PATR发动机发展历程简介及参数特性分析

马海波,马 元,南向谊,张蒙正,刘典多

(西安航天动力研究所,陕西 西安 710100)

0 引言

预冷组合循环发动机是指通过一定手段对来流空气进行冷却后再使其进入后续部件进行工作的一类动力装置。采用空气预冷装置的动力系统可以宽范围高效地利用大气中的氧,提高发动机的性能。目前预冷组合循环发动机已经成为航空航天共同关注的问题,尤其是REL公司提出的SABRE(synergistic air breathing rocket engine)方案[1-2],获得国内外广泛认可,得到欧空局(European Space Agency,ESA)、美国空军研究实验室(Air Force Research Laboratory,AFRL)、美国国防高级研究计划局(Defense Advanced Research Projects Agency,DARPA)、波音公司、罗罗公司、BAE系统公司等多家科研机构的技术、经费支持[3-5]。近年来,SABRE发动机的发展不断加速,2019年REL公司先后完成了预冷器3.3Ma工况[6]和5Ma工况的换热试验[7],2021年完成了氦加热器(HX3)和氢气预燃室的测试[8-9]。

针对我国可重复使用天地往返运输系统领域对动力系统的迫切需求,西安航天动力研究所在2014年提出了预冷空气涡轮火箭发动机(pre-cooling air turbo rocket engine,PATR)方案。PATR发动机具有热力循环性能优、工作包线宽、模态转换简捷、应用潜力大等优势,是水平起降天地往返运输系统的理想动力方案,既可作为水平起降两级入轨运输系统的一级动力,也可集成火箭模态后助力飞行器实现单级入轨。以PATR发动机作为动力的飞行器采用水平起降方式,执行任务可推广至全国范围内的普通军用、民用机场,全天候通行效率高,具备实现航班化运输模式的应用潜力。

本文首先对PATR发动机发展历程及研究进展进行简要描述,重点针对系统参数特性进行详细分析。主要包括:开展设计点输入参数影响分析,计算分析热容比、涡轮机等熵效率、换热器换热有效度、换热器总压恢复系数共4类21个输入指标取值变化对系统热力循环方案的影响;开展发动机典型工况点的工作特性研究,完成弹道特性、高度特性、转速特性的仿真计算和变化规律分析。

1 PATR发动机发展历程简介

PATR发动机的相关研究最早起源于“十一五”期间,西安航天动力研究所对SABRE发动机进行了跟踪性研究,持续进行了多轮热力循环方案优化。在充分调研国内关键技术的基础上,2014年提出了符合我国技术基础的PATR发动机方案,系统方案原理如图1所示。

图1 PATR发动机系统方案Fig.1 System scheme of PATR engine

与SABRE-3方案相比,PATR发动机为了提升工程可行性,主要做了以下优化。

1)PATR方案中火箭模态与吸气模态解耦,不需要采用双模态共用推力室,压气机增压比可以降至10左右,使推力室和压气机的设计难度大大降低。SABRE-3包含吸气模态、火箭模态,两个模态共用一套推力室组件,推力室需要适应气/气、液/液等多种流态的介质,对于喷注结构、燃烧组织结构设计要求较高,同时要求压气机具备150+的增压比,才能保证两个模态下推力室的室压适配。

2)为了保证氦涡轮全包线内的做功能力,PATR方案中利用推力室壁面再生冷却通道加热氦气,减少了组件数量,提升了发动机结构紧凑度。SABRE-3中设置了富燃预燃室、氦加热器组件,在低马赫工作区间,当氦气在预冷器中的吸热量不足时,利用高温燃气给氦气补充热量。

3)针对空气预冷程度开展对比研究,发现采用压比10左右的压气机,则更适宜将空气适度冷却,保证压气机入口空气温度处于目前压气机常规工作温度区间(288～450 K),从而可以避免空气结霜、低温空气压缩等技术难点,提升方案的工程研制可行性。如果采用空气深度冷却的设计思路,主要的优势在于相同功率消耗下,可以实现更高的压气机增压比,适用于SABRE-3的高压比压气机方案,但是会带来空气结霜控制技术、低温空气高效增压技术等技术难点。

基于上述优化思路,文献[10]完成了PATR的参数匹配计算,结果表明:在0～5Ma、0～25 km 范围内,PATR方案比冲为1 400～2 800 s,余气系数范围为0.33～1.32。2016年英国REL公司首次公布了其优化方案SABRE-4的热力循环原理[11],采用了空气适度预冷、双模态推力室解耦、降低压气机压比等优化措施,与西安航天动力研究所在PATR方案中的优化思路不谋而合。同时,SABRE-4中针对氦流路的循环方式进行了优化,采用了分路、分级换热的思路,综合以上措施,氢燃料消耗与SABRE-3相比降低了40%[11],大幅提升了系统性能。借鉴SABRE-4方案,西安航天动力研究所进行了PATR参数调整与热力循环优化,提出了PATR发动机优化方案(见图2)[12],确定了一种能充分发挥性能特点的控制规律[13]。

图2 PATR热力循环优化方案Fig.2 Optimization scheme of thermal cycle for PATR engine

针对PATR发动机中存在的各项关键技术,西安航天动力研究所已经开展了多年的攻关研究及原理验证。完成了宽范围进气道方案研究,5Ma工况下总压恢复系数超过SABRE进气道71%;完成预冷器4.5Ma工况的换热特性试验,试验获得的换热系数达到800 W/(m2·K);针对微细通道氢氦换热技术,开展了仿真分析、原理试验件研制及原理验证试验,实现了0.96的换热有效度和103 kW/kg的换热芯体功质比;针对氢空气燃烧组织技术开展了地面验证试验,成功实现了余气系数0.2～2.5条件下的点火稳焰,单次热试时间达到60 s。同时针对高压比空气涡轮机、超临界氦涡轮机、宽范围可调喷管等关键技术,也开展了相关研究工作。

2 设计点参数影响分析

以PATR发动机为代表的预冷组合循环发动机中,高马赫数工况是其吸气模态循环方案的典型工作点,因此本文以PATR发动机速域上限(5Ma)作为设计点。在PATR发动机设计点热力循环方案设计过程中,需要预先给定部分关键参数作为输入指标,本节将进行预设输入参数取值变化对系统性能和热力循环方案的影响分析。

针对图2所示热力循环方案,建立发动机组件模型,引入系统关键节点流量、压力及功率平衡等约束条件,进行设计点参数计算分析。本文计算中,涉及的主要部件包括进气道、换热器、涡轮机械、燃烧室、喷管等部件,相关计算模型及方法参考文献[14-15]。

2.1 热容比

热容比k定义为换热器中冷侧流体热容(qm×cp)cool与热侧流体热容(qm×cp)hot的比值。PATR发动机热力循环中,通常根据低温预冷器HX2的热容比kHX2确定发动机中空气与氦气的流量比,根据氢氦回热器HX4a处的热容比kHX4a确定发动机中氦气与氢气的流量比。保证其他输入参数不变,改变kHX2、kHX4a,系统性能参数变化趋势如图3所示。

图3 热容比对性能影响Fig.3 Effect of heat capacity ratio on performance

根据图3可以看出,kHX2、kHX4a增加对系统性能有如下明显影响。

1)kHX2从-4%增加至4%时,比冲从2.32%降低至-2.39%,单位推力从-1.70%增加至1.42%。主要原因在于:kHX2的增加意味着在空气流量不变的前提下,系统中循环流动的氦气流量增加,氦气在预冷器中吸热后的温升变低,氦涡轮入口温度降低,但由于氦气流量增高,最终使得氦涡轮膨胀功增加,对应的空气压气机增压比增高,燃烧室压力升高,因此发动机单位推力增加;在保证kHX4a及其余参数不变的条件下,氦流量增加意味着消耗的氢气流量增加,因此发动机比冲呈现下降趋势。

2)kHX4a从-4%增加至4%时,比冲从2.81%降低至-2.71%,单位推力从-1.27%增加至1.05%。主要原因在于:kHX4a增加意味着在空气流量、氦气流量保证不变的前提下,发动机消耗的氢气流量增加,因此换热器HX4a中氦气出口温度降低,并导致后续流路中的氦气温度整体降低,最终的影响是氦气进入预冷器的温度降低,氦气冷却能力增强,可以将空气预冷至更低温度,在同样的功率消耗下空气压气机增压比增加,燃烧室压力变高,因此发动机单位推力增加;由于氢流量的增加,发动机比冲降低。

根据本节分析,热容比增加对比冲提升和单位推力降低均有明显影响,方案优化设计过程中应结合发动机性能需求和系统循环平衡要求选择合适的取值。

2.2 涡轮机械等熵效率

PATR发动机中,涡轮机械包括空气压气机C、氦涡轮T1、氦压气机S、氢涡轮TH。保证其他输入参数不变,改变空气压气机效率ηC、氦涡轮效率ηT1、氦压气机效率ηS、氢涡轮效率ηTH,系统性能参数变化趋势如图4所示。

图4 涡轮机械等熵效率对性能影响Fig.4 Effect of turbine isentropic efficiency on performance

根据图4可以看出,ηC、ηT1增加对系统性能有一定影响,ηS、ηTH增加对系统性能基本无影响。

1)ηC从-4%增加至4%时,比冲从-0.47%增加至0.51%,单位推力从-0.46%增加至0.49%。主要原因在于:在空气压气机入口温度、消耗功率等其余参数保持恒定的条件下,ηC增加意味着空气压气机的增压比增高,燃烧室压力变高,因此发动机单位推力增加;同时由于氢气流量不变,因此发动机比冲也呈增加趋势。

2)ηT1从-4%增加至4%时,比冲从-0.65%增加至0.67%,单位推力从-0.57%增加至0.59%。主要原因在于:在其余参数保持恒定的条件下,ηT1增加意味着涡轮膨胀输出功增加,同时涡轮出口氦气温度降低,并在经过循环流动后使得进入预冷器的氦气温度降低,将空气预冷至更低温度,最终使得空气压气机增压比增高,燃烧室压力变高,发动机单位推力增加;同时由于氢气流量基本不变,因此发动机比冲也呈增加趋势。

3)ηS、ηTH变化时,对系统性能基本不会产生影响。主要原因在于:ηS增加时,氦压气机压缩后的氦气温度略有降低,并且压缩过程消耗的功率降低,氢涡轮膨胀做功导致的温降变小,进入氢氦回热器HX5的氢气温度升高,反而使得经HX5换热后的氦气出口温度升高,多路氦气掺混后温度变化相互抵消,最终对空气流路的参数和系统性能几乎不会产生影响。ηTH增加时主要影响几组氢涡轮的膨胀比,氢路温度变化较小,对系统性能基本不会产生影响。

根据本节分析,空气压气机效率ηC、氦涡轮效率ηT1增加对比冲和单位推力提升均有一定影响,优化设计过程中在组件设计能力允许的前提下取值应尽可能高。氦压气机效率ηS、氢涡轮效率ηTH增加对系统性能基本无影响,优化设计过程中可以适当降低取值以降低组件设计难度。

2.3 换热有效度

PATR发动机中包含多组换热器,选择高温预冷器HX1、低温预冷器HX2、氢氦回热器HX4a和HX5,氦氦回热器HX4b进行换热有效度影响分析,保证其他输入参数不变,改变上述换热器的换热有效度,系统性能参数变化趋势如图5所示。

图5 换热有效度对性能影响Fig.5 Effect of heat exchanger efficiency on performance

根据图5可以看出,各换热器换热有效度增加对系统性能有一定影响。

1)εHX1从-4%增加至4%时比冲从-0.21%增加至0.21%,单位推力从-0.24%增加至0.25%;εHX2从-4%增加至4%时比冲从-0.16%增加至0.21%,单位推力从-0.17%增加至0.22%。主要原因在于:εHX1、εHX2增加后高温预冷器中空气与氦气的热量交换更加充分,氦气从空气中吸收的热量增加,进入氦涡轮膨胀做功能力增强,同时空气进入压气机的温度降低,二者综合影响使得空气压气机增压比增加,因此发动机单位推力增加;由于其余参数不变,氢气流量未受影响,因此发动机比冲也呈增加趋势。

2)εHX4a从-4%增加至4%时,比冲从0.11%降低至-0.05%,单位推力从-0.05%增加至0.04%。主要原因在于:εHX4a增加后氢氦回热器HX4a中氢气与氦气的换热更加充分,氦气出口温度降低,相当于提升了后续各组氦氦回热器冷侧介质的冷却能力,受此影响流经HX4a、HX4b、HX4c支路的氦气进入氦压气机的温度均有明显降低,氦压气机压缩消耗的功率下降,氢气在氢涡轮中膨胀做功导致的温降减小,同时εHX4a增加还会使得进入氢涡轮膨胀做功前的氢气温度升高,因此最终进入氢氦回热器HX5的氢气温度升高,对应的流经HX5支路的氦气进入氦压气机的温度升高,掺混平衡后,进入预冷器的氦气温度变化较小,对空气路参数几乎无影响,最终发动机单位推力仅有小幅的变化。εHX4a增加会对氢路参数有明显的影响,如前文所述由于氦压气机功率降低,各组氢涡轮的落压比显著降低,因此需要的氢泵扬程降低,进而导致液氢在泵出口的物性参数发生一定变化,为了保证热容比kHX4a不变,相应的液氢流量略有增加,最终导致发动机比冲呈小幅降低趋势。

3)εHX4b从-4%增加至4%时,比冲从-0.19%增加至0.24%,单位推力从-0.10%增加至0.15%。主要原因在于:与εHX4a增加后的影响相似,εHX4b的增加也对下游组件产生了同样趋势的影响,不同之处在于εHX4b变化不会影响进入氢涡轮膨胀做功前的氢气温度,使得HX4b、HX4c处对应的氦压气机温度降幅大于HX5处对应的氦压气机温度增幅,最终的影响就是进入预冷器的氦气温度略有降低,可以将空气预冷至更低温度,在同样的功率消耗下压气机增压比增加,发动机单位推力提升,同时由于氢气流量基本不变,发动机比冲也呈增加趋势。

4)εHX5从-4%增加至4%时,比冲从-0.20%增加至0.23%,单位推力从-0.11%增加至0.13%。主要原因在于:εHX5增加后氢氦回热器HX5中氢气与氦气的换热更加充分,对应的流经HX5支路的氦气进入氦压气机的温度降低,并使得最终进入预冷器的氦气温度降低,可以将空气预冷至更低温度,在同样的功率消耗下压气机增压比增加,发动机单位推力提升,同时由于氢气流量基本不变,发动机比冲也呈增加趋势。

根据本节分析,高温预冷器HX1、低温预冷器HX2、氢氦回热器HX5、氦氦回热器HX4b换热有效度增加对比冲和单位推力提升均有一定影响,优化设计过程中在组件设计能力允许的前提下取值应尽可能高。氢氦回热器HX4a换热有效度增加对比冲提升和单位推力降低有一定影响,方案优化设计过程中,应结合发动机性能需求和系统循环平衡要求选择合适的取值。

2.4 换热器总压恢复系数

PATR发动机中包含多组换热器,选择高温预冷器HX1、低温预冷器HX2、氢氦回热器HX4a和HX5,氦氦回热器HX4b进行总压恢复系数影响分析,保证其他输入参数不变,改变上述换热器的总压恢复系数,系统性能参数变化趋势如图6所示。

图6 总压恢复系数对性能影响Fig.6 Effect of pressure recovery coefficient on performance

根据图6可以看出,HX1热侧总压恢复系数σh,HX1、HX2热侧总压恢复系数σh,HX2增加对系统性能有一定影响,其余换热器总压恢复系数增加对系统性能基本无影响。

1)σh,HX1从-4%增加至4%时比冲从-0.47%增加至0.48%,单位推力从-0.46%增加至0.46%;σh,HX2从-4%增加至4%时比冲从-0.48%增加至0.48%,单位推力从-0.46%增加至0.46%。主要原因在于:预冷器空气侧总压恢复系数增加,进入压气机的空气总压等比例增加,经压比增益后总压增幅放大,最终使得燃烧室压力明显变高,发动机单位推力增加;同时由于氢气流量等其余参数保持不变,因此发动机比冲也呈相等幅度的增加趋势。

2)图6中其余的换热器总压恢复系数变化对系统性能基本不产生影响。其中氦气侧总压恢复系数增加后,主要影响是对应流路的氦压气机增压要求降低,增压消耗的功率降低,相应的氢涡轮膨胀比降低,氢泵扬程要求降低。氢气侧总压恢复系数增加后,主要影响是氢泵的扬程要求降低。

根据本节分析,HX1热侧总压恢复系数σh,HX1、HX2热侧总压恢复系数σh,HX2增加对比冲和单位推力提升均有一定影响,换热器设计中应保证设计值尽可能高。其余换热器总压恢复系数对系统性能影响较小,优化设计过程中可以适当降低取值以降低组件设计难度。

2.5 小结

本节分析了PATR发动机中的主要输入对于性能的影响,可以看出低温预冷器HX2的热容比kHX2、氢氦回热器HX4a处的热容比kHX4a直接决定了各路介质的流量比值,对于发动机性能影响最为显著。空气压气机效率ηC、氦涡轮效率ηT1、HX1热侧总压恢复系数σh,HX1、HX2热侧总压恢复系数σh,HX2直接影响着空气流路的状态参数,参数提升都可以转化为空气压气机压比的增益,并最终转化为喷管膨胀比的增加,对发动机性能参数有明显影响。在发动机性能优化提升过程中,可以重点考虑上述参数的选择。

其余输入参数增加对发动机性能影响相对较小,但是对于氦路、氢路的参数匹配与组件设计难度的平衡有决定性的作用,尤其是对于氦压气机增压比、氢涡轮落压比、氢泵扬程等参数的选取有显著影响。选取过程中应重点参考关联组件的工程设计难度。

3 发动机工作特性分析

根据前文确定PATR发动机各输入参数取值,开展发动机在不同工况下的参数匹配,完成发动机弹道特性、高度特性、转速特性的仿真计算与变化规律分析。

3.1 弹道特性

参考REL公司公布的SKYLON飞行弹道开展计算分析,并与SABRE发动机的变化规律进行对比,计算结果如图7所示。

图7 PATR发动机弹道特性Fig.7 Trajectory characteristics of PATR engine

根据图7可以看出:随着飞行速度增加,比冲相对值在0～1Ma范围内由1降低至0.91,在1～2Ma时比冲相对值跳跃式增加至1.03,之后随着飞行速度增加比冲继续呈降低趋势,在4～5Ma时比冲降幅增大,5Ma比冲相对值为0.64;单位推力相对值在0～1Ma范围内由1降低至0.89,在1～2Ma时突降至0.37,之后随着飞行速度增加先降低后增加,5Ma比冲相对值为0.48。性能参数在1～2Ma、4～5Ma范围内的跳跃式的变化主要是由于外涵冲压流路的启动和关闭导致。PATR发动机中,在0～1Ma范围内,比冲、单位推力均呈相同的降低趋势,与航空发动机、ATR发动机相比单位推力和比冲的变化趋势具有独特性。主要原因在于PATR发动机中氢气流量变化趋势不仅与涡轮机功率相关,同时也受到闭式氦循环工作特性、空气预冷换热平衡、氢氦换热平衡等多处约束的影响,在来流条件、转速等参数变化后,涡轮机特性变化导致的推力变化幅度较大,而氢气流量变化幅度较小,因此比冲变化趋势更接近于推力而非氢气流量,该特点在后文高度特性、转速特性分析中也有多次体现。

将PATR弹道特性与SABRE3、SABRE4进行对比,其中SABRE3比冲、单位推力来源于REL公司公布的参数,SABRE4比冲来源于文献[11](未找到SABRE4单位推力数据)。PATR发动机比冲变化趋势与SABRE3、SABRE4相似,但是变化幅度明显小于SABRE3、SABRE4;单位推力总体变化趋势与SABRE3相似,主要区别在于SABRE3单位推力在0.5Ma时即产生突降,可以推测其在0.5Ma时外涵冲压流路已经开始工作,与PATR外涵冲压流路启动区间存在差异。图7中为便于对比将数值进行了无量纲处理,实际结果中在0～5Ma的工作范围内,PATR平均比冲为4 735 s、平均单位推力为909 N·s/kg,SABRE3平均比冲为2 462 s、平均单位推力为865 N·s/kg,SABRE4平均比冲为4 394 s,PATR发动机在性能方面具有明显优势。

3.2 高度特性

在弹道的基础上,改变各马赫数对应的飞行高度,分析PATR发动机高度特性,计算结果如图8所示。

根据图8可以看出,各马赫数下增加飞行高度会使得比冲下降,单位推力增加。比冲降低的原因为:高度增加后环境静压及飞行动压降低,内涵流路、外涵流路关键特征截面上的空气密度降低,相同条件下空气流量减少,发动机产生的推力降低;由于压气机空气流量减少,因此压气机消耗的功率降低,相对应的氦涡轮中的氦气流量减少,并最终使得氢气消耗量减少;其中,推力降低趋势明显大于比冲趋势,以0Ma为例,高度每增加1 km,推力平均降低7.8%,氢流量仅降低2.1%,因此二者综合后比冲呈降低趋势。单位推力增加是由于压气机前温度降低,使得相同转速下的压气机增压比提升,压气机前温度降低的影响因素为:在低空域的大气对流层(h<10 km,预冷器不工作)中,进入发动机的空气温度随着高度增加后环境温度的下降而降低;在高速高空区域(h≥10 km,预冷器开始工作),高度增加后空气密度下降,空气压气机流量减小、功率降低,所对应的氦涡轮落压比降低,闭式氦循环中需要补偿的增压比也成比例降低,氦气增压过程造成的温升下降,意味着最终进入预冷器的氦气温度更低,经预冷器换热后进入压气机的空气温度降低。

3.3 转速特性

PATR发动机涡轮机转速变化特性如图9所示,各转速下发动机沿弹道点的工作特性变化趋势基本一致,转速变化后的工作特性在各马赫数下呈不同趋势。

图9 PATR发动机转速特性Fig.9 Speed characteristics of PATR engine

在0～1Ma工作范围内,发动机外涵冲压流路尚未启动,发动机推力全部由内涵涡轮流路提供,当涡轮机转速从100%降低至80%时,发动机比冲、单位推力均呈降低趋势且降幅明显。以0Ma为例,比冲无量纲值从1降低至0.62,单位推力无量纲值从1降低至0.80。单位推力变化趋势与涡喷发动机相似,主要是由于涡轮机转速降低后压气机增压比降低导致。比冲变化趋势则与涡喷发动机存在明显差异,主要原因在于PATR发动机中氢气流量变化趋势不仅与涡轮机功率相关,同时也受到闭式氦循环工作特性、空气预冷换热平衡、氢氦换热平衡等多处约束的影响,涡轮机转速变化导致的氢气流量变化幅度远小于涡喷发动机燃油流量变化幅度,因此在涡轮机转速降低后,推力降幅较大而氢气流量降幅较小,使得比冲呈大幅度降低趋势,例如地面工况下,转速下降20%,推力下降约20%但比冲下降约40%。

在2～4Ma工作范围内,发动机外涵冲压流路启动,发动机推力由内涵涡轮流路、外涵冲压流路共同提供,当涡轮机转速从100%降低至80%时,发动机比冲、单位推力均呈降低趋势但降幅较小。以3Ma为例,比冲无量纲值从0.92降低至0.88,单位推力无量纲值从0.28降低至0.25。涡轮机转速降低后,流经涡轮流路的空气流量和分配至涡轮流路燃烧的氢气流量减小,而进入外涵冲压流路的空气流量和氢气流量增加,因此涡轮流路产生的推力降低、外涵冲压流路产生的推力反而增加,二者互相抵消后削弱了涡轮机转速对发动机工作特性的影响。

在4～5Ma时,发动机外涵冲压流路关闭,发动机推力由内涵涡轮流路提供,涡轮机转速从100%降低至80%时,发动机比冲、单位推力均呈降低趋势且降幅明显。以5Ma为例,比冲无量纲值从0.57降低至0.37,单位推力无量纲值从0.52降低至0.21,工作特性变化的原因与0～1Ma工作范围一致。

4 结论

PATR发动机是2014年针对水平起降天地往返运输系统的动力需求提出的创新动力方案,采取了双模态推力室解耦、降低压气机增压比,并采用推力室再生冷却通道加热氦气等措施提升方案的工程可行性,率先进行了空气适度冷却的思路探索,进而对PATR发动机热力循环进行了优化。本文在此基础上对其参数特性进行了计算分析,主要得出以下结论。

1)在PATR发动机设计点的关键输入参数中,热容比对于发动机性能影响最为显著。kHX2从-4%增加至4%时,比冲降低4.71%,单位推力增加3.12%;kHX4a从-4%增加至4%时,比冲降低5.52%,单位推力增加2.32%。空气压气机和氦涡轮等熵效率、预冷器空气侧总压恢复系数对发动机性能参数也有明显影响。ηC从-4%增加至4%时,比冲增加0.98%,单位推力增加0.95%;ηT1从-4%增加至4%时,比冲增加1.32%,单位推力增加1.16%;σh,HX1从-4%增加至4%时比冲增加0.95%,单位推力增加0.92%;σh,HX2从-4%增加至4%时比冲增加0.96%,单位推力增加0.92%。文中所列其余输入参数对发动机性能影响相对较小。

2)在PATR发动机沿弹道飞行过程中,随着飞行马赫数增加,PATR发动机比冲总体呈下降趋势,单位推力在外涵开始工作时会产生跳跃式下降,之后基本保持不变。性能相对变化趋势与SABRE3、SABRE4相似,性能绝对值具有明显优势。

3)飞行高度增加会使发动机比冲升高,单位推力降低;转速降低后发动机比冲和单位推力均会降低,并且内涵涡轮流路、外涵冲压流路共同工作时的降幅明显小于内涵单独工作时的降幅。

4)PATR发动机中氢气流量变化趋势受到闭式氦循环工作特性、空气预冷换热平衡、氢氦换热平衡等多处约束的影响,因此在飞行工况、转速等参数改变后,涡轮机特性变化导致的推力变化幅度较大,而氢气流量变化幅度较小,二者综合后导致PATR发动机的比冲性能与航空发动机、ATR发动机等其他典型涡轮发动机相比,具有独有的变化特性。