吸氣式旋轉(zhuǎn)爆震組合循環(huán)發(fā)動機性能

計自飛，李天琦，張會強

(1. 中國航發(fā)沈陽發(fā)動機研究所，沈陽 110015； 2. 清華大學(xué) 航天航空學(xué)院，北京 100084)

0 引言

渦輪基組合循環(huán)發(fā)動機(TBCC)是最典型的吸氣式組合循環(huán)發(fā)動機，在過去的幾十年里，國內(nèi)外學(xué)者通過理論分析、數(shù)值仿真以及整機和部件實驗等手段開展了大量研究工作，并取得了一系列重要成果。然而，由于常規(guī)渦輪的高速性能以及常規(guī)沖壓的低速性能均較差，常規(guī)TBCC發(fā)動機在模態(tài)轉(zhuǎn)換期間存在“推力間隙”問題。為了解決上述問題，往往需要引入復(fù)雜系統(tǒng)或熱力循環(huán)。西安航天動力研究所提出了預(yù)冷空氣渦輪火箭發(fā)動機(PATR)方案。受壓氣機出口溫度限制，常規(guī)的ATR發(fā)動機最高飛行馬赫數(shù)僅為3.5左右，PATR發(fā)動機的進氣道與壓氣機之間設(shè)置有預(yù)冷器，可降低高馬赫數(shù)條件下壓氣機出口溫度，從而具有更寬廣的工作包線。北京動力機械研究所提出的渦輪輔助火箭增強沖壓組合循環(huán)發(fā)動機(TRRE)則是通過將并聯(lián)式TBCC發(fā)動機的沖壓燃燒室替換為火箭沖壓復(fù)合燃燒室來實現(xiàn)渦輪模態(tài)與沖壓模態(tài)的平穩(wěn)接力。英國反作用發(fā)動機公司的吸氣火箭協(xié)同式發(fā)動機(SABRE)是一類特殊的預(yù)冷空氣渦輪發(fā)動機，該發(fā)動機存在吸氣和火箭兩個工作模塊，涉及液氮、氫、空氣、富燃燃氣等4種工質(zhì)的循環(huán)，工作過程相當(dāng)復(fù)雜。

旋轉(zhuǎn)爆震是一種超聲速增壓燃燒方式，同時具有熵增小、反應(yīng)強度高、放熱速率快等優(yōu)勢，將爆震技術(shù)引入推進系統(tǒng)可顯著提升發(fā)動機的推力和油耗特性，同時使得發(fā)動機結(jié)構(gòu)更加緊湊，因而，旋轉(zhuǎn)爆震發(fā)動機是最具潛力的新型航空航天動力裝置之一。旋轉(zhuǎn)爆震技術(shù)在燃氣渦輪發(fā)動機和沖壓發(fā)動機等單一循環(huán)動力系統(tǒng)中應(yīng)有的優(yōu)勢已得到驗證，用基于旋轉(zhuǎn)爆震的渦輪動力單元和沖壓動力單元分別代替組合循環(huán)發(fā)動機中的常規(guī)渦輪動力單元和沖壓動力單元，將可能在不增加系統(tǒng)和循環(huán)復(fù)雜度的條件下改善吸氣式組合循環(huán)發(fā)動機在過渡模態(tài)的性能。然而，目前有關(guān)旋轉(zhuǎn)爆震發(fā)動機的研究主要是針對單一循環(huán)方式，有關(guān)基于旋轉(zhuǎn)爆震的渦輪基組合循環(huán)發(fā)動機的研究十分匱乏。

本文以吸氣式組合循環(huán)發(fā)動機為研究對象，提出了一種基于旋轉(zhuǎn)爆震的渦輪基組合循環(huán)發(fā)動機系統(tǒng)方案，能夠充分發(fā)揮每種組成單元在不同飛行條件下的性能優(yōu)勢，實現(xiàn)飛行器的全速域、跨空間的快速飛行。隨后，建立了參數(shù)化總體性能分析模型，在此基礎(chǔ)上研究了發(fā)動機在不同飛行參數(shù)下的總體性能特征。

1 數(shù)學(xué)物理模型

1.1 旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室低階計算模型

旋轉(zhuǎn)爆震過程具有顯著的時空非定常效應(yīng)，針對常規(guī)燃燒方式的低階模型不再適用，建立連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震過程的低階模化方法，是開展旋轉(zhuǎn)爆震發(fā)動機參數(shù)化總體性能分析的關(guān)鍵環(huán)節(jié)。旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室的典型二維流場結(jié)構(gòu)如圖1所示，其中的熱力學(xué)過程可看作是旋轉(zhuǎn)爆震過程緊跟著膨脹過程。在靜止坐標系中，由于膨脹波的影響，爆震波前預(yù)混氣具有一定的周向速度分量，因而，爆震波面并不與噴注面垂直。CJ速度

v

與進氣速度

v

以及爆震波的周向傳播速度

U

之間的關(guān)系可由圖1(b)所示的速度三角形表征。

圖1 旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室典型流場示意圖Fig.1 Schematic diagram of typical flow field in rotating detonation combustor

對于旋轉(zhuǎn)爆震過程，若來流參數(shù)

p

、

T

已知，利用MATLAB軟件耦合Shock and Detonation Tool Box以及CANTERA軟件基于一維ZND理論可以求解爆震波后參數(shù)

p

、

T

以及理論速度

v

。假定新鮮混合氣等速進入燃燒室，則爆震波面與新鮮混氣和產(chǎn)物的分界面垂直。Sichel等基于特征線方法得到了在爆震波傳播方向上距離其

x

處的壓力與無量綱長度

ξ

的關(guān)系，其中

ξ

是位置坐標

x

與爆震波頭的高度

h

的比值。本模型選用Sichel等的研究結(jié)論，結(jié)合一維ZND理論和爆震波后壓力的衰減模型，可以得到噴注面的壓力分布

p

(

θ

)。根據(jù)

p

(

θ

)可以得到進氣區(qū)的范圍Δ

θ

。燃燒室的壓力從爆震波所處的角向位置

θ

開始沿周向衰減，在某一角向位置

θ

處壓力衰減到噴注總壓

p

，可燃混氣開始進入爆震室，從此處開始燃燒室壓力等于新鮮混氣的壓力。相關(guān)研究表明，附體斜激波的強度較弱，由于斜激波造成的熵增相比于爆震過程的熵增非常小，同時，由斜激波造成的總壓損失與加熱造成的總壓損失相比也非常小，因此，爆震產(chǎn)物的膨脹過程可按照等熵過程處理。圖2給出了根據(jù)本模型計算的燃燒室壓力與角度坐標的函數(shù)關(guān)系和數(shù)值計算結(jié)果的對比情況，可見本模型的預(yù)測結(jié)果與數(shù)值仿真的結(jié)果吻合很好。

圖2 旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室低階模型計算結(jié)果與數(shù)值模擬結(jié)果的比較Fig.2 Comparison of low-order model calculation results with numerical simulation results for rotating detonation combustor

對于進氣道、壓氣機、渦輪、尾噴管中的氣動熱力過程采用常規(guī)航空燃氣渦輪發(fā)動機的通用方法計算和分析，具體模型此處不再贅述。

1.2 系統(tǒng)布局與工作原理

渦輪基組合循環(huán)發(fā)動機的布局有串聯(lián)式和并聯(lián)式兩種，由于串聯(lián)式布局在單元匹配工作方面存在較大困難，本文選用并聯(lián)布局。考慮到旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室的工作特性及其與進排氣部件的匹配工作要求，本文提出一種基于旋轉(zhuǎn)爆震的渦輪基組合循環(huán)發(fā)動機系統(tǒng)方案，如圖3所示。整體采用雙通道布局，旋轉(zhuǎn)爆震沖壓通道位于旋轉(zhuǎn)爆震燃氣渦輪通道的外側(cè)，兩個通道共用進氣道和尾噴管膨脹段。在進氣道部分設(shè)有模式選擇閥，通過調(diào)節(jié)其位置可以實現(xiàn)組合發(fā)動機在不同工作模式間的轉(zhuǎn)換。在尾噴管部分設(shè)有尾噴管調(diào)節(jié)閥，通過調(diào)節(jié)該閥門的位置實現(xiàn)單元間的匹配工作。

圖3 基于旋轉(zhuǎn)爆震的渦輪基組合循環(huán)發(fā)動機系統(tǒng)方案Fig.3 Turbine-based combined cycle engine based on rotating detonation

根據(jù)高超聲速飛行器在不同飛行條件下對動力系統(tǒng)的需求，該組合循環(huán)發(fā)動機可實現(xiàn)3種不同的工作模式：①渦輪模式，當(dāng)飛行馬赫數(shù)較低時，組合循環(huán)發(fā)動機以渦輪模式工作，如圖4(a)所示，調(diào)節(jié)模式選擇閥使得雙通道均處于打開狀態(tài)，然而僅有旋轉(zhuǎn)爆震渦輪單元起動工作；②過渡模式，隨著飛行馬赫數(shù)的增大，渦輪單元的性能顯著下降，當(dāng)其推力難以滿足飛行器需求時，沖壓通道點火，此后渦輪單元的推力占比逐漸減小，直至完全關(guān)機,如圖4(b)所示；③沖壓模式，當(dāng)飛行馬赫數(shù)較高時，組合循環(huán)發(fā)動機以沖壓模式工作，如圖4(c)所示，調(diào)節(jié)模式選擇閥使得渦輪單元通道處于關(guān)閉狀態(tài)，僅沖壓單元啟動工作。

圖4 組合循環(huán)發(fā)動機的工作模式Fig.4 Operating mode of combined cycle engine

2 結(jié)果與討論

2.1 旋轉(zhuǎn)爆震渦輪發(fā)動機總體性能特征

圖5 旋轉(zhuǎn)爆震渦輪發(fā)動機與常規(guī)渦輪發(fā)動機的性能比較Fig.5 Performance comparison between rotating detonation turbine engine and traditional turbine engine

2.2 旋轉(zhuǎn)爆震沖壓發(fā)動機總體性能特征

圖6 旋轉(zhuǎn)爆震沖壓發(fā)動機與常規(guī)沖壓發(fā)動機的性能比較Fig.6 Performance comparison between rotating detonation ramjet engine and traditional ramjet engine

2.3 旋轉(zhuǎn)爆震組合循環(huán)發(fā)動機總體性能特征

由2.1節(jié)和2.2節(jié)的結(jié)論可知，在

Ma

較低時，爆震渦輪模式的比推力和比沖均具有顯著優(yōu)勢，隨著

Ma

的增大，爆震渦輪模式的比推力優(yōu)勢逐漸被爆震沖壓模式取代，然而，前者的比沖仍高于后者。若在某一固定馬赫數(shù)下完成模態(tài)轉(zhuǎn)換，模態(tài)轉(zhuǎn)換馬赫數(shù)過小，則比沖偏低，模態(tài)轉(zhuǎn)換馬赫數(shù)過大，則比推力偏小?？紤]到上述問題，本文提出一種等推力等流量模態(tài)轉(zhuǎn)換策略，即模態(tài)轉(zhuǎn)換在一個速度區(qū)間內(nèi)完成，在該區(qū)間內(nèi)，組合發(fā)動機處于過渡工作模態(tài)，且推力和進氣流量恒定。這種模態(tài)轉(zhuǎn)換策略可兼顧渦輪單元比沖高和沖壓單元比推力高的優(yōu)勢。按照等推力模態(tài)轉(zhuǎn)換策略，在模態(tài)轉(zhuǎn)換期間，通過調(diào)節(jié)渦輪單元和沖壓單元的供油規(guī)律和噴管調(diào)節(jié)閥的位置，實現(xiàn)在模態(tài)轉(zhuǎn)換期間推力和流量保持不變。定義渦輪通道的空氣流量占組合循環(huán)發(fā)動機總進氣流量的比例為流量分配系數(shù),用符號

Λ

表示，其表達式為

(1)

式中

F

表示過渡模態(tài)比推力的設(shè)計值。根據(jù)吸氣式發(fā)動機比沖的定義，組合循環(huán)發(fā)動機在過渡模態(tài)的等效比沖可由

Λ

、渦輪單元比沖

I

和沖壓單元比沖

I

表示為

(2)

不同飛行高度對應(yīng)的旋轉(zhuǎn)爆震組合循環(huán)發(fā)動機過渡模態(tài)性能特征如圖7所示?？梢姡煌w行高度條件下，相同的模式轉(zhuǎn)換起始馬赫數(shù)(

Ma

)對應(yīng)不同的終止馬赫數(shù)(

Ma

)，

H

越大，過渡模式對應(yīng)的速度區(qū)間越小。由于沖壓模式的比推力隨飛行高度

H

的變化不如渦輪模式顯著，因而，相同

Ma

對應(yīng)的

Ma

隨

H

的增大而減小。從圖7中可以看出，

H

越大，相同

Ma

對應(yīng)的過渡模式的比推力越大。渦輪單元和沖壓單元的比沖均隨

H

的增大而增大，但是，渦輪單元流量占比

Λ

隨

H

的增大而減小，在兩者的共同作用下，在過渡模式的起始階段，等效比沖幾乎不隨

H

而變化，如圖7(b)所示。此外，由于11～20 km為標準大氣的等溫層，因此，發(fā)動機在15 km和20 km的性能非常接近。

圖7 定高巡航工況下H取值對組合循環(huán)發(fā)動機總體性能和進氣道流量分配的影響Fig.7 Influence of H value on the overall performance of combined cycle engine and the inlet flow distribution under the constant height cruise condition

3 結(jié)論

通過熱力循環(huán)分析方法研究了旋轉(zhuǎn)爆震渦輪發(fā)動機和旋轉(zhuǎn)爆震沖壓發(fā)動機的總體性能特征，與相同使用條件的基于常規(guī)燃燒方式的發(fā)動機性能對比表明，在寬廣的飛行馬赫數(shù)范圍內(nèi)，旋轉(zhuǎn)爆震渦輪發(fā)動機的比推力和比沖均有明顯優(yōu)勢，且這些優(yōu)勢隨著

Ma

的增大而減小；在低

Ma

工況下，旋轉(zhuǎn)爆震沖壓發(fā)動機的比推力和比沖具有優(yōu)勢，隨著

Ma

的增大，比推力優(yōu)勢逐漸減小直至消失。建立了基于旋轉(zhuǎn)爆震的渦輪基組合循環(huán)發(fā)動機參數(shù)化總體性能分析模型，針對爆震渦輪單元和爆震沖壓單元的性能特征，提出一種等推力等流量模態(tài)轉(zhuǎn)換策略，并研究了在定高巡航飛行方式下，模態(tài)轉(zhuǎn)換對應(yīng)的飛行馬赫數(shù)范圍以及過渡模態(tài)性能特征，結(jié)果表明，當(dāng)模態(tài)轉(zhuǎn)換起始馬赫數(shù)相同時，模態(tài)轉(zhuǎn)換終止馬赫數(shù)隨飛行高度的增大而減??；隨著飛行高度的增大，相同

Ma

對應(yīng)的比推力單調(diào)增大，渦輪單元流量占比單調(diào)減小，在過渡模式的起始階段，等效比沖幾乎不隨高度而變化。