涡轮增压固冲发动机非设计点特性研究①

杨 飒，何国强，李 江，刘 洋

(西北工业大学航天学院，西安 710072)

0 引言

未来战术飞行器的远程巡航、快速响应、灵活变轨等能力需求，对动力系统提出了长时间、高性能、宽适应等性能要求。目前，固体ATR工作包线大，但对推进剂要求苛刻，难以提高比冲，而固冲发动机的巡航比冲高，但难以实现大范围工作。所以，将固体ATR和固冲发动机有机组合，提出了涡轮增压固冲发动机的概念(Turbocharged Solid Propellant Ramjet，TSPR)，使其具备宽包线和高比冲性能，满足未来战术武器的动力性能要求［1］，文献［2－3］开展了 TSPR 热力性能分析，确定了TSPR的性能优势。对于1台确定的发动机，其可工作的范围是有限的，不同控制方案具有的性能也是不同的［4－5］，开展涡轮增压固冲发动机的非设计点性能研究是确定该发动机系统在非设计点的工作特点、最佳控制规律，确定这一新型热力循环的工作特点。

1 涡轮增压固冲发动机概念

固体ATR的推进剂既要驱动涡轮，又要参与补燃室的燃烧。对于高性能的固体ATR，要求推进剂的一次燃气既要成分清洁、又要能量高。目前，推进剂研究难以同时满足这两方面要求。所以，固体ATR被定义为低比冲、大推力的发动机系统;固冲发动机需要一次助推才能启动工作，且工作受来流状态影响，低速或高空工作性能低。固体ATR工作包线宽，但比冲低，而固冲发动机工作比冲高，但工作包线小;ATR的宽包线源于涡轮增压系统，而固冲发动机的比冲源于其高能推进剂。将固冲发动机的高能推进剂与ATR的涡轮增压系统组合，提出了TSPR的概念。图1示意了TSPR概念提出的思路和结构。

图1 TSPR概念示意图Fig.1 Concept sketch of TSPR

TSPR由进气道、压气机、涡轮、驱涡燃气发生器、富燃燃气发生器、补燃室及尾喷管组成。工作原理为驱涡燃气驱动涡轮带动压气机增压来流空气，增压后的空气、涡轮出口燃气和富燃燃气在补燃室内掺混燃烧，经喷管膨胀产生推力。

与固冲发动机相比，TSPR通过涡轮增压系统主动增压来流空气，可实现低速或高空等来流总压低的状态稳定工作;与固体ATR相比，TSPR采用清洁燃气和高能推进剂2种推进剂，分别用于驱动涡轮和增加发动机能量，解决了固体ATR对推进剂既要能量高、又要成分清洁的矛盾要求［6］。

2 非设计点的模型

2.1 共同工作条件

对于非设计点TSPR的工作，各部件的参数需要相互匹配，本文建立基于部件性能的非设计点计算方法。TSPR工作过程部件之间的匹配关系为进气道与压气机的匹配，压气机与涡轮的匹配，燃烧室与尾喷管的匹配。初步研究假设进气道与压气机完全匹配，尾喷管不可调，参考ATR及涡喷发动机的非设计模型建立TSPR非设计点的共同工作方程组［7］，包括压气机特性、涡轮特性，压气机涡轮功率匹配，补燃室和尾喷管喉道处流量与发动机进口流量守恒等19个方程，包含压气机和涡轮转速、流量、压比效率，及燃烧室压强、温度、流量等21个未知变量，决定发动机性能的2个重要共同工作方程如下:

(1)压气机与涡轮功率匹配，即涡轮输出功等于压气机输入功率:

当工作点确定，驱涡燃气参数确定，压气机和涡轮功主要由压气机和涡轮的压比和效率确定，而压气机和涡轮需遵循的工作特性方程。本文参考文献［8］压气机涡轮通用特性，通过耦合系数将其换算至发动机设计点对应的压气机涡轮特性结果，用于非设计点压气机、涡轮性能计算。

(2)尾喷管进出口流量匹配，当压气机涡轮参数确定，尾喷管流量还需要设置加入补燃室的富燃流量的实现流量匹配。

2.2 调节规律

根据共同工作方程分析，当尾喷管喉部面积不变，TSPR的被调节参数为2个，第1个被调节参数为转速，调节规律为nc=const。根据性能最佳和最容易调节两方面考虑，选择2个备选调节方案作为TSPR的第2个调节规律:(1)余气系数为常数;(2)富燃流量为常数。

余气系数为常数，可确保在任何工作状态，补燃室的余气系数处于理想值，富燃流量为常数的调节方案，调节简单易实现。这2种方案的发动机性能在下文TSPR特性研究中进行对比分析，确定最佳调节规律。

当调节规律确定，TSPR的方程收敛，利用N+1残量法求解方程组。

2.3 非设计点模型校验

TSPR的性能分析方法包容ATR性能分析，仅在补燃室的性能计算存在差异，在没有TSPR地面试验数据前，可利用ATR地面试验数据校核TSPR性能分析模型。

文献［9］开展了地面肼燃料ATR发动机点火试验，给出了该发动机设计点的空气流量、涡轮和压气机压比、补燃室燃烧效率。首先，根据这几个关键部件参数进行设计点计算，得到结果如表1所示。与实验结果比较，最大参数误差仅为6.1%。所以，该参数可用作非设计点的输入参数。

表1 ATR设计点性能参数试验和计算结果Table 1 The ATR in design test and calculated results

在该实验ATR发动机设计点的性能参数和部件通用特性曲线的基础上，通过调节发动机转速，即可获得该发动机不同转速的非设计点性能。输入实验对应的控制转速，得到本文模型及试验的压气机、涡轮流量和推力、比冲随相对换算转速的变化结果，见图2。本文建立的非设计点模型计算的发动机关键部件参数及推力和比冲与实验结果吻合，推力计算结果与试验结果的平均误差为6.5%，比冲计算结果与试验结果的平均误差为6.8%，验证了本文模型的准确性。

3 TSPR发动机的特性分析

设计了地面零速TSPR原理发动机，开展了相关发动机的特性研究。设计增压比为2，落压比20，燃烧室余气系数1.3，驱涡推进剂选用一次燃气燃温为1 400 K的碳氢燃气发生剂，富燃推进剂选用含硼量为30%的高能推进剂，开展了燃烧室等余气系数和等富燃流量2种控制规律的转速特性及高度速度特性研究。

3.1 转速特性

实验证明，ATR具有优异的推力调节范围［10］，其设计与原理TSPR设计点的推力、比推力相等的ATR作为参照。该ATR采用的驱涡推进剂配方和压气机增压比、流量与原理TSPR相同。由于没有增加富燃燃气，涡轮的落压比为8，以满足其推力与原理TSPR相同。

图2 ATR非设计点试验和计算结果Fig.2 Off-design test and calculated results of ATR

对比2个控制方案的TSPR的调节性能，ATR的推力、比冲变化规律见图3。

ATR和两个调节方案的TSPR的推力都随转速增加而增加，以最小转速的推力作为基准，ATR和等余气系数TSPR最大推力分别为对应最小推力的2倍和1.4倍，等富燃流量TSPR最大推力为其最小推力的1.71倍，ATR的推力增幅最大，等余气系数TSPR的调节范围最小。

各个转速TSPR的比冲均大于ATR，随转速增加，ATR的比冲单调减小，2个调节方案TSPR的比冲则先增加后减小，小于设计点转速等余气系数的比冲低于等富燃流量，大于设计点转速等余气系数TSPR的比冲高于等富燃流量。对比2种调节规律的调节性能，确定等富燃流量调节范围大，调节机构简单，适用于TSPR推力的调节的控制规律。

图3 推力、比冲随转速变化Fig.3 Thrust and specific impulse vs engine rotational speed

3.2 高度、速度特性

设发动机物理转速不变，计算余气系数保持变和富燃燃气流量保持不变2种控制方案原理TSPR发动机可工作的速度、高度范围和工作性能。随飞行、高度速度变化进气道的总压恢复系数参考MIL-E-5007D进气道的计算公式［6］，设进气道流量与压气机流量相等。

为保证不同工作条件TSPR可稳定工作在考虑旋转部件的工作性能外，还考虑补燃室稳定燃烧的压强限制，设补燃室最低压强为0.2 MPa。输入工作速度、高度，确定控制规律，若得到该工作点发动机各部件存在匹配，且补燃室总压高于 0.2 MPa，则该点属于TSPR的工作范围。根据发动机工作限制，得到两种规律的TSPR可工作的范围及比冲分布如图4所示。图4中，空白区域中间的彩色区域是TSPR可工作的区域;上边界是补燃室工作压强限制边界;云图下边界为压气机工作边界。

等余气系数和等富燃流量控制方案TSPR的工作速度和高度范围均为 Ma=0～2.4、0～16 km，高空高速比冲高，低空低速比冲低。保持余气系数不变是最大限度保证在整个工作范围内比冲性能，最小比冲大于6 200 N·s/kg，最高比冲7 894 N·s/kg，低空低马赫数比冲低于高空高马赫数，最大比冲位于10～16 km、Ma＞2的区域，该区域的比冲大于7 500 N·s/kg，巡航性能最佳，原因为来流空气总温高，TSPR比冲性能高。富燃燃气没有主动调节，所以比冲在整个工作范围内变化较大，最低比冲为设计点的30%以下，比冲性能低于等余气系数调节方案，在2～15 km、Ma＞1.5的工作范围，仍维持7 000 N·s/kg的高比冲，所以依然适用于高空巡航。

等富燃流量调节规律假想发动机的高度速度范围与等余气系数相同，虽然低空低速比冲性能较低，但超音速飞行的比冲性能与等余气系数调节规律接近，且等富燃流量调节规律控制简单，简化发动机部件设计，实际应用性强，所以是TSPR最佳调节规律。

图4 TSPR的高度、速度范围及比冲Fig.4 Operation range of TSPR and specific impulse distribution

4 结论

(1)由于TSPR采用高能推进剂，所以设计推力、比推力相同，TSPR的比冲高于ATR;

(2)等富燃流量方案TSPR的推力调节范围接近推力调节性能优异的ATR，大于等余气系数;

(3)设计点地面零速的TSPR在物理转速不变可工作的速度、高度范围为 Ma=0 ～2.4、0 ～16 km，高空高速比冲性能高;

(4)等富燃流量方案TSPR在低空低速比冲低于等余气系数方案，但工作性能高的高空高速比冲性能接近等余气系数方案，且调节机构简单。

［1］王起飞.空空导弹的发展趋势及其对动力装置的需求［J］.火箭推进，2003(2).

［2］莫然.涡轮增压固体冲压发动机(TSPR)热力循环分析［D］.西北工业大学，2010.

［3］Yang Sa，He Guo-qiang，Liu Yang.Turbocharged solid propellant ramjet for tactical missile［J］.Applied Mechanical and Materials，2012:1152-1154.

［4］陈湘，陈玉春，屠秋野.固体火箭吸气式涡轮火箭发动机非设计点性能研究［J］.固体火箭技术，2008，31(5).

［5］潘宏亮，林彬彬，刘洋.加力式空气涡轮火箭发动机特性研究［J］.固体火箭技术，2010，33(6).

［6］Christensen K L.Vehicle performance optimization utilizing the air turbo-ramjet propulsion system;methodology development and application［D］.University of Missouri-Rolla，1997.

［7］童凯生.航空涡轮发动机性能变比热计算方法［M］.航空工业出版社，1991.

［8］骆广琦.燃气涡轮发动机数值仿真［M］.国防工业出版社，2007.

［9］Lilley J S.Experimental evaluation of an air turbo ramjet［R］.AIAA 94-3386.

［10］刘萝威.空气涡轮固体火箭发动机的研究［J］.飞航导弹，2002(9).