基于分層燃燒的RBCC發(fā)動機熱力循環(huán)淺析

嚴俊峰，張蒙正，路媛媛

（西安航天動力研究所,陜西西安710100）

基于分層燃燒的RBCC發(fā)動機熱力循環(huán)淺析

嚴俊峰，張蒙正，路媛媛

（西安航天動力研究所,陜西西安710100）

針對分層燃燒循環(huán)RBCC發(fā)動機，建立了熱力學(xué)理論模型，引入壓縮效率、加熱比和增壓比，對RBCC發(fā)動機的熱力循環(huán)過程進行分析，推導(dǎo)了發(fā)動機熱效率計算公式，探討了熱效率隨不同參數(shù)的變化及其與各參數(shù)之間的關(guān)系。分析表明，壓縮效率、加熱比及噴管壓比越高，熱效率越大；存在最優(yōu)增壓比，可使熱效率達到最高值。

分層燃燒；RBCC發(fā)動機；熱力循環(huán)；熱力學(xué)分析

0 引言

火箭基組合循環(huán)發(fā)動機（RBCC） 將火箭發(fā)動機與吸氣式發(fā)動機有機組合在一起，可以實現(xiàn)航天推進高效性與經(jīng)濟性，也可發(fā)展成為可重復(fù)使用運載器的動力裝置及先進高超聲速導(dǎo)彈的推進系統(tǒng)。為此，需對不同方案的RBCC動力系統(tǒng)進行分析，從而獲得較高的綜合性能。

火箭外置式RBCC發(fā)動機具有高速飛行條件下流動阻力小、熱防護難度低等特點，已得到各國學(xué)者的廣泛研究。然而為了實現(xiàn)火箭燃氣與沖壓燃氣的高效混合，進而獲得高性能，需要很長的摻混距離。為了有效縮短燃燒室長度，可采用火箭燃氣與沖壓空氣獨立流動的分層燃燒模式。目前，針對RBCC發(fā)動機的熱力循環(huán)缺乏研究，基于此，本文主要對基于分層燃燒的RBCC發(fā)動機熱力循環(huán)進行研究，并分析各參數(shù)對循環(huán)熱效率的影響，為分層燃燒RBCC發(fā)動機的參數(shù)選取、方案設(shè)計等奠定一定基礎(chǔ)。

1 分層燃燒RBCC發(fā)動機熱力學(xué)分析

1.1 分層燃燒RBCC發(fā)動機的熱力學(xué)模型

在分層燃燒模式的RBCC發(fā)動機中，由于火箭外置式突擴燃燒室對發(fā)動機性能有著決定性的影響，因此本文建立的基于分層燃燒的RBCC發(fā)動機熱力學(xué)模型假設(shè)如下：

1） 工質(zhì)為理想氣體；

2） 沖壓燃氣與火箭燃氣的工作過程相互獨立；

3） 火箭推力室及其燃氣在沖壓流道內(nèi)的二次膨脹為等熵流動過程；4）沖壓流道內(nèi)噴入的燃料質(zhì)量忽略不計；5） 沖壓燃氣在燃燒室內(nèi)的突擴及在噴管內(nèi)的膨脹為等熵流動過程；

6） 一級燃燒室及（二級） 燃燒室的燃燒過程為定壓加熱過程；

7） 發(fā)動機排出廢氣到吸入空氣的過程為定壓放熱過程；

8）噴管處于完全膨脹狀態(tài)；

9）進氣道壓縮過程為絕熱不可逆過程。

基于上述假設(shè)，依據(jù)熱力學(xué)第一定律，以熱效率為指標對基于分層燃燒的RBCC發(fā)動機循環(huán)特性進行研究。

1.2 分層燃燒RBCC發(fā)動機的熱力學(xué)循環(huán)

分層燃燒模式下，火箭燃氣的工作過程與典型火箭發(fā)動機的工作過程一致，其理想循環(huán)熱效率只與火箭燃氣比熱比及火箭噴管膨脹比（推力室室壓與環(huán)境壓力的比值）相關(guān)；沖壓流道內(nèi)燃氣（空氣）的循環(huán)過程與布雷頓循環(huán)類同，對應(yīng)的熱力循環(huán)溫熵圖如圖1及表1所示，其中，x表示通過2a等熵線與通過1等壓線的交點。

表1 分層燃燒RBCC發(fā)動機熱力循環(huán)過程Tab.1 Thermodynamic cycle processes of the SC-based RBCC engine

分層燃燒模式下，沖壓流道的熱力循環(huán)具有代表性，以下重點對其循環(huán)過程進行分析，以尋求提高RBCC動力實際循環(huán)熱效率（以下簡稱熱效率）的途徑。

1.3 分層燃燒RBCC發(fā)動機的熱力學(xué)分析

此外，高超聲速條件下，受激波和壁面摩擦等影響，進氣道壓縮過程熵增較大，為了分析進氣道完善程度對熱效率的影響，引入絕熱壓縮效率ηi，其定義為

2 分層燃燒RBCC發(fā)動機熱效率影響因素分析

熱力循環(huán)的熱效率是熱力學(xué)循環(huán)最核心的研究內(nèi)容，整個循環(huán)中的各個參數(shù)對熱效率都有不同程度的影響。以下主要分析進氣道壓縮效率、加熱比、增壓比等對熱效率的影響。

2.1 熱效率與進氣道壓縮效率的關(guān)系

由式（3） 及式（9） 可以看出，進氣道的壓縮效率越低，進氣道靜溫比越大，熱效率就越低；存在最小的進氣道壓縮效率，對應(yīng)的沖壓流道熱效率等于0，一般而言，進氣道的最小壓縮效率不低于0.6。

2.2 熱效率與加熱比的關(guān)系

不同加熱比下熱效率的變化趨勢如圖2所示。可以看出，隨著加熱比的增大，（當增壓比一定時）熱效率快速增加，然后緩慢上升。因此在發(fā)動機設(shè)計中應(yīng)避免使加熱比落入熱效率“陡升區(qū)間”，且出于熱防護考慮，應(yīng)適當控制最高加熱比。高超聲速飛行條件下，加熱比約為5～12。

一級燃燒室加熱比與熱效率的系如圖3所示。

可以看出，（當增壓比一定時）熱效率隨一級加熱比的升高線性增大；當加熱比較低（小于10）時，一級加熱比對熱效率影響顯著，因此在燃燒組織中應(yīng)注重提升一級燃燒室釋熱效率，提高燃燒溫度。此外還可看出，一級加熱比較小時，加熱比越大，熱效率越高，一級加熱比較大時，加熱比越大，熱效率越低，因此應(yīng)結(jié)合加熱比、增壓比及絕熱效率等合理選擇一級燃燒室加熱比。

2.3 熱效率與增壓比的關(guān)系

噴管膨脹比與熱效率的關(guān)系如圖4所示?？梢钥闯觯S著噴管膨脹比的提高，（當加熱比一定時）熱效率先快速增加，然后緩慢上升；此外，增壓比越小，熱效率陡升區(qū)間越窄。因此應(yīng)結(jié)合不同的增壓比，合理提高二級燃燒室壓力，避免使噴管膨脹比落入熱效率“陡升區(qū)間”，以增強噴管做功能力、提高發(fā)動機熱效率。

不同加熱比下，熱效率與增壓比的關(guān)系如圖5所示?？梢钥闯?，加熱比越大，最優(yōu)增壓比也越大；同一加熱比下，增壓比較小時，燃料釋熱對熱效率的影響大于進氣道總壓損失的影響，隨著增壓比的提高，熱效率快速增加，增壓比達到最優(yōu)增壓比時，熱效率達到最大值，隨著增壓比的進一步提高，進氣道總壓損失對熱效率的影響大于燃料釋熱的影響，致使熱效率逐漸降低。

結(jié)合式（10）可得出最優(yōu)增壓比與加熱比的關(guān)系，如圖6所示?？梢钥闯?，進氣道壓縮效率稍微變化，會引起最優(yōu)增壓比強烈變化。加熱比τ為 5時，ηi由 0.8變到 1，則 πopt由 18變到481，因此應(yīng)結(jié)合進氣道性能數(shù)據(jù)合理選擇壓縮效率。

3 結(jié)論

引入進氣道壓縮效率、增壓比及加熱比等，在超聲速飛行條件下對基于分層燃燒的RBCC發(fā)動機熱力循環(huán)過程進行了初步分析，推導(dǎo)出發(fā)動機的實際循環(huán)熱效率，分析表明：

1） 加熱比較低時，其對熱效率的影響非常顯著，加熱比較高時，其對熱效率的影響有限，考慮到熱防護要求，合理的加熱比約為5～12。

2） 加熱比小于10時，一級加熱比對熱效率的影響顯著，此時應(yīng)注重提高一級燃燒室釋熱效率。

3） 噴管膨脹比越大，熱效率就越高，因此應(yīng)合理提高二級燃燒室壓力。

4） 存在最優(yōu)增壓比，當增壓比較小時，燃料釋熱對熱效率的影響較大，熱效率快速增加；當增壓比較大時，總壓損失對熱效率的影響較大，致使熱效率逐漸降低。

5） 進氣道壓縮效率越高，熱效率就越高；考慮到壓縮效率對最優(yōu)增壓比的敏感性，實際應(yīng)用中應(yīng)結(jié)合進氣道性能進行合理選擇。

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（編輯：陳紅霞）

Brief analysis on thermodynamic cycle of RBCC engine based on stratified combustion

YAN Junfeng,ZHANG Mengzheng，LU Yuanyuan
（Xi’an Aerospace Propulsion Institute,Xi’an 710100,China）

A theoretical thermodynamic cycle model was set up for RBCC engine with stratified combustion(SC)cycle.The thermodynamic cycle process ofRBCC engine is analyzed byimporting the parameters of compression efficiency,pressure ratio and heating ratio.A computational formula of the engine's thermal efficiency was derived.The variation of thermal efficiency with different parameters and relationship between the parameters are deduced.The analysis results show that the higher the compression efficiency,heating ratio and nozzle pressure ratio are,the higher the thermal efficiency becomes;the pressure ratio can make the thermal efficiencyreach the maximum value.

stratified combustion;RBCC engine;thermodynamic cycle;thermodynamic analysis

V434-34

A

1672-9374(2017)04-0029-05

2014-12-01；

2015-09-13

嚴俊峰（1980—），男，碩士，高級工程師，研究領(lǐng)域為組合推進設(shè)計