侧滑角/体轴偏航速率之间渐变切换（如图28所示），综合产生控制力矩需求，并分别发布至推力矢量、差动副翼、方向舵以及鸭翼，最终实现安全高效的横/航向控制，解决大迎角运动耦合严重和飞/发协同困难带来的“控不住”问题。

工程实践中，飞机在大迎角区由风洞试验数据建立的气动模型与实际飞行过程中的气动特性存在较高的不确定性，且大迎角区严重的气流分离造成了恶劣的运动耦合特性，产生非预期响应，严重影响飞行品质，甚至危及飞行安全。

扩张状态观测器可有效估计和补偿不确定性带来的干扰^［47］，该方法通过比较飞机实际响应和参考模型的期望响应，估计出干扰力矩，在此基础上偏转舵面进行补偿，最终有效降低非指令性运动，如图29所示。在歼-10B推力矢量验证机中的实践表明，该附加补偿策略将侧滑角、滚转速率的波动幅度分别下降30%和57%。

由此给出的启示是，传统控制方法以慢求稳，而非传统的扰动补偿则是用快和准来以动制动，二者结合可在工程上获得较好收益。鉴于大迎角过失速机动的本质可以归为可控的失速和尾旋，故此类推力矢量的融合控制策略亦可无缝地应用于失速边界的保护、自动改尾旋等场景。

目前发动机推力矢量的实现形式有机械式和流体式两类。

传统机械式发动机推力矢量通过喷管的机械偏转改变发动机推力线方向，从而产生矢量力和附加力矩。主要形式包括燃气舵、轴对称偏转（如歼-10B推力矢量验证机）、纵向二元偏转（如F-22）、非对称二元偏转（如苏-35）等。

在进发排一体化以及战斗机高隐身需求的大背景下，二元对称/非对称的推力矢量喷管成为当前的重要发展方向，其能够提供高效的控制能力。但该类喷管存在结构系统复杂、重量大且推力损失严重等局限性，给飞/发综合设计与综合性能带来了进一步的挑战，因此其工程应用的关键问题在于结构的减重减载设计、内外流一体推阻优化设计、飞/发综合控制等方面，如图30所示^［48］。

流体式推力矢量技术通过调节喷管内部流场的方式实现推力矢量，相对机械式而言具有结构简单、重量轻等特点，目前常见的流体式推力矢量喷管有激波矢量、双喉道、同向流、逆向流等几种类型，如图31所示^［49］。其中，激波矢量、同向流、逆向流等有源型流体式推力矢量喷管方案均需要从发动机引气或额外增加高压气源，会导致发动机推力性能的降低或系统复杂度和重量的增加。因此，无源型双喉道流体式推力矢量喷管更具优势，也成为近些年的研究热点，如旁路式双喉道流体式推力矢量喷管通过施加旁路分流扰动，在喷管扩张段形成回流区从而形成喷流偏转效应^［50-51］，如图32所示。但流体式推力矢量喷管方案在实现工程应用前，仍面临战斗机包线范围在不同工况下喷管性能与矢量控制的综合设计、飞机外流速度对喷流矢量效率的影响、喷管气动与冷却结构的工程实现性等挑战。

因此，综合考虑气动效率、隐身、控制与结构重量等因素，二元机械式、无源型流体式推力矢量喷管对高性能战斗机设计更为有利，但流体式推力矢量技术距离工程实际应用仍有不小距离。

面向未来高性能战斗机高能耗、高热耗的使用特点，传统能源获取和管理体制不堪重负，成为制约战斗机性能发挥的主要因素^［52］，解决这个问题需要进行能源体制的彻底革新，并真正实现飞、发两方在能源上的“一体”：

1） 全机能源体制统一，机内全电传递，在使用端转换为需用的能源形式。

2） 飞/发能源一体，统一配电管理，取消独立的飞机附件和发动机附件。

3） 飞/发热管理一体，拉通管理热源，挖掘燃油热沉并探索新型热沉。

飞机和发动机运行所需的能源主要来自于发动机（机载储能和辅助/应急动力除外）。传统上发动机附件机匣提取的轴功率经过飞机附件机匣转化分配后为飞机平台提供能源，机载供电系统通过发电机从飞机附件机匣提取轴功率，转化为电能以支持机载用电设备运行；机载液压系统通过液压泵从发动机附件机匣提取轴功率，转化为液压能以支持舵机等液压作动设备运行；机载环控系统则直接从发动机压气机引气，通过换热器、涡轮等部件转换为冷空气以支持座舱和电子设备冷却，如图33所示。

全电架构使用电力作动取代液压、气压和机械作动，不仅使得能源类型纯粹，简化了机载系统的复杂程度和系统规模，减轻了系统重量和体积，更重要的是全电架构状态监测方便、系统灵活可控，在实现面向能量优化的能源管控策略时具有天然的优势。更进一步，由于能源体制的统一，存在更多功能复用的可能，可以从物理层面进行综合设计，从而减小系统重量，如图34所示。

全电架构飞机能够实现对全机能源需求的“峰谷均衡”，降低能源总需求。传统飞机上电能、液压能和气体能源等并存的混合能源架构，各类能源往往无法互相转换，总的能源需求只能通过简单峰值叠加，未来兆瓦级能源需求将大大超出发动机允许的提取能力。全电飞机能够通过能源形式的转换，满足任务不同阶段的高能源需求。例如在超视距攻击阶段，飞机优先使用传感器争取先视先射，快速改变机动状态的需求不强，可集中向雷达、电子战等系统供电，而作动器只需少量电能驱动。而在导弹规避阶段，跟踪目标的优先级大大降低，可减少对雷达的供电，把大部分电能转换为电液作动器的液压功率，驱动舵面快速偏转，急剧改变机动状态。对典型战斗机飞行任务过程中（包括地面开车舵面检查在内）作动能源的使用情况统计分析表明，全机作动器实际使用流量达到液压系统额定设计流量10%以上的累计时间不超过整个任务剖面总时间的15%，流量20%以上不超过总时间的7%，流量30%以上不超过总时间的4%，如图35所示。以F-22为例，其液压功率达560 kW，如在能飞行任务的大部分时间中，将部分液压功率替换为电能使用，可使全机可用电能（原安装2台65 kW发电机）倍增^［53］。

全电架构飞机能够取消飞附机匣和发附机匣，采用嵌入发动机的起发电机，通过功能复用实现发电机与起动电机的一体化设计，可显著降低发动机外廓尺寸，从而降低对飞机机体空间需求。

全电架构飞机通过取消高温、高压管路，可优化飞机的空间布局，并使热源和液体防护变得更为简单。电源系统的多余度设计可提高系统可靠性，使之具有容错和故障后重构的能力，并为用电设备提供高质量的电源，改善供电品质，电子元件故障更容易诊断、监测和状态预测。

全电架构飞机采用电机驱动闭式空气循环制冷系统，相比于采用开式空气循环制冷的常规系统，减少了从发动机的引气，且随着高速电机技术发展，电环控相关附件重量结构尺寸进一步减小。

最后，采用电动燃油泵替代传统飞机和发动机的机械泵。由于传统燃油泵按照峰值设计供油能力，在巡航等状态功效比低，不仅浪费能源且给热管理带来更多废热，通过采用变频的电动燃油泵，根据需求调整供油能力，能有效减少能耗和热载荷。

飞/发一体热管理技术打破了传统分界面（飞/发接口燃油温度限制、热沉不共享），以提升全机热沉利用率为目标，通过建立具备全机冷热流灵活调控的飞/发一体综合换热柔性架构，结合热负载需求与热沉能力动态预测、热沉自适应选取与快速响应策略，基于多时空尺度蓄热与散热的控制方法，最终实现全机热载荷高效收集、传输与排散。

在飞机热管理系统和发动机热管理系统中燃油都是重要的工质和主要排热途径^［54］。发动机入口燃油温度目前设有上限值T_max（通常为80~120 ℃），以便为发动机预留其自身热管理所需的热沉。这虽然简化了发动机自身的热管理设计，但会造成燃油有时无法以最高允许温度（约200 ℃）喷入燃烧室，降低燃油热沉利用率。

飞/发热管理综合将燃油回油点从两处减少为一处，取消发动机入口温度限制，根据发动机燃烧室入口温度及发动机滑油供油温度、后腔滑油出口温度，灵活调节发动机回油流量，使得燃油始终能够以最高允许温度喷入发动机燃烧室内，有效提升燃油热沉利用率，如图36所示。

冲压空气、进气道空气、发动机涵道空气等环境空气是除燃油外机载热管理系统最常用的热沉。使用冲压空气需要在飞机表面开设冲压口，影响飞机隐身效果，在飞机设计中会尽量减少冲压引气。因此，在未来战斗机设计中，机载热管理系统能够使用的冲压空气热沉量是十分有限的。进气道空气流量大、温度较低，且进气道散热器对飞机隐身效果带来的负面影响小，是十分优质的热沉来源。为保证飞机进气道性能，进气道散热器无法直接安装在进气道中，热交换面积有限，因此进气道散热器体积与重量较大。发动机外涵道空气流量大，虽因经过发动机低压压气机增压，温度较进气道空气温度更高，但涵道空气对于热管理系统散热器的设计限制较少，涵道散热器可以设计得更轻更小。

如图37所示，从涵道空气散热器和进气道散热器的冷边温度、效率、散热功率对比可知，机载热管理系统利用发动机涵道空气作为热沉是可行的，进而可减小散热器的重量体积，有利于减少战机燃油消耗，提升机动性。

需要注意的是涵道空气温度较高，当其作为飞机热管理系统热沉，则机载系统更适合采用空气循环冷却方案而非蒸发制冷。

飞/发一体的柔性热管理架构，能够支持热传输路径重组及热沉动态调度，通过“削峰填谷”的方式进一步提升全机的热沉利用效率。

利用蒸发循环蓄冷、高温油箱蓄热等技术建立飞机热管理系统与发动机热管理系统的冲压空气、涵道空气、燃油、滑油等热沉可相互转化的硬件系统架构，结合温度梯度规划、热沉评估、任务预测等手段，以多目标优化控制为目的，建立自适应控制策略，实现飞机与发动机一体化的热传输路径重组及热沉动态调度。

从战斗机研制之初，飞机和发动机两方就应进行全面深入的飞/发协同设计，共同寻优。本文回顾了战斗机飞/发协同设计的理论和实践历程，面向未来高性能战斗机发展需求，从飞行性能、隐身特性、飞行控制、全机能量4个设计视角提出飞/发协调设计关键技术。

对于飞行性能，飞/发设计点应围绕空中工作状态进行匹配，进发排匹配追求“推—阻”综合最优，以满足高性能战斗机兼顾纵深穿透和交战点机动性的要求。

对于隐身特性，通过进气道-风扇一体化设计、喷管-后体一体设计化并进行飞/发参数协同优化，实现遮挡、吸收及冷却、掺混，以满足高性能战斗机拓宽频域和角域范围的雷达隐身、红外隐身要求。

对于飞行控制，综合飞机气动舵面和发动机推力矢量控制，在飞/发之间最优化控制分配策略，以满足高性能战斗机多轴控制增稳和包线边界安全的要求。

对于全机能量，飞/发能源体制向全电化综合，取消相互独立的附件；飞/发热管理一体，拉通管理热源、热沉和散热，以满足高性能战斗机高功率载荷及设备所带来的全机能源和热管理要求。

通过对关键技术的讨论，也可以看到，随着平台布局、动力以及其他新兴技术的不断发展，战斗机飞/发协同设计将会不断地加深融合、拓展范围，宽速域、智能化等未来可能的发力方向，具有广阔前景等待开展探索研究。