氨燃料吸气式变循环发动机性能分析1)

张鑫 陆阳 程迪 范学军

(中国科学院力学研究所高温气体动力学国家重点实验室,北京 100190)

(中国科学院大学工程科学学院,北京 100049)

引言

随着成本可控自由进出临近空间需求的日益旺盛,提出了对更宽速域长时间工作能力的需求,因此高超声速动力技术的发展已不能局限于马赫数5～7 范围.针对这一需求,国内外提出了多种变循环及组合动力发动机概念,但都技术成熟度不高,大多还处于基础研究或关键技术攻关阶段[1-2].其中涡轮基组合循环发动机(TBCC)具有可水平起降、氧化剂携带量少以及可靠性较高等优势,是极具发展前景的宽速域动力系统概念之一[3-4],成为近年来高超声速动力领域的研究重点.

实现吸气发动机宽域工作不可或缺的一个重要方面是发展与之匹配的推进剂,特别在面对马赫数7 以上严苛的推力和热防护需求时,理想的推进剂工质必须同时具备足够优秀的能量密度与吸热能力.

不少研究表明,氢燃料可以满足上述要求[5-7];但由于其低温与低密度属性,使用难度与综合成本居高不下,目前更为常见的选择是吸热型碳氢燃料.然而,由于超燃冲压发动机无法在马赫数4 以下提供足够的推力;而现有的涡轮发动机在马赫数3 以上由于压气机出口温度受限导致发动机推力不足,引发棘手的推力鸿沟问题[8-9].为解决此问题,国内外提出用机载冷却剂冷却来流空气从而提升涡轮模式的最高工作马赫数的空气预冷技术路线[3].

目前,实现进气预冷的方式主要有两种: 射流预冷和换热器预冷[10-11].射流预冷通过在涡轮发动机压气机前增设的喷射装置将冷却剂掺入来流高温空气,使混合气温度维持在压气机的可承受上限内[12-13].射流预冷会引起进气道气流较大的总压损失,一般的水基冷却介质的注入会导致空气含氧量的下降,因此实施这种方法可实现的最高飞行马赫数一般不高.例如以美国F100 发动机为基础的MIPCC 的设计最高马赫数为3.5,飞行高度为25 km[14].换热器预冷又可分为燃料直接预冷和引入中间介质间接预冷.例如日本的ATREX 发动机[15]直接采用液氢燃料作为冷却剂,有效降低了来流空气总温,使发动机性能得到很大的提升;SABRE 型发动机[16]则采用了间接预冷的模式,在氢气和空气之间引入闭式氦气循环,借助低温氦气来冷却高温空气,同时缓解“氢脆”问题.从简化系统复杂度,降低综合成本的角度出发,本文尝试基于换热器直接预冷技术路线,结合一种可代替氢的低成本燃料去解决宽域发动机推力鸿沟的问题.

1 燃料特性比较与分析

本节对常用燃料的物性进行多方面比选；从引言部分的需求分析可知,寻找的燃料必须拥有高热沉、高温下不结焦、冷却通道中不积炭的特性,以突破碳氢燃料由于这些问题导致的最高工作马赫数8 的限制[17].因此本文将目标聚焦于不含碳的冷却剂燃料,从而选中了氨.但人们通常认为氨的热值偏低(见表1),做高速飞行推进剂能量不够.因此,本节以吸气式空天动力为应用背景,对包括氨在内的几种代表性燃料的燃烧及冷却综合能力做出比较和分 析.

表1 几种典型燃料的燃烧特性汇总Table 1 Summary of combustion characteristics of several fuels

作者想着重指出,不同于火箭发动机,比较吸气式发动机的燃料热值以完全燃烧1 kg/s 来流空气所释放的化学能为标准较为合适.因此,可定义燃料的当量燃烧热值Q为

式中,fst为燃料与空气恰好完全反应时,对应的燃料与空气的流量之比,即恰当油气比;hPR为燃料的低位热值,MJ/kg.这个指标可以刻画燃料恰当量比燃烧时给单位质量来流空气理论上所能提供的最大加热量.

另外,为衡量燃料燃烧给来流空气添加的化学能与来流空气本身能量的相对比值,可定义燃料的无量纲当量热值

式中,ht0为来流空气的总焓.

图1 为几种燃料燃烧热值的对比情况,正癸烷代表了航空煤油一类常温高密度碳氢燃料.如图1所示,4 种燃料中,氢的当量燃烧热值和无量纲当量热值是最高的,其次是氨.虽然氨的低位热值最低,但是由于与空气完全反应时需要的氨的质量流量最大,最终,氨的当量燃烧热值比碳氢燃料更高.如图1(b)所示,随着飞行速度的增加,燃料的当量燃烧热值相对来流空气的总焓减小,燃料增加燃气动能的能力减弱,导致发动机的推力随飞行速度的增大而减小.

图1 几种燃料燃烧热值的对比Fig.1 Comparison of net heating value of several fuels

表1 将氨[18-19]、碳氢燃料(航空煤油,甲烷)[19-20]和氢[18]的相关燃烧特性进行了对比,包括低位热值,可燃极限,绝热火焰温度和最低自燃温度.并且调研了当前几种燃料的国内市场售价情况,如表2 所示.

表2 几种燃料的物理性质汇总Table 2 Summary of physical properties of several fuels

如表1 所示,相比于其他燃料,氨的绝热火焰温度稍低,最低自燃温度较高.国外对氨燃料的研究起步较早.20 世纪60 年代,美国航天局成功将氨燃料应用于X-15 型试验机,达到了6.7 马赫的飞行速度[21],说明对氨燃料的安全操作在半个世纪前就已掌握.进入21 世纪之后,研究者对氨的研究越来越多.Kyunghyun 等[22]研究表明,由氨催化分解产生的氢的燃烧,能够改善氨燃料发动机的性能.Kobayashi 等[18]研究表明,氨作为一种无碳排放燃料,具有很大的应用前景,并且讨论了近几年氨燃料在各个领域的成功应用.这些研究说明研制氨燃烧发动机所需的技术是较为成熟的.

几种燃料的物理性质汇总如表2 所示.

相比于氢,氨的密度要高的多,飞行器体积能够做的比使用氢燃料更小;常压下,氨在−33.4 °C 就能液化,储存更方便,相比之下,氢气的液化温度则为−253 °C,储存条件更苛刻.

定义燃料的当量总热沉

式中,hfc为单位质量流量的燃料从储罐条件(在液态下储存)到1000 K 吸收的总热沉(物理热沉+化学热沉),kJ/kg;本文假设低温燃料在储罐内的储存温度为其对应的一个大气压下的沸点温度,正癸烷的储存温度为293 K.

定义燃料的无量纲当量热沉

高温条件下,微型通道内氨和煤油均会发生裂解,裂解反应会吸热,会增加氨及煤油的热沉.根据文献[23],微型通道内,煤油加热到1000 K 时,由于裂解,吸收的总热沉会达到约3300 kJ/kg;根据文献[24-25],微型通道内,氨在高温条件下分解为氢气和氮气,氨完全分解需要吸收2 717.7 kJ/kg 的热量.文献[25] 利用准确性经实验校验吻合度很好的CFD 计算方法,获得了加热条件下,微型管式反应器内氨的转化率曲线,如图2 所示,反应器的尺寸为换热面积/体积=38.15 cm−1(折合通道内径约1.05 mm),反应器内不含催化剂.由图2 可知,氨在微型通道内加热到1000 K 时,转化率约为60%,吸收的总热沉会达到4500 kJ/kg.

图2 微型通道内氨的转化率曲线[25]Fig.2 Conversion curve of ammonia in microchannel[25]

图3 为几种燃料冷却能力的对比情况.如图3所示,4 种燃料中,氨的当量总热沉和无量纲当量热沉是最高的.虽然氢的总热沉最高,是氨的3.3 倍,但是由于与空气完全反应时需要的氢的质量流量小,并且氨的裂解反应会进一步增大其当量热沉,最终氨的当量总热沉比氢更高.如图3(b)所示,不同燃料的无量纲当量热沉随飞行马赫数的增大而减小,表明随着飞行速度的增加,燃料冷却来流空气的能力越来越弱.为了增强对来流空气的冷却程度,需要增加燃料的用量(f>fst),这样会导致发动机效率的降低.

图3 几种燃料冷却能力的对比Fig.3 Comparison of cooling capabilities of several fuels

综上所述,氨不仅具备极其突出的冷却能力,还拥有不弱于碳氢燃料的当量热值,且其完全燃烧产物不含碳,环保特性突出[18,26],是吸气式空天发动机的一种非常值得深入研究的燃料.

2 部件性能计算方法

本节对吸气式发动机各模态的热力循环进行了建模分析,计算了氨与两种代表性碳氢燃料(甲烷和正癸烷[27-29]) 发动机在可能的工作范围内的比推力、比冲和总效率等性能指标；本文提出的宽域吸气式变循环发动机可覆盖从0～ 10 的马赫数范围:

(1) 在马赫数0～3 范围内处于涡轮模态工作;

(2) 在马赫数3～5 范围内,为了解决发动机工作范围窄,推力不足的问题,采用燃料冷却剂对来流空气进行预冷(例如飞行速度马赫4 时,空气来流总温约为890 K,预冷后若降低到400 K,就类似马赫2 不预冷工况),使得压气机得以维持较高的增压比工作;

(3) 马赫数超过5 转变为冲压模态.

为准确评估不同燃料发动机的性能优劣,下面针对三种工作模态下发动机的空气路及燃料路的热力循环进行建模,并对以氨、甲烷和正癸烷为燃料的发动机性能进行计算和比对.

2.1 不同工作模态循环构建

3 种工作模态下,发动机工质的热力循环结构示意图如图4 所示,其对应的温度−熵示意图如图5所示.

图4 热力循环结构示意图Fig.4 Schematic diagram of thermodynamic cycle structure

如图4 和图5 所示,飞行器的飞行马赫数为0～3 时,发动机工作于涡轮模态(图4 和图5(a)).此时来流空气经进气道和压气机压缩增压,接着进入预燃烧室,同燃料泵1 泵入的燃料发生反应,生成的富氧燃气推动涡轮做功膨胀,带动压气机和燃料泵工作.涡轮出口压力降低后的富氧燃气通入主燃烧室,同燃料泵2 泵入的另一部分燃料燃烧,产生的高温燃气通过主喷管排出,为飞行器提供推力.不失一般性,假设进气道捕获的空气流量不随马赫数变化而改变.

图5 热力循环T-S 图Fig.5 T-S diagram of thermodynamic cycle

飞行马赫数为3～5 时,发动机工作于预冷模态(图4 和图5(b)).经进气道压缩后的空气首先经过预冷器,被燃料工质冷却,而后经压气机压缩增压,与预冷器1 中吸热后的燃料在预燃烧室反应,生成的富氧燃气推动涡轮做功,带动压气机对降温后的空气增压.涡轮内膨胀后的富氧燃气与预冷器2 中吸热气化后的另一部分燃料在主燃烧室燃烧,燃烧生成的高温燃气通过主喷管排出,提供推力.假设进气道吸入的空气流量恒为1 kg/s,飞行器飞行马赫数为3～5 时,为克服净推力不足需令压气机保持较高增压比,空气预冷的目标温度无法设定过高.对很多工质而言,与空气恰当量比燃烧对应的燃料量可能不足以使1 kg/s 的高温空气降低到较低温度,需要增加工质使用量,多余的燃料(超过恰当量比燃烧所需量的部分)经预冷器2 吸热气化后,通过旁路喷管排出,提供补充推力,使燃料得到充分利用.为简化计算,假设进入燃烧室的各路介质压力相等[30].

飞行马赫数大于5 时,进气道已经具备较强的冲压能力,经进气道压缩后的空气直接进入冲压燃烧室同燃料反应,生成的高温燃气经冲压喷管排出,产生推力(图4 和图5(c)).

2.2 部件性能计算模型

2.2.1 涡轮模态和预冷模态

(1)进气道

不同飞行高度时,来流空气的静压P0和静温T0可以参考国际标准大气表[31]获取,给定飞行高度和马赫数,来流空气的总温Tt0和总压Pt0可由如下公式计算

进气道出口处的空气总压为

式中,σc为进气道总压恢复系数.由于有激波和粘性耗散,空气在进气道中有一定的总压损失,进气道总压恢复系数的计算可参考GJB241-87《航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机通用规范》;考虑到摩擦损失,可以再加乘一个系数0.95[32]

(2)预冷器

预冷器主要用来冷却高马赫数飞行时的高温来流空气,能很好地解决Ma 3～5 之间压气机工作范围窄,推力不足的问题.此外,由于预冷减小了空气的比体积,相同增压比下,可以降低压气机耗功.

预冷器的热计算参考效能—传热单元数法[33],预冷器的效能ε定义为

本文的预冷器为逆流式换热器,Th,in和Tc,in分别为预冷器空气侧和燃料侧的入口流体温度,分子为预冷器空气侧或燃料侧进出口实际温差值中的大者,换热器的效能ε表示换热器实际换热效果与最大可能换热效果的比值.已知换热器效能ε后,可以根据冷热流体的进口温度确定换热器的实际换热量

式中,(mc)min为冷热流体中热容的较小值.

本文取预冷器的换热效能ε为0.8;预冷器空气侧的总压恢复系数σa取0.9.

(3)压气机

压气机压缩空气的耗功

压气机的压缩效率

式中,G2为来流空气流量,kg/s;ht,2s为压气机理想定熵压缩过程计算的压缩后的空气总焓,kJ/kg;ht2为经预冷器冷却后的空气总焓,kJ/kg;ht3为压气机实际压缩过程计算的压缩后的空气总焓,kJ/kg.本文取压气机的压缩效率ηcp为0.8.

(4)预燃烧室和主燃烧室

涡轮材料有耐温极限,为了控制涡轮的进气温度不超过这个极限,同时又能保持较高的推力,在涡轮前后分别设置了预燃烧室和主燃烧室.本文假设在预燃烧室内同1 kg/s 空气进行燃烧的燃料的流量为油气比f=0.3fst,主燃烧室内燃料的流量为f=0.7fst.

基于燃烧产物的最小吉布斯自由能原理,正癸烷、甲烷和氨[18,34]在空气中燃烧的化学方程式为

预燃烧室和主燃烧室的燃烧效率ηb取0.9;在燃烧室中仅考虑上述3 个反应,燃烧产物组分的摩尔分数已知,以此求出燃烧产物的焓及温度;为方便建模,燃烧室的热附加过程保持恒定压力.

(5)涡轮

燃气在涡轮中的膨胀做功

涡轮的膨胀效率

式中,G4为预燃烧室内反应生成的富氧燃气的流量,kg/s;ht,4s为涡轮理想定熵膨胀过程计算的膨胀后的富氧燃气总焓,kJ/kg;ht5为涡轮实际膨胀过程计算的膨胀后的富氧燃气总焓,kJ/kg;ht4为经预燃烧室加热后的富氧燃气总焓,kJ/kg.本文取涡轮的膨胀效率ηT为0.8.

(6)主路、旁路喷管

假设喷管的喉部以及出口面积均可调,高温燃气可以充分膨胀到飞行高度处的大气静压.喷管的速度损失可以由速度系数φ表示,喷管实际的出口速度为

式中,V6s为高温燃气经喷管理想定熵膨胀到大气静压时产生的速度,m/s.取喷管的速度系数φ为0.98.

2.2.2 冲压模态

(1)进气道

空气在高温下会发生离解,离解会造成能量的损失[35].因此,经进气道压缩后,空气的静温不宜太高.定义进气道的压缩静温比,将燃烧室的入口空气静温限定在一数值,静温比的计算式

式中,T0为飞行高度处的空气静温,K;T3为经进气道压缩后的空气静温,K.这里取静温比为5.

进气道的压缩效率

式中,Tx为假设进气道出口气流能定熵膨胀到自由流静压P0时达到的静温,K.

(2)冲压燃烧室

冲压燃烧室的入口空气速度

式中,h3为经进气道压缩后,冲压燃烧室入口的空气静焓,kJ/kg.

冲压燃烧室的燃烧效率ηb取0.9;为方便建模,燃烧室的热附加过程保持恒定压力;在燃烧室中仅考虑前述3 个反应.

冲压燃烧室的出口燃气速度[36]

式中,f为油气比;Vfx/V3为燃料射流轴向速度与燃烧室入口空气速度之比;Cf∙Aw/A3为燃烧室的有效阻力系数.本文取Vfx/V3为0.5,取Cf∙Aw/A3为0.2.

(3)冲压喷管

假设冲压喷管的喉部以及出口面积均可调,高温燃气可以充分膨胀到飞行高度处的大气静压.喷管的速度损失可以由速度系数φ表示,喷管实际的出口速度为

式中,VY为高温燃气经喷管理想定熵膨胀到大气静压时产生的速度,m/s.取冲压喷管的速度系数φ为0.98.

2.2.3 发动机的性能参数计算

发动机的比推力FSP及比冲ISP分别为[30]

式中,f为实际使用的燃料与空气的流量比,即油气比;VP和V0分别为喷管的出口气流流速及来流空气的流速,m/s;g为重力加速度,m/s2.

发动机的总效率

式中,hPR为燃料的低位热值,MJ/kg;fst为恰当油气比.

本文的计算过程做出如下假设:

(1)考虑了工质物性随压力和温度的变化,数据来源于NIST 标准参考数据库;

(2)空气的组成成分为: 体积分数21%的O2和79%的N2;

(3)预冷器的换热效能ε取0.8,空气侧总压恢复系数σa取0.9;

(4)压气机和涡轮的效率ηcp和ηT取0.8;

(5)喷管的速度系数φ取0.98;

(6)燃烧室的燃烧效率ηb取0.9;

(7)冲压燃烧室的燃料射流轴向速度与空气速度之比Vfx/V3取0.5,有效阻力系数Cf∙Aw/A3取0.2;

(8) 空气经压气机压缩后的最高温度不超过1200 K,最高压力不超过10 MPa;

(9) 不失一般性,分析过程中,按进气道吸入1 kg/s 的空气流量计算循环各节点参数;

(10)忽略工质在管道内的流动损失及其与外界的换热;

(11)不失一般性,后续计算中不同飞行马赫数对应的飞行动压均设为45 kPa.

3 结果与讨论

本节依据第2 节的模型和结果,对氨燃料在宽域发动机中的性能特点和优势进行了全面分析和讨论.

3.1 Ma 3 时涡轮模态、预冷模态发动机性能

图6 为飞行速度为3 马赫时,不同燃料发动机的性能曲线对比.首先对比涡轮模态下,以氨和正癸烷为燃料时,发动机性能的优劣,正癸烷代表了煤油一类碳氢燃料.二者使用的燃料流量恰好可以与1 kg/s 空气完全反应,即f=fst.氨的储存温度为239 K,正癸烷的储存温度为293 K.如图6(c)～图6(e)所示,涡轮模态下,以氨为燃料的发动机的比推力和总效率比以正癸烷为燃料的分别高约11.0% 和7.1%;由于与1 kg/s 空气完全燃烧所需的氨的流量大于正癸烷,以氨为燃料的发动机的比冲比以正癸烷为燃料的低约55.0%,但仍是液氧煤油火箭发动机比冲(约300 s)的2.5 倍(涡轮模态下,以氨和正癸烷为燃料时,压气机出口空气温度、耗功曲线重合).

本节接着对比了预冷模态下,以氨和甲烷为预冷工质和燃料时,发动机性能的优劣.为了比较二者之间的冷却性能差异,假设氨和甲烷供应的体积流量相等,储罐内两种燃料的储存状态均为液态,储存温度为一个大气压下的沸点温度,即氨的储存温度为239 K,甲烷的储存温度为112 K.定义f/fst为预冷器的冷却当量比.图6 对比了飞行速度3 马赫,以氨以及相同体积流量下的甲烷为燃料时,发动机性能的优劣.如图6 所示,与相同体积流量的氨相比,甲烷的冷却能力明显偏弱.以氨为燃料,冷却当量比为1 时,不存在燃料的直接排放,所有的氨燃料均在燃烧室内同空气燃烧;按照预冷器0.8 的换热效能,可以将压气机的入口空气温度冷却到约311 K;预冷器燃料侧的出口温度升高至493 K,小于图2 所示的氨初始分解温度,因此燃烧室内同空气燃烧的燃料为氨气.相同体积流量下,甲烷仅可以将来流空气冷却至461 K,对应的冷却当量比为1.76,超过1 倍冷却当量比的甲烷经预冷器加热气化后通过旁路喷管排出,提供补充推力.

图6 涡轮、预冷模态发动机性能的对比(3 马赫)Fig.6 Comparison of engine performance in turbine mode and precooling mode (Ma=3)

图6 涡轮、预冷模态发动机性能的对比(3 马赫) (续)Fig.6 Comparison of engine performance in turbine mode and precooling mode (Ma=3) (continued)

与甲烷相比,以氨作为燃料可以显著提高预冷模态下压气机的工作范围.如图6(a)所示,以甲烷为燃料,压气机增压比为22.5 时,压气机出口空气温度已经达到1200 K.以相同体积流量下的氨为燃料,压气机增压比达到55 时,出口空气温度仅为1080 K;如图6(b)～图6(e)所示,与甲烷相比,以氨为燃料将相同增压比下压气机的耗功减小了约31.4%,将相同增压比下发动机的比推力和总效率分别提高了约17.3%和11.0%,可以有效减小压气机和涡轮的规格,为飞行器的加速飞行提供更大的动力.

如图6(a)所示,飞行马赫3 不预冷的情况下,经进气道压缩后的压气机入口空气温度约为601 K,压气机的增压比为9.6 时,出口空气温度已经达到1200 K;加入预冷后,压气机的增压比达到55 时,出口空气温度仅为1080 K.对来流空气进行预冷,可以大幅扩大压气机的工作范围.并且可以发现,对空气进行预冷可以大幅减小相同增压比下的压气机耗功,加入预冷可以减小压气机和涡轮的规格.如图6(c)～图6(e)所示,增压比超过2 时,对空气进行预冷可以显著提高相同增压比下发动机的比推力、比冲及总效率等各项指标,使燃料能量得到更有效的利用.

如图6(c)～图6(e)所示,随压气机增压比的增大,比推力、比冲及总效率的变化趋势并不是单调增加的,存在最佳增压比,使各物理量取得最大值.这是因为压气机增压比增大的同时也意味着工质需要在涡轮中做更多的功,在涡轮中损失更多的做功能力,因此,此消彼长之间,比推力、比冲及总效率不会随增压比的增大单调增加[37].

3.2 预冷模态发动机的性能(4 马赫和5 马赫)

飞行器的飞行速度为4 马赫,经进气道压缩后,来流空气的滞止温度约为890 K.此时,如果用1 倍冷却当量比的氨(0.165 kg/s) 去冷却1 kg/s 的890 K 高温空气,按照预冷器0.8 的换热效能,可以将来流空气冷却至约461 K.相应的,1 倍冷却当量比的氢、甲烷和正癸烷只能将890 K 来流空气分别冷却至约620 K,774 K 和795 K.按照压气机1200 K 的材料耐温极限,以1 倍冷却当量比的氨为冷却剂时,压气机的最大允许增压比为22.37;以1 倍冷却当量比甲烷和正癸烷为冷却剂时,压气机的最大允许增压比仅为4.21 和3.86.为了将来流空气冷却到一定程度,以减小压气机的负担,对于甲烷和正癸烷,必须采用过当量比流量,这样会导致发动机效率的降低,而氨则不需要.相比于甲烷和正癸烷等碳氢工质,氨具有更突出的恰当量冷却能力,这使得氨应用于宽域空天发动机核心机以及各类组合动力时,具有更大的弹性.

飞行器的飞行速度为5 马赫,经进气道压缩后,来流空气的滞止温度约为1247 K.用1 倍冷却当量比的氨冷却来流空气时,按照预冷器0.8 的换热效能,燃料侧的出口温度约为1045 K,依据图2 氨的转化率曲线,此时氨的转化率约为65%,燃烧室内同空气燃烧的燃料为氨气和氢气的混合气;综合考虑氨的裂解吸热,可以将来流空气冷却至约562 K.

氨的冷却当量比为1.5 时,按照预冷器0.8 的换热效能,可以将来流空气冷却至约441 K,燃料侧的出口温度约为860 K,氨的转化率约为28%,燃烧室内同空气燃烧的燃料为氨气和氢气的混合气;超过1 倍冷却当量比的氨通过旁路喷管直接排出,提供补充推力,通过旁路喷管直接排出的氨与燃烧的氨的比例为1:2.氨的油气比f=fst时,对应的相同体积流量下的甲烷的油气比为f=1.76fst,仅能将来流空气冷却到约947 K;氨的油气比f=1.5fst时,对应的相同体积流量下的甲烷的油气比为f=2.64fst,来流空气可以被冷却到约792 K.飞行速度Ma 5 时,相比于甲烷,氨的冷却能力更为凸显.

图7 为飞行速度5 马赫,以氨以及相同体积流量下的甲烷为燃料时,发动机性能曲线的对比.如图7所示,相同体积流量下,相比于甲烷,氨可以将来流空气冷却到更低的温度,使压气机的工作范围更宽广.相同增压比下,以氨为燃料时,发动机具有更大的比推力与总效率以及更小的压气机耗功.

图7 预冷模态发动机性能的对比(5 马赫)Fig.7 Comparison of engine performance in precooling mode (Ma=5)

3.3 冲压模态发动机的性能

本节讨论了不同来流马赫数下,冲压模态发动机的相关性能参数.图8 为不同来流马赫数下,进气道总压比(总压恢复系数)随进气道压缩效率的变化曲线.如图8 所示,静温比ψ=5 时,不同来流马赫数下的总压比随压缩效率的变化曲线重合.压缩效率超过0.7 时,随压缩效率的增加,曲线的增长速率快速增大.

图8 总压比随压缩效率的变化Fig.8 Variation of total pressure ratio with compression efficiency

不同来流马赫数下,由式(8)计算的进气道总压比(总压恢复系数)及对应的进气道压缩效率如表3所示.

表3 不同飞行工况下的进气道压缩效率Table 3 Compression efficiency of intake under different flight conditions

文献[36]提出了由动能效率估算冲压发动机性能的计算方法,引入了总动能效率ηKEO计算冲压发动机的比推力和比冲.总动能效率ηKEO的计算式为

式中,ηKE,c,ηKE,b和ηKE,e分别为进气道压缩,燃烧室燃烧和喷管膨胀3 个过程的动能效率,计算式分别为

式中,τb为冲压燃烧室的总温比,其他参数为各循环点气体流动速度的平方.

燃烧室总温比τb的计算式为

因此,冲压模态下发动机的比推力又可用下式计算[36]

比冲为

图9 为文献[36]利用总动能效率法计算的不同自由流速度下,碳氢燃料(煤油)吸气式冲压发动机的比冲.本文计算的正癸烷吸气式冲压发动机在不同来流马赫数下的比冲及总动能效率如图9 所示,与文献[36]计算结果接近,说明本文模型总体上是合理可靠的.

图9 碳氢燃料吸气式冲压发动机比冲随来流速度变化曲线Fig.9 Variation curve of specific impulse of hydrocarbon fuel airbreathing ramjet with incoming flow speed

发动机处于冲压模态时,随着飞行马赫数的增大,冲压燃烧室壁面的热流密度急剧增加[38],飞行马赫数6 时碳氢燃料冲压发动机燃烧室壁面的热流密度可高达2.0～2.5 MW/m2,而当飞行马赫数7 时燃烧室壁面的热流密度更高达3.0～3.5 MW/m2.此时需要利用燃料流经燃烧室壁面的再生冷却通道,对燃烧室进行热防护,然后再喷入燃烧室与空气燃烧.在高马赫数发动机的高热流密度作用下,碳氢燃料(煤油)和氨均会发生热分解反应,热分解是吸热过程,会使燃料的总热沉进一步提高.碳氢燃料的析碳最终会堵塞冷却通道,而氨则不会.它在高温下的热分解反应方程式为[24]

氨完全分解需要吸收2717.7 kJ/kg 的热量,如果适当添加催化剂会降低其在高温下的裂解初始温度[24].本节对比了静温比ψ=5 时,不同来流马赫数下以氨、正癸烷和甲烷为燃料的冲压模态发动机的性能参数,分析过程中假设燃料油气比f=fst;其中,对于氨燃料,讨论了再生冷却通道内不考虑氨分解以及假设氨在再生冷却通道内分解了50%和100%三种情形.煤油类碳氢燃料在燃烧室壁面再生冷却通道内的热解结焦使得碳氢燃料超燃冲压发动机的最高工作马赫数约为8[17].表4 为3 种燃料对应的总动能效率.如表4 所示,相同来流马赫数下,3 种燃料的总动能效率接近.3 种燃料的性能参数对比如图10所示.

表4 不同燃料的总动能效率Table 4 Total kinetic energy efficiency of different fuels

如图10 所示,马赫数为5～10 时,相比于不考虑氨的热分解,氨在再生冷却通道内分解了50% 和100%情形下,发动机的比推力和比冲均值都提高了8.7%和17.2%.在5 马赫和6 马赫时,氨分解率的提高会降低发动机的总效率,这是因为分解生成的氢气热值高,推进功率的增加程度小于燃料燃烧释热的增加程度,但随着马赫数的提高,分解率的增大还是会提高发动机的总效率,提高燃料能量的利用效率.

图10 冲压模态下发动机性能的对比Fig.10 Comparison of engine performance in ramjet mode

在5～8 马赫,不考虑氨的热分解时,以氨为燃料的发动机的比推力均值比正癸烷和甲烷分别高约23.7%和28.5%,总效率均值比正癸烷和甲烷分别高约19.5%和21.4%;考虑了氨的热分解后,以热分解率50%为例,以氨为燃料的发动机的比推力均值比正癸烷和甲烷分别高约32.6%和37.7%,总效率均值比正癸烷和甲烷分别高约19.4%和21.3%.考虑了氨的热分解后,发动机的比推力得到了进一步提升,与正癸烷和甲烷相比,优势继续增大,氨的高当量热值特性进一步凸显.由于氨的恰当油气比大于正癸烷和甲烷,因此以氨为燃料的发动机的比冲小于正癸烷和甲烷,氨热分解率的提高可以缩小其与正癸烷和甲烷之间的比冲差距.

3.4 氨工质吸气式空天发动机宽域性能

计算了氨工质吸气式发动机0～10 马赫宽域飞行性能参数,与甲烷和正癸烷吸气式发动机的性能参数进行了对比;并且比较了冲压模态下,相同总动能效率时(见表4),以氨和氢为工质的发动机的比推力,如图11 所示.涡轮模态和预冷模态下发动机的比推力和比冲均取压气机出口空气温度900 K 时对应的数值.预冷模态下,氨的质量流量始终保持恰当油气比,即f=fst,3～5 马赫时,可以将来流空气分别冷却至311 K,461 K 和562 K;为了保证来流空气能被冷却至一定温度,预冷模态下,甲烷的流量需要超过其恰当油气比,假设3～5 马赫时,甲烷的质量流量分别为f=1.76fst,2.64fst,2.64fst,可以将来流空气分别冷却至461 K,578 K 和792 K;预冷模态下,假设3～5 马赫时,正癸烷供应的体积流量同甲烷相等,对应的正癸烷的质量流量分别为f=2.66fst,3.99fst,3.99fst,可以将来流空气分别冷却至488 K,506 K 和638 K.涡轮和冲压模态下,3 种燃料的流量均保持其恰当油气比,即f=fst.

冲压模态下,假设在6～10 马赫飞行工况时,冲压燃烧室的壁面热流密度分别为1～5 MW/m2.燃烧室外壁的单个再生冷却通道内径1 mm,长度1.5 m,冷却通道中氨的流量为1.25 g/s.则对应6～10 马赫飞行工况,单个再生冷却通道的加热功率为

参考图2 中高温条件下氨在微型通道内的转化率曲线,氨完全分解需要吸收2717.7 kJ/kg 的热量,据此计算出6～10 马赫飞行工况,氨在再生冷却通道内的热力学转化率,并以此计算出对应总动能效率下(见表4),氨工质发动机的比推力和比冲.

如图11 所示,在0～10 马赫宽域飞行范围内,氨的比推力始终大于正癸烷和甲烷;预冷模态下,为了保证来流空气可以被冷却到一定程度,正癸烷和甲烷的流量需要远超其恰当油气比,导致发动机的比冲迅速下降.而氨优越的恰当量冷却能力可以避免这一问题,使飞行器在3 种模态之间的过渡更平稳.

美国的X-34 A 高超声速飞行器采用液氢燃料的双模态超燃冲压发动机推动,可达到9.8 马赫的飞行试验记录[39],说明液氢燃料在接近10 马赫的飞行速度下依然有较高的推力和较好的加速性能.如图11(a)所示,冲压模态下,以氨为工质时,发动机的比推力高于以氢为工质的.说明在高马赫数段,氨工质吸气式发动机在马赫5～10 具有比氢更好的加速性能,这是碳氢燃料无法比拟的.氨具有应用于10 马赫飞行速度下的良好前景.

图11 不同马赫数下的发动机性能Fig.11 Engine performance at different Mach numbers

4 结论

本文提出了一类采用氨燃料的预冷吸气式组合发动机.通过对这种组合发动机的热力循环进行建模分析,初步验证这种新概念发动机的可行性,并计算发动机的比推力、比冲和总效率等相关性能参数,得到如下结论.

(1)以氨为燃料的吸气式变循环组合发动机的工作模态可分为3 种,分别为涡轮模态,预冷模态和冲压模态.设置预冷模态的目的是为了解决3～5 马赫之间压气机工作范围窄,推力不足的瓶颈问题.

(2)对比了飞行速度3 马赫,以氨为燃料时涡轮模态和预冷模态发动机的性能差异.利用氨对来流高温空气进行预冷可以大幅度提高压气机的最大增压比,扩大发动机的工作范围,提高发动机的比推力、比冲和总效率,氨预冷可全面提升发动机性能.

(3) 对比了氨应用于预冷吸气式发动机时,在4 马赫和5 马赫状态下与正癸烷,甲烷等碳氢燃料的性能差异.与正癸烷和甲烷相比,由于氨的高当量总热沉,预冷模态下氨的恰当量冷却能力可以支撑至少4 马赫的飞行需求,对于宽域空天发动机核心机的研发,各类组合动力的构建,能提供足够大的弹性跨越“推力鸿沟”.

(4)涡轮和冲压模态下,虽然以氨为工质的发动机的比冲较低,但是它的比推力和总效率比正癸烷和甲烷更高,特别是考虑了高马赫数热分解之后.与碳氢燃料相比,氨由于不会结焦堵塞通道,能够工作到更高的马赫数.制约氨燃料吸气式发动机能应用到多高马赫数不在于其冷却性能(此指标优于氢),而在于高马赫数时飞发一体化推阻平衡的设计水平.氨在5～10 马赫的比推力甚至高于氢,这意味着氨有很好的加速性能,其最高工作马赫数在某些条件下甚至有望超过氢,非常适合应用于例如水平起降二级入轨空天飞行器的一级动力部件,或高马赫数可重复使用实验平台;同时兼具氢的无碳排放优点,具有成为氢低成本替代的巨大潜力.