加力式空气涡轮火箭发动机特性研究①

潘宏亮,林彬彬,刘 洋

(1.西北工业大学固体火箭发动机燃烧、流动与热结构国家级重点实验室,西安 710072;2.西北工业大学航海学院,西安 710072)

0 引言

空气涡轮火箭发动机(Air turbo rocket,ART)是一种组合循环热力发动机,利用固体或液体火箭推进剂燃气发生器产生的富燃气驱动涡轮,使空气经涡轮驱动的压气机吸入后与涡轮出口的富燃气进行二次燃烧,经喷管产生推力。由于具有比涡轮发动机和冲压发动机宽的飞行包线,经济性优于火箭发动机,美国率先开展了ATR发动机探索研究,进行了地面热试验和飞行试验[1-4]。近年来,日本开展了以ATR为基础的预冷却膨胀循环发动机(ATREX)的研究,进行了多次地面热试车试验[5-6]。可见,ATR发动机应用前景诱人。近几年,国内也兴起了ATR发动机概念及关键技术研究,相关报道包括应用现状与前景分析[7]、建模与特性研究等[8-11]。ATR性能不仅取决于发动机工作参数,也需对工作参数匹配,以保证发动机工作过程中不超温,安全可靠[10]。

实际上,ATR发动机的加力模式可提高发动机推力,发动机性能与调节方式有关[12],但相关可行性研究明显不足。根据需要,在补燃室喷入燃料,类似航空发动机加力模式,可增加ATR发动机的推力输出,提高飞行器的机动性能。此外,与纯粹的冲压发动机特别是含硼推进剂固冲发动机相比,由于压气机的增压作用,可提高高空条件下含硼推进剂燃烧效率,增大发动机的工作高度,拓展飞行包线。

基于提高发动机机动性与拓展飞行包线的应用背景需求,文中初步分析了加力式ATR发动机特性,建立了其总体性能模型,考虑了变比热影响。通过数值仿真,在较宽的推进剂配比范围内研究了加力式ATR发动机性能变化规律,以获得燃气发生器和加力推进剂配方、发动机工作参数选择的一般原则,并对加力式ATR发动机应用可行性进行了评价。

1 ATR非线性气动热力模型

1.1 发动机构型

加力式ATR发动机构形及截面位置编号[12]如图1所示。进气道吸入空气全部通过压气机(C),压气机由涡轮(T)驱动。推进剂有2个供入途径:涡轮燃气发生器(GG)和补燃室(AB)输入加力推进剂,对于固体推进剂,可安置加力燃气发生器。前者驱动涡轮,后者在发动机需加大推力时启动或加大流量。

该发动机特点如下:

(1)吸入空气全部通过压气机,进气道结构相对简化且设计方法成熟;

(2)涡轮燃气发生器燃温控制在涡轮叶片材料可承受范围,无需冷却,结构简化;加力(燃气发生器)推进剂热值高、流量可控,可获得可变的、高性能的发动机特性;

(3)工程上已可实现燃气节流阀调节固体燃气发生器的燃气流量。

图1 液氢液氧加力ATR构型Fig.1 LH/LOX air-turbo rocket schematic diagram

1.2 推进剂类型与性能

为充分了解加力式ATR发动机性能,采用可变配比的液体推进剂为研究对象。液态C-H燃料为辛烯C8H16,热值为43 000 kJ/kg,C8H16与液氧O2的当量氧燃比为3.428。涡驱燃气发生器和加力推进剂(或加力发生器)均采用此种推进剂,化学式为C8H16O2(3.5g11)和C8H16O2(3.5g31),氧燃比分别为g11和g31。在16.5MPa下,氧燃比为0.5～5.4时,等压绝热燃烧温度为1 243～3 624 K,对应当量氧燃比时为3 853 K;氧燃比大于3后,等压绝热燃烧温度随氧燃比变化减缓。

1.3 简化假设、约束条件与模型求解

与涡轮燃气发动机相似,在理论分析研究阶段,可采用压气机、涡轮等部件通用特性建立ATR发动机总体性能模型。选定发动机控制方案,给定飞行条件和发动机工作状态后,由部件共同工作条件确定发动机共同工作点,计算出各主要截面气流参数和发动机性能参数。

假设:

(1)涡轮燃气发生器与主燃烧室燃气处于热化学平衡,涡轮与喷管燃气流为化学冻结流;

(2)每个部件内气流是一维定常流动;

(3)采用变比热容计算,即空气流经进气道、压气机和燃气流经涡轮和喷管时,考虑热物性参数比热容和比热容比随温度的变化;

(4)认为燃气发生器内压力温度与涡轮入口参数相同。

根据发动机共同工作条件,有:

(1)气流质量流量平衡:涡轮燃气发生器流量等于涡轮燃气流量;尾喷管燃气流量等于压气机吸入空气流量、涡轮燃气流量及加力推进剂燃气流量之和;

(2)涡轮与压气机出口静压相等;

(3)涡轮与压气机物理转速相同;

(4)涡轮与压气机功率平衡。

燃气发生器与补燃室热力计算模式:在压力、参与反应各组元的质量比一定时,采用最小自由能法求解发生器与主燃烧室的化学热力平衡组分,通过能量守恒迭代求解绝热燃温,并计算出比热容、比热容比及气体常数等热物性参数。涡驱燃气发生器燃烧剂与氧化剂组元质量比为1∶g11压力取为压气机出口总压乘以涡轮落压比;补燃室内涡驱燃气、空气及喷入加力推进剂组元质量比为Wg3∶Wa1∶Wg5(Wg5为独立参量)。补燃室压力等于压气机出口总压的95%。由于压力参数对等压绝热热力计算影响不大,如此处理不会对发生器和补燃室热力计算产生太大的影响。补燃室热力计算中,考虑了参与燃烧的空气与涡驱燃气各自在进气道、压气机、涡轮中的焓值变化,但不考虑补燃室燃烧特性变化,燃烧效率假设为100%;

在压气机和涡轮状态确定后,Wg3、Wa1、涡轮落压比Prt和压气机出口压力P2便确定了,发生器和主燃烧室热力计算可解。因此,求解ATR发动机非设计点要先确定压气机和涡轮的工作状态和共同工作点。对调节计划为相对转速不变的ATR发动机而言,只需选取压气机增压比和涡轮落压比为独立变量,发动机全部部件工作状态就可确定。按文献[13]方法,进气道按美标准进气道算法,总压恢复系数考虑Ma影响;压气机、涡轮、喷管特性取文献[13]通用特性线数据。

ATR性能模型依然具有涡轮发动机气动热力模型的高度非线性特征。根据流量守恒、压力平衡等约束条件建立方程组,进行迭代求解发动机非设计点参数。详细建模与仿真过程参见文献[11]。

ATR发动机推力FN、比推力Fns和比冲Isp:

式中 Wa1、Wg3和Wg5分别为压气机吸入空气流率、驱动涡轮的燃气流率和加力推进剂流率;ce与c0分别为喷管排气速度和空气流入进气道速度;Ae和pe为喷管出口截面的面积和静压强;p0为环境大气压力。

文中以大、小写区别截面压力与温度的总参数和静参数。

定义空燃比α为空气流率与涡驱燃气发生器流率之比;g21为加力推进剂流率与涡驱燃气发生器流率之比,则比冲和比推力为

进行ATR发动机设计点热力计算时,需给定飞行条件和大气条件,并预计发动机各部件效率和损失系数,独立的ATR发动机工作过程参数包括压气机增压比、涡轮落压比、涡驱燃气发生器氧燃比及加力推进剂氧燃比与流率比,并给定压气机相对转速、空气相对折合流量、涡轮流量函数、涡轮折合转速等。原则上,ATR发动机设计点气动热力计算可直接沿发动机流程求解,无需迭代,文中按非设计点计算程序运行,从而考虑了变比热影响。

无论飞行高度、Ma、压气机相对转速、涡轮燃气发生器氧燃比、加力推进剂氧燃比和流率比参数中任何一个或多个参数数值不同于上述设计点参数之值,该工况都成为非设计点状态,则模型需采用迭代法求解非线性方程组。

2 结果与讨论

2.1 设计点发动机性能

取标准大气,飞行条件为25 km、Ma=3.7,压气机相对转速100%,燃气在尾喷管完全膨胀,喷管为拉瓦尔喷管结构。

设计点参数选取受以下几个条件限制:压气机入口温度小于1 000 K,涡轮入口温度小于1 450 K,发生器压力小于20 MPa。

2.1.1 无加力ATR性能影响因素

在固定的压气机与涡轮工作点上,改变燃气发生器的推进剂氧燃比,研究无加力情况下发动机的性能,结果如图2所示。无加力推进剂喷入时,就C8H16O2(3.5g11)推进剂而言,氧燃比g11在0.4～1.2之间时,涡轮燃气发生器产生富燃燃气,绝热燃温随着氧燃比增大而增加,满足压气机功率需求的涡驱燃气流量随氧燃比增大而减小,并与压气机增压比、涡轮落压比大小有关(图2(a)实线),涡轮落压比增大,则涡驱燃气流量减小,但压气机增压比增加,涡驱燃气流量有较大增加;在补燃室二次燃烧时,余氧系数(实际空气量/理论空气量)呈现图2(a)虚线所示变化,二次燃烧或贫氧或富氧,绝热燃温产生图2(b)所示变化。图2(c)、(d)列出了燃气经喷管完全膨胀所产生的比推力及比冲的变化曲线。比推力与比冲的变化趋势是排气速度与排气流率变化的综合结果。显然,其他参数相同时,压气机增压比高低对发动机性能影响较大。总的来说,无加力发动机比推力和比冲变化与涡驱燃气发生器推进剂氧燃比、压气机与涡轮工作点取值情况有关,说明ATR发动机设计点参数需匹配,以获得所需的推力与比冲性能。

2.1.2 有加力ATR性能影响因素

图3(a)是g31=2.6、g21=1.0的加力推进剂喷入补燃室的发动机比冲与比推力随氧燃比g11和压气机与涡轮压力比Prf、Prt变化曲线。可见,有加力的ATR发动机性能随g11和压力比的变化情况与无加力ATR发动机相同,但比推力增高而比冲降低。设计点上的加力推进剂只是影响二次燃烧过程,与无加力发动机相比,虽然喷入与涡驱燃气流率相等的加力推进剂使得补燃室余氧系数降低(图3(b)虚线),但加力推进剂带入的焓值提高了补燃室绝热燃温(图3(b)实线);且因排气流率增加,加力ATR发动机比推力增大而比冲下降。同样,其设计点参数也需匹配,以获得所需的推力与比冲性能。

图2 无加力发动机性能影响因素Fig.2 Effects of design parameters on ATR in drymode

图3 有加力发动机性能影响因素Fig.3 Effects of design parameters on ATR in augmented mode

2.1.3 加力推进剂特性对发动机性能影响

上述结果表明,有无加力时,涡驱燃气发生器推进剂氧燃比为0.7～1是可取的,发动机比推力与比冲都能兼顾,涡轮叶片工作温度也合适。因此,取g11=0.8,压气机与涡轮落压压力比分别为2.5和36,设计点其他参数不变,研究了加力推进剂氧燃比和流率大小对发动机性能的影响。

由图4可见,加力流量越大,则比推力越高、相应比冲越低;增大氧燃比g31有助于提高比推力和比冲数值,但g31＞2后,尽管余氧系数继续变化,但二次燃烧绝热燃温、比推力和比冲变化很小,这与C8H16+O2推进剂在氧燃比大于一定值以后,等压绝热燃温变化减缓的特性有关(见1.2节)。

2.2 非设计点性能

分别对设计点有无加力的发动机喷入加力推进剂,计算了发动机性能和截面工作参数。设计点上飞行条件为20 km,Ma=3.5,标准大气环境;压气机相对转速为100%;C8H16+液氧O2推进剂氧燃比g11=0.6、g31=2.2;增压比为2.5、落压比为20。表1中,序号1-1设计点无加力,2-1设计点有加力,g21=0.6。以序号1-1参数为设计点,序号1-2的非设计点加力流率比g21=0.4;以序号2-1参数为设计点,序号2-1～序号2-4非设计点加力流率比g21分别为1.0、0.2、0(即关闭加力)。非设计点上其他参数如飞行高度、Ma、压气机相对转速、推进剂氧燃比g11、g31保持为设计点上对应值不变。

表1相应计算结果表明,设计点与非设计点上,因氧燃比g11、g31不变,涡驱发生器及加力发生器绝热燃温仅随其工作压力不同发生微量变化;在尾喷管喉径不变的情况下,因加力流量增大(序号1-2、2-2),补燃室压力提高,使得涡轮落压比降低,满足压气机功率需求的涡驱燃气流量需增加;同时补燃室压力提高,使得压气机工作点移动,压气机压力比增加而空气流量降低;空气与燃气流量变化的结果,使补燃室绝热燃温增加;总排气流量与排气速度均增加;发动机性能表现为推力增加、比冲减小。减小加力流量(序号2-3与2-4)时,发动机参数变化情况可类似分析。

以设计点为基点,表1后2列出了发动机性能变化率。可见,调节加力流量可有效改变推力大小。应指出的是增加加力流量所致的推力增益,伴随有较大的比冲降低,如果飞行器高机动飞行时间有限,在整个工作时间段内,比冲损失的效应应该不大。另外,表1结果显示,有加力的2-1设计点的比冲比无加力的1-1设计点比冲低16.6%,但推力高33.6%。因此,设计点上是否采用加力、非设计点上加力流率比多大,需根据具体飞行任务与性能需求而定,存在性能优化的必要。

2.3 调节与控制

表1的非设计点上,发动机调节计划为相对转速不变,且尾喷管喉部面积不变。当加力流量改变时,涡驱发生器流量也相应改变了。可见,为获得所需的发动机性能,加力式ATR发动机需对涡驱发生器和加力发生器进行双重流量调节,是双变量控制问题。液体推进剂的流量调节易实施,采用燃气节流方式的固体推进剂燃气流量调节,目前在工程上已可实现。

图4 加力推进剂氧燃比对发动机性能影响Fig.4 Effects of O/F ratio of propellants supplied to afterburner on ATR

表1 有无加力设计点与非设计点性能与工作参数Table 1 Performance of ATR in dry-and augmented mode at design-and off-design point

3 结束语

建立了加力式ATR发动机总体性能模型,通过设计点与非设计点性能仿真,在较宽的推进剂配比、发动机工作参数范围内,研究了加力式ATR发动机性能,初步认为:

(1)加力方式可增大发动机推力输出,发动机调节控制是可实现的,通过加力方式提高机动性是可行的。

(2)发动机性能受多种因素影响,与设计点部件工作参数、推进剂配比及设计点上有无加力有关,需通过总体优化获得理想的发动机性能。更进一步研究工作,需掌握加力式ATR发动机的速度高度特性及节流特性,以明确其飞行任务适应范围。

(3)受涡轮叶片材料限制,涡轮燃气发生器温度控制在1 200～1 300 K范围内,可选择绝热燃温在1 300 K左右,燃气平均相对分子质量小,产物固体凝相成分无或很少,且对涡轮叶片材料无强腐蚀作用的推进剂;加力推进剂可选择热值大、绝热燃温高的配方。

(4)提高涡轮落压比、降低压气机增压比,有助于增大ATR发动机比冲。用于临近空间推进系统时,宜选择低燃烧压力推进剂,以降低压气机设计增压比。

(5)后续工作应致力于获得较为准确的补燃室燃烧特性,以有效提高模型仿真精度,在ATR原理研究、方案论证方面发挥更大作用。

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