加力式空氣渦輪火箭發(fā)動機特性研究①

潘宏亮,林彬彬,劉 洋

(1.西北工業(yè)大學固體火箭發(fā)動機燃燒、流動與熱結構國家級重點實驗室,西安 710072;2.西北工業(yè)大學航海學院,西安 710072)

0 引言

空氣渦輪火箭發(fā)動機(Air turbo rocket,ART)是一種組合循環(huán)熱力發(fā)動機,利用固體或液體火箭推進劑燃氣發(fā)生器產生的富燃氣驅動渦輪,使空氣經(jīng)渦輪驅動的壓氣機吸入后與渦輪出口的富燃氣進行二次燃燒,經(jīng)噴管產生推力。由于具有比渦輪發(fā)動機和沖壓發(fā)動機寬的飛行包線,經(jīng)濟性優(yōu)于火箭發(fā)動機,美國率先開展了ATR發(fā)動機探索研究,進行了地面熱試驗和飛行試驗[1-4]。近年來,日本開展了以ATR為基礎的預冷卻膨脹循環(huán)發(fā)動機(ATREX)的研究,進行了多次地面熱試車試驗[5-6]。可見,ATR發(fā)動機應用前景誘人。近幾年,國內也興起了ATR發(fā)動機概念及關鍵技術研究,相關報道包括應用現(xiàn)狀與前景分析[7]、建模與特性研究等[8-11]。ATR性能不僅取決于發(fā)動機工作參數(shù),也需對工作參數(shù)匹配,以保證發(fā)動機工作過程中不超溫,安全可靠[10]。

實際上,ATR發(fā)動機的加力模式可提高發(fā)動機推力,發(fā)動機性能與調節(jié)方式有關[12],但相關可行性研究明顯不足。根據(jù)需要,在補燃室噴入燃料,類似航空發(fā)動機加力模式,可增加ATR發(fā)動機的推力輸出,提高飛行器的機動性能。此外,與純粹的沖壓發(fā)動機特別是含硼推進劑固沖發(fā)動機相比,由于壓氣機的增壓作用,可提高高空條件下含硼推進劑燃燒效率,增大發(fā)動機的工作高度,拓展飛行包線。

基于提高發(fā)動機機動性與拓展飛行包線的應用背景需求,文中初步分析了加力式ATR發(fā)動機特性,建立了其總體性能模型,考慮了變比熱影響。通過數(shù)值仿真,在較寬的推進劑配比范圍內研究了加力式ATR發(fā)動機性能變化規(guī)律,以獲得燃氣發(fā)生器和加力推進劑配方、發(fā)動機工作參數(shù)選擇的一般原則,并對加力式ATR發(fā)動機應用可行性進行了評價。

1 ATR非線性氣動熱力模型

1.1 發(fā)動機構型

加力式ATR發(fā)動機構形及截面位置編號[12]如圖1所示。進氣道吸入空氣全部通過壓氣機(C),壓氣機由渦輪(T)驅動。推進劑有2個供入途徑:渦輪燃氣發(fā)生器(GG)和補燃室(AB)輸入加力推進劑,對于固體推進劑,可安置加力燃氣發(fā)生器。前者驅動渦輪,后者在發(fā)動機需加大推力時啟動或加大流量。

該發(fā)動機特點如下:

(1)吸入空氣全部通過壓氣機,進氣道結構相對簡化且設計方法成熟;

(2)渦輪燃氣發(fā)生器燃溫控制在渦輪葉片材料可承受范圍,無需冷卻,結構簡化;加力(燃氣發(fā)生器)推進劑熱值高、流量可控,可獲得可變的、高性能的發(fā)動機特性;

(3)工程上已可實現(xiàn)燃氣節(jié)流閥調節(jié)固體燃氣發(fā)生器的燃氣流量。

圖1 液氫液氧加力ATR構型Fig.1 LH/LOX air-turbo rocket schematic diagram

1.2 推進劑類型與性能

為充分了解加力式ATR發(fā)動機性能,采用可變配比的液體推進劑為研究對象。液態(tài)C-H燃料為辛烯C8H16,熱值為43 000 kJ/kg,C8H16與液氧O2的當量氧燃比為3.428。渦驅燃氣發(fā)生器和加力推進劑(或加力發(fā)生器)均采用此種推進劑,化學式為C8H16O2(3.5g11)和C8H16O2(3.5g31),氧燃比分別為g11和g31。在16.5MPa下,氧燃比為0.5～5.4時,等壓絕熱燃燒溫度為1 243～3 624 K,對應當量氧燃比時為3 853 K;氧燃比大于3后,等壓絕熱燃燒溫度隨氧燃比變化減緩。

1.3 簡化假設、約束條件與模型求解

與渦輪燃氣發(fā)動機相似,在理論分析研究階段,可采用壓氣機、渦輪等部件通用特性建立ATR發(fā)動機總體性能模型。選定發(fā)動機控制方案,給定飛行條件和發(fā)動機工作狀態(tài)后,由部件共同工作條件確定發(fā)動機共同工作點,計算出各主要截面氣流參數(shù)和發(fā)動機性能參數(shù)。

假設:

(1)渦輪燃氣發(fā)生器與主燃燒室燃氣處于熱化學平衡,渦輪與噴管燃氣流為化學凍結流;

(2)每個部件內氣流是一維定常流動;

(3)采用變比熱容計算,即空氣流經(jīng)進氣道、壓氣機和燃氣流經(jīng)渦輪和噴管時,考慮熱物性參數(shù)比熱容和比熱容比隨溫度的變化;

(4)認為燃氣發(fā)生器內壓力溫度與渦輪入口參數(shù)相同。

根據(jù)發(fā)動機共同工作條件,有:

(1)氣流質量流量平衡:渦輪燃氣發(fā)生器流量等于渦輪燃氣流量;尾噴管燃氣流量等于壓氣機吸入空氣流量、渦輪燃氣流量及加力推進劑燃氣流量之和;

(2)渦輪與壓氣機出口靜壓相等;

(3)渦輪與壓氣機物理轉速相同;

(4)渦輪與壓氣機功率平衡。

燃氣發(fā)生器與補燃室熱力計算模式:在壓力、參與反應各組元的質量比一定時,采用最小自由能法求解發(fā)生器與主燃燒室的化學熱力平衡組分,通過能量守恒迭代求解絕熱燃溫,并計算出比熱容、比熱容比及氣體常數(shù)等熱物性參數(shù)。渦驅燃氣發(fā)生器燃燒劑與氧化劑組元質量比為1∶g11壓力取為壓氣機出口總壓乘以渦輪落壓比;補燃室內渦驅燃氣、空氣及噴入加力推進劑組元質量比為Wg3∶Wa1∶Wg5(Wg5為獨立參量)。補燃室壓力等于壓氣機出口總壓的95%。由于壓力參數(shù)對等壓絕熱熱力計算影響不大,如此處理不會對發(fā)生器和補燃室熱力計算產生太大的影響。補燃室熱力計算中,考慮了參與燃燒的空氣與渦驅燃氣各自在進氣道、壓氣機、渦輪中的焓值變化,但不考慮補燃室燃燒特性變化,燃燒效率假設為100%;

在壓氣機和渦輪狀態(tài)確定后,Wg3、Wa1、渦輪落壓比Prt和壓氣機出口壓力P2便確定了,發(fā)生器和主燃燒室熱力計算可解。因此,求解ATR發(fā)動機非設計點要先確定壓氣機和渦輪的工作狀態(tài)和共同工作點。對調節(jié)計劃為相對轉速不變的ATR發(fā)動機而言,只需選取壓氣機增壓比和渦輪落壓比為獨立變量,發(fā)動機全部部件工作狀態(tài)就可確定。按文獻[13]方法,進氣道按美標準進氣道算法,總壓恢復系數(shù)考慮Ma影響;壓氣機、渦輪、噴管特性取文獻[13]通用特性線數(shù)據(jù)。

ATR性能模型依然具有渦輪發(fā)動機氣動熱力模型的高度非線性特征。根據(jù)流量守恒、壓力平衡等約束條件建立方程組,進行迭代求解發(fā)動機非設計點參數(shù)。詳細建模與仿真過程參見文獻[11]。

ATR發(fā)動機推力FN、比推力Fns和比沖Isp:

式中 Wa1、Wg3和Wg5分別為壓氣機吸入空氣流率、驅動渦輪的燃氣流率和加力推進劑流率;ce與c0分別為噴管排氣速度和空氣流入進氣道速度;Ae和pe為噴管出口截面的面積和靜壓強;p0為環(huán)境大氣壓力。

文中以大、小寫區(qū)別截面壓力與溫度的總參數(shù)和靜參數(shù)。

定義空燃比α為空氣流率與渦驅燃氣發(fā)生器流率之比;g21為加力推進劑流率與渦驅燃氣發(fā)生器流率之比,則比沖和比推力為

進行ATR發(fā)動機設計點熱力計算時,需給定飛行條件和大氣條件,并預計發(fā)動機各部件效率和損失系數(shù),獨立的ATR發(fā)動機工作過程參數(shù)包括壓氣機增壓比、渦輪落壓比、渦驅燃氣發(fā)生器氧燃比及加力推進劑氧燃比與流率比,并給定壓氣機相對轉速、空氣相對折合流量、渦輪流量函數(shù)、渦輪折合轉速等。原則上,ATR發(fā)動機設計點氣動熱力計算可直接沿發(fā)動機流程求解,無需迭代,文中按非設計點計算程序運行,從而考慮了變比熱影響。

無論飛行高度、Ma、壓氣機相對轉速、渦輪燃氣發(fā)生器氧燃比、加力推進劑氧燃比和流率比參數(shù)中任何一個或多個參數(shù)數(shù)值不同于上述設計點參數(shù)之值,該工況都成為非設計點狀態(tài),則模型需采用迭代法求解非線性方程組。

2 結果與討論

2.1 設計點發(fā)動機性能

取標準大氣,飛行條件為25 km、Ma=3.7,壓氣機相對轉速100%,燃氣在尾噴管完全膨脹,噴管為拉瓦爾噴管結構。

設計點參數(shù)選取受以下幾個條件限制:壓氣機入口溫度小于1 000 K,渦輪入口溫度小于1 450 K,發(fā)生器壓力小于20 MPa。

2.1.1 無加力ATR性能影響因素

在固定的壓氣機與渦輪工作點上,改變燃氣發(fā)生器的推進劑氧燃比,研究無加力情況下發(fā)動機的性能,結果如圖2所示。無加力推進劑噴入時,就C8H16O2(3.5g11)推進劑而言,氧燃比g11在0.4～1.2之間時,渦輪燃氣發(fā)生器產生富燃燃氣,絕熱燃溫隨著氧燃比增大而增加,滿足壓氣機功率需求的渦驅燃氣流量隨氧燃比增大而減小,并與壓氣機增壓比、渦輪落壓比大小有關(圖2(a)實線),渦輪落壓比增大,則渦驅燃氣流量減小,但壓氣機增壓比增加,渦驅燃氣流量有較大增加;在補燃室二次燃燒時,余氧系數(shù)(實際空氣量/理論空氣量)呈現(xiàn)圖2(a)虛線所示變化,二次燃燒或貧氧或富氧,絕熱燃溫產生圖2(b)所示變化。圖2(c)、(d)列出了燃氣經(jīng)噴管完全膨脹所產生的比推力及比沖的變化曲線。比推力與比沖的變化趨勢是排氣速度與排氣流率變化的綜合結果。顯然,其他參數(shù)相同時,壓氣機增壓比高低對發(fā)動機性能影響較大?？偟膩碚f,無加力發(fā)動機比推力和比沖變化與渦驅燃氣發(fā)生器推進劑氧燃比、壓氣機與渦輪工作點取值情況有關,說明ATR發(fā)動機設計點參數(shù)需匹配,以獲得所需的推力與比沖性能。

2.1.2 有加力ATR性能影響因素

圖3(a)是g31=2.6、g21=1.0的加力推進劑噴入補燃室的發(fā)動機比沖與比推力隨氧燃比g11和壓氣機與渦輪壓力比Prf、Prt變化曲線。可見,有加力的ATR發(fā)動機性能隨g11和壓力比的變化情況與無加力ATR發(fā)動機相同,但比推力增高而比沖降低。設計點上的加力推進劑只是影響二次燃燒過程,與無加力發(fā)動機相比,雖然噴入與渦驅燃氣流率相等的加力推進劑使得補燃室余氧系數(shù)降低(圖3(b)虛線),但加力推進劑帶入的焓值提高了補燃室絕熱燃溫(圖3(b)實線);且因排氣流率增加,加力ATR發(fā)動機比推力增大而比沖下降。同樣,其設計點參數(shù)也需匹配,以獲得所需的推力與比沖性能。

圖2 無加力發(fā)動機性能影響因素Fig.2 Effects of design parameters on ATR in drymode

圖3 有加力發(fā)動機性能影響因素Fig.3 Effects of design parameters on ATR in augmented mode

2.1.3 加力推進劑特性對發(fā)動機性能影響

上述結果表明,有無加力時,渦驅燃氣發(fā)生器推進劑氧燃比為0.7～1是可取的,發(fā)動機比推力與比沖都能兼顧,渦輪葉片工作溫度也合適。因此,取g11=0.8,壓氣機與渦輪落壓壓力比分別為2.5和36,設計點其他參數(shù)不變,研究了加力推進劑氧燃比和流率大小對發(fā)動機性能的影響。

由圖4可見,加力流量越大,則比推力越高、相應比沖越低;增大氧燃比g31有助于提高比推力和比沖數(shù)值,但g31＞2后,盡管余氧系數(shù)繼續(xù)變化,但二次燃燒絕熱燃溫、比推力和比沖變化很小,這與C8H16+O2推進劑在氧燃比大于一定值以后,等壓絕熱燃溫變化減緩的特性有關(見1.2節(jié))。

2.2 非設計點性能

分別對設計點有無加力的發(fā)動機噴入加力推進劑,計算了發(fā)動機性能和截面工作參數(shù)。設計點上飛行條件為20 km,Ma=3.5,標準大氣環(huán)境;壓氣機相對轉速為100%;C8H16+液氧O2推進劑氧燃比g11=0.6、g31=2.2;增壓比為2.5、落壓比為20。表1中,序號1-1設計點無加力,2-1設計點有加力,g21=0.6。以序號1-1參數(shù)為設計點,序號1-2的非設計點加力流率比g21=0.4;以序號2-1參數(shù)為設計點,序號2-1～序號2-4非設計點加力流率比g21分別為1.0、0.2、0(即關閉加力)。非設計點上其他參數(shù)如飛行高度、Ma、壓氣機相對轉速、推進劑氧燃比g11、g31保持為設計點上對應值不變。

表1相應計算結果表明,設計點與非設計點上,因氧燃比g11、g31不變,渦驅發(fā)生器及加力發(fā)生器絕熱燃溫僅隨其工作壓力不同發(fā)生微量變化;在尾噴管喉徑不變的情況下,因加力流量增大(序號1-2、2-2),補燃室壓力提高,使得渦輪落壓比降低,滿足壓氣機功率需求的渦驅燃氣流量需增加;同時補燃室壓力提高,使得壓氣機工作點移動,壓氣機壓力比增加而空氣流量降低;空氣與燃氣流量變化的結果,使補燃室絕熱燃溫增加;總排氣流量與排氣速度均增加;發(fā)動機性能表現(xiàn)為推力增加、比沖減小。減小加力流量(序號2-3與2-4)時,發(fā)動機參數(shù)變化情況可類似分析。

以設計點為基點,表1后2列出了發(fā)動機性能變化率。可見,調節(jié)加力流量可有效改變推力大小。應指出的是增加加力流量所致的推力增益,伴隨有較大的比沖降低,如果飛行器高機動飛行時間有限,在整個工作時間段內,比沖損失的效應應該不大。另外,表1結果顯示,有加力的2-1設計點的比沖比無加力的1-1設計點比沖低16.6%,但推力高33.6%。因此,設計點上是否采用加力、非設計點上加力流率比多大,需根據(jù)具體飛行任務與性能需求而定,存在性能優(yōu)化的必要。

2.3 調節(jié)與控制

表1的非設計點上,發(fā)動機調節(jié)計劃為相對轉速不變,且尾噴管喉部面積不變。當加力流量改變時,渦驅發(fā)生器流量也相應改變了?？梢?為獲得所需的發(fā)動機性能,加力式ATR發(fā)動機需對渦驅發(fā)生器和加力發(fā)生器進行雙重流量調節(jié),是雙變量控制問題。液體推進劑的流量調節(jié)易實施,采用燃氣節(jié)流方式的固體推進劑燃氣流量調節(jié),目前在工程上已可實現(xiàn)。

圖4 加力推進劑氧燃比對發(fā)動機性能影響Fig.4 Effects of O/F ratio of propellants supplied to afterburner on ATR

表1 有無加力設計點與非設計點性能與工作參數(shù)Table 1 Performance of ATR in dry-and augmented mode at design-and off-design point

3 結束語

建立了加力式ATR發(fā)動機總體性能模型,通過設計點與非設計點性能仿真,在較寬的推進劑配比、發(fā)動機工作參數(shù)范圍內,研究了加力式ATR發(fā)動機性能,初步認為:

(1)加力方式可增大發(fā)動機推力輸出,發(fā)動機調節(jié)控制是可實現(xiàn)的,通過加力方式提高機動性是可行的。

(2)發(fā)動機性能受多種因素影響,與設計點部件工作參數(shù)、推進劑配比及設計點上有無加力有關,需通過總體優(yōu)化獲得理想的發(fā)動機性能。更進一步研究工作,需掌握加力式ATR發(fā)動機的速度高度特性及節(jié)流特性,以明確其飛行任務適應范圍。

(3)受渦輪葉片材料限制,渦輪燃氣發(fā)生器溫度控制在1 200～1 300 K范圍內,可選擇絕熱燃溫在1 300 K左右,燃氣平均相對分子質量小,產物固體凝相成分無或很少,且對渦輪葉片材料無強腐蝕作用的推進劑;加力推進劑可選擇熱值大、絕熱燃溫高的配方。

(4)提高渦輪落壓比、降低壓氣機增壓比,有助于增大ATR發(fā)動機比沖。用于臨近空間推進系統(tǒng)時,宜選擇低燃燒壓力推進劑,以降低壓氣機設計增壓比。

(5)后續(xù)工作應致力于獲得較為準確的補燃室燃燒特性,以有效提高模型仿真精度,在ATR原理研究、方案論證方面發(fā)揮更大作用。

[1] Thomas M E,Bossard J A,Ostrander M J.Addressing emerging tacticalmissile propulsion challenges with the solid propellant air-turbo-rocket[R].AIAA 2000-3309.

[2] Bossard JA,et al.The influence of turbomachinery characteristics on air turbo rocket engine operation[R].AIAA 2000-3308.

[3] Joshua A Clough,Mark J Lewis.Component matching for the air turbo rocket[R].AIAA 2004-3648.

[4] Sullerey R K,et al.Performance comparison of air turborocketengine with different fuel systems[R].AIAA 2003-4417.

[5] Kazuhide Mizobata,Hiroyuki Kimura,Hiromu Sugiyama.Conceptual design of flight demonstrator vehicles for the ATREX engine[R].AIAA 2003-7028

[6] Tetsuya Sato,Nobuhiro Tanatsugu,Hiroshi Hatta,et al.Development study of the Atrex engine for TSTO spacep lane[R].AIAA 2001-1893.

[7] 南向誼,王拴虎,李平.空氣渦輪火箭發(fā)動機研究的進展及展望[J].火箭推進,2008,34(6).

[8] 屠秋野,陳玉春,蘇三買,等.固體推進劑吸氣式渦輪火箭發(fā)動機的建模及特征研究[J].固體火箭技術,2006,29(5):317-319.

[9] Pan Hong-liang,Zhou Peng.Performance analysis of liquid air turbo rocket[R].AIAA 2008-0070.

[10] Pan Hong-liang,Zhou Peng.ATR performance improvement based on optimization technique on components matching[R].AIAA 2009-0717.

[11] 潘宏亮,周鵬.液體空氣渦輪火箭發(fā)動機建模與仿真研究[J].西北工業(yè)大學學報,2009,27(4).

[12] BussiG,Colasurdo G,Pastrone D.An analysis of air-turbo rocket performance[R].AIAA 93-1982.

[13] Robert W Koenig,Laurence H Fishbach.A program for calcu lating design and off-design performance for turbojet and turbofan engines[R].NASA TN D-6552,1972.