跨介质冲压发动机理论性能与工作参数分析

2020-12-01陈文武黄利亚夏智勋李鹏飞

航空学报 2020年11期

陈文武，黄利亚，夏智勋，李鹏飞

国防科技大学空天科学学院，长沙 410073

现代防空反导技术的发展，对导弹突防能力提出了更高要求。跨介质导弹能够在空中以超声速飞行，再通过超低空掠海下潜入水，在水中继续超高速航行，最终对目标进行快速打击。这种空水一体的跨介质工作方式，可有效增强导弹的隐蔽性、机动性和规避性，大幅提高导弹的突防能力。跨介质导弹已成为当前反舰导弹武器发展的重要方向之一，并获得广泛关注，其动力装置是跨介质导弹发展的关键技术。跨介质冲压发动机[1]利用富含金属燃料的固体推进剂，与冲压进入的外部空气或水燃烧，产生高温高压的燃气流，通过喷管产生推力。该发动机既能在空中也能在水中工作，是跨介质导弹的理想动力装置。

近年来国内外关于跨介质飞行器的研究多集中于亚声速领域，如潜航飞行器、潜射无人机等。2008年美国国防高级研究计划局(DARPA)提出了基于特种部队运输的潜水飞机[2]计划，Crouse[3]为此提出的飞翼式布局的设计中，机身背部装有涡轮风扇发动机用以提供空中动力，机腹双浮子后各有一个螺旋桨电机为水下航行的动力系统。Pan和Guo[4]对此类空中发射的水下无人飞行器还进行了滑翔翼的设计与仿真。Ye和Marzocca[5]提出的两栖无人机由鱼雷管部署发射，其动力装置采用电机驱动外圈、内圈2个共轴螺旋桨分别提供空中和水下动力。除了热电组合动力外，火箭动力凭借其自带氧化剂的宽工作范围特点同样获得了广泛运用，目前采用该动力的火箭助飞鱼雷已经突破了100 km的射程[6]。但现有的热电组合动力以及火箭动力都无法满足跨介质导弹的推进性能要求，前者水下输出功率较低，后者受体积质量限制。此外国内外已公开发表的相关文献资料较少，因此亟待开展跨介质导弹动力装置相关研究。

自萨姆-6问世以来，固体火箭冲压发动机技术凭借体积小、速度快、战备时间短等优势不断发展，已逐渐应用于新一代超声速导弹[7-9]，近年来各国竞相开展了固体火箭冲压发动机的飞行试验验证。2000年美国轨道科学研究所参照俄罗斯的KH-31A反舰导弹研发的超声速靶弹GQM-163A[10]就采用了碳氢燃料的固体火箭冲压发动机作为动力，其布置有4个二元进气道，发动机全长3.41 m，直径0.35 m。高空巡航(15 km)可达马赫数4，低空巡航(15 m)马赫数为2.6。由欧洲六国联合研制的流星“Meteor”空射超声速导弹，同样配备了固体火箭冲压发动机，该发动机为双下侧二元进气道布局，数次飞行试验中其可调流量的燃气发生器表现出良好的能量管理能力。中国在20世纪70年代就曾以空空导弹为背景开展了非壅塞固体火箭冲压发动机技术研究，其中中国航天科工集团、国防科技大学、西北工业大学等单位合作开展了发动机工作特性的理论分析、多相湍流燃烧机理、发动机试验技术、流量调节技术、弹机一体化优化设计技术研究，同时开展了发动机原理样机和全尺寸发动机试验研究工作。对发动机性能进行了较为系统的研究，目前已完成多次飞行试验，进入型号研制阶段[11]。

另一方面，随着暴风雪号(Shkval)超高速鱼雷的出现，采用镁、铝金属基固体推进剂的水冲压发动机[12-14]推动了水下推进技术的进一步发展。20世纪60年代苏联流体力学研究所率先研究了水冲压发动机以及水反应金属燃料的相关技术，采用镁金属燃料水反应技术的二代超高速鱼雷“Shkval-II”巡航速度已经能达到137.87 m/s,能够实现高速机动与制导。美国与苏联的思路有所差异，20世纪60年代开始的研究中美国提出了铝粉(最初是颗粒)为燃料的水冲压发动机，并且为了去除铝反应时产生的致密氧化物，宾州大学应用研究实验室(ARL)提出了旋涡燃烧器[15]的解决方法，该方法利用高速涡流摩擦剪切效果来剥离铝表面的氧化铝外壳。中国在该领域的研究起步较晚，李芳等[16]研究总结了水反应金属燃料的能量特性。胡凡等[17]研究了雍塞式和非壅塞式水冲压发动机结构特点并对其性能进行了分析，给出了发动机性能随一次水燃比的变化规律。黄利亚等[18-20]结合试验建立液滴形式燃烧模型模拟了金属镁燃料水冲压的工作过程。

本文在超声速导弹和超高速鱼雷动力装置发展的基础上，提出了一种新型跨介质冲压发动机方案，使用同一金属基(镁、铝)固体推进剂，在空中采用固体火箭冲压发动机工作模式，在水中采用水冲压发动机模式，实现发动机的空水一体跨介质工作；开展了空中和水中典型工况下的跨介质冲压发动机理论性能计算，分析了几种主要因素对发动机性能的影响；针对给定的弹道和铝基固体推进剂配方，开展了跨介质冲压发动机主要参数的计算和分析，论证了实现空水一体化工作跨介质发动机参数的可行性。

1 发动机理论性能分析

1.1 热力计算准备

组分配方的热力计算是获得发动机理论性能的高效方法，其计算的核心任务就是确定燃烧室和喷管中的燃烧产物组分和温度。为此联立质量守恒方程、能量守恒方程、化学反应平衡方程，计算最小吉布斯自由能即可求解燃烧室内部产物组分以及温度。喷管内部计算时，由于化学反应焓能一部分转化为高速尾流的动能，因此计算时采用等熵方程替代能量守恒方程。计算出组分后喷管排气速度可通过喷管流动的能量方程直接解得。

本文针对跨介质冲压发动机理论性能，根据固体火箭冲压发动机、水冲压发动机的典型工况[21-22]，选取热力计算中的发动机工况，分别如表1 和表2所示。补燃室工作压强根据来流总压以及进气道总压恢复系数确定，水下工作时参照相关试验结果[20]进行取值。

表1 冲压发动机工作工况(高度: 10 km，马赫数：2.5)

表2 水冲压发动机工作工况(深度：10 m，

1.2 金属含量对发动机性能的影响

镁铝金属基固体推进剂的能量释放主要来自于金属颗粒的燃烧，理论上金属含量越高，发动机的比冲性能越好，但金属含量过高、氧化剂含量下降会降低推进剂的点火启动和燃烧特性；同时粘合剂的减少也会降低固体推进剂的力学性能。考虑到推进剂的综合性能，金属含量需在一定的范围内进行选择。

图1是通过金属燃料热力计算所得出的不同镁金属含量下发动机理论比冲随空燃比的变化曲线。金属含量提高后，发动机理论比冲增大。在水中工作时，随着发动机水燃比的变化存在最佳理论水燃比，使发动机理论比冲达到最大。表3为不同金属含量下的推进剂一次燃烧温度、发动机最佳理论水燃比及最大理论比冲。金属含量增加后发动机最大理论比冲增大，一次燃烧温度下降。

图1 不同镁金属含量下发动机理论比冲随空燃比的变化Fig.1 Variation of theoretical specific impulse of ramjet with air-fuel ratio under different magnesium metal mass fractions

表3 不同镁金属含量下发动机理论性能的变化

镁金属含量的变化对空中和水中的发动机理论比冲有相同的影响趋势，金属含量增大有利于发动机比冲性能的提高。为实现采用同一固体推进剂的发动机在空中和水中工作，在推进剂点火燃烧特性和力学特性满足要求的条件下，应选取较高金属含量的固体推进剂。同时，根据空中和水中的推力和推进剂尺寸需求，确定发动机工作空/水燃比、燃气流量等参数。

1.3 金属种类、空/水燃比对发动机性能的影响

综合考虑金属的热值、点火燃烧特性和安全性等因素，镁、铝常作为固体推进剂的金属添加剂。这里选用高氯酸铵(AP)作为氧化剂、端羟基聚丁二烯(HTPB)作为粘合剂的药柱配方。图2给出了镁/铝金属基跨介质冲压发动机理论比冲、补燃室理论燃烧温度随空燃比的变化，图3给出了镁/铝金属基跨介质冲压发动机理论比冲、补燃室理论燃烧温度随水燃比的变化。

由图2和图3可知，发动机理论比冲随空燃比增加而增大，随水燃比增加有先增大后减小的趋势，存在最佳理论水燃比使发动机理论比冲达到最大。铝基发动机理论比冲高于镁基发动机，但由于铝金属比镁金属更难于点火和燃烧，因此这对铝基发动机高效燃烧组织提出了更高要求。

图2 理论比冲、补燃室理论燃烧温度随空燃比的变化Fig.2 Variation of theoretical specific impulse and combustion temperature of chamber with air-fuel ratio

图3 理论比冲、补燃室理论燃烧温度随水燃比的变化Fig.3 Variation of theoretical specific impulse and combustion temperature of chamber with water-fuel ratio

2 跨介质冲压发动机工作参数分析

2.1 发动机总体要求

为保证发动机设计参数的准确性，本文在某固体火箭冲压发动机动力飞行试验气动参数的基础上，给出了一条跨介质导弹弹道，如图4所示，但这在一定程度上也限制了本文跨介质冲压发动机的尺寸、装药量和射程。

该弹道由助推、高空巡航、掠海飞行、入水过渡以及水下航行5个工作阶段组成。其中，助推段由助推发动机或整体式助推装药将导弹加速到跨介质冲压发动机接力点，高空巡航段有利于发挥冲压发动机的巡航优势，在接近目标时进入掠

图4 跨介质导弹弹道示意图Fig.4 Schematic diagram of mission trajectory of trans-medium anti-ship missile

海飞行段，如图5所示，通过入水过渡段迅速调整姿态入水，并完成动力装置空中和水中的模态转换，最后在水下航行段水冲压发动机工作，完成目标快速打击。

表4给出了弹道各工作段的飞行或航行参数，表中掠海飞行、水下巡航段射程是综合考虑了敌舰载雷达低空探视能力[23]以及近程防空导弹特性[24]而得出的。

为获得跨介质冲压发动机燃气发生器压强、喷管喉径、燃气质量流量、推力等发动机设计参数，本文以固体火箭冲压发动机动力飞行试验中弹体和发动机的基本尺寸及弹体阻力特性作为参照。表5给出了该飞行试验发动机的相关参数。

以飞行试验数据为基础，利用插值法可计算该弹体在不同高度和马赫数下的阻力特性，图6给出了该弹体在空气中飞行的阻力特性，其中高度范围为[0, 10] km，马赫数范围为[2.27, 3.01]。

图5 掠海飞行段示意图Fig.5 Schematic diagram of sea-skimming section

表4 给定弹道下的飞行或航行参数Table 4 Flight/navigation parameters under given trajectory

表5 弹体和发动机的几何尺寸Table 5 Geometry dimension of projectile body and ramjet

图6 弹体在不同高度和马赫数下的阻力特性Fig.6 Drag characteristics of missile with different heights and Mach numbers

在弹体和发动机的基本尺寸及弹体阻力特性的基础上，表6、表7给出了高空巡航段和掠海飞行段发动机的部分设计参数。从表中参数看出，弹体在低空的阻力达到高空的3倍以上，掠海飞行对发动机燃气质量流量和比冲提出了更高要求，需要对发动机燃气质量流量进行适应性调节。

考虑到固体推进剂的燃烧性能和发动机技术指标需求，计算时采用75%铝含量的推进剂配方，表8为该固体推进剂的主要组分。

表6 高空巡航段的发动机设计参数

表7 掠海飞行段的发动机设计参数Table 7 Engine design parameters at sea-skimming section

表8 固体推进剂配方及物性参数

2.2 设计参数选取方法

在获得发动机基本尺寸及弹体阻力特性的基础上，计算跨介质冲压发动机燃气质量流量、喷管喉径、燃气发生器压强等参数。该计算过程可参考固体火箭冲压发动机性能分析工程方法[25-26]进行，图7给出了空气中跨介质冲压发动机参数计算步骤框图。首先，根据飞行或航行工况、进气道性能等参数确定补燃室设计压强，结合所选择的固体推进剂配方，通过热力计算获得空燃比与发动机理论比冲的变化关系，选择发动机工作空燃比并确定理论比冲；根据发动机需达到的巡航推力，结合推进剂密度、燃速特性等参数，确定发动机燃气质量流量和燃气发生器压强；上述参数确定后，由巡航工作时间可确定发动机的总装药量、药柱长度等参数。按照类似方法，可计算水下工作时跨介质冲压发动机参数。

图7 空气中发动机参数计算步骤框图Fig.7 Computation step chart of parameters of ramjet in air

2.3 空中参数计算

(1)

(2)

(3)

D=Drag(Ma,H)

(4)

αlow<α<αup

(5)

2.27

(6)

(7)

通过理论计算，确定给定补燃室压强下的喷管喉部面积At、喷管出口面积Ae，需注意喷管出口面积受弹体最大截面面积约束：

(8)

式中：pc为补燃室压强；膨胀比ε在高空巡航段取值变化不大，参考实际飞行工况进行取值；C*

图8 0.25 MPa下理论比冲、补燃室燃烧温度随空燃比的变化Fig.8 Variation of theoretical specific impulse and combustion temperature of chamber with air-fuel ratio at 0.25 MPa

为热力计算得到的特征速度；ηc为燃烧效率，参考地面试验结果进行取值。

对于优化目标函数中的罚函数G，当优化出的推力小于当前阻力时，G取较大的值来“惩罚”适应度函数，G的函数形式为

(9)

同样燃气发生器的壅塞条件可表述为

(10)

式中:pf和pft分别为燃气发生器压强与燃气发生器的喉部压强；k为燃气比热比，这里取1.362。壅塞时燃发器喉部马赫数为1，最终采用遗传算法工具包优化搜索得到的一组解为[1.02 kg/s, 2.7, 9 780.46 m]，同理可得出掠海飞行段的一组优化结果为[1.47 kg/s, 2.28, 10 m]。

2.4 水下参数计算

发动机在水中工作时，燃气发生器工作在非壅塞状态，水流通过头部进水道，经喷嘴雾化后进入补燃室。根据伯努利方程计算来流入口总压，考虑进水压降损失、喷注压降以及结构强度，选取补燃室工作压强，本文计算中取2.5 MPa。通过热力计算可获得给定固体推进剂配方和补燃室压强下，发动机理论比冲随水燃比的变化，如图9所示。采用本文固体推进剂配方，在水燃比为3.94时，发动机理论比冲达到最高，计算中考虑效率和损失后，实际比冲取值为4 479.08 N·s/kg。

图9 铝基发动机理论比冲随水燃比变化Fig.9 Variation of theoretical specific impulse of aluminum-based water ramjet with water-fuel ratio

综上，给出本文跨介质冲压发动机的主要参数，如表9所示。从计算结果可以看出，跨介质冲压发动机在空中和水中两种工作状态下，补燃室压强存在较大差异，这也导致水中工作时喷管喉部面积和出口面积较小，喉部直径从掠海飞行段的0.20 m要调节到水中巡航段的0.063 5 m，需要对喷管结构进行特殊设计。

表9 跨介质冲压发动机主要参数Table 9 Main parameters of trans-medium ramjet

3 结构布局初步分析

3.1 进气/水道兼容问题

考虑水下工作情况，目前已公开的超空泡鱼雷均采用头部进水的方式，其进水道与空泡发生器耦合设计。水下理想航行时弹体除头部外应该全部包覆于空泡中，因此进水道很难有其他布置选择。如果采用进水/气道共用方案，进气道也需采用头部进气方案，空中性能会有所影响同时弹体入水时的设计将更加困难；另一方面来看，由于空气与水存在巨大的密度差异，满足进气需求的进气道截面积与满足进水需求的进水道截面积存在量级上的差异，较细的进水管路与进气道之间很难共用设计。此外二者在模态转换时的封闭问题也是共用方案面临的一大难点。从分析来看，进水道头部布置、进气道周侧布置实现的潜在困难较小。