ATR/冲压组合动力高超声速飞行器性能分析

2018-07-12李永洲李光熙南向谊张冬青

火箭推进 2018年3期

李永洲，李　哲，李光熙，南向谊，张冬青

(1. 西安航天动力研究所，陕西西安 710100;2.西北工业大学动力与能源学院，陕西西安 710072)

0　引言

空气涡轮火箭发动机(Air Turbo Rocket，ATR)是火箭发动机和涡轮发动机的有机融合。ATR发动机比冲性能高于火箭发动机，推重比高于航空涡轮发动机，推力调节范围大，空域速域范围广，技术难度适中，是具有发展潜力的高超声速飞行器动力系统[1-2]。

ATR发动机概念最早于1930年由Campini提出，并在1940年进行了首次试飞[3]。1950年美国航空喷气公司(Aerojet)制造了原理样机进行地面试车，获得了1.7 t的海平面静推力，但是当时没有适用的作战使用模式而暂时停止工程研制。从20世纪80年代开始，ATR发动机重新得到了国内外研究机构的重视。美国以战术导弹为目标，主要开展了N2H4，H2O2，LOX/RP和固体推进剂ATR技术研究[4]。1982年，在理论研究的基础上，Aerojet建立了单组元肼推进剂ATR试验系统，并成功完成了首次地面热试车[5]，1988年对以ATR为动力的战术导弹性能进行评估。CFD公司于1999年完成了3 kN推力量级的固体推进剂ATR样机研制，理论设计比冲达到600 s[6]。日本以空射导弹和可重复使用运载器为目标，开展了固体推进剂ATR发动机，LH2推进剂的ATREX发动机研究[7]。ISAS完成了5 kN推力量级缩尺样机研制，并开展了地面静态和直连试车验证，同时以TSTO运载器动力系统为应用背景完成了总体应用方案的论证[8]。德国曾将ATR组合动力作为空天飞机概念研究的动力方案。瑞典和丹麦对ATR在空射战术导弹上的应用进行了对比分析，认为ATR在成本、性能、多任务适应性方面具有明显优势[9]。欧洲导弹集团(MBDA)分别在2013年和2015年的巴黎航展上展示了基于ATR动力的CVS302 Hoplite 和CVW102 FlexiS空射导弹方案。

国内西北工业大学在固体ATR和液体ATR工作原理、总体性能等方面进行研究[10-11]。西安航天动力研究所“十一五”期间进行了0.5 kN ATR原理样机研究，“十二五”期间不但完成了5 kN ATR样机研制，而且进行了上百次地面试验和直连试验，获得了发动机高空特征点性能，突破了发动机总体设计技术、大范围变流量燃气发生器技术、高效掺混燃烧技术和高性能涡轮机设计技术等关键技术[12-14]。但是，当前的研究主要针对发动机本身，尚未全面涉及以ATR发动机为动力的高超声速飞行器全系统。在上述研究基础上，本文对以ATR和冲压外并联组合发动机(ATRR，Air Turbo Rocket Ramjet)为动力的高超声速飞行器开展研究，进一步深化对ATR发动机的认识。

1　总体性能计算方法

在典型的弹道条件下，对ATRR动力的高超声速飞行器进行初步评估，主要包括航程和飞行时间计算[15]。在给定飞行器起飞重量、起飞推力和燃油重量条件下，根据飞行器的升阻特性和发动机的工作特性获得飞行器沿飞行剖面的飞行时间和航程。

根据航段中剩余功率Ps的不同，任务过程中重量变化的计算主要分为两种形式：

(1)

式中：Wi为任务段开始时的重量；Wf为任务段结束时的重量；TSFC为单位安装推力耗油率；h为高度；V为速度；g0为重力加速度；u=(D+R)/T为阻力D和附加阻力R带来的推力损耗；T为安装推力；t为时间；W为飞行器重量。

每一任务航段的飞行时间为:

(2)

其中

z=h+V2/2g0

式中z为能量高度。

总航程R即为燃油完全消耗时所有任务航段的飞行距离之和：

(3)

2　总体性能分析

飞行器的典型弹道如图1所示，随着马赫数不断增加，高度也不断增加，Ma3.5时高度约为20 km，终止点Ma6.0对应高度为27 km。Ma>2.4后，高度迅速增加。对于该飞行器的升阻比，见图2，随着马赫数增加，升阻比L/D先减小后增加，最后几乎不变，最大升阻比可以达到7.1，跨声速时升阻比直线下降，只有4.0左右，Ma4.0之后保持在5.0左右。

图1　马赫数-高度曲线Fig.1　Height curve with Mach number

图2　马赫数-升阻比曲线Fig.2　Lift drag ratio curve with Mach number

对于ATRR发动机，ATR发动机和双模态冲压发动机并联布置，Ma0～3.5时ATR发动机单独工作，Ma3.5～6.0冲压发动机单独工作，模态转换区间Ma2.5～3.5。ATRR发动机的比冲Isp和无量纲安装推力Tc随着马赫数的变化曲线见图3，相对冲压发动机，ATR发动机的比冲较低，范围在741～905 s之间，Ma3.5时比冲最小为741 s。对于安装推力而言，除了跨声速时较小之外，其他基本都是随着马赫数的增加而减小，ATR发动机推力大于冲压发动机，而且Ma1.2～3.0近似存在一个较高的平台，这也体现了ATR发动机特点。

图3　ATRR发动机沿弹道的比冲和推力变化Fig.3　Variation of specific impulse and thrust of ATRR engine along its trajectory

在上述典型弹道的基础上，按照燃油重量与总重之比WF/WTO=0.45，载荷重量WP=1 000 kg计算不同起飞推重比(Tsl/WTO)条件下飞行器的航程R、飞行时间t和轴向过载n，暖机时间为10 s。图4给出了整个弹道范围内不同马赫数时对应的航程，在推重比固定的条件下，随着马赫数增加，航程都不断增加，尤其Ma6的航程远高于其他马赫数，这也符合该飞行器的弹道特性。在相同马赫数条件下，Ma<5.5时航程随着推重比增加而减小，而Ma>5.5时趋势正好相反。这是由于推重比增加，推力更大，飞行器的加速度更大(图5)，在相同马赫数范围内飞行时间就会更短，从而更快达到Ma6.0进行巡航飞行，此时飞行时间更长(图6)，所以航程更远。

图5可以看出，相同推重比下，ATR发动机工作段(Ma0-3.5)飞行器的加速性能良好，尤其在Ma2.0～3.5范围内，而且该范围正好包含发动机模态转换阶段，而TBCC此时会面临着推力不足无法完成模态转换的推力陷阱问题，不但推力下降明显，没有正向加速度，而且采用喷水等方式也无法使涡轮发动机在Ma2.5～3.5正常工作[16]。图6可以看出，飞行时间整体变化趋势与航程(图4)相同，跨声速时阻力增加，飞行时间增加，而且推重比越小，耗费时间越多。

图4　不同推重比条件下航程随着马赫数的变化Fig.4　Variation of flight range with Mach number under different thrust-weight ratios

图5　不同推重比条件下轴向过载随着马赫数的变化Fig.5　Variation of axial overload with Mach number under different thrust-weight ratios

表1给出了不同推重比条件下飞行器的总航程RT和总飞行时间tT，上文分析可知，不同推重比条件下Ma5.5～6.0时的差别占主导地位，所以总航程随推重比增加而增加，Tsl/WTO=1.0相对Tsl/WTO=0.6时总航程增加了45.5%，而总飞行时间差别很小。在总航程中，ATR工作段的航程RATR所占比例随着推重比增加迅速降低，由23.6%降为7.3%，对应的飞行时间tATR占比也由54.6%降为24.1%，因此冲压发动机工作时间增加，比冲大，总航程增大。

图6　不同推重比条件下飞行时间随着马赫数的变化Fig.6　Variation of flight time with Mach number under different thrust-weight ratios

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相对TBCC发动机，在提供相同推力条件下，ATR发动机迎风面积和质量更小，飞行器的升阻比有所增加。以推重比Tsl/WTO=0.8为例进行分析，按照升阻比增加5%的比例(factor=1.05)计算飞行器的性能，具体见图7和图8：增加升阻比对飞行时间和航程影响最大的区域是Ma=6.0附近，此时航程从1 117 km增加为1 261 km，增加了12.9%。

表2给出不同升阻比(L/D)对应的航程和飞行时间，随着升阻比增加5%，总航程增加了7.8%，飞行时间增加了5.0%。另外，ATR工作段所占比例有所降低，但是均不明显，这也说明升阻比对冲压发动机工作段影响显著，主要在Ma6附近区域(图7和图8)。