混合式脈沖爆震發(fā)動(dòng)機(jī)性能分析*

陳　鑫，朱曉彬，何立明，王育虔（　空軍工程大學(xué)航空航天工程學(xué)院，西安　70038；2　先進(jìn)航空發(fā)動(dòng)機(jī)協(xié)同創(chuàng)新中心，北京　009）

混合式脈沖爆震發(fā)動(dòng)機(jī)性能分析*

陳鑫1，2，朱曉彬1，何立明1，王育虔1
（1空軍工程大學(xué)航空航天工程學(xué)院，西安710038；2先進(jìn)航空發(fā)動(dòng)機(jī)協(xié)同創(chuàng)新中心，北京100191）

針對(duì)一種小型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)和脈沖爆震發(fā)動(dòng)機(jī)（PDE）的混合推進(jìn)系統(tǒng)，介紹了其結(jié)構(gòu)組成及工作過(guò)程，建立了性能計(jì)算的簡(jiǎn)化數(shù)學(xué)模型，分析了其飛行性能及渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)效率特性的影響。結(jié)果表明，為降低耗油率，提高單位推力，渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)最佳增壓比為5～8，最佳渦輪前燃?xì)鉁囟葹? 200～1 300 K；保持PDE進(jìn)口壓力不變，隨著飛行馬赫數(shù)的提高和飛行高度的降低，發(fā)動(dòng)機(jī)推力下降，總耗油率升高；隨著壓氣機(jī)和渦輪效率的降低，PDE單位推力變化不大，耗油率明顯升高。

混合式脈沖爆震發(fā)動(dòng)機(jī)；工作原理；計(jì)算模型；參數(shù)優(yōu)化；飛行性能

0　引言

脈沖爆震發(fā)動(dòng)機(jī)（pulse detonation engine，PDE）作為一種經(jīng)濟(jì)、高效的新型動(dòng)力裝置，有望為航空帶來(lái)革命性的進(jìn)步。脈沖爆震發(fā)動(dòng)機(jī)作為一種非穩(wěn)態(tài)的推進(jìn)裝置，通過(guò)重復(fù)的爆震可以產(chǎn)生周期性的推力。與傳統(tǒng)的推進(jìn)系統(tǒng)相比，二者的主要區(qū)別在于脈沖爆震發(fā)動(dòng)機(jī)處于一種非穩(wěn)態(tài)的工作過(guò)程，燃燒室中進(jìn)行的是一種近似于定容的爆震燃燒而不是定壓燃燒。由于該爆震燃燒過(guò)程效率更高，污染更小，近年來(lái)這種推進(jìn)裝置備受矚目。其中，混合式脈沖爆震發(fā)動(dòng)機(jī)（hybrid pulse detonation engine，HPDE）作為PDE應(yīng)用的一種重要形式，其結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)及主要性能參數(shù)的計(jì)算分析也是研究的重點(diǎn)之一。

2005年，美國(guó)GE公司［1］提出了一種用爆震燃燒室代替?zhèn)鹘y(tǒng)航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)主燃燒室的混合脈沖爆震發(fā)動(dòng)機(jī)概念。2008年，蔣聯(lián)友［2］等人建立了一種混合脈沖爆震發(fā)動(dòng)機(jī)的初步設(shè)計(jì)方法，采用了離心式壓氣機(jī)和向心式渦輪，并對(duì)整個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)性能作了估算。2010年，F(xiàn)uhua Ma［3］等人對(duì)脈沖爆震渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)爆震燃燒室內(nèi)的熱力循環(huán)過(guò)程進(jìn)行了計(jì)算分析。2012年，邱華［4-5］等人提出了一種渦輪前置的組合式爆震循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)，并對(duì)其性能參數(shù)進(jìn)行了初步的計(jì)算分析；該發(fā)動(dòng)機(jī)擁有兩種工作模式，其中在一種模式下正是以混合式脈沖爆震發(fā)動(dòng)機(jī)的狀態(tài)工作。

文中針對(duì)一種小型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)和脈沖爆震發(fā)動(dòng)機(jī)的混合推進(jìn)系統(tǒng)，介紹了它的結(jié)構(gòu)及工作過(guò)程，建立了性能計(jì)算的簡(jiǎn)化數(shù)學(xué)模型，重點(diǎn)分析了其推力-經(jīng)濟(jì)性能，最后研究了小型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)的效率特性對(duì)脈沖爆震發(fā)動(dòng)機(jī)推力-經(jīng)濟(jì)性能的影響。

1　HPDE的結(jié)構(gòu)及工作原理

HPDE的主要結(jié)構(gòu)見圖1所示，主要包括一個(gè)小型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)和一個(gè)多管脈沖爆震發(fā)動(dòng)機(jī)，其中PDE采用激波聚焦方式直接起爆［6］?？諝饨?jīng)過(guò)小型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)的壓氣機(jī)壓縮后，部分壓縮氣體從壓氣機(jī)后被引入PDE中，用于爆震燃燒以產(chǎn)生推力；剩余氣體進(jìn)入渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室參與燃燒，以推動(dòng)渦輪做功，維持渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)的正常工作。

其工作過(guò)程可以分為兩個(gè)階段：第一階段，在地面和低空低速時(shí)，小型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)和PDE共同工作，渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)只為PDE提供壓縮空氣源，而不產(chǎn)生推力；第二階段，在高空高速時(shí)，PDE單獨(dú)工作，渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)退出工作。圖2給出了PDE用作高聲速飛行器動(dòng)力裝置時(shí)的飛行控制計(jì)劃，可以看出，在飛行速度達(dá)到4 Ma、高度22 km時(shí)，混壓式進(jìn)氣道的沖壓作用已經(jīng)能夠滿足PDE的工作需求，之后渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)閉并退出工作，由PDE單獨(dú)進(jìn)行工作。因此，在計(jì)算HPDE飛行性能時(shí)，也必須分為上述兩個(gè)階段來(lái)計(jì)算。

圖1　HPDE組成示意圖

圖2　PDE用作高聲速飛行器動(dòng)力裝置時(shí)的飛行控制計(jì)劃

2　性能計(jì)算模型的建立

在第一階段的飛行中，渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)參與工作，為PDE供應(yīng)所需的壓縮空氣，但并不產(chǎn)生推力，推力由PDE單獨(dú)提供，而耗油率為渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)和PDE兩部分之和。

對(duì)渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)，由轉(zhuǎn)子功率平衡可得：

總空氣流量為：

渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪出口燃?xì)饬髁浚?/p>

由此可得：

渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)中的油氣比f(wàn)I為：

PDE有效循環(huán)功為：

其中加熱量為：

放熱量q2為：

所以，HPDE的單位推力：

PDE的耗油率為：

渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)的耗油率為

總耗油率為二者之和，即：

3　渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)循環(huán)參數(shù)的優(yōu)化

圖3　Fs、sfc隨渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)πc的變化

4　飛行性能估算

圖4　設(shè)計(jì)增壓比πc，d=5.77的壓氣機(jī)特性曲線

圖5　不同飛行高度、馬赫數(shù)下渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)增壓比的變化規(guī)律（H=0～10 km）

圖6　HPDE飛行特性（H=0～8 km）

5　渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)的效率特性對(duì)PDE推力-經(jīng)濟(jì)性能的影響

在本例中，渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的壓氣機(jī)效率ηc和渦輪效率ηT對(duì)PDE單位推力Fs和總耗油率sfcΣ的影響見圖7、圖8所示?？梢钥闯鰤簹鈾C(jī)效率ηc對(duì)PDE單位推力的影響不大，渦輪效率ηT對(duì)PDE單位推力沒有影響，而隨著壓氣機(jī)效率ηc和渦輪效率ηT的減小，總耗油率卻明顯的增加。

圖7　壓氣機(jī)效率對(duì)PDE單位推力和耗油率的影響

圖8　渦輪效率對(duì)PDE單位推力和耗油率的影響

6　結(jié)論

文中針對(duì)一種混合式脈沖爆震發(fā)動(dòng)機(jī)，介紹了其主要的結(jié)構(gòu)和工作過(guò)程，建立了性能計(jì)算的數(shù)學(xué)模型，通過(guò)分析，得出了以下結(jié)論：

1）為了達(dá)到HPDE的最佳性能，需要對(duì)小型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)的循環(huán)參數(shù)進(jìn)行優(yōu)化。通過(guò)計(jì)算分析，確定了最佳增壓比為5～8，最佳渦輪前溫度為1 200～1 300 K。

2）選取PDE進(jìn)口氣流壓力P*m=const的控制規(guī)律，隨著飛行速度增大和飛行高度下降，發(fā)動(dòng)機(jī)的總推力下降，總耗油率升高，為滿足HPDE的推力需求，必須采用多管PDE形式。

3）隨著壓氣機(jī)效率ηc和渦輪效率ηT的減小，單位推力的變化不大，但耗油率明顯增加。

［1］ ADAM Rasheed，ANTHONY Furman，ANTHNOY J Dean. Experimental investigations of an axial turbine driven by a multi-tube pulsed detonation combustor system：AIAA 2005-4209［R］.2005.

［2］MA Fuhua，THOMAS Lavertu，VENKAT Tangirala.Limit cycle investigations of pulse detonation combustor for pulse detonation turbine engine：AIAA 2010-6714［R］.2010.

［3］蔣聯(lián)友，嚴(yán)傳俊，鄧君香，等.脈沖爆震與渦輪混合式發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)與性能計(jì)算［J］.機(jī)械科學(xué)與技術(shù)，2008，27（9）：1151-1154.

［4］QIU Hua，XIONG Cha，YAN Chuan-jun，et al.Propulsive performance of ideal detonation turbine based combine cycle engine［J］.Journal of Engineering for Gas Turbines and Power，2012，134（8）.

［5］邱華，熊姹，嚴(yán)傳俊.前置渦輪組合脈沖爆震發(fā)動(dòng)機(jī)性能分析［J］.推進(jìn)技術(shù)，2012，33（2）：327-332.

［6］ LEVIN V A，NECHAEV J N，TARASOV A I.A new approach to organizing operation cycles in pulse detonation engines［C］∥ In：Roy G D，High-Speed Deflagration and Detonation：Fundamentals and Control.Moscow，2001：31 -44.

Performance Analysis of A Hybrid Pulse Detonation Engine

CHEN Xin1，2，ZHU Xiaobin1，HE Liming1，WANG Yuqian1
（1Aeronautics and Astronautics Engineering College，Air Force Engineering University，Xi’an 710038，China；2Collaborative Innovation Center of Advanced Aero-Engine，Beijing 100191，China）

Firstly，primary structure and operation process of a hybrid propulsion system of small-scale turbojet engine and pulse detonation engine（PDE）were introduced.Secondly，the simplified mathematical model was established to calculate its performance.Finally，fight performance and effect of efficiency characteristics of turbojet engine were analyzed.Results indicate that the optimal compressor ratio is 5 ～8，and the optimal turbine inlet temperature is 1 200～1 300 K to reduce the specific fuel consumption and to increase the specific thrust.Presetting the inlet pressure of PDE as const，thrust decreases and total specific fuel consumption increases with Mach increasing and flight altitude decreasing；Specific thrust of PDE shows little change but total specific fuel consumption shows significant rise when efficiency of compressor and turbine decreases.

hybrid pulse detonation engine；operation principle；calculation model；parameter optimization；flight performance

V231.22

A

10.15892/j.cnki.djzdxb.2016.01.025

2014-11-10

國(guó)家自然科學(xué)基金（51106178）資助

陳鑫（1976-），男，河南三門峽人，副教授，研究方向：航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)和脈沖爆震發(fā)動(dòng)機(jī)的原理及實(shí)驗(yàn)技術(shù)。