固体燃料双燃烧室冲压发动机研究*

徐东来, 孙振华

(中国空空导弹研究院, 河南洛阳 471009)

固体燃料双燃烧室冲压发动机研究*

徐东来, 孙振华

(中国空空导弹研究院, 河南洛阳 471009)

双燃烧室冲压发动机是超燃冲压发动机研究的一个重要方向,有很高的应用价值。文中对一种固体燃料双燃烧室冲压发动机进行了性能计算和试验研究,分析了亚燃流道和超燃流道的部件特性和特征参数对发动机总体性能的影响。计算结果表明,在所研究的范围内,超燃流道主要影响发动机性能,亚燃流道主要作用是点火和稳定燃烧。开展了发动机地面试验,亚燃/超燃点火和燃烧组织稳定,验证了固体燃料双燃烧室发动机方案的可行性。

冲压发动机;双燃烧室;超声速燃烧;固体燃料;径向布局

0 引言

高超声速飞行器具有突防成功率高、可快速全球打击等特点,有着巨大的军事价值和潜在的经济价值,已成为各国竞相角逐的竞争领域[1]。

在临近空间区域,若要实现吸气式高超声速飞行,需采用超燃冲压发动机,如X-43A、X51、HyFly等[2-5]。超燃冲压发动机的一个研究方向是双燃烧室冲压发动机[6-7],将亚燃冲压发动机和超燃冲压发动机巧妙的组合在一起,既有效提高了超燃冲压发动机低马赫数工作时的燃烧稳定性和燃烧效率,又避免了纯亚燃冲压发动机高马赫数工作时流道沿程损失过大、燃烧注入热量困难的缺点,在两者间取得了较好的折衷,因而在马赫数为3.5～6.5的范围内具有较强的生命力。

美国的HyFly采用了双燃烧室冲压发动机方案,其为轴对称设计,进气布局为周向间隔布置的4个超

燃进气模块、两个亚燃进气模块,使用JP-10液态碳氢燃料。HyFly已进行了多次飞行演示验证,在超燃冲压发动机的多项关键技术上取得突破。2008年在HyFly计划的基础上,美国提出的新一代先进双任务制空导弹ADRAM计划,旨在发展空空导弹或反辐射导弹,也采用了双燃烧室冲压发动机为推进装置方案。

国内外对超燃冲压发动机技术的研究大多集中于气体燃料和液体燃料的超燃冲压发动机,但若采用固体燃料方案,发动机将具有结构简单、维护使用方便、体积小等优点,更适合导弹武器用。固体燃料超燃冲压[8-9]由以色列的Ben-Yakar等提出,研究主要集中在单燃烧室的固体燃料超声速燃烧稳定性等基础技术方面。

文中提出了一种采用径向布局的双燃烧室冲压发动机方案,使用固体碳氢燃料,分析了各部件参数对发动机性能的影响,并开展了相关地面试验验证工作。

1 物理模型和计算方法

1.1 物理模型

双燃烧室发动机具有双模块进气系统,其亚燃/超燃模块的进气布局可根据需求设计为不同的型式,主要有径向分布和周向分布两种方案。径向分布方案的优点是亚/超燃流道设计简单,结构易于实现,但不同工作状态对两个模块的流量特性影响较大;周向分布方案的优点是各模块相对独立,两个模块的流量特性无耦合作用,但流道设计困难且不易实现。在文中,选择径向布局的进气方案开展研究。

图1给出了径向布局双燃烧室冲压发动机方案示意图。发动机为轴对称设计,进气采用径向布局,内环为亚燃进气模块,外环为超燃进气模块;燃气发生器位于超燃室周围,可利用最大的空间;燃气通过燃气通道进入亚燃室;亚燃燃烧室位于超燃进气道下方中心位置;超燃燃烧室位于弹体中心。

图2为双燃烧室冲压发动机简化示意图,通过简化的性能分析模型,计算发动机的总体性能。其中Sec0截面为自由来流条件;Sup1和Sub1截面分别为超燃/亚燃流道压缩起始截面;Sup2和Sub2截面分别为超燃/亚燃进气道出口截面;Sub3和Sub4截面分别为亚燃室燃烧段进口截面和出口截面;Sub5截面为亚燃室喷管喉道截面;Sub6截面为亚燃室喷管出口截面;Sup3截面为超燃室出口截面;Sup4截面为发动机喷管出口截面。

1.2 计算方法

在初步分析双燃烧室冲压发动机性能时,不宜采用过于复杂的流场计算。一维流场分析模型对于超燃发动机流动分析有明显的优点,在超声速燃烧性能估算时被广泛使用。首先,因为只考虑流动变量在气流方向的变化,分析过程被大大简化了;其次,超燃冲压发动机燃烧室的结构非常简单,没有旋转机械,因此流动变量在每一个截面上分布均匀,且流动可视为定常流动。因此,可以采用一维流计算方程求解相关特性截面参数,从而获得发动机性能。

求解面积变化、加热、摩擦带来的一维参数变化时,其方程可以写作微分方程的形式。

连续方程为:

(1)

动量方程为:

(2)

能量方程为:

(3)

状态方程为:

(4)

马赫数方程为:

(5)

总静压关系方程为:

(6)

熵方程为:

(7)

冲量方程为:

(8)

2 计算结果及分析

根据上述模型和计算方法,分析相关部件性能和特征参数对双燃烧室冲压发动机性能的影响规律。

首先假定双燃烧室冲压发动机部件性能参数,作为基本方案,如下所示:

1)固体碳氢燃料的热值为23 MJ/kg;

2)亚燃进气道出口总压恢复系数0.17,出口马赫数0.4;

3)超燃进气道出口总压恢复系数0.40,出口马赫数2.5;

4)亚燃室燃烧效率为0.95,亚燃室喷管出口马赫数1.5;超燃室燃烧效率为0.8;

5)超燃/亚燃流道面积比为4∶1。

以Ma=6.0为计算状态,主要考虑了超燃流道流动及燃烧参数、亚燃流道流动及燃烧参数、超燃/亚燃进气道面积比等的影响。

图3为发动机比冲随超燃燃烧效率的变化曲线。随着超燃燃烧效率的增加,发动机比冲近似线性提高;同时,在相同释热量的条件下,随着超声速燃烧室压强的提高,燃烧室出口马赫数下降,加热过程的熵增减小,热循环效率增大,使得发动机比冲增大。

图4为发动机比冲随超燃进气道总压恢复系数的变化曲线。随着超燃进气道总压恢复系数的提高,发动机比冲不断增大。这归因于两方面原因,一是总压恢复系数提高,内流道损失减小,同时出口压比也会增大,这两者都使得发动机热力循环效率有所提高,发动机比冲增大。

图5为发动机比冲随亚燃燃烧效率的变化曲线。随着亚燃燃烧效率的增加,发动机比冲近似线性提高,但相比超燃燃烧效率的增加,亚燃对发动机比冲性能影响较小。

图6为发动机比冲随亚燃进气道总压恢复系数的变化曲线。亚燃燃烧室总压恢复系数对比冲的影响较小,即使和亚燃室燃烧效率的影响敏感性对比,进气道总压恢复系数的影响因子也较低。可以认为亚燃流道进气道的性能影响并不是很严重,只要保证亚燃室的点火和稳定燃烧,其设计目的即已达到。

图7为发动机比冲随超燃/亚燃进气道面积比的变化曲线。随着超燃流道面积的加大,发动机比冲不断增大,且不同的超燃室等压燃烧状态下其变化趋势基本相同,高反压下发动机比冲略大。从热力循环的角度分析,超燃流道进气道总压恢复系数较高,即使考虑隔离段的反压作用超燃流道的总压恢复系数仍然要高,因而熵增较小。但在面积比为2～5的范围内,比冲增大幅度并不是很大。

3 试验验证

根据上述基准发动机方案,设计了地面试验样机,验证固体燃料的亚燃/超燃点火及燃烧组织可行性。

为达到试验验证的目的,地面试验样机设计应保证在所有限制条件下,发动机超燃室内流动Ma>1。设计超燃室为扩张通道,入口马赫数约为2.5;亚燃室为突扩通道,燃烧室内流动马赫数为0.3～0.5;超燃室与亚燃室的燃气掺混燃烧后排出。

在试验样机设计时,燃气发生器为外置方式,通过燃气导管将燃气送入亚燃室中心区域;而图1所示样机燃气发生器为环向布置,燃气通道从支壁进入亚燃室。地面试验采用外置燃气发生器设计方案,结构简单,且不影响试验验证的目的。

图8为双燃烧室发动机地面试验样机示意图。其整体结构共分为燃气模块、来流模块、亚音速进气模块、超音速进气模块、亚燃燃烧室模块、超燃燃烧室模块六部分。

地面试验时,为了保证热气流品质,采用纯净空气加热系统。

图9为地面试验系统示意图。试验系统通过换热器的方式实现来流空气的间接加热,通过射流喷管实现空气流量的控制。

图10为双燃烧室发动机地面点火试验图。在地面试验中,来流空气总温900 K,超燃通道空气流量1.2 kg/s,亚燃通道空气流量为0.3 kg/s,燃气流量0.1 kg/s。

从试验压强测点数据可以看出,超燃进气道在发动机工作时不受影响,出口仍为超声速流;超燃燃烧室内一直保持超声速流动,在其中发生的掺混燃烧过程为超声速燃烧。

试验中,在燃气发生器没有点火时,由于燃烧室出口反压较高,在超燃室尾端形成正激波;燃烧时,超燃室内压强升高,将结尾激波推出燃烧室外,整个燃烧室内均为超声速流动,燃烧室出口马赫数约1.65,这也验证了试验中超声速燃烧正常建立。

表1给出了地面试验中燃烧室的性能数据,可以看出,虽然亚燃/超燃燃烧组织稳定,但超燃燃烧效率仍较低。

表1 地面试验燃烧室性能数据

根据试验数据分析,固体燃料在亚燃/超燃燃烧室内的点火及燃烧组织稳定,超声速燃烧正常建立。

4 结论

根据上述研究结果和分析,主要得到以下结论:

1)根据部件特性和特征参数对发动机性能的影响规律可知,超燃流道主要影响发动机性能,亚燃流道主要作用是点火和稳定燃烧;

2)地面试验结果表明,采用固体燃料的双燃烧室发动机亚燃/超燃点火成功,燃烧组织稳定;

3)从性能分析和试验结果看,本方案发动机性能对亚燃流道不敏感,超燃点火燃烧得到试验验证,因此采用固体燃料的径向布局轴对称双燃烧室冲压发动机方案是可行的。

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StudyonSolidPropellantDualCombustorRamjet

XU Donglai, SUN Zhenhua

(China Airborne Missile Academy, Henan Luoyang 471009, China)

As a significant alternative of supersonic ramjet, a kind of solid propellant dual combustor ramjet is investigated in this paper. The performance and characteristic parameters of subsonic duct and supersonic duct effects on the engine overall performance are analyzed through performance calculations and experiment As the calculation results illustrated, the supersonic duct dominates the ramjet performance, while the subsonic duct is more important in ignition and steady combustion. According to the ground experiment, both subsonic and supersonic combustion was stably established, which means this scheme of solid propellant dual combustor ramjet is feasible

ramjet; dual combustor; supersonic combustion; solid propellant; radial layout

V435

A

2016-06-14

徐东来(1970-),男,河南修武人,研究员,博士,研究方向:弹用动力装置及一体化设计。