ATR发动机高马赫数工作特性仿真研究

刘 轶，南向谊，李光熙，王 祎

(西安航天动力研究所，陕西 西安 710100)

0 引言

空气涡轮火箭(air turbo rocket，ATR)发动机是一种由发生器燃气驱动的涡轮基组合动力，对支撑飞行器灵活进出临近空间具有极大的技术优势。其相比传统涡轮发动机具有更高的推重比，可实现飞行器水平起降、加速爬升；最高工作马赫数可达到4，与冲压发动机组合可实现速域的无缝衔接；相比火箭发动机具有显著的比冲优势，且具有可重复使用特点。同时，ATR发动机以液体燃气发生器为核心组件，依靠大变比燃气发生器，实现最大10∶1的燃气流量调节，可实现发动机宽范围变工况工作能力，并具有较强适应性和可控性，是新型临近空间飞行平台和武器装备的优选动力。

ATR发动机作为加速型动力，通常与巡航型动力，如亚燃/超燃冲压发动机组合应用，可最大限度发挥其功用。研究ATR发动机在高马赫数的工作特性，有利于拓宽涡轮基发动机的工作边界，有助于其与冲压发动机在状态切换时制定调节策略。通常在发动机设计点参数固定的情况下，影响发动机工作特性的主要变量有燃气发生器流量、进气道的喘振裕度(通过进气道喉部面积调节实现)和喷管的喉部面积。发动机可工作的状态下必须保证进气道和压气机处于安全边界内，防止进气道不起动、压气机失速或堵塞等情况发生，此时上述影响发动机的多个变量的协同、匹配就显得尤为重要。

鉴于ATR发动机的优良性能及广阔的应用前景，美国、日本等许多国家相继开展了相关研究工作，获得了大量的试验数据。近十年，为了满足可重复使用空天往返飞行器的动力需求，国内也逐渐开展了 ATR 发动机的研究工作，技术成熟度得到较大提升。尤其是ATR发动机与冲压发动机的模态转换策略成为近年来的研究热点，故将ATR发动机在3.5

Ma

的工作特性作为本文的研究目标。本文通过对ATR发动机在高马赫数下理论分析、流场仿真以及试验研究，首次完成3.5

Ma

工况下的ATR发动机自由射流试验，验证了ATR发动机高马赫数工况下的工作特性，为ATR发动机在0～4

Ma

的范围内的应用提供了重要依据。

1 ATR发动机

ATR发动机主要由燃气发生器、涡轮机(包括压气机、涡轮、轴系)、燃烧室、尾喷管以及燃油附件系统等组成。系统组成示意如图1所示。

图1 ATR发动机组成示意图Fig.1 Structure diagram of ATR engine

发动机在地面静止状态下，燃气发生器进行富燃工况下的化学燃烧反应，产生的富燃燃气驱动高速涡轮起旋，带动压气机转动，来流空气被压气机增压后，与驱动涡轮后的富燃燃气在燃烧室掺混组织二次燃烧，释热后经喷管加速排出，产生推力。

2 发动机性能计算方法

采用部件法建立了ATR发动机的数学模型，形成发动机特性计算模型，开发了性能计算程序。ATR发动机性能计算的数学模型主要基于以下几条基本假设建立：

1)气流为完全气体，符合理想气体状态方程。

2)气流在发动机各部件中为一维、定常流动。

3)气流流经进气道、压气机、涡轮、混流器和尾喷管时为绝热流动，采用定比热容计算。

4)气流在尾喷管出口为完全膨胀状态。

其中，燃气发生器与燃烧室均采用平衡参数法进行计算，压气机及涡轮利用已知的部件性能试验数据进行插值计算。此外，ATR发动机能够稳态工作的前提是必须满足以下共同工作控制方程。

2.1 质量流量平衡

燃烧室内的燃气流量等于压气机吸入的空气流量与涡轮燃气流量之和，表示为

(1)

(2)

2.2 压力平衡

考虑压力损失，混流器中空气与燃气压力相等，表示为

p

π

=

p

/π

=

p

(3)

式中：

π

为压比；下标c表示压气机、t表示涡轮。

2.3 转速相同

压气机与涡轮的物理转速相同，表示为

n

=

n

(4)

式中

n

表示物理转速。

2.4 功率平衡

N

=

N

(5)

(6)

式中：

N

为功率；

c

为气体比定压热容；

k

为等熵热指数；

η

为绝热效率。

2.5 发动机性能

根据上述共同工作控制方程，利用牛顿-莱普生迭代法求解方程组可获得发动机的性能参数，主要性能参数定义如下。

1)推力可表示为

(7)

式中：

v

为某截面气流速度；

p

为某截面静压；下标0为进气道入口截面代号、9为尾喷管出口截面代号。

2)燃料比冲表示为

(8)

3)对推力进行无量纲化，称为推力系数，表示为

(9)

式中

ρ

为密度。

(1)在复杂的地下环境中，探测要面对很多不确定性的因素，采用雷达探测地下管线，当目标曲线发生异常时识别目标，可能是受到电磁干扰。首先明确了地下管线的周围介质的吸收系数，还有反射系数的差异性，然后分析雷达信号的吸收系数和反射系数的差异性，包括管线的材料、规格、埋深、周围介质等。在近距离平行中，运用雷达探测管线探测到信号出现波形稳定性的差异。在近距离平行中，运用雷达探测管线发现信号异常时，要识别差异。探测的环境变化时，要调整探测设备。

3 发动机在高马赫数的特性分析

虽然ATR发动机的上限速度可达到4

Ma

，但考虑到工程应用中，铝合金的材料一般最高使用在3.5

Ma

，而4

Ma

时需提升飞机的材料体系；同时在ATR与亚燃/超燃组合的类TBCC的ATRR发动机(air turbo rocket and ramjet engine)中，一般将3.5

Ma

作为涡轮与冲压的优选模态转换点，因此本文以马赫数3.5作为特征工况对ATR发动机的工作特性开展研究。

通过性能计算与分析，图2给出了发动机主要性能参数随进气面积、排气面积以及燃气流量的调整而变化的情况。其中，进气道喘振裕度表征了进气道的工作状态，其值越小越靠近临界状态、进气道性能越高，越大则超临界程度越深，进气道性能越低；压气机工作位置越大越靠近堵塞边界，越小越靠近失速边界。

图2 发动机在高马赫数调节特性图Fig.2 Engine regulation characteristic at high-Mach number

在燃气流量和尾喷管喉部面积不变时，调节可调进气道，使ATR发动机通道的进气面积不断加大，空气量增加，发动机转速呈下降趋势，进气道向喘振边界移动，结尾激波越靠近唇口，此时压气机的抽吸能力下降，逐渐向堵塞边界靠近。随着结尾激波向上游移动，进气道总压恢复系数增加，燃烧室压力呈上升趋势，虽然压气机增压比随工作点位置增加而减小，但发动机推力受空气流量和燃烧室压力增大影响呈上升趋势。

在燃气流量和进气面积不变时，随着喷管喉部不断加大，燃烧室压力逐渐减小，发动机转速呈上升趋势，进气道结尾激波向下游移动，喘振裕度增加，压气机前压力不断降低，导致换算空气流量增加，压气机工作线同样向堵塞边界移动。燃烧室流量不变的情况下，发动机推力受燃烧室压力降低影响而下降。

在进气面积和尾喷管喉部面积不变时，随着燃气流量增加，转速升高，由于进气道结尾激波位置较为稳定且空气流量不变，压气机增压比变大，压气机工作点位置向失速边界靠近。在压气机出口压力升高和空燃比减小的影响下，燃烧室压力越来越大，发动机推力增加，比冲基本保持不变。

图3给出了单独调整某一变量，对推力系数

C

和物理转速

n

变化的影响程度对比，表1给出了统计结果。从图中可知，相同变化幅度下，燃气流量对推力的贡献相比于进、排气面积更大，而进气面积和燃气流量对物理转速的影响程度相比于排气面积更大。

图3 发动机控制变量对推力系数和物理转速的影响程度曲线Fig.3 Influence of engine control variables on thrust coefficient and physical speed

表1 发动机控制变量对推力系数和物理转速的影响程度Tab.1 Influence of engine control variables on thrust and physical speed 单位：%

将发动机工作范围扩展到整个包线，在发动机不超出安全边界的前提下可以获得3个变量在不同高度

H

、马赫数

Ma

、攻角

α

下分别对应的推力系数、物理转速影响因子，即

θ

q=

F

f1(

H

，

Ma

，

α

)

(10)

θ

1=

F

f2(

H

，

Ma

，

α

)

(11)

θ

8=

F

f3(

H

，

Ma

，

α

)

(12)

ε

f=

F

t1(

H

，

Ma

，

α

)

(13)

ε

1=

F

t2(

H

，

Ma

，

α

)

(14)

ε

8=

F

t3(

H

，

Ma

，

α

)

(15)

发动机工作过程中转速、推力系数随各变量的变化可表示为

(16)

(17)

根据飞行器对动力的性能需求，在不同飞行阶段制定不同的控制策略，实现发动机的协同控制以获得相应推力。

4 高马赫数内流场仿真分析

为验证ATR发动机的高马赫数模型准确性，并作为ATR发动机开展马赫数3.5自由射流试验的技术支撑，本文以马赫数3.5为目标工况，开展了发动机稳态流场仿真计算，获得发动机在高马赫数下的内流场激波系结构、涡轮机流场品质等。计算模型以真实尺寸发动机结构为基础，对旋转部件叶尖间隙、支架管路结构进行合理简化得到。在网格划分过程中尽量选取六面体网格，保证建模精度的同时降低网格量，以达到缩短计算周期的目的。

将内流场计算域分为若干部件流场区域分别划分网格，并通过交界面进行关联。压气机叶轮、压气机串列叶栅、涡轮导流、涡轮等具有周期性几何特征的流场部分，先对单通道进行网格划分，后进行周期旋转形成完整的三维计算域，网络划分如图4所示。

图4 ATR发动机内流场计算域网格Fig.4 The simulation meshes of internal flow field of ATR engine

流场仿真计算能够获得ATR发动机内流场流动细节，能够对高马赫数试验工况下发动机及各部件的流动特性进行详细的分析。图5为进气道马赫数分布图，进气道采用内并联双流道形式，由ATR低速通道和冲压高速通道组成，试验工况来流马赫数略低于进气道设计马赫数，进气道处于亚临界工作状态。其中，进气道出口马赫数约为0.18，进气道高速通道对低速通道起到溢流作用，进气道未发生明显喘振。

图5 进气道马赫数分布Fig.5 The distribution of inlet Mach

图6 进气道出口畸变情况Fig.6 The exit aberration of inlet

图7为工作状态下压气机流场特性。由流线图可知，来流空气经压气机增压过程中未出现流动分离现象，压气机工作状态稳定。压气机叶轮出口主流速度在115～200 m/s之间。

图7 压气机流场流动特性Fig.7 The flow characteristic of compressor

与压气机流场特性分析相似，图8为工作状态下涡轮流场特性。涡轮为部分进气形式的冲击式涡轮。从流场流线图可知，在导叶通道部分流域，燃气通流性良好；在非导叶流道部分，燃气通流性较差，流速较低，在部分流域出现了局部涡流。

图8 涡轮流场流动特性Fig.8 The flow characteristic of turbo

5 高马赫数自由射流试验验证

为验证ATR发动机设计参数的匹配性及合理性，开展了高空自由射流试验，试验图像如图9所示，试验工况如表2所示。

图9 试验图像Fig.9 Free jet test diagram

表2 自由射流试验模拟工况Tab.2 Parameters of free jet test

依据ATR发动机在高空高马赫数下的特性分析结果，制定了燃气流量、进气面积以及排气面积的协同调节方案，马赫数3.5工况的试验结果表明：

1)ATR发动机点火迅速，系统各部组件在高空自由射流状态下工作匹配、协调、稳定；

2)进气道处于亚临界状态，但在冲压高速通道溢流作用下，进气道工作稳定；

3)涡轮机工作实测参数与仿真值相当，进气量误差为3.62%，涡轮效率误差为1.47%；

4)发动机推力增益相比计算值偏高约4.3%。

试验获得的燃烧室压力、推力增益变化曲线如图10所示。

图10 发动机典型参数变化曲线Fig.10 The typical engine parameters

6 结论

通过对ATR发动机在高马赫数下开展工作特性研究，获得如下结论：

1)ATR发动机与超声速进气道在马赫数3.5速域下工作协调、匹配，进气道始终处于起动状态，发动机能够稳定产生推力增益，与计算值相比误差约为4.3%；

2)根据试验结果，压气机增压比与计算值相比偏高约5.8%，压气机在马赫数3.5下仍具有增压作用；

3)ATR发动机在3.5

Ma

时可靠工作，与双模态冲压发动机的工作下边界重叠，可作为涡轮基组合发动机“推力鸿沟”问题的解决方案加以研究。