強(qiáng)預(yù)冷發(fā)動(dòng)機(jī)新型熱力循環(huán)布局及性能分析

鄒正平，王一帆，杜鵬程，南向誼，馬 元

(1. 北京航空航天大學(xué) 能源與動(dòng)力工程學(xué)院 航空發(fā)動(dòng)機(jī)氣動(dòng)熱力國防科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京102206；2.北京航空航天大學(xué) 航空發(fā)動(dòng)機(jī)研究院，北京 102206；3.西安航天動(dòng)力研究所，陜西 西安 710100)

0 引言

高超聲速飛機(jī)可以在數(shù)小時(shí)內(nèi)實(shí)現(xiàn)洲際飛行，對于人類的便利出行及經(jīng)濟(jì)發(fā)展具有十分重要的意義，目前各國開展了如LAPCAT、HIKARI等多項(xiàng)研究計(jì)劃以推動(dòng)高超聲速飛機(jī)的發(fā)展。其中，高性能的動(dòng)力系統(tǒng)是實(shí)現(xiàn)高超聲速飛行的關(guān)鍵，為滿足高超聲速飛機(jī)水平起降、快速準(zhǔn)備、低成本要求，其動(dòng)力系統(tǒng)需具有從零速到高馬赫數(shù)的寬速域工作能力，且具有高性能及高可靠性。當(dāng)前，國內(nèi)外提出了渦輪沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)、火箭沖壓組合、渦輪沖壓火箭組合、預(yù)冷組合發(fā)動(dòng)機(jī)等多種動(dòng)力方案，以期支撐高超聲速飛機(jī)的發(fā)展。

預(yù)冷組合發(fā)動(dòng)機(jī)以其獨(dú)具特色的預(yù)冷技術(shù)而受到廣泛關(guān)注，成為當(dāng)前高超聲速動(dòng)力的研究熱點(diǎn)。預(yù)冷技術(shù)是指通過冷卻劑直接或間接換熱以降低渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口空氣總溫，進(jìn)而獲得性能提升及擴(kuò)展渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)的工作范圍。氫燃料具有高熱沉、冷卻性能優(yōu)異，且具有高熱值，被認(rèn)為是換熱預(yù)冷組合發(fā)動(dòng)機(jī)的理想燃料。氫燃料存在密度低、需低溫存儲(chǔ)等缺點(diǎn)，使用較為復(fù)雜，成本較高，目前其使用主要集中于液氫液氧火箭發(fā)動(dòng)機(jī)領(lǐng)域。當(dāng)前為了實(shí)現(xiàn)“碳中和”的發(fā)展需求，各強(qiáng)國均在大力發(fā)展氫清潔能源技術(shù)，并在液氫制備、儲(chǔ)運(yùn)及安全低成本使用方面不斷取得重要進(jìn)展，液氫在航空領(lǐng)域的應(yīng)用也將逐漸推廣開來。

采用液氫的預(yù)冷組合發(fā)動(dòng)機(jī)根據(jù)冷卻方式可以分為兩類方案：一是直接預(yù)冷方案；二是采用中間循環(huán)的間接預(yù)冷方案。在直接預(yù)冷方案中，國內(nèi)外先后提出了液化空氣循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)(liquid air cycle engines，LACE)、RB545、深冷空氣渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)(deeply cooled air turborocket，ATRDC)、KLIN、吸氣式渦輪沖壓膨脹循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)(expander cycle air turbo ramjet engine，ATREX)、預(yù)冷渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)(pre-cooled turboJet，PCTJ)等多種不同的發(fā)動(dòng)機(jī)方案，這些典型方案的特點(diǎn)及研究進(jìn)展可見文獻(xiàn)[5-7，10-12]。在采用中間循環(huán)的間接預(yù)冷方案中，英國REL公司率先提出了采用強(qiáng)預(yù)冷和閉式氦循環(huán)的協(xié)同吸氣式火箭發(fā)動(dòng)機(jī)(synergetic air breathing rocket engine，SABRE)方案，即“佩刀”。通過采用革命性的緊湊快速強(qiáng)預(yù)冷技術(shù)，可在0.05 s內(nèi)瞬時(shí)將高溫來流冷卻1 000 K以上，且預(yù)冷器具有極高換熱功重比；通過引入中間閉式氦循環(huán)，避免了高溫來流與低溫液氫之間的直接換熱所導(dǎo)致的薄壁換熱毛細(xì)管氫脆問題，并實(shí)現(xiàn)了對來流高溫滯止熱的高效再利用。該發(fā)動(dòng)機(jī)吸氣式范圍為0～5.5

Ma

，在該工作范圍內(nèi)，不存在一般TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)的渦輪與沖壓模態(tài)之間的轉(zhuǎn)換和再啟動(dòng)問題，以及渦輪或沖壓不工作時(shí)的“死重”問題，具有單臺(tái)推力大、推重比高、比沖高等綜合性能優(yōu)勢。隨著英國REL公司在強(qiáng)預(yù)冷器等核心技術(shù)上的不斷突破，SABRE發(fā)動(dòng)機(jī)方案獲得了國際航空航天界的高度關(guān)注。目前，REL公司已獲得英國政府、歐空局、美國AFRL、DARPA等機(jī)構(gòu)的研發(fā)經(jīng)費(fèi)支持；同時(shí)BAE、羅羅、波音等航空航天工業(yè)巨頭入股REL公司，提供資金和技術(shù)支持，加速SABRE發(fā)動(dòng)機(jī)的研制。近年來，國內(nèi)也提出了多種采用中間循環(huán)的間接預(yù)冷組合發(fā)動(dòng)機(jī)方案，并對其熱力循環(huán)及關(guān)鍵技術(shù)開展了較為深入的研究。對于SABRE系列發(fā)動(dòng)機(jī)，閉式氦循環(huán)是發(fā)動(dòng)機(jī)熱力循環(huán)的核心，其組成及調(diào)控方式基本決定了發(fā)動(dòng)機(jī)的總體性能。早期的SABRE3方案，其閉式氦循環(huán)較為簡單，主要包含預(yù)冷器、高溫?fù)Q熱器、氦渦輪、氫氦換熱器及氦循環(huán)泵等部件。SABRE3方案對空氣進(jìn)行深度冷卻，使得可采用超高壓比空氣壓氣機(jī)，實(shí)現(xiàn)吸氣式燃燒室和火箭燃燒室的共用，具有高推重比，適合于SSTO或TSTO等加速型任務(wù)。但SABRE3方案比沖較低，且面臨預(yù)冷器結(jié)霜及部件實(shí)現(xiàn)難度極大等問題。隨后，REL公司提出了適用于高超聲速客機(jī)的SCIMITAR方案，通過降低預(yù)冷程度、同時(shí)閉式循環(huán)采用復(fù)雜的分流回?zé)釅嚎s方式，大幅提高了發(fā)動(dòng)機(jī)的比沖，5

Ma

的比沖可達(dá)3 805 s。2011年，REL公司公布了改進(jìn)的SABRE4方案，采用適度預(yù)冷，同時(shí)取消了吸氣模式與火箭模式共用燃燒室，改用雙模式獨(dú)立工作燃燒室；優(yōu)化后的閉式氦循環(huán)的復(fù)雜度介于SABRE3方案和SCIMITAR方案之間，發(fā)動(dòng)機(jī)的比沖、系統(tǒng)復(fù)雜度及推重比也介于兩者之間。

為進(jìn)一步深入理解和挖掘SABRE系列發(fā)動(dòng)機(jī)的性能潛力，國內(nèi)外許多研究者對該系列發(fā)動(dòng)機(jī)方案的熱力循環(huán)進(jìn)行了較為詳細(xì)的分析。針對SABRE3熱力循環(huán)，Webber等分析了部件熵產(chǎn)與發(fā)動(dòng)機(jī)熱功轉(zhuǎn)化性能的關(guān)系，表明預(yù)冷器熵產(chǎn)對整機(jī)熱功轉(zhuǎn)化性能影響最為顯著，將預(yù)冷器分為高、低溫兩部分，并采用不同熱容比的氦冷卻將有效提高循環(huán)性能。Zhang等對SABRE3熱力循環(huán)開展了火用效率分析，并進(jìn)一步提出了通過在預(yù)冷器出口增加氦回流路以增加進(jìn)入高溫預(yù)冷器的氦流量的方法來降低冷卻燃料消耗，提高發(fā)動(dòng)機(jī)的比沖。Dong等通過理論分析指出在閉式循環(huán)中采用多支路回?zé)釅嚎s系統(tǒng)可以大幅降低燃料消耗和降低循環(huán)壓比，是提高預(yù)冷發(fā)動(dòng)機(jī)性能的重要方式。Yu等基于理論優(yōu)化分析給出了多分支間接預(yù)冷壓縮方案梯級再生-壓縮子系統(tǒng)的最優(yōu)構(gòu)型，表明子系統(tǒng)最優(yōu)配置僅由工質(zhì)與燃料的熱容流率比決定；分析了基于最優(yōu)構(gòu)型設(shè)計(jì)方法的多分支間接預(yù)冷發(fā)動(dòng)機(jī)性能，表明系統(tǒng)熱容流率失配條件下，多分支方案具有更優(yōu)異的預(yù)冷壓縮壓比及發(fā)動(dòng)機(jī)性能。上述研究表明，采用適度冷卻，并通過設(shè)計(jì)較為復(fù)雜的閉式循環(huán)系統(tǒng)構(gòu)型，如SABRE4、SCIMITAR方案的多支路回?zé)釅嚎s構(gòu)型，可以顯著降低冷卻燃料消耗，進(jìn)而大幅提高發(fā)動(dòng)機(jī)的比沖。但需要注意的是，復(fù)雜的閉式循環(huán)同樣會(huì)導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)熱力循環(huán)復(fù)雜度及調(diào)節(jié)控制難度增加，發(fā)動(dòng)機(jī)部件數(shù)量、結(jié)構(gòu)質(zhì)量及尺寸增加，降低發(fā)動(dòng)機(jī)的工程可實(shí)現(xiàn)性。

因此，在綜合考慮發(fā)動(dòng)機(jī)性能和熱力循環(huán)復(fù)雜度的基礎(chǔ)上，本文提出了一種新型的預(yù)冷發(fā)動(dòng)機(jī)熱力循環(huán)布局HAPE(hypersonic airbreathing precooled engine)方案，該發(fā)動(dòng)機(jī)熱力循環(huán)在簡單閉式氦循環(huán)的基礎(chǔ)上引入了較為簡單的分流冷卻壓縮子系統(tǒng)，熱力循環(huán)復(fù)雜度介于典型的SABRE3、SABRE4方案之間。本文對該新型發(fā)動(dòng)機(jī)熱力循環(huán)的總體性能進(jìn)行了詳細(xì)分析，包括發(fā)動(dòng)機(jī)性能參數(shù)化影響分析、控制規(guī)律研究及飛行軌跡性能計(jì)算?？傮w來看，該發(fā)動(dòng)機(jī)方案兼具較高的比沖性能和工程可實(shí)現(xiàn)性，為高超聲速預(yù)冷發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)提供了新的思路。

1 HAPE熱力循環(huán)布局及性能計(jì)算建模

1.1 熱力循環(huán)布局

HAPE發(fā)動(dòng)機(jī)熱力循環(huán)布局如圖1所示，由共用進(jìn)氣道、預(yù)冷渦輪通道、旁路沖壓通道及燃料路組成，采用液氫作為熱沉及燃料。

ITK-進(jìn)氣道；PC-預(yù)冷器；MC-主空氣壓氣機(jī)；PB-預(yù)燃室；HTX-高溫?fù)Q熱器；MB-主燃燒室；MN-主噴管；BB-旁路燃燒室；BN-旁路噴管；MT-氦渦輪；RT-氦循環(huán)渦輪；RP1-冷卻器1；RC1-氦循環(huán)泵1；V1-匯流閥門；RP2-冷卻器2；RC2-氦循環(huán)泵2；P1-液氫泵；HT1-氫渦輪1；HT2-氫渦輪2；V2-氫渦輪2旁通閥門。圖1 HAPE發(fā)動(dòng)機(jī)熱力循環(huán)布局示意圖Fig.1 Thermodynamic layout of HAPE engine

該發(fā)動(dòng)機(jī)工作原理如下：在高馬赫數(shù)飛行時(shí)，氣流經(jīng)進(jìn)氣道減速擴(kuò)壓后分流進(jìn)入預(yù)冷渦輪通道及旁路沖壓通道。預(yù)冷渦輪通道由空氣流路及超臨界氦閉式循環(huán)系統(tǒng)組成，高溫空氣經(jīng)徑流式預(yù)冷器降溫后(為了避免預(yù)冷器結(jié)霜且降低液氫消耗，采用適度冷卻方案)進(jìn)入空氣壓氣機(jī)壓縮，隨后在預(yù)燃室中與氫摻混燃燒，燃?xì)馔ㄟ^高溫?fù)Q熱器后在主燃燒室中與氫進(jìn)一步摻混燃燒，高溫燃?xì)庠趪姽苤信蛎浖铀佼a(chǎn)生推力。在閉式氦循環(huán)系統(tǒng)中，為了降低與液氫直接換熱的氦流量，將高溫?fù)Q熱器(在低馬赫數(shù)下，預(yù)冷器不工作或者氦在預(yù)冷器內(nèi)吸收熱量不足時(shí)，通過高溫?fù)Q熱器對氦進(jìn)行補(bǔ)熱，以維持氦渦輪進(jìn)口溫度達(dá)到預(yù)期值)出口的氦分流，一部分進(jìn)入氦渦輪做功以驅(qū)動(dòng)空氣壓氣機(jī)，隨后經(jīng)冷卻器RP1被液氫冷卻；一部分高溫氦在冷卻器RP2中被氫氣冷卻后與支路1的低溫氦摻混后進(jìn)入預(yù)冷器。閉式循環(huán)系統(tǒng)氦分流，既有利于充分利用氫熱沉、降低液氫燃料消耗，同時(shí)氦冷卻器RP1出口的氦溫度較低，易于增壓，可降低氦循環(huán)泵RC1的設(shè)計(jì)難度。旁路沖壓燃燒室將預(yù)冷渦輪通道無法完全燃燒的氫消耗，起到減阻增推的作用。

相比于SABRE4方案，HAPE采用了更為簡單的超臨界氦閉式循環(huán)系統(tǒng)，大幅降低了系統(tǒng)復(fù)雜度，提高工程可實(shí)現(xiàn)性。

1.2 性能計(jì)算建模

1.2.1 部件熱力模型

以下給出進(jìn)氣道、換熱器、葉輪機(jī)、燃燒室及噴管等關(guān)鍵部件的熱力性能計(jì)算模型。

1.2.1.1 進(jìn)氣道

進(jìn)氣道建模時(shí)引入以馬赫數(shù)、流量系數(shù)及總壓恢復(fù)系數(shù)定義的進(jìn)氣道特性，如圖2所示，并在非設(shè)計(jì)點(diǎn)性能計(jì)算過程中以進(jìn)氣道工作點(diǎn)在特性圖中位置作為迭代計(jì)算變量，以考慮進(jìn)氣道流量/總壓恢復(fù)、預(yù)冷渦輪通道流通與旁路沖壓通道流通的耦合問題。其中，

β

為總壓恢復(fù)系數(shù)與流量系數(shù)之比，為進(jìn)氣道性能計(jì)算輔助變量。

圖2 進(jìn)氣道特性示意圖Fig.2 Characteristic diagram of intake

1.2.1.2 換熱器

預(yù)冷器、高溫?fù)Q熱器、冷卻器等換熱部件可簡化為統(tǒng)一的換熱器模型。設(shè)計(jì)點(diǎn)計(jì)算根據(jù)給定換熱效能值確定換熱性能，以總壓恢復(fù)系數(shù)設(shè)計(jì)值確定冷熱側(cè)流體壓降。換熱效能定義為實(shí)際換熱量與理論最大換熱量之比，即

(1)

式中：(

mC

)為流體熱容；Δ

T

表示熱容較小側(cè)的進(jìn)出口溫差；hot_in、cold_in分別代表換熱器熱側(cè)、冷側(cè)進(jìn)口。在給定換熱效能、冷熱側(cè)流體總壓恢復(fù)系數(shù)及進(jìn)口熱力參數(shù)時(shí)，可得到冷熱側(cè)出口的溫度、壓力。以熱側(cè)熱容小于冷側(cè)熱容為例，出口參數(shù)可由下式計(jì)算

(2)

(3)

式中

p

、

σ

分別為壓力、總壓恢復(fù)系數(shù)。

當(dāng)換熱器設(shè)計(jì)狀態(tài)確定后，采用文獻(xiàn)[26]提出的方法計(jì)算非設(shè)計(jì)點(diǎn)特性。采用該方法對某換熱器進(jìn)行了特性計(jì)算，并與已有預(yù)冷發(fā)動(dòng)機(jī)換熱器試驗(yàn)臺(tái)(見圖3)上完成的緊湊快速強(qiáng)換熱器試驗(yàn)結(jié)果對比，其誤差分布見圖4。不同工況下，溫度誤差最大不超過2%，壓力誤差最大不超過1.5%，計(jì)算精度高。

圖3 超臨界工質(zhì)微小尺度換熱器試驗(yàn)臺(tái)Fig.3 Supercritical working medium micro-scale heat exchanger test rig

圖4 超臨界工質(zhì)微小尺度換熱器特性計(jì)算誤差Fig.4 Characteristic calculation error of micro-scale supercritical medium heat exchanger

1.2.1.3 葉輪機(jī)

壓氣機(jī)、渦輪部件采用等熵效率評價(jià)性能。對于壓氣機(jī)，出口參數(shù)計(jì)算如下

(4)

式中：

p

、

p

分別為出、進(jìn)口總壓；

π

為壓氣機(jī)壓比。

對于渦輪，出口參數(shù)計(jì)算如下：

(5)

壓氣機(jī)、渦輪出口溫度根據(jù)流體出口壓力及焓，通過查詢NIST軟件物性參數(shù)表確定。

對于非設(shè)計(jì)點(diǎn)性能，在部件特性圖上采用折合轉(zhuǎn)速線及輔助線

β

插值獲得。

1.2.1.4 燃燒室

燃燒室出口參數(shù)由燃燒效率及總壓恢復(fù)系數(shù)確定，采用下式計(jì)算

(6)

1.2.1.5 噴管

預(yù)冷渦輪通道噴管采用幾何不可調(diào)收擴(kuò)噴管。為在寬工作范圍內(nèi)與進(jìn)氣道流量匹配，旁路沖壓噴管采用喉道面積可調(diào)節(jié)的收擴(kuò)噴管。對于收擴(kuò)噴管，在不同背壓狀態(tài)下根據(jù)噴管喉道流動(dòng)特征，按照超臨界、臨界、亞臨界狀態(tài)進(jìn)行等熵理想性能計(jì)算，并采用推力系數(shù)修正獲得噴管實(shí)際性能，表達(dá)式為

F

=

C

F

(7)

式中：

F

為實(shí)際推力；

C

為推力系數(shù)；

F

為噴管理想推力。

1.2.2 整機(jī)性能計(jì)算方法

整機(jī)設(shè)計(jì)點(diǎn)性能計(jì)算中，在部件熱力模型的基礎(chǔ)上根據(jù)各截面流量、溫度、壓力等熱力參數(shù)連續(xù)，換熱器等部件能量守恒，同軸的葉輪機(jī)械功率平衡等條件，構(gòu)建平衡方程組并迭代求解。

在非設(shè)計(jì)點(diǎn)性能計(jì)算中，換熱器、葉輪機(jī)、燃燒室等部件的性能由進(jìn)口工況、部件間共同工作規(guī)律及控制規(guī)律決定，在求解截面熱力參數(shù)連續(xù)關(guān)系的基礎(chǔ)上增加部件間的共同工作方程。非設(shè)計(jì)點(diǎn)性能計(jì)算中共采用了26個(gè)迭代變量及平衡方程，具體見表1。

表1 HAPE非設(shè)計(jì)點(diǎn)性能求解迭代變量及收斂量Tab.1 Iteration and convergent variables of off-design calculation

采用逆Brayden秩1擬Newton方法求解上述平衡方程組，計(jì)算表明該求解方法具有較快的收斂速度和較高的收斂精度。

2 設(shè)計(jì)點(diǎn)參數(shù)影響分析

首先分析設(shè)計(jì)狀態(tài)下HAPE發(fā)動(dòng)機(jī)主要設(shè)計(jì)參數(shù)對其熱力循環(huán)性能的影響規(guī)律。選擇高度25.8 km、馬赫數(shù)5.0的工況點(diǎn)為設(shè)計(jì)點(diǎn)，且各換熱器、葉輪機(jī)、燃燒室的性能參數(shù)取當(dāng)前設(shè)計(jì)典型值，具體見表2。

表2 HAPE各部件性能參數(shù)取值Tab.2 Performance parameters values of components

在發(fā)動(dòng)機(jī)性能參數(shù)化分析中，固定來流空氣總流量，選擇以下參數(shù)作為變量：涵道比

B

(決定預(yù)冷渦輪通道空氣流量)、整機(jī)當(dāng)量比

φ

(決定液氫流量)、預(yù)冷渦輪通道中氦與空氣流量比HAR(決定閉式循環(huán)氦流量)、支路2分流比SR(決定氦渦輪MT和冷卻器RP1中氦流量)、氦循環(huán)泵RC1壓比

π

；各設(shè)計(jì)變量基準(zhǔn)值見表3。

表3 HAPE設(shè)計(jì)變量基準(zhǔn)值Tab.3 Reference value of design variable

對預(yù)冷發(fā)動(dòng)機(jī)而言，空氣壓氣機(jī)的工作狀態(tài)對性能影響顯著?？諝鈮簹鈾C(jī)入口溫度直接反映預(yù)冷性能，空氣壓氣機(jī)的壓比則反映閉式氦循環(huán)系統(tǒng)的熱功轉(zhuǎn)化能力，且主要由空氣入口溫度及氦渦輪MT的驅(qū)動(dòng)功率共同決定。空氣壓氣機(jī)入口溫度(即預(yù)冷器出口空氣溫度)主要由預(yù)冷器的氦流量和氦入口溫度(支路1和支路2匯流后的溫度)決定，與預(yù)冷器、冷卻器1和冷卻器2的換熱性能相關(guān)。在氦入口溫度固定的情況下，預(yù)冷器出口空氣溫度先隨著氦空氣流量比HAR的增加而線性降低，但在HAR大于0.2(氦與空氣熱容比為1.0)后，出口空氣溫度保持不變，具體見圖5所示。冷卻器1和冷卻器2氦出口溫度的變化如圖6所示，其熱側(cè)出口溫度隨著冷側(cè)與熱側(cè)熱容比的增加先降低，在冷側(cè)與熱側(cè)熱容比大于1.0后保持不變。

圖5 預(yù)冷器出口空氣溫度與氦-空流量比的關(guān)系Fig.5 Relation between air temperature at precooler outlet and HAR

圖6 冷卻器氦出口溫度隨氫-氦流量比的關(guān)系Fig.6 Relation between helium temperature at cooler outlet and hydrogen-helium flow capacity ratio

圖7給出了HAR=0.25，SR=0.25，

π

=4.5時(shí)，在不同當(dāng)量比

φ

取值下，涵道比

B

對空氣壓氣機(jī)入口溫度和壓比的影響。隨著涵道比的增加，預(yù)冷渦輪通道的空氣流量降低，在HAR和

φ

不變時(shí)，冷卻器1和冷卻器2中的氫-氦流量比增加。當(dāng)氫-氦流量比小于0.36時(shí)，冷卻器1和冷卻器2出口氦溫度快速降低，使得預(yù)冷器進(jìn)口氦溫度相應(yīng)快速降低，對空氣的冷卻能力增強(qiáng)，壓氣機(jī)進(jìn)口溫度下降較快，壓氣機(jī)壓比相應(yīng)增加。當(dāng)涵道比增加到一定值后，氫-氦流量比的進(jìn)一步增加并不會(huì)導(dǎo)致冷卻器1出口氦溫度降低，但由于冷卻器2進(jìn)口的氫氣溫度降低導(dǎo)致冷卻器2出口氦溫度有所降低；支路1和支路2匯流后溫度略有降低，使得壓氣機(jī)進(jìn)口溫度緩慢降低，壓氣機(jī)壓比也對應(yīng)緩慢增加。

圖7 涵道比對空氣壓氣機(jī)入口溫度及壓比的影響Fig.7 Influence of bypass ratio on inlet temperature & pressure ratio of air compressor

圖8給出了單位推力和比沖的變化趨勢。在涵道比較小時(shí)，單位推力和比沖隨著涵道比的增加而增加，與壓氣機(jī)壓比的變化趨勢一致；但當(dāng)涵道比較大后，單位推力和比沖基本不變。

圖8 涵道比對發(fā)動(dòng)機(jī)單位推力和比沖的影響Fig.8 Influence of bypass ratio on specific thrust & specific impulse

圖9給出了

B

=0

.

4，HAR=0.25，SR=0.25時(shí)，在不同的當(dāng)量比

φ

取值下，氦循環(huán)泵壓比

π

對空氣壓氣機(jī)入口溫度和壓比的影響。由于氦循環(huán)泵進(jìn)口溫度低(約50 K)，其出口溫度在壓比增加過程中變化不大(約100 K)，使得預(yù)冷器的換熱性能變化較小，因此空氣壓氣機(jī)入口溫度變化較小。對于閉式布雷頓循環(huán)，循環(huán)泵壓比增加可提高系統(tǒng)熱效率，增加輸出功率，使得閉式循環(huán)系統(tǒng)所驅(qū)動(dòng)的空氣壓氣機(jī)壓比對應(yīng)增加。此外，當(dāng)量比

Φ

較小時(shí)，液氫流量較低，對來流高溫空氣的冷卻能力越弱，使得空氣壓氣機(jī)入口溫度較高而難以壓縮，

π

的增加對空氣壓氣機(jī)壓比的影響也相應(yīng)變小。圖10給出了氦循環(huán)泵壓比

π

對發(fā)動(dòng)機(jī)單位推力和比沖的影響，其變化趨勢與圖9(b)中空氣壓氣機(jī)的壓比變化趨勢一致。

圖9 氦循環(huán)泵壓比對空氣壓氣機(jī)入口溫度及壓比的影響Fig.9 Influence of πRC1 on inlet temperature & pressure ratio of air compressor

圖10 氦循環(huán)泵壓比對發(fā)動(dòng)機(jī)單位推力和比沖的影響Fig.10 Influence of πRC1 on specific thrust & specific impulse

由于預(yù)冷渦輪通道氦與空氣流量比HAR、支路2分流比SR、整機(jī)當(dāng)量比

φ

對預(yù)冷性能及熱-功轉(zhuǎn)化能力的影響存在較強(qiáng)的耦合性，難以直接進(jìn)行參數(shù)化影響分析，以下采用PSO粒子群優(yōu)化算法開展這3個(gè)參數(shù)的影響分析及優(yōu)化設(shè)計(jì)。同時(shí)，由上述參數(shù)化分析結(jié)果可知，氦循環(huán)泵RC1壓比為4.5、涵道比

B

為0.4時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)具有較高的單位推力及比沖性能，因此固定這兩個(gè)參數(shù)的取值。在優(yōu)化設(shè)計(jì)中優(yōu)化目標(biāo)為比沖，同時(shí)限制空氣壓氣機(jī)進(jìn)口溫度不超過480 K。圖11給出了不同當(dāng)量比下，預(yù)冷渦輪通道氦-空流量比HAR與支路2分流比SR對比沖的影響。在當(dāng)量比取值為0.82時(shí)，空氣壓氣機(jī)入口溫度最低為565 K，超出了480 K的溫度限制，無可行解。隨著當(dāng)量比的增加，滿足空氣壓氣機(jī)進(jìn)口溫度要求的可行域范圍不斷增大，但在可行域內(nèi)發(fā)動(dòng)機(jī)比沖呈下降趨勢。在空氣壓氣機(jī)進(jìn)口溫度為480 K時(shí)，優(yōu)化設(shè)計(jì)獲得的工作點(diǎn)為圖中的

A

點(diǎn)，當(dāng)量比取值為0.93，發(fā)動(dòng)機(jī)比沖為3 287 s。

圖11 HAPE設(shè)計(jì)參數(shù)優(yōu)化結(jié)果Fig.11 Optimization results of HAPE design parameters

在該優(yōu)化設(shè)計(jì)點(diǎn)，發(fā)動(dòng)機(jī)的主要設(shè)計(jì)參數(shù)、性能參數(shù)及截面關(guān)鍵熱力參數(shù)可見圖12和表4。在該設(shè)計(jì)點(diǎn)，通過匹配外涵沖壓通道和優(yōu)化設(shè)計(jì)閉式氦循環(huán)路，使得冷卻的液當(dāng)量比小于1.0，沒有造成燃料的浪費(fèi)。

圖12 HAPE發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)鍵截面設(shè)計(jì)點(diǎn)熱力參數(shù)Fig.12 Thermodynamic parameters at key sections of HAPE at design point

表4 設(shè)計(jì)點(diǎn)參數(shù)取值Tab.4 Parameters at design point

3 HAPE發(fā)動(dòng)機(jī)控制規(guī)律及工作特性

3.1 HAPE發(fā)動(dòng)機(jī)控制規(guī)律

HAPE發(fā)動(dòng)機(jī)熱力循環(huán)的控制可分為空氣及燃料路、閉式氦循環(huán)系統(tǒng)控制。

空氣及燃料路中的控制變量包括：預(yù)冷渦輪通道主燃燒室當(dāng)量比、旁路沖壓燃燒室當(dāng)量比，旁路沖壓噴管喉道面積和進(jìn)氣道幾何位置。

閉式氦循環(huán)系統(tǒng)中，控制變量為：氦渦輪MT進(jìn)口溫度、氫渦輪HT2旁通流量及閉式氦循環(huán)系統(tǒng)中氦的總質(zhì)量。由于氦渦輪MT的氦進(jìn)口溫度是通過高溫?fù)Q熱器中預(yù)燃燃?xì)馀c氦換熱進(jìn)行控制，耦合性較強(qiáng)，期望在發(fā)動(dòng)機(jī)工況變化時(shí)變化較小且不超溫，因此控制氦渦輪MT進(jìn)口溫度保持為定值。通過控制氫渦輪HT2旁通流量來調(diào)節(jié)液氫泵工作狀態(tài)以改變液氫流量，進(jìn)而間接影響循環(huán)泵RC1的轉(zhuǎn)速。通過充、放工質(zhì)過程改變閉式氦循環(huán)系統(tǒng)中氦的總質(zhì)量，以調(diào)節(jié)閉式循環(huán)系統(tǒng)基準(zhǔn)壓力(即預(yù)冷器入口氦壓力)，進(jìn)而調(diào)控閉式循環(huán)系統(tǒng)輸出功率。

HAPE發(fā)動(dòng)機(jī)空氣及燃料路、閉式氦循環(huán)系統(tǒng)的控制部件及被控參數(shù)如表5所示，共有7個(gè)被控參數(shù)。

表5 HAPE發(fā)動(dòng)機(jī)被控部件及被控參數(shù)Tab.5 Controlled components and variables of HAPE

以下首先給出空氣及燃料路被控參數(shù)對整機(jī)工作狀態(tài)的影響規(guī)律，在此基礎(chǔ)上進(jìn)一步對閉式氦循環(huán)系統(tǒng)的控制進(jìn)行分析。為體現(xiàn)預(yù)燃室、高溫?fù)Q熱器控制氦渦輪MT進(jìn)口溫度的作用，選擇預(yù)冷器無法單獨(dú)為閉式氦循環(huán)系統(tǒng)提供充足熱量時(shí)的工況(4

Ma

、20.5 km)開展控制規(guī)律分析。

3.1.1 空氣及燃料路

進(jìn)氣道幾何調(diào)節(jié)主要保證進(jìn)氣道流量捕獲特性及總壓恢復(fù)系數(shù)，參考SKYLON飛行器工作軌跡，以其給定的進(jìn)氣道流量系數(shù)及總壓恢復(fù)系數(shù)作為進(jìn)氣道臨界工作狀態(tài)參數(shù)，如圖13所示。

圖13 SKYLON飛行軌跡及進(jìn)氣道總壓恢復(fù)Fig.13 Trajectory and intake total pressure recovery of SKYLON

為保證預(yù)冷渦輪通道工作狀態(tài)穩(wěn)定，其主燃燒室MB中氫以化學(xué)恰當(dāng)比燃燒。圖14給出了旁路沖壓燃燒室當(dāng)量比、旁路沖壓噴管喉道面積變化對發(fā)動(dòng)機(jī)推力及比沖的影響。圖中的臨界線表示進(jìn)氣道亞臨界與臨界/超臨界工作的分界線。旁路沖壓燃燒室當(dāng)量比過高或喉道面積較小都會(huì)導(dǎo)致旁路沖壓通道流通能力不足，進(jìn)氣道進(jìn)入亞臨界不穩(wěn)定工作狀態(tài)。為保證發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定工作，進(jìn)氣道應(yīng)維持在圖中臨界線右側(cè)的臨界/超臨界范圍內(nèi)工作。在進(jìn)氣道超臨界工作狀態(tài)范圍內(nèi)，總推力隨著旁路沖壓噴管喉道面積的增加而降低，且隨旁路沖壓燃燒室當(dāng)量比的增加呈單調(diào)增加趨勢，因此推力極大值出現(xiàn)在臨界線的最大當(dāng)量比處。圖中

φ

=1曲線為氫燃料燃燒與冷卻平衡的分界線，在該線以上均無燃料浪費(fèi)。發(fā)動(dòng)機(jī)比沖隨當(dāng)量比增加呈現(xiàn)先增大后減小趨勢，隨噴管喉道面積增加呈單調(diào)減小趨勢，極大值位于

φ

=1平衡分界線與臨界線相交的右上側(cè)范圍內(nèi)。為兼顧旁路沖壓噴管喉道面積變化范圍及燃料燃燒-冷卻平衡關(guān)系，所采取的控制策略為：①控制預(yù)冷渦輪通道主燃燒室內(nèi)氫以化學(xué)恰當(dāng)比燃燒；②控制旁路沖壓燃燒室當(dāng)量比以保證燃燒-冷卻所需燃料量平衡；③控制旁路沖壓噴管喉道面積保證進(jìn)氣道工作在臨界狀態(tài)。在該控制策略下，旁路沖壓通道工作在圖中

A

點(diǎn)處。

圖14 HAPE發(fā)動(dòng)機(jī)旁路沖壓調(diào)節(jié)規(guī)律Fig.14 Control law of HAPE bypass channel

3.1.2 閉式氦循環(huán)系統(tǒng)

調(diào)節(jié)閉式氦循環(huán)系統(tǒng)基準(zhǔn)壓力、氦循環(huán)泵RC1物理轉(zhuǎn)速對發(fā)動(dòng)機(jī)工作特性的影響主要體現(xiàn)在改變空氣壓氣機(jī)及閉式氦循環(huán)系統(tǒng)中各葉輪機(jī)的工作狀態(tài)上。

圖15給出了空氣壓氣機(jī)的匹配工作點(diǎn)受閉式氦循環(huán)系統(tǒng)基準(zhǔn)壓力、氦循環(huán)泵RC1物理轉(zhuǎn)速的影響變化規(guī)律。空氣壓氣機(jī)折合轉(zhuǎn)速隨著基準(zhǔn)壓力的增加而單調(diào)增加，隨著氦循環(huán)泵物理轉(zhuǎn)速的增加變化較??；在調(diào)節(jié)量變化范圍內(nèi)，匹配工作點(diǎn)均在空氣壓氣機(jī)穩(wěn)定工作范圍內(nèi)。圖16和圖17分別給出了氦循環(huán)泵及氦渦輪MT的匹配工作點(diǎn)隨基準(zhǔn)壓力、氦循環(huán)泵RC1物理轉(zhuǎn)速調(diào)節(jié)的變化趨勢。氦循環(huán)泵折合轉(zhuǎn)速變化與其物理轉(zhuǎn)速變化規(guī)律基本一致；隨著轉(zhuǎn)速的降低，氦循環(huán)泵工作點(diǎn)向喘振邊界移動(dòng)。氦渦輪MT的折合轉(zhuǎn)速主要受基準(zhǔn)壓力影響，但其變化范圍較小，渦輪工作狀態(tài)相對穩(wěn)定。

圖15 空氣壓氣機(jī)工作特性Fig.15 Characteristic of air compressor

圖16 氦循環(huán)泵RC1工作特性Fig.16 Characteristic of helium compressor RC1

圖17 氦渦輪MT工作特性Fig.17 Characteristic of helium main turbine MT

圖18和圖19給出了發(fā)動(dòng)機(jī)推力及比沖隨基準(zhǔn)壓力、氦循環(huán)泵RC1物理轉(zhuǎn)速的變化規(guī)律。發(fā)動(dòng)機(jī)推力和比沖性能的變化主要由閉式循環(huán)基準(zhǔn)壓力決定，氦循環(huán)泵物理轉(zhuǎn)速的影響較小。圖20進(jìn)一步給出了發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)外涵推力的變化趨勢，隨著基準(zhǔn)壓力的提高，空氣壓氣機(jī)的折合轉(zhuǎn)速增加，空氣流量和壓比均增加(見圖15)，使得預(yù)冷渦輪通道推力增加；此外，在保證燃燒與冷卻所需燃料量平衡的條件下，旁路沖壓通道燃燒室當(dāng)量比增加，使得沖壓通道推力相應(yīng)增大。

圖18 推力及氫流量變化規(guī)律Fig.18 Variation of thrust and hydrogen mass flow

圖19 比沖變化規(guī)律Fig.19 Variation of specific impulse

圖20 內(nèi)外涵推力變化規(guī)律Fig.20 Variation of core and bypass channel thrust

整體來看，通過采用上述空氣及燃料路、閉式氦循環(huán)系統(tǒng)控制策略，可以保證冷卻與燃燒所需的燃料量平衡，沒有燃料浪費(fèi)，使得發(fā)動(dòng)機(jī)具有較高的比沖性能；通過調(diào)節(jié)閉式氦循環(huán)系統(tǒng)基準(zhǔn)壓力，使得發(fā)動(dòng)機(jī)具有較寬廣的推力調(diào)節(jié)范圍，且各主要部件均在其穩(wěn)定工作范圍內(nèi)。

3.2 HAPE發(fā)動(dòng)機(jī)工作特性

HAPE發(fā)動(dòng)機(jī)在圖13所示的飛行軌跡下的推力和比沖特性見圖21所示。HAPE發(fā)動(dòng)機(jī)推力和比沖的變化趨勢與SABRE3、SABRE4方案基本一致，均隨著飛行馬赫數(shù)的增加呈現(xiàn)先增加后降低的趨勢。HAPE的比沖大幅高于SABRE3方案，但略低于SABRE4方案。在2.5

Ma

附近，比沖達(dá)到最大值4 963 s。在1

Ma

以下，由于旁路沖壓通道不工作，且HAPE閉式循環(huán)布局較為簡單，使得冷卻所需液氫流量大于燃燒所需量，比沖有所下降，0

Ma

的比沖為3 608 s。相比于SABRE方案，HAPE兼顧比沖及系統(tǒng)復(fù)雜度，應(yīng)具有更高的工程可實(shí)現(xiàn)性。

圖21 典型飛行軌跡下HAPE發(fā)動(dòng)機(jī)的無量綱推力、比沖特性Fig.21 Variation of dimensionless thrust and specific impulse along typical trajectory

4 結(jié)論

本文提出了一種新型的預(yù)冷發(fā)動(dòng)機(jī)熱力循環(huán)方案HAPE，并對該方案的總體性能進(jìn)行了詳細(xì)計(jì)算分析，得到的主要結(jié)論如下：

1)HAPE熱力循環(huán)采用適度預(yù)冷，且在簡單閉式氦循環(huán)的基礎(chǔ)上采用分流冷卻壓縮方式，可以有效降低冷卻所需的液氫燃料量，利用提高發(fā)動(dòng)機(jī)比沖，在5

Ma

設(shè)計(jì)點(diǎn)的比沖可達(dá)3 287 s。

2)在HAPE發(fā)動(dòng)機(jī)控制中，空氣路通過調(diào)節(jié)旁路沖壓通道燃燒室當(dāng)量比和噴管喉道面積，可保證進(jìn)氣道、預(yù)冷渦輪通道及旁路沖壓通道的匹配工作，并實(shí)現(xiàn)冷卻與燃燒所需燃料量的平衡；閉式循環(huán)系統(tǒng)中通過調(diào)節(jié)預(yù)冷器入口氦壓力和氦循環(huán)泵轉(zhuǎn)速，可以在保證主要部件穩(wěn)定工作的前提下，實(shí)現(xiàn)對發(fā)動(dòng)機(jī)推力的有效調(diào)節(jié)。

3)HAPE發(fā)動(dòng)機(jī)熱力循環(huán)的復(fù)雜度介于SABRE3和SABRE4方案之間，兼具較高的比沖性能和工程可實(shí)現(xiàn)性，可為高超聲速預(yù)冷發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)提供新的思路。