吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)流道調(diào)節(jié)的影響

柳長(zhǎng)安，李 平，張蒙正

（西安航天動(dòng)力研究所，陜西西安710100）

0 引言

隨著吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)的發(fā)展，以沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)和與沖壓技術(shù)相結(jié)合的組合發(fā)動(dòng)機(jī)為代表的發(fā)動(dòng)機(jī)持續(xù)向高空、高速域拓展工作包線，相應(yīng)的也就需要發(fā)動(dòng)機(jī)在寬?cǎi)R赫數(shù)和高度范圍內(nèi)通過(guò)流道調(diào)節(jié)來(lái)保證穩(wěn)定、高效工作。顯然，為了實(shí)現(xiàn)流道調(diào)節(jié)必須付出各種代價(jià)，例如系統(tǒng)及控制規(guī)律更加復(fù)雜、結(jié)構(gòu)尺寸/質(zhì)量增加等，在一些情況下甚至還會(huì)是得不償失。因此，在設(shè)計(jì)方案中有必要對(duì)流道調(diào)節(jié)方案進(jìn)行權(quán)衡分析，盡可能簡(jiǎn)化系統(tǒng)和減輕結(jié)構(gòu)質(zhì)量。

為了分析流道調(diào)節(jié)的影響，本文按飛行器航程指標(biāo)對(duì)以沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)為動(dòng)力的巡航導(dǎo)彈進(jìn)行了對(duì)比計(jì)算，在此基礎(chǔ)上對(duì)重要的結(jié)構(gòu)質(zhì)量環(huán)節(jié)進(jìn)行了比較，得到了流道調(diào)節(jié)與結(jié)構(gòu)質(zhì)量的影響曲線，可以為今后的研究和設(shè)計(jì)工作提供借鑒。

1 流道調(diào)節(jié)方法

1.1 進(jìn)氣道

軸對(duì)稱(chēng)進(jìn)氣道 (包括半圓形進(jìn)氣道)多采用進(jìn)氣錐調(diào)節(jié)方法對(duì)進(jìn)氣道進(jìn)行調(diào)節(jié)，而二元進(jìn)氣道多采用單側(cè)楔板調(diào)節(jié)方法對(duì)進(jìn)氣道進(jìn)行調(diào)節(jié)。另外，在飛機(jī)上還有采用輔助進(jìn)排氣門(mén)保證發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定工作的設(shè)計(jì)方案，在某些二元進(jìn)氣道方案中更采用了可調(diào)進(jìn)氣口技術(shù)調(diào)節(jié)進(jìn)氣道捕獲面積[1,2]。

1.2 噴管

塞式噴管通過(guò)塞錐軸向移動(dòng)調(diào)節(jié)噴管喉部面積，氣動(dòng)噴流噴管則采用橫向噴流控制噴管臨界面積，而航空發(fā)動(dòng)機(jī)大多通過(guò)魚(yú)鱗調(diào)節(jié)片改變噴管型面。其中航空發(fā)動(dòng)機(jī)的調(diào)節(jié)又可根據(jù)作動(dòng)方式分為調(diào)節(jié)喉部的單環(huán)調(diào)節(jié)方案和調(diào)節(jié)全噴管型面的多環(huán)調(diào)節(jié)方案[3]。

1.3 調(diào)節(jié)方案的選擇

對(duì)于采用頭錐環(huán)形進(jìn)氣道設(shè)計(jì)的巡航導(dǎo)彈/發(fā)動(dòng)機(jī)方案，采用進(jìn)氣錐調(diào)節(jié)無(wú)疑是最直接和簡(jiǎn)便的，而選用單環(huán)調(diào)節(jié)方案僅對(duì)噴管喉部面積進(jìn)行調(diào)節(jié)較為可行[4～6]。

2 流道調(diào)節(jié)影響

2.1 簡(jiǎn)化分析

為了簡(jiǎn)化分析，將流道結(jié)構(gòu)分解為多個(gè)尺寸結(jié)構(gòu)狀態(tài)，并認(rèn)為流道調(diào)節(jié)是通過(guò)多個(gè)流道結(jié)構(gòu)狀態(tài)相互轉(zhuǎn)換實(shí)現(xiàn)的，轉(zhuǎn)化過(guò)程可以瞬間完成，即流道結(jié)構(gòu)為多工位非連續(xù)調(diào)節(jié) (如果調(diào)節(jié)工位趨于無(wú)窮多則可以認(rèn)為是連續(xù)調(diào)節(jié))。

另外，根據(jù)導(dǎo)彈/沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)任務(wù)和工作方式，導(dǎo)彈/沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)首先是通過(guò)固體助推器加速到中空中速，隨后沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)接力并以大工況工作繼續(xù)加速爬升，到達(dá)巡航高度和速度后以小工況工作進(jìn)行巡航飛行。顯然，從簡(jiǎn)化系統(tǒng)的角度考慮采用兩工位調(diào)節(jié)易于實(shí)現(xiàn)，系統(tǒng)負(fù)擔(dān) (包含控制、監(jiān)測(cè)和作動(dòng)等環(huán)節(jié))較小。相應(yīng)的調(diào)節(jié)收益僅在巡航段獲得，所以本文的分析就進(jìn)一步簡(jiǎn)化為只考慮巡航段的調(diào)節(jié)影響。

2.2 不同流道參數(shù)性能

為了方便比較，選擇了幾種發(fā)動(dòng)機(jī)流道工位進(jìn)行分析，具體參數(shù)參見(jiàn)表1。

表1 發(fā)動(dòng)機(jī)流道狀態(tài)Tab.1 Status of ramjet flowpath m2

根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)性能計(jì)算方法[7～12]可以計(jì)算得到不同流道參數(shù)下的發(fā)動(dòng)機(jī)性能變化曲線，如圖1所示。其中，進(jìn)氣道喉部面積分別為0.172 m2，0.156 m2，0.141 m2，0.127 m2和 0.116 m2，尾噴管為臨界喉部狀態(tài)或是0.173 m2固定喉部狀態(tài)(忽略爬升段的限制，假設(shè)0.173 m2喉部面積對(duì)應(yīng)發(fā)動(dòng)機(jī)初始工位狀態(tài))，飛行參數(shù)均為巡航飛行高度17 km、速度3.6 Ma。

從圖1可以看出：(1)在同一進(jìn)氣道喉部面積情況下保證尾噴管喉部面積為臨界面積會(huì)使發(fā)動(dòng)機(jī)性能提高；(2)隨著進(jìn)氣道喉部面積的減小，發(fā)動(dòng)機(jī)性能有所提高。因此，變化尾噴管喉部面積并配合調(diào)節(jié)進(jìn)氣道可以有效提高發(fā)動(dòng)機(jī)的比沖和推力系數(shù)，進(jìn)而提高導(dǎo)彈飛行性能。

2.3 巡航段對(duì)比

如果在巡航段飛行時(shí)導(dǎo)彈的升阻比保持不變，則發(fā)動(dòng)機(jī)推力系數(shù)應(yīng)保持不變。以飛行高度17 km、馬赫數(shù)3.6 Ma計(jì)算，則在L/D為1.054時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)推力系數(shù)為0.545，根據(jù)上述曲線關(guān)系可以得到在不同流道參數(shù)時(shí)的燃油流量。假設(shè)導(dǎo)彈在巡航開(kāi)始時(shí)刻的總重為2000 kg，巡航末端總重為1600 kg，即巡航段可用燃油量為400 kg，根據(jù)航程經(jīng)驗(yàn)公式能夠得到相應(yīng)的巡航段航程變化情況。具體結(jié)果見(jiàn)表2。

表2 不同發(fā)動(dòng)機(jī)工況的導(dǎo)彈巡航距離Tab.2 Missile cruising distances under different ramjet conditions(H=17km，Ma=3.6，L/D=1.054)

從表2可以看出：巡航開(kāi)始后如果保持進(jìn)氣道喉部面積為0.172 m2而只調(diào)節(jié)尾噴管，則會(huì)使導(dǎo)彈巡航段航程由422 km增加到461 km，增程9.2%；如果配合進(jìn)氣道喉部面積由0.172 m2變化到0.156 m2，則可使導(dǎo)彈巡航段航程由422 km增加到482 km，增程14.2%。相應(yīng)的，如果進(jìn)氣道喉部面積由0.172 m2變化到0.141 m2，0.127 m2以及0.116 m2，則對(duì)應(yīng)增程分別為19.4%，23.7%和27.3%。

這說(shuō)明通過(guò)調(diào)節(jié)進(jìn)氣道喉部面積 (配合調(diào)節(jié)尾噴管喉部面積)可以獲得收益，但應(yīng)當(dāng)注意的是：這是在未考慮調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)增重的情況下得到的計(jì)算結(jié)果。由于飛行器結(jié)構(gòu)質(zhì)量的大小將直接關(guān)系到整個(gè)飛行器的各項(xiàng)性能指標(biāo)，而作為其中重要組成部分的發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)質(zhì)量的增減也必然會(huì)帶來(lái)飛行器性能的變化。因此，本文進(jìn)一步從結(jié)構(gòu)質(zhì)量環(huán)節(jié)進(jìn)行了影響分析。

假設(shè)采用可調(diào)流道技術(shù)會(huì)使巡航導(dǎo)彈結(jié)構(gòu)質(zhì)量增加90 kg，則為了保證導(dǎo)彈總重不變，燃油量將只有310 kg。以0.116 m2進(jìn)氣道喉部面積參數(shù)計(jì)算巡航距離則減程4%，相對(duì)于理論巡航段航程則減程25%。顯然，調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)的增重會(huì)抵消調(diào)節(jié)帶來(lái)的收益，導(dǎo)致收益減小甚至是無(wú)法獲益。

表3 考慮增重時(shí)導(dǎo)彈巡航距離變化Tab.3 Variation of missile cruising distance with extra weight caused by adjustment(H=17 km，Ma=3.6，L/D=1.054)

以同樣方法計(jì)算各流道參數(shù)、不同增重條件下的調(diào)節(jié)影響，可以得到如圖2所示的增重與增程的變化關(guān)系曲線。

數(shù)據(jù)表明在調(diào)節(jié)系統(tǒng)增重量較小的情況下采用可調(diào)進(jìn)氣道技術(shù)可以使導(dǎo)彈航程增加，但如果調(diào)節(jié)系統(tǒng)的重量超過(guò)某一閥值則通過(guò)流道調(diào)節(jié)只能得到負(fù)收益。

另一方面，不同的流道參數(shù)條件下增重閥值也有所變化，隨著流道調(diào)節(jié)范圍的增大，調(diào)節(jié)系統(tǒng)的質(zhì)量增量也可以大一些。表明在相同的增重條件下大范圍調(diào)節(jié)的效果更好一些，例如，進(jìn)氣道喉部0.156 m2、臨界噴管喉部參數(shù)條件下調(diào)節(jié)系統(tǒng)的增重閥值約44 kg左右；而進(jìn)氣道喉部0.116 m2、臨界噴管喉部參數(shù)條件下則可以放大到78 kg左右。

3 結(jié)論

本文針對(duì)吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)流道調(diào)節(jié)影響的分析表明：

1)巡航條件下不同流道參數(shù)的發(fā)動(dòng)機(jī)性能對(duì)比表明采用流道調(diào)節(jié)可以提升發(fā)動(dòng)機(jī)性能，有利于巡航飛行；

2)由于流道調(diào)節(jié)需要附加調(diào)節(jié)系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)質(zhì)量，因而導(dǎo)致調(diào)節(jié)收益隨著結(jié)構(gòu)質(zhì)量的增加而減小，甚至出現(xiàn)負(fù)收益；

3)大范圍流道調(diào)節(jié)有利于獲得較好的綜合性能。

綜合前述分析認(rèn)為：由于發(fā)動(dòng)機(jī)流道調(diào)節(jié)涉及到了飛行任務(wù)要求、飛行器特性和結(jié)構(gòu)限制等多方面因素環(huán)節(jié)，是否采用流道調(diào)節(jié)技術(shù)需要結(jié)合飛行任務(wù)要求進(jìn)行全動(dòng)力系統(tǒng)甚至是全飛行器的權(quán)衡分析，優(yōu)化系統(tǒng)參數(shù)和調(diào)節(jié)方案，以避免流道調(diào)節(jié)帶來(lái)的系統(tǒng)過(guò)度復(fù)雜或是結(jié)構(gòu)嚴(yán)重超重。

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