液體亞燃沖壓發(fā)動機性能分析研究

梁俊龍，吳寶元

（西安航天動力研究所，陜西西安710100）

0 引言

工作馬赫數(shù)在1.5～5.0的亞燃沖壓發(fā)動機具有結構簡單、質量輕、推重比高、可靠性高等優(yōu)點，其中液體亞燃沖壓發(fā)動機相對固體沖壓發(fā)動機來說比沖更高、經濟性好，射程相對較遠，更適合遠程超聲速巡航導彈，因此，在美國、俄羅斯、法國等國家得到了大力發(fā)展，其中又以整體式液體亞燃沖壓發(fā)動機研究為重點[1]。美國于1996年就開展了“FastHawk”超聲速巡航導彈的研制，其動力裝置為整體式液體亞燃沖壓發(fā)動機，導彈飛行馬赫數(shù)4.0，飛行高度24.36 km，射程可達800 km～1600 km[2]。俄羅斯的“寶石”超聲速反艦巡航導彈、法國的ASMP空射巡航導彈都采用了整體式液體亞燃沖壓發(fā)動機。

隨著巡航導彈要求的作戰(zhàn)空域和飛行速度的不斷擴大，對液體亞燃沖壓發(fā)動機的性能要求越來越高，現(xiàn)有的液體沖壓發(fā)動機已不能完全適應這種要求，亟待對沖壓發(fā)動機的性能進行分析研究，找出沖壓發(fā)動機各個關鍵組合件性能對沖壓發(fā)動機推力、比沖性能的影響程度的大小，以抓住影響發(fā)動機性能的主要因素，確定對發(fā)動機性能影響最直接的關鍵組件。

1 各組合件性能對發(fā)動機性能的影響

液體亞燃沖壓發(fā)動機主要由進氣道、燃燒室、尾噴管以及燃油供應系統(tǒng)等組成。高速氣流通過進氣道增壓后進入燃燒室，一小部分壓縮空氣用于驅動空氣渦輪，而大部分壓縮空氣進入燃燒室參與燃燒；驅動空氣渦輪的壓縮空氣經過設置在進氣道上的進氣口進入渦輪，驅動燃油泵，對渦輪做功后的空氣排出彈體；燃油泵將燃料從低壓貯箱中抽出并增壓輸送，經過供應控制系統(tǒng)中的燃油調節(jié)器和控制閥門分路供入燃燒室，與進入燃燒室的空氣進行摻混、燃燒，生成高溫燃氣經尾噴管排出產生推力[3]。

在液體亞燃沖壓發(fā)動機性能計算中，對其工作過程進行詳細的分析研究，綜合考慮了發(fā)動機進氣道、燃燒室燃燒過程、尾噴管喉部的變化以及發(fā)動機燃油調節(jié)和控制等各種因素，這些因素相互影響，相互耦合。針對沖壓發(fā)動機的工作特點，考慮了發(fā)動機各組合件相互耦合的工作過程，確定了合理的沖壓發(fā)動機性能計算方法，并編制成沖壓發(fā)動機性能計算軟件，利用該軟件計算分析了沖壓發(fā)動機性能[4-7]，從而對發(fā)動機各個組合件的性能對發(fā)動機性能的影響進行分析。

在上述液體亞燃沖壓發(fā)動機工作的過程中，進氣道、燃燒室、尾噴管以及燃油供應系統(tǒng)的性能都將對沖壓發(fā)動機的推力和比沖性能產生影響，下面分別進行分析。

1.1 進氣道

1.1.1 總壓恢復系數(shù)

總壓恢復系數(shù)是進氣道的主要性能參數(shù)之一，對于確定的結構形式和氣體壓縮方式，并且在一定的起動和設計馬赫數(shù)下設計的進氣道，總壓恢復系數(shù)的高低反映了進氣道性能的高低，甚至是進氣道設計的好壞。

圖1 進氣道總壓恢復系數(shù)對發(fā)動機性能的影響Fig.1 Effect of total-pressure recovery coefficient of intake on ramjet performance

進氣道總壓恢復系數(shù)通過影響沖壓發(fā)動機內通道壓力變化而影響發(fā)動機性能[8]?？倝夯謴拖禂?shù)越高，表明來流氣體經過壓縮后總壓損失愈小，燃燒室壓力越大，如果在進氣道總壓恢復系數(shù)升高的同時發(fā)動機尾噴管也能夠進行適當調節(jié)（減?。?，使尾噴管的出口速度增大，則發(fā)動機產生推力變大，比沖和推力系數(shù)增大。由于總壓恢復系數(shù)增大的同時，進入發(fā)動機的空氣和燃油流量并未改變，因此，比沖和推力系數(shù)的變化趨勢是一致的。從圖1可以看出，總壓恢復系數(shù)增大1%，沖壓發(fā)動機的比沖和推力系數(shù)增大約0.4%，并且從圖中可以看出，總壓恢復系數(shù)對沖壓發(fā)動機巡航點性能的影響大于接力點。

1.1.2 流量系數(shù)

進氣道流量系數(shù)是反映進氣道尤其是在設計馬赫數(shù)以下工作的進氣道的一個氣體通流特性參數(shù)。進氣道流量系數(shù)通過影響進入沖壓發(fā)動機的沖壓空氣流量而影響發(fā)動機性能。沖壓發(fā)動機通常在進氣道設計馬赫數(shù)以下進行轉級接力，流量系數(shù)小于1.0。在沖壓發(fā)動機的接力工況點，當燃燒室的余氣系數(shù)一定時，如果進氣道的流量系數(shù)增大，進入沖壓發(fā)動機的空氣流量增大，發(fā)動機性能（比沖和推力系數(shù)）增加。從圖2可以看出，對于在接力工況點工作的固定喉部的沖壓發(fā)動機，流量系數(shù)增大1%，比沖增大約0.3%，推力系數(shù)最大約1.3%。

圖2 進氣道流量系數(shù)對發(fā)動機性能的影響Fig.2 Effect of mass flow coefficient of intake on ramjet performance

1.1.3 攻角

喉部理想可調的沖壓發(fā)動機隨著導彈飛行攻角的增大，進氣道的總壓恢復系數(shù)下降，從而使尾噴管喉部變大，尾噴管出口速度降低，引起沖壓發(fā)動機性能（推力系數(shù)、比沖）降低。同時，也會導致進氣道的流量系數(shù)降低，引起導彈總進氣量的減少，導致發(fā)動機性能下降，而攻角的增大引起的導彈入口軸向沖量的減小，從而使發(fā)動機的性能增加。

喉部理想可調的沖壓發(fā)動機隨飛行攻角增大推力系數(shù)的增大與否，主要是看總進氣量減小和喉部變大引起推力系數(shù)性能下降與入口軸向沖量減小引起的推力系數(shù)增大程度。沖壓發(fā)動比沖增大與否，還與燃油流量有關，攻角增大，總進氣量減小，在余氣系數(shù)不變時，需要的燃油流量是減小的，比沖增大。因此，沖壓發(fā)動機隨攻角增大比沖的增大與否，主要取決于總進氣量減小和喉部變大引起的比沖下降與入口軸向沖量減小和燃油流量減小引起的比沖增大的程度。從圖3可看出，喉部理想可調的沖壓發(fā)動機，隨著飛行攻角的增大，發(fā)動機的比沖和推力系數(shù)性能降低。在沖壓發(fā)動機接力點，總進氣量和總壓較巡航點大，流量系數(shù)和總壓恢復系數(shù)同樣程度的下降，會引起沖壓發(fā)動機在接力點比沖和推力系數(shù)性能下降的程度大于巡航點下降的程度，如飛行攻角為8°時，對沖壓發(fā)動機巡航點的比沖基本沒有影響，接力點比沖下降約2.5%；巡航點推力系數(shù)下降約3.2%，接力點推力系數(shù)下降約5.4%。

圖3 攻角對沖壓發(fā)動機性能的影響Fig.3 Effect of attack angle on ramjet performance

1.2 燃燒室

1.2.1 燃燒效率

燃燒效率是表征燃料在燃燒室內能量釋放完全程度的一個重要性能指標，燃燒效率的高低反映了燃燒室性能的高低。在沖壓發(fā)動機特定工作工況點（如接力點、巡航點等），當燃燒室余氣系數(shù)不變時，燃燒效率通過影響燃燒室內氣流總溫、總壓變化而影響發(fā)動機性能[9,10]。在特定飛行工況條件下（高度、馬赫數(shù)、余氣系數(shù)和攻角不變），當燃燒效率增大時，燃燒后的氣流總溫、總壓升高，加熱比增大，發(fā)動機的比沖和推力系數(shù)性能增加。從圖4可以看出，燃燒效率增大1%，沖壓發(fā)動機的比沖和推力系數(shù)性能也增大約1%，并且燃燒效率對沖壓發(fā)動機巡航點的性能影響程度比接力點要大，因此，提高沖壓發(fā)動機燃燒室的燃燒效率，尤其是巡航狀態(tài)點的燃燒效率對于提高沖壓發(fā)動機的性能尤為重要。

圖4 燃燒效率對沖壓發(fā)動機性能的影響Fig.4 Effect of combustion efficiency on ramjet performance

1.2.2 總壓恢復系數(shù)

燃燒室中的壓力損失主要是由供油裝置、穩(wěn)定器等產生的流動損失及由于燃燒產生的熱損失組成。燃燒室內阻力太大，會造成來流總壓損失過大，影響發(fā)動機性能，造成推力下降，因此，燃燒室的總壓恢復系數(shù)大小直接反映了燃燒室設計的好壞，是燃燒室設計的主要性能指標之一。

沖壓發(fā)動機燃燒室總壓恢復系數(shù)也通過影響沖壓發(fā)動機內通道的壓力變化而影響發(fā)動機性能，其影響程度與進氣道的總壓恢復系數(shù)影響程度相同。燃燒室總壓恢復系數(shù)增大1%，發(fā)動機比沖或推力系數(shù)性能增大約0.4%。

1.3 尾噴管

1.3.1 沖量效率

沖壓發(fā)動機尾噴管的性能主要考慮由于氣體的粘性、尾噴管出口氣流不平行于軸線以及超聲速段激波、附面層的相互作用引起的損失，用尾噴管實際產生的沖量與理論沖量的比值，即尾噴管的沖量效率表示，它是影響沖壓發(fā)動機比沖和推力系數(shù)性能最直接的因素，對發(fā)動機性能的影響很大。從圖5可以看出，尾噴管的沖量效率增大1%，發(fā)動機的比沖和推力系數(shù)性能增大3~ 4%，并且巡航點的性能增加程度大于接力點。

圖5 噴管沖量效率對發(fā)動機性能的影響Fig.5 Effectofimpulseefficiencyofnozzleonramjetperformance

1.3.2 流量系數(shù)

尾噴管的流量系數(shù)是通過影響噴管喉部實際流通面積的大小而影響發(fā)動機性能的。

圖6 噴管流量系數(shù)對發(fā)動機性能的影響Fig.6 Effect of flow coefficient of nozzle on ramjet performance

對于尾噴管理想可調的沖壓發(fā)動機，喉部直徑大小是根據進氣道、燃燒室總壓恢復性能以及燃燒室放熱性能而實時調整的，流量系數(shù)對其沒有影響；對于固定尾噴管的沖壓發(fā)動機，如果噴管的沖量系數(shù)或總壓恢復系數(shù)性能不變，噴管流量系數(shù)減小，噴管喉部的實際流通面積減小，尾噴管的出口氣流速度增加，發(fā)動機的比沖和推力性能增加。從圖6可以看出，噴管流量系數(shù)減小1%，發(fā)動機的比沖和推力系數(shù)性能增加約0.4%。

1.4 燃油供應系統(tǒng)

1.4.1 渦輪取氣量

液體亞燃沖壓發(fā)動機通過在進氣道出口取氣，驅動渦輪，渦輪帶動燃油泵進行燃油增壓輸送，做功之后的空氣通過排氣系統(tǒng)排出彈體外。如果驅動渦輪的沖壓空氣量增大，則沖壓發(fā)動機尾噴管出口的沖量損失也增大，發(fā)動機的比沖和推力系數(shù)性能下降。從圖7可以看出，渦輪取氣量為進氣道總進氣量的1%時，沖壓發(fā)動機接力點的比沖、推力系數(shù)分別降低1.5%和2.5%；巡航點的比沖、推力系數(shù)分別降低近3%和4%。

圖7 渦輪取氣量對發(fā)動機性能的影響Fig.7 Effect of turbine gas-pickup on ramjet performance

1.4.2 渦輪與泵的效率

從上節(jié)可以看到，渦輪取氣量對發(fā)動機的性能影響很大，為了盡可能地降低渦輪的取氣量，必須提高渦輪與泵工作的效率。

從渦輪的功率計算可以知道，當渦輪功率和渦輪絕熱速度不變時，渦輪的效率與渦輪取氣量成反比；如果渦輪的工作效率提高1%，渦輪的取氣量相對原取氣量小約1%，發(fā)動機總進氣的減小量較小，對發(fā)動機的性能影響較小。

從渦輪與泵的功率平衡關系可以知道，當泵的揚程、流量以及渦輪的效率、絕熱速度不變時，泵的效率與渦輪的取氣量同樣成反比，泵的工作效率提高1%對發(fā)動機性能的影響程度與渦輪效率提高1%的影響程度相同。

2 結論

通過液體亞燃沖壓發(fā)動機進氣道、燃燒室、尾噴管以及燃油供應系統(tǒng)等各個組合件的性能對沖壓發(fā)動機比沖和推力系數(shù)性能的影響程度分析可以得到以下結論。

1） 對沖壓發(fā)動機性能影響最直接的因素是尾噴管的沖量效率，對發(fā)動機比沖和推力系數(shù)的性能影響也是最大的，沖量效率增大1%，發(fā)動機的比沖和推力系數(shù)性能增大3%~4%。對于在大空域、寬馬赫數(shù)范圍內工作的沖壓發(fā)動機，往往采用可調噴管來提高沖壓發(fā)動機比沖和推力系數(shù)性能；然而，由于可調噴管的結構復雜性，噴管氣動型面并不完全理想，會導致噴管的沖量效率降低。因此，如何提高可調噴管的沖量效率是提高沖壓發(fā)動機性能的重要有效途徑之一。

2） 驅動渦輪的進氣道出口的沖壓空氣做功后排出導彈外，會導致沖壓發(fā)動機比沖和推力系數(shù)的降低。渦輪取氣量為進氣道總進氣量的1%時，沖壓發(fā)動機接力點的比沖、推力系數(shù)分別降低1.5%和2.5%；巡航點的比沖、推力系數(shù)分別降低近3%和4%。因此，如何有效地提高渦輪與泵的效率，盡可能地降低渦輪的取氣量也是提高沖壓發(fā)動機性能研究的重要內容之一。

3）沖壓發(fā)動機燃燒室的燃燒效率增大1%，沖壓發(fā)動機的比沖和推力系數(shù)性能也增大約1%；進氣道的總壓恢復系數(shù)增大1%，沖壓發(fā)動機的比沖和推力系數(shù)增大約0.4%。因此，如何把燃燒室內噴入的燃油與沖壓空氣高效、穩(wěn)定的燃燒組織好，如何在寬馬赫數(shù)范圍內盡可能地提高進氣道的性能都是增大沖壓發(fā)動機比沖和推力系數(shù)的方法。

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