固體燃料空氣渦輪火箭發(fā)動機(jī)工作模式①

劉詩昌，何國強(qiáng)，劉 洋，李 江，楊 颯，王 偉

(西北工業(yè)大學(xué)燃燒、熱結(jié)構(gòu)與內(nèi)流場重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，西安 710072)

0 引言

現(xiàn)代軍事的發(fā)展對導(dǎo)彈武器的要求不斷提高，如遠(yuǎn)程打擊、高空高速突防、全程動力控制等，這些需求對發(fā)動機(jī)提出了更高的性能要求，如高比沖、高比推力、動力可調(diào)節(jié)、飛行范圍寬廣等。在這樣的需求下，更多新技術(shù)應(yīng)用于發(fā)動機(jī)，固發(fā)、渦噴等發(fā)動機(jī)性能不斷提高，一定程度滿足了動力的需求，但其固有局限難以突破，于是多種組合發(fā)動機(jī)應(yīng)運(yùn)而生。其中，空氣渦輪火箭(ATR)就是一種結(jié)合了渦噴和沖壓發(fā)動機(jī)特點(diǎn)的組合發(fā)動機(jī)。它不僅可針對任務(wù)特性進(jìn)行性能設(shè)計(jì)，飛行包線寬廣，且其比沖、比推力性能也都較優(yōu)，應(yīng)用前景廣闊［1］。但通過研究發(fā)現(xiàn)，驅(qū)動渦輪燃?xì)庵械哪囝w粒會破壞高速旋轉(zhuǎn)的渦輪葉片，而提高發(fā)動機(jī)性能又需使用富含固體粒子的高能推進(jìn)劑來進(jìn)行二次燃燒，這一矛盾極大限制了ATR性能的提高［2－4］。為解決這一矛盾，本文提出將原來由1股燃?xì)鈫为?dú)承擔(dān)驅(qū)渦和補(bǔ)燃功能的工作模式轉(zhuǎn)化為由2股燃?xì)夥謩e承擔(dān)驅(qū)渦和補(bǔ)燃的新型工作模式。該工作模式基本過程為壓氣機(jī)將通過沖壓和壓氣機(jī)抽吸作用對引入的空氣進(jìn)行加壓;驅(qū)動渦輪的燃?xì)獍l(fā)生器(驅(qū)渦燃?xì)獍l(fā)生器)產(chǎn)生清潔的燃?xì)?，?qū)動渦輪為壓氣機(jī)提供軸功;經(jīng)過沖壓和增壓的空氣被引入到補(bǔ)燃室中與已驅(qū)動渦輪的燃?xì)庖约傲硪粋€燃?xì)獍l(fā)生器(富燃燃?xì)獍l(fā)生器)中產(chǎn)生的富燃燃?xì)膺M(jìn)行摻混燃燒;經(jīng)過二次燃燒的燃?xì)馔ㄟ^發(fā)動機(jī)噴管膨脹做功產(chǎn)生推力。這樣既可兼顧渦輪對燃?xì)馇鍧嵭缘男枨螅挚蓾M足補(bǔ)燃對燃?xì)饽芰刻匦缘男枨?。它的潛在性能及可?shí)現(xiàn)性均比原有工作模式下的SP-ATR更進(jìn)一步，應(yīng)用前景值得期待。

本文針對應(yīng)用新型工作模式工作的SP-ATR，通過數(shù)值計(jì)算的方法，研究它在不同工作環(huán)境下的性能特點(diǎn)和變化規(guī)律。

1 性能及工作模式分析

1.1 工作范圍分析

圖1示意了使用2股燃?xì)獾腟P-ATR工作過程:空氣來流經(jīng)進(jìn)氣道入口位置0進(jìn)入發(fā)動機(jī);來流經(jīng)進(jìn)氣道通過位置1進(jìn)入壓氣機(jī)，從位置2流出進(jìn)入摻混段;與此同時，驅(qū)渦燃?xì)鈴奈恢?進(jìn)入渦輪，經(jīng)過落壓產(chǎn)生軸功，再從渦輪出口位置4流出進(jìn)入摻混段;而富燃燃?xì)鈴母蝗既細(xì)獍l(fā)生器中流出后直接進(jìn)入摻混段;這3股來流在摻混段前端初步混合之后，通過摻混器進(jìn)一步摻混，通過位置5進(jìn)入補(bǔ)燃室;在補(bǔ)燃室中進(jìn)行二次燃燒，其后燃?xì)馔ㄟ^位置6進(jìn)入尾噴管膨脹做功。

圖1 SP-ATR示意圖Fig.1 Diagram of SP-ATR

根據(jù)SP-ATR發(fā)動機(jī)的工作過程設(shè):

式中 mgas為驅(qū)渦燃?xì)赓|(zhì)量流量;mpro為富燃燃?xì)赓|(zhì)量流量，mair為空氣質(zhì)量流量。

設(shè)α1為余氣系數(shù):

式中 a1為單位質(zhì)量驅(qū)渦燃?xì)馔耆稳紵璧目諝赓|(zhì)量;a2為單位質(zhì)量富燃燃?xì)馔耆稳紵璧目諝赓|(zhì)量。

于是，可得比沖和比推力:

考慮來流質(zhì)量、馬赫數(shù)、飛行高度、增壓比和壓氣機(jī)效率、傳動軸效率、落壓比與渦輪效率共同決定驅(qū)渦燃?xì)饬窟@一限制條件，則

式中 πc為壓氣機(jī)增壓比;πt為渦輪落壓比;ηc、ηt、ηa分別為壓氣機(jī)、渦輪和傳動軸的效率。

上面模型:當(dāng)f1=0，并排除式(3)限制，即可適用于固沖;SP-ATR雖與渦噴實(shí)際的工作工程有所不同，但作為基本性能模型，仍可用于渦噴性能評估。模型確定后，發(fā)動機(jī)實(shí)際狀況還受結(jié)構(gòu)、材料、燃?xì)獬煞值认拗疲C合考慮這些因素及工程上的可實(shí)現(xiàn)性，計(jì)算中主要限制條件有:(1)壓氣機(jī)壓比范圍為1.3～6.5;(2)渦輪落壓比范圍為5～20;(3)進(jìn)氣道、壓氣機(jī)前端溫度不高于800 K;(4)渦輪前端溫度不高于1 300 K;(5)驅(qū)渦燃?xì)獍l(fā)生器壓強(qiáng)不大于15 MPa;(6)補(bǔ)燃室壓力不低于0.2 MPa。燃?xì)饽Ｐ?驅(qū)渦燃?xì)饫碚摽杖急?即計(jì)算模型中的a1)為5，熱值為15 MJ/kg;富燃推進(jìn)劑選擇含硼富燃推進(jìn)劑，富燃燃?xì)饫碚摽杖急燃从?jì)算模型中的a2=12，熱值為33 MJ/kg;燃?xì)獍l(fā)生器的調(diào)節(jié)比為10。各部件效率假設(shè):壓氣機(jī)效率ηc=0.85，渦輪效率ηt=0.85，傳動軸效率假定為ηa=1;補(bǔ)燃室燃燒效率根據(jù)壓強(qiáng)與燃燒效率的關(guān)系來定，燃?xì)獍l(fā)生器噴射效率均按照1來取，進(jìn)氣道的總壓恢復(fù)系數(shù)依據(jù)來流馬赫數(shù)來確定［9－13］。

通過計(jì)算得出渦噴、固沖和SP-ATR發(fā)動機(jī)的飛行包線如圖2所示。圖2中，ABCD所圍為渦噴包線:AB段主要受燃燒室壓強(qiáng)限制;CD段主要受渦輪前端溫度限制。EFGHI所圍為固沖包線:EF段主要受燃燒室壓強(qiáng)限制;FGHI段主要受進(jìn)氣道前端溫度限制。AJKFGHI所圍為SP-ATR包線:AJ段主要受補(bǔ)燃室壓強(qiáng)限制;JK為高度限，本文只研究30 000 m以下;KFGHI段主要受進(jìn)氣道前端溫度和壓氣機(jī)前端溫度限的限制。

圖2 不同發(fā)動機(jī)工作包線對比Fig.2 Comparison of different engine operating envelopes

從圖2可看出，SP-ATR的包線完全囊括了渦噴和固沖發(fā)動機(jī)的包線:(1)渦噴的低速限(即AB段)與SP-ATR的補(bǔ)燃室壓強(qiáng)限完全重合，這說明SP-ATR低速工作區(qū)域可媲美渦噴發(fā)動機(jī);(2)固沖的高速限(即FGHI段)與SP-ATR的設(shè)備溫度限完全重合，這說明SP-ATR高速工作區(qū)域能與固沖相比;而SP-ATR的高度限即JK段，遠(yuǎn)高于渦噴和固沖的高度限。同時，還可從重合的包線上看出SP-ATR從工作模式上與渦噴與固沖的關(guān)系:AB段與渦噴重合說明作為組合發(fā)動機(jī)的SP-ATR具有渦噴調(diào)節(jié)燃燒室壓力的能力，可進(jìn)行低速飛行，這一點(diǎn)彌補(bǔ)了固沖的局限，這是SP-ATR引入增壓系統(tǒng)可對來流進(jìn)行主動增壓造成的;FGHI段與固沖重合說明SP-ATR在速度可達(dá)的范圍上與固沖相同，可高速飛行，彌補(bǔ)了渦噴的局限。這是由于SPATR使用驅(qū)渦燃?xì)庵苯油苿訙u輪工作，不同于渦噴的環(huán)形燃燒室中引入增壓空氣摻混燃油之后，燃燒產(chǎn)生燃?xì)鈦眚?qū)動渦輪的模式，渦輪前端溫度不會由于飛行速度的增大而有明顯變化。

綜上所述，可加力式SP-ATR不僅在工作范圍上集合了渦噴和固沖發(fā)動機(jī)的特點(diǎn)，更是在性能上結(jié)合了二者之長。

1.2 工作模式分析

雖然從飛行包線中可看出SP-ATR的工作范圍非常寬廣，完全包含了渦噴和固沖發(fā)動機(jī)的工作范圍，但如此寬廣的包線中不同工作模式下性能規(guī)律如何，卻無從回答，需利用非設(shè)計(jì)性能計(jì)算方法分析不同工作模式下發(fā)動機(jī)的性能特點(diǎn)，本文參考加力液體ATR特性計(jì)算方法［7］，將燃燒室的富燃燃?xì)饬髁扛鶕?jù)驅(qū)渦燃?xì)饬髁侩S動調(diào)節(jié)改為控制余氣系數(shù)，以便控制燃燒室的燃燒效率。燃燒室燃燒效率除了受余氣系數(shù)調(diào)節(jié)外，參照文獻(xiàn)［8］，補(bǔ)燃室內(nèi)化學(xué)當(dāng)量比的空氣燃?xì)馔耆珦交烊紵适褂脠D3所示對應(yīng)關(guān)系進(jìn)行計(jì)算，摻混效率假設(shè)為0.85保持不變。分析了用于近地面、低空和高空3種不同工作狀態(tài)下SP-ATR的高度和速度性能特點(diǎn)，計(jì)算結(jié)果剔除燃燒室壓強(qiáng)低于0.2 MPa的工作點(diǎn)，得到性能均在SP-ATR的實(shí)際可穩(wěn)定工作的高度、速度范圍內(nèi)。

圖3 補(bǔ)燃室燃燒效率與補(bǔ)燃室壓強(qiáng)的關(guān)系Fig.3 Efficiency of afterburning vs pressure in the afterburning chamber

1.2.1 近地面工作模式及性能

由于地面附近的空氣密度、壓力和溫度都較大，SP-ATR近地面工作的速度較低。因此，選擇0 km，Ma=0.7為設(shè)計(jì)點(diǎn)，根據(jù)設(shè)計(jì)點(diǎn)性能最優(yōu)設(shè)計(jì)發(fā)動機(jī)其他部件參數(shù)，控制發(fā)動機(jī)壓氣機(jī)、渦輪轉(zhuǎn)速為設(shè)計(jì)轉(zhuǎn)速，燃燒室余氣系數(shù)保持不變，計(jì)算SP-ATR近地面的速度、高度特性。

計(jì)算高度特性的設(shè)計(jì)點(diǎn)參數(shù)為πc=2，πt=20，取其余氣系數(shù)α1=1.6，計(jì)算控制規(guī)律為壓氣機(jī)、渦輪為設(shè)計(jì)轉(zhuǎn)速(70%相對物理轉(zhuǎn)速)，余氣系數(shù)保持不變;設(shè)計(jì)點(diǎn)渦輪、壓氣機(jī)效率均為0.85，傳動軸效率為1，非設(shè)計(jì)點(diǎn)時參照典型離心式單級渦輪壓氣機(jī)的性能圖進(jìn)行插值。計(jì)算近地面SP-ATR的性能及關(guān)鍵參數(shù)的變化規(guī)律見圖4和圖5。圖中速度范圍和高度范圍并非發(fā)動機(jī)總的工作范圍，而是本文在保持轉(zhuǎn)速和燃燒室余氣系數(shù)不變的控制規(guī)律下的最大工作范圍，對于不包含在計(jì)算范圍內(nèi)的飛行點(diǎn)，可通過調(diào)節(jié)轉(zhuǎn)速和燃燒室余氣系數(shù)，使發(fā)動機(jī)滿足部件匹配，實(shí)現(xiàn)在該點(diǎn)的穩(wěn)定工作。

由計(jì)算得到SP-ATR的比沖和比推力隨著飛行馬赫數(shù)和飛行高度的變化規(guī)律可見，發(fā)動機(jī)比沖和比推力隨著飛行高度和速度的增加趨勢為單調(diào)增加，比沖范圍為6 620～6 740 N·s/kg，比推力范圍為1 145～1 200 N·s/kg。采用簡單的控制規(guī)律即可使 SP-ATR在 Ma=0.5～1.5及高度為0～5 km的范圍內(nèi)高效率穩(wěn)定工作。由于燃燒室余氣系數(shù)為控制參數(shù)，所以在所有飛行點(diǎn)燃燒室不會出現(xiàn)傳統(tǒng)工作模式下SP-ATR出現(xiàn)的燃燒室過分富氧或過分富燃導(dǎo)致的燃燒效率過低的情況，而由不同飛行速度和高度下驅(qū)渦燃?xì)夂透蝗既細(xì)饬髁孔兓?guī)律可見，保障發(fā)動機(jī)工作的燃?xì)饬髁孔兓秶^小，調(diào)節(jié)難度低;燃燒室壓強(qiáng)隨著飛行速度增加而增加，隨著飛行高度增加而降低，所以雖然高度增加，發(fā)動機(jī)的比沖、比推力增加，但飛行高度高于一定程度，在不改變控制規(guī)律情況下，燃燒室壓強(qiáng)過低，導(dǎo)致發(fā)動機(jī)性能降低。所以，計(jì)算近地面SP-ATR的高度范圍需滿足燃燒室壓強(qiáng)高于0.2 MPa的限制。由以上計(jì)算結(jié)果說明，SP-ATR可在近地面實(shí)現(xiàn)快速加速，工作范圍寬，SP-ATR飛行參數(shù)可靈活調(diào)整，工作模式多樣，性能的可設(shè)計(jì)性很強(qiáng)，尤其保證比沖在6 000 N·s/kg之上時，SP-ATR的比推力可調(diào)節(jié)范圍較大。

圖4 SP-ATR近地面的速度性能Fig.4 Speed performance of SP-ATR in near ground

圖5 SP-ATR近地面的高度性能Fig.5 Altitude performance of SP-ATR in near ground

1.2.2 低空工作模式及性能

本文所述低空包括5～8 km的空域。設(shè)計(jì)該空域下，SP-ATR工作點(diǎn)為5 km、Ma=1.5，設(shè)定壓氣機(jī)與渦輪壓比分別為2、20，余氣系數(shù)為1.4，其余條件與近地面條件相同。計(jì)算該空域下SP-ATR不同高度、速度范圍內(nèi)的工作性能如圖6所示。

從圖6可見，低空工作的SP-ATR與近地面有相同的高度、速度特性規(guī)律，設(shè)計(jì)點(diǎn)在低空的SP-ATR在5 km高度低速可降至Ma=0.6，高速可提高至Ma=2.3，相比設(shè)計(jì)點(diǎn)為地面的 SP-ATR，低空工作的 SPATR速度上限提高，飛行高度范圍為0～8 km，整個工作速度高度范圍比沖保持在6 300 N·s/kg以上，同時比推力還可在1 310～1 440 N·s/kg之間調(diào)節(jié)。

1.2.3 高空工作模式及性能

文中高空是指10 km以上空域。為了討論SPATR的高空工作特點(diǎn)，設(shè)計(jì)其設(shè)計(jì)點(diǎn)為10 km，Ma=3，增壓比為 1.5，滿足設(shè)計(jì)點(diǎn)燃燒室壓強(qiáng)大于0.2 MPa，渦輪落壓比為20，燃燒室余氣系數(shù)取1.6。SPATR在轉(zhuǎn)速不變和余氣系數(shù)不變條件下，計(jì)算得到的速度高度特性如圖7所示。

由圖7可見，SP-ATR的比沖隨著速度增加而增加。分析原因?yàn)殡S著飛行速度增加，雖然物理轉(zhuǎn)速保持不變，但換算轉(zhuǎn)速減小，于是壓氣機(jī)增壓比減小，導(dǎo)致驅(qū)渦相對流量減小，燃燒室余氣系數(shù)不變條件下，富燃燃?xì)庀鄬α髁吭黾?。從比沖角度看，高能量的燃?xì)馑急壤黾?，于是比沖增加。設(shè)計(jì)點(diǎn)在高空的SPATR可在Ma=2.8～3.7范圍內(nèi)比沖保持在7 600～9 100 N·s/kg。該空域設(shè)計(jì)點(diǎn)條件下，SP-ATR比推力則隨飛行速度增加先增加，在Ma=3.5達(dá)到最大值后逐漸減小，比推力范圍為1 312～1 245 N·s/kg，比推力大于沖壓發(fā)動機(jī)，說明SP-ATR的加速性能優(yōu)于沖壓發(fā)動機(jī)。速度保持Ma=3，SP-ATR的高度范圍為5～18 km，比沖隨高度增加而增加，比推力在5～11 km范圍隨高度增加而增加，高于11 km，比推力基本保持不變。由此可見，在 Ma=2.8～3.7，高度范圍為5～18 km，SP-ATR比沖性能與沖壓發(fā)動機(jī)比沖相當(dāng)，比推力是沖壓發(fā)動機(jī)的2 倍［14－15］。

圖6 SP-ATR在低空的速度、高度性能Fig.6 Performance of SP-ATR in different speed and altitude in low-altitude

圖7 SP-ATR高空下速度、高度性能Fig.7 SP-ATR＇s speed and height performance in high-altitude

2 結(jié)論

(1)隨飛行高度和速度的增加，SP-ATR比沖、比推力增加，但性能隨外彈道變化幅度較小，整個工作范圍性能穩(wěn)定。

(2)設(shè)計(jì)點(diǎn)在近地面和低空的SP-ATR發(fā)動機(jī)壓氣機(jī)增壓比需求單級離心壓氣機(jī)即可滿足;近地面和低空設(shè)計(jì)點(diǎn)SP-ATR均可低空亞音速盤旋和高于5 km的超音速飛行，且保持比沖高于6 700 N·s/kg，比推力大于1 100 N·s/kg，比推力優(yōu)勢顯著。

(3)高空SP-ATR工作高度速度范圍寬，比沖性能與沖壓發(fā)動機(jī)相當(dāng)，比推力為沖壓發(fā)動機(jī)的2倍;相同飛行速度下，飛行高度增加，比沖和比推力增加;可在更高的高度巡航，既可減少飛行阻力，又具備更高性能，高空性能優(yōu)勢明顯。

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