固体燃料空气涡轮火箭发动机工作模式①

2013-08-31刘诗昌何国强

固体火箭技术 2013年1期

刘诗昌，何国强，刘洋，李江，杨飒，王伟

(西北工业大学燃烧、热结构与内流场重点实验室，西安 710072)

0 引言

现代军事的发展对导弹武器的要求不断提高，如远程打击、高空高速突防、全程动力控制等，这些需求对发动机提出了更高的性能要求，如高比冲、高比推力、动力可调节、飞行范围宽广等。在这样的需求下，更多新技术应用于发动机，固发、涡喷等发动机性能不断提高，一定程度满足了动力的需求，但其固有局限难以突破，于是多种组合发动机应运而生。其中，空气涡轮火箭(ATR)就是一种结合了涡喷和冲压发动机特点的组合发动机。它不仅可针对任务特性进行性能设计，飞行包线宽广，且其比冲、比推力性能也都较优，应用前景广阔［1］。但通过研究发现，驱动涡轮燃气中的凝相颗粒会破坏高速旋转的涡轮叶片，而提高发动机性能又需使用富含固体粒子的高能推进剂来进行二次燃烧，这一矛盾极大限制了ATR性能的提高［2－4］。为解决这一矛盾，本文提出将原来由1股燃气单独承担驱涡和补燃功能的工作模式转化为由2股燃气分别承担驱涡和补燃的新型工作模式。该工作模式基本过程为压气机将通过冲压和压气机抽吸作用对引入的空气进行加压;驱动涡轮的燃气发生器(驱涡燃气发生器)产生清洁的燃气，驱动涡轮为压气机提供轴功;经过冲压和增压的空气被引入到补燃室中与已驱动涡轮的燃气以及另一个燃气发生器(富燃燃气发生器)中产生的富燃燃气进行掺混燃烧;经过二次燃烧的燃气通过发动机喷管膨胀做功产生推力。这样既可兼顾涡轮对燃气清洁性的需求，又可满足补燃对燃气能量特性的需求。它的潜在性能及可实现性均比原有工作模式下的SP-ATR更进一步，应用前景值得期待。

本文针对应用新型工作模式工作的SP-ATR，通过数值计算的方法，研究它在不同工作环境下的性能特点和变化规律。

1 性能及工作模式分析

1.1 工作范围分析

图1示意了使用2股燃气的SP-ATR工作过程:空气来流经进气道入口位置0进入发动机;来流经进气道通过位置1进入压气机，从位置2流出进入掺混段;与此同时，驱涡燃气从位置3进入涡轮，经过落压产生轴功，再从涡轮出口位置4流出进入掺混段;而富燃燃气从富燃燃气发生器中流出后直接进入掺混段;这3股来流在掺混段前端初步混合之后，通过掺混器进一步掺混，通过位置5进入补燃室;在补燃室中进行二次燃烧，其后燃气通过位置6进入尾喷管膨胀做功。

图1 SP-ATR示意图Fig.1 Diagram of SP-ATR

根据SP-ATR发动机的工作过程设:

式中 mgas为驱涡燃气质量流量;mpro为富燃燃气质量流量，mair为空气质量流量。

设α1为余气系数:

式中 a1为单位质量驱涡燃气完全二次燃烧所需的空气质量;a2为单位质量富燃燃气完全二次燃烧所需的空气质量。

于是，可得比冲和比推力:

考虑来流质量、马赫数、飞行高度、增压比和压气机效率、传动轴效率、落压比与涡轮效率共同决定驱涡燃气量这一限制条件，则

式中 πc为压气机增压比;πt为涡轮落压比;ηc、ηt、ηa分别为压气机、涡轮和传动轴的效率。

上面模型:当f1=0，并排除式(3)限制，即可适用于固冲;SP-ATR虽与涡喷实际的工作工程有所不同，但作为基本性能模型，仍可用于涡喷性能评估。模型确定后，发动机实际状况还受结构、材料、燃气成分等限制，综合考虑这些因素及工程上的可实现性，计算中主要限制条件有:(1)压气机压比范围为1.3～6.5;(2)涡轮落压比范围为5～20;(3)进气道、压气机前端温度不高于800 K;(4)涡轮前端温度不高于1 300 K;(5)驱涡燃气发生器压强不大于15 MPa;(6)补燃室压力不低于0.2 MPa。燃气模型:驱涡燃气理论空燃比(即计算模型中的a1)为5，热值为15 MJ/kg;富燃推进剂选择含硼富燃推进剂，富燃燃气理论空燃比即计算模型中的a2=12，热值为33 MJ/kg;燃气发生器的调节比为10。各部件效率假设:压气机效率ηc=0.85，涡轮效率ηt=0.85，传动轴效率假定为ηa=1;补燃室燃烧效率根据压强与燃烧效率的关系来定，燃气发生器喷射效率均按照1来取，进气道的总压恢复系数依据来流马赫数来确定［9－13］。

通过计算得出涡喷、固冲和SP-ATR发动机的飞行包线如图2所示。图2中，ABCD所围为涡喷包线:AB段主要受燃烧室压强限制;CD段主要受涡轮前端温度限制。EFGHI所围为固冲包线:EF段主要受燃烧室压强限制;FGHI段主要受进气道前端温度限制。AJKFGHI所围为SP-ATR包线:AJ段主要受补燃室压强限制;JK为高度限，本文只研究30 000 m以下;KFGHI段主要受进气道前端温度和压气机前端温度限的限制。

图2 不同发动机工作包线对比Fig.2 Comparison of different engine operating envelopes

从图2可看出，SP-ATR的包线完全囊括了涡喷和固冲发动机的包线:(1)涡喷的低速限(即AB段)与SP-ATR的补燃室压强限完全重合，这说明SP-ATR低速工作区域可媲美涡喷发动机;(2)固冲的高速限(即FGHI段)与SP-ATR的设备温度限完全重合，这说明SP-ATR高速工作区域能与固冲相比;而SP-ATR的高度限即JK段，远高于涡喷和固冲的高度限。同时，还可从重合的包线上看出SP-ATR从工作模式上与涡喷与固冲的关系:AB段与涡喷重合说明作为组合发动机的SP-ATR具有涡喷调节燃烧室压力的能力，可进行低速飞行，这一点弥补了固冲的局限，这是SP-ATR引入增压系统可对来流进行主动增压造成的;FGHI段与固冲重合说明SP-ATR在速度可达的范围上与固冲相同，可高速飞行，弥补了涡喷的局限。这是由于SPATR使用驱涡燃气直接推动涡轮工作，不同于涡喷的环形燃烧室中引入增压空气掺混燃油之后，燃烧产生燃气来驱动涡轮的模式，涡轮前端温度不会由于飞行速度的增大而有明显变化。

综上所述，可加力式SP-ATR不仅在工作范围上集合了涡喷和固冲发动机的特点，更是在性能上结合了二者之长。

1.2 工作模式分析

虽然从飞行包线中可看出SP-ATR的工作范围非常宽广，完全包含了涡喷和固冲发动机的工作范围，但如此宽广的包线中不同工作模式下性能规律如何，却无从回答，需利用非设计性能计算方法分析不同工作模式下发动机的性能特点，本文参考加力液体ATR特性计算方法［7］，将燃烧室的富燃燃气流量根据驱涡燃气流量随动调节改为控制余气系数，以便控制燃烧室的燃烧效率。燃烧室燃烧效率除了受余气系数调节外，参照文献［8］，补燃室内化学当量比的空气燃气完全掺混燃烧效率使用图3所示对应关系进行计算，掺混效率假设为0.85保持不变。分析了用于近地面、低空和高空3种不同工作状态下SP-ATR的高度和速度性能特点，计算结果剔除燃烧室压强低于0.2 MPa的工作点，得到性能均在SP-ATR的实际可稳定工作的高度、速度范围内。

图3 补燃室燃烧效率与补燃室压强的关系Fig.3 Efficiency of afterburning vs pressure in the afterburning chamber

1.2.1 近地面工作模式及性能

由于地面附近的空气密度、压力和温度都较大，SP-ATR近地面工作的速度较低。因此，选择0 km，Ma=0.7为设计点，根据设计点性能最优设计发动机其他部件参数，控制发动机压气机、涡轮转速为设计转速，燃烧室余气系数保持不变，计算SP-ATR近地面的速度、高度特性。

计算高度特性的设计点参数为πc=2，πt=20，取其余气系数α1=1.6，计算控制规律为压气机、涡轮为设计转速(70%相对物理转速)，余气系数保持不变;设计点涡轮、压气机效率均为0.85，传动轴效率为1，非设计点时参照典型离心式单级涡轮压气机的性能图进行插值。计算近地面SP-ATR的性能及关键参数的变化规律见图4和图5。图中速度范围和高度范围并非发动机总的工作范围，而是本文在保持转速和燃烧室余气系数不变的控制规律下的最大工作范围，对于不包含在计算范围内的飞行点，可通过调节转速和燃烧室余气系数，使发动机满足部件匹配，实现在该点的稳定工作。

由计算得到SP-ATR的比冲和比推力随着飞行马赫数和飞行高度的变化规律可见，发动机比冲和比推力随着飞行高度和速度的增加趋势为单调增加，比冲范围为6 620～6 740 N·s/kg，比推力范围为1 145～1 200 N·s/kg。采用简单的控制规律即可使 SP-ATR在 Ma=0.5～1.5及高度为0～5 km的范围内高效率稳定工作。由于燃烧室余气系数为控制参数，所以在所有飞行点燃烧室不会出现传统工作模式下SP-ATR出现的燃烧室过分富氧或过分富燃导致的燃烧效率过低的情况，而由不同飞行速度和高度下驱涡燃气和富燃燃气流量变化规律可见，保障发动机工作的燃气流量变化范围较小，调节难度低;燃烧室压强随着飞行速度增加而增加，随着飞行高度增加而降低，所以虽然高度增加，发动机的比冲、比推力增加，但飞行高度高于一定程度，在不改变控制规律情况下，燃烧室压强过低，导致发动机性能降低。所以，计算近地面SP-ATR的高度范围需满足燃烧室压强高于0.2 MPa的限制。由以上计算结果说明，SP-ATR可在近地面实现快速加速，工作范围宽，SP-ATR飞行参数可灵活调整，工作模式多样，性能的可设计性很强，尤其保证比冲在6 000 N·s/kg之上时，SP-ATR的比推力可调节范围较大。

图4 SP-ATR近地面的速度性能Fig.4 Speed performance of SP-ATR in near ground

图5 SP-ATR近地面的高度性能Fig.5 Altitude performance of SP-ATR in near ground

1.2.2 低空工作模式及性能

本文所述低空包括5～8 km的空域。设计该空域下，SP-ATR工作点为5 km、Ma=1.5，设定压气机与涡轮压比分别为2、20，余气系数为1.4，其余条件与近地面条件相同。计算该空域下SP-ATR不同高度、速度范围内的工作性能如图6所示。

从图6可见，低空工作的SP-ATR与近地面有相同的高度、速度特性规律，设计点在低空的SP-ATR在5 km高度低速可降至Ma=0.6，高速可提高至Ma=2.3，相比设计点为地面的 SP-ATR，低空工作的 SPATR速度上限提高，飞行高度范围为0～8 km，整个工作速度高度范围比冲保持在6 300 N·s/kg以上，同时比推力还可在1 310～1 440 N·s/kg之间调节。

1.2.3 高空工作模式及性能

文中高空是指10 km以上空域。为了讨论SPATR的高空工作特点，设计其设计点为10 km，Ma=3，增压比为 1.5，满足设计点燃烧室压强大于0.2 MPa，涡轮落压比为20，燃烧室余气系数取1.6。SPATR在转速不变和余气系数不变条件下，计算得到的速度高度特性如图7所示。

由图7可见，SP-ATR的比冲随着速度增加而增加。分析原因为随着飞行速度增加，虽然物理转速保持不变，但换算转速减小，于是压气机增压比减小，导致驱涡相对流量减小，燃烧室余气系数不变条件下，富燃燃气相对流量增加。从比冲角度看，高能量的燃气所占比例增加，于是比冲增加。设计点在高空的SPATR可在Ma=2.8～3.7范围内比冲保持在7 600～9 100 N·s/kg。该空域设计点条件下，SP-ATR比推力则随飞行速度增加先增加，在Ma=3.5达到最大值后逐渐减小，比推力范围为1 312～1 245 N·s/kg，比推力大于冲压发动机，说明SP-ATR的加速性能优于冲压发动机。速度保持Ma=3，SP-ATR的高度范围为5～18 km，比冲随高度增加而增加，比推力在5～11 km范围随高度增加而增加，高于11 km，比推力基本保持不变。由此可见，在 Ma=2.8～3.7，高度范围为5～18 km，SP-ATR比冲性能与冲压发动机比冲相当，比推力是冲压发动机的2 倍［14－15］。

图6 SP-ATR在低空的速度、高度性能Fig.6 Performance of SP-ATR in different speed and altitude in low-altitude

图7 SP-ATR高空下速度、高度性能Fig.7 SP-ATR＇s speed and height performance in high-altitude

2 结论

(1)随飞行高度和速度的增加，SP-ATR比冲、比推力增加，但性能随外弹道变化幅度较小，整个工作范围性能稳定。

(2)设计点在近地面和低空的SP-ATR发动机压气机增压比需求单级离心压气机即可满足;近地面和低空设计点SP-ATR均可低空亚音速盘旋和高于5 km的超音速飞行，且保持比冲高于6 700 N·s/kg，比推力大于1 100 N·s/kg，比推力优势显著。

(3)高空SP-ATR工作高度速度范围宽，比冲性能与冲压发动机相当，比推力为冲压发动机的2倍;相同飞行速度下，飞行高度增加，比冲和比推力增加;可在更高的高度巡航，既可减少飞行阻力，又具备更高性能，高空性能优势明显。

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