空氣渦輪火箭發(fā)動(dòng)機(jī)性能仿真分析

朱 巖,吳弈臻，馬 元，南向誼

(西安航天動(dòng)力研究所，陜西 西安 710100)

0 引言

高超聲速飛行器一直是各國航空航天領(lǐng)域研究競爭的主要熱點(diǎn)，高超聲速飛行器具有速度快、跨速域空域等特點(diǎn)，單一類型的發(fā)動(dòng)機(jī)難以適應(yīng)全速域空域需求，若在不同飛行高度和速度使用不同的發(fā)動(dòng)機(jī)，多個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)有著干重過大的缺點(diǎn)。于是將不同類型的發(fā)動(dòng)機(jī)有機(jī)的結(jié)合在一起，達(dá)到跨軌道、全速域飛行的目的。

空氣渦輪火箭(air turbo rocket，ATR)作為各單項(xiàng)動(dòng)力技術(shù)的有機(jī)融合，處在當(dāng)今世界動(dòng)力技術(shù)發(fā)展的前沿，是各動(dòng)力強(qiáng)國研究的熱點(diǎn)[1]。歐洲導(dǎo)彈集團(tuán)提出了基于ATR的“重裝步兵”導(dǎo)彈概念，為陸軍和海軍提供“間接的精確打擊能力，提出在推力變化范圍大的情況下，ATR組合動(dòng)力是導(dǎo)彈動(dòng)力系統(tǒng)的最佳選擇[2-3]。美國CFDRC公司開展了小衛(wèi)星運(yùn)載器LOX/RP推進(jìn)劑ATR研究，完成了樣機(jī)研制，進(jìn)行了熱試車、總體應(yīng)用論證和彈道優(yōu)化研究。日本以巡航導(dǎo)彈、高速無人機(jī)為應(yīng)用背景，進(jìn)行單組元和固體推進(jìn)劑ATR研究，2004年，開始進(jìn)行直聯(lián)試驗(yàn)驗(yàn)證研究，完成了飛行試驗(yàn)樣機(jī)研制[4-5]。ATR動(dòng)力具有工作空域大、速域?qū)?，技術(shù)難度小等特點(diǎn)，可滿足未來新型飛行器動(dòng)力需求，是高速飛行器理想的動(dòng)力裝置，具有重大的發(fā)展前景[6]。

ATR發(fā)動(dòng)機(jī)仿真方面，西安航天動(dòng)力研究所張留歡等開展飛行高度20 km、3Ma速度條件下,空氣渦輪火箭發(fā)動(dòng)機(jī)(ATR)風(fēng)車狀態(tài)數(shù)值仿真研究[7]。西北工業(yè)大學(xué)潘宏亮等建立了液體推進(jìn)劑ATR發(fā)動(dòng)機(jī)非線性氣動(dòng)熱力模型,并將發(fā)生器與主燃燒室熱力計(jì)算模塊與渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)仿真迭代計(jì)算模塊集成，可用于ATR發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)點(diǎn)和非設(shè)計(jì)點(diǎn)特性計(jì)算[8]。西北工業(yè)大學(xué)劉洋等建立ATR發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪和壓氣機(jī)的工作特性模型，分別基于渦輪和壓氣機(jī)的工作環(huán)境先后采用兩種不同的方法完成了二者的匹配，得到驅(qū)動(dòng)渦輪燃?xì)饬髁康亩空{(diào)控規(guī)律[9]。本文創(chuàng)新點(diǎn)在于通過對(duì)比分析不同推進(jìn)劑和發(fā)動(dòng)機(jī)敏感參數(shù)對(duì)推力比沖影響，確定發(fā)動(dòng)機(jī)組件工作參數(shù)范圍。

1 工作原理及參數(shù)選擇

空氣渦輪火箭發(fā)動(dòng)機(jī)(ATR)是航空渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)與火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的有機(jī)組合，系統(tǒng)組成見圖1，核心組件包括：壓氣機(jī)、燃?xì)獍l(fā)生器、渦輪、混流燃燒室及噴管[10-11]。

圖1 ATR發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)原理示意圖Fig.1 System schematic of ATR engine

ATR發(fā)動(dòng)機(jī)的工作原理：利用火箭燃?xì)獍l(fā)生器產(chǎn)生高溫、富燃燃?xì)?，?qū)動(dòng)渦輪帶動(dòng)壓氣機(jī)，壓氣機(jī)吸入空氣并增壓，增壓后的空氣繞過渦輪進(jìn)入燃燒室，與經(jīng)渦輪做功后的富燃燃?xì)膺M(jìn)行二次燃燒，燃燒產(chǎn)物通過噴管產(chǎn)生推力[12-13]。

ATR發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)獍l(fā)生器氣體流路與空氣流路并聯(lián)，實(shí)現(xiàn)航空發(fā)動(dòng)機(jī)中壓氣機(jī)內(nèi)空氣和渦輪內(nèi)燃?xì)夤β?、流量、壓力等參?shù)多重解耦[14-15]，實(shí)現(xiàn)富燃燃?xì)夂涂諝膺M(jìn)入燃燒室前互不影響。渦輪前燃?xì)鈪?shù)(總溫等) 不受發(fā)動(dòng)機(jī)來流空氣參數(shù)影響[16-17]，這在一定程度上拓寬了ATR發(fā)動(dòng)機(jī)的穩(wěn)定工作包線 (馬赫數(shù)范圍可達(dá)0～4)[18-20]。

由于渦輪由燃?xì)獍l(fā)生器燃?xì)怛?qū)動(dòng)，不存在壓氣機(jī)與渦輪的氣動(dòng)耦合，ATR發(fā)動(dòng)機(jī)特性與火箭發(fā)動(dòng)機(jī)或渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)有很大不同，需研究主要部件的工作參數(shù)：壓氣機(jī)增壓比、渦輪落壓比、發(fā)生器燃?xì)鉄嵛镄约安考实葘?duì)比沖和比推力的影響，以合理選擇設(shè)計(jì)參數(shù)，提高發(fā)動(dòng)機(jī)性能。

在ATR發(fā)動(dòng)機(jī)中，余氣系數(shù)α和空燃比Ma的定義為

Ma=Wa2/Wg4

(1)

α=Ma/Ma_des

(2)

式中：Ma為發(fā)動(dòng)機(jī)任意工況空燃比；Ma_des為當(dāng)量空燃比，即燃料和空氣完全反應(yīng)時(shí)的空燃比；Wa2為進(jìn)入進(jìn)氣道的空氣質(zhì)量流量；Wg4為燃?xì)獍l(fā)生器中的燃?xì)赓|(zhì)量流量。理論上α可以為0至高數(shù)值的任一數(shù)值，當(dāng)α>1時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)處于富氧燃燒狀態(tài)，反之則處于富燃燃燒狀態(tài)。

ATR發(fā)動(dòng)機(jī)比沖定義與噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)熱力循環(huán)相近，不考慮飛行器引氣和渦輪冷卻時(shí)，ATR發(fā)動(dòng)機(jī)性能參數(shù)如下

(3)

Isp=Fn/Wg4

(4)

(5)

(6)

(7)

根據(jù)上述ATR發(fā)動(dòng)機(jī)推力和比沖的定義及系統(tǒng)計(jì)算分析，影響比沖的主要因素有：渦輪效率、渦輪進(jìn)口溫度、渦輪落壓比、燃燒效率、壓氣機(jī)效率、壓氣機(jī)壓比等組件參數(shù)。事實(shí)上，比沖受多個(gè)參數(shù)的共同影響，通過對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)點(diǎn)的性能仿真計(jì)算，可以定量地揭示各參數(shù)的變化對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)性能的影響規(guī)律。

對(duì)ATR發(fā)動(dòng)機(jī)的主要參數(shù)與比沖的相互關(guān)系進(jìn)行分析計(jì)算。計(jì)算過程選取的主要發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)參數(shù)如表1所示。

表1 ATR發(fā)動(dòng)機(jī)地面點(diǎn)主要系統(tǒng)參數(shù)

以地面點(diǎn)作為設(shè)計(jì)點(diǎn)，只改變某一核心參數(shù)變化時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)比沖性能的變化規(guī)律，主要分析的參數(shù)包括壓氣機(jī)效率、渦輪效率、燃燒室效率、渦輪落壓比、渦輪入口溫度。

2 推進(jìn)劑影響分析

ATR發(fā)動(dòng)機(jī)中，富燃燃?xì)怛?qū)動(dòng)渦輪做功，根據(jù)表1中發(fā)動(dòng)機(jī)地面點(diǎn)參數(shù)作為輸入?yún)?shù)，選取了幾種典型的液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)劑作為驅(qū)動(dòng)渦輪的工質(zhì)，主要包括LOX/CH4、LOX/LH2、N2O4/UDMH、H2O2/RP—1、LOX/RP—1，進(jìn)行不同高度馬赫數(shù)(0～22 km 0～4Ma)，不同推進(jìn)劑的做功能力進(jìn)行對(duì)比分析。

ATR發(fā)動(dòng)機(jī)推力性能比較如圖2所示，ATR發(fā)動(dòng)機(jī)推力在地面點(diǎn)推力最大，馬赫數(shù)在1～4變化過程中，發(fā)動(dòng)機(jī)推力先增大后減小，不同推進(jìn)劑下ATR發(fā)動(dòng)機(jī)推力在Ma=2.5處達(dá)到最大。在相同空氣流量中LOX/CH4推進(jìn)劑推力最大，H2O2/RPMa1推進(jìn)劑推力最小，LOX/CH4推進(jìn)劑最大推力為24 kN，在22 km、Ma=4的條件下推力最小為12.9 kN，推力下降46.3%；H2O2/RP—1推進(jìn)劑推力為LOX/CH4推進(jìn)劑推力的82.4%～88.4%，其余推進(jìn)劑組合推力為LOX/CH4推進(jìn)劑推力的85%以上。由此可以看出在本文設(shè)計(jì)參數(shù)條件下，LOX/CH4推進(jìn)劑推力最大，其余推進(jìn)劑組合推力范圍為LOX/CH4推進(jìn)劑推力的82%～92%。

圖2 不同推進(jìn)劑推力隨馬赫數(shù)高度變化Fig.2 Thrust of different propellants varies with height and Mach number

ATR發(fā)動(dòng)機(jī)比沖性能比較如圖3所示，不同推進(jìn)劑下ATR發(fā)動(dòng)機(jī)比沖呈先增大后降低的趨勢。其中LOX/LH2推進(jìn)劑比沖最高，在2 260～2 522 s之間，在12 km、Ma=2的條件下比沖達(dá)到最大，最低比沖較最高比沖降低10.3%；H2O2/RP—1推進(jìn)劑比沖最低，在626～707 s之間，最低比沖較最高比沖降低11.5%，其余推進(jìn)劑在700～950 s之間。

圖3 不同推進(jìn)劑比沖隨馬赫數(shù)高度變化Fig.3 Specific impulse of different propellants varies with height and Mach number

ATR發(fā)動(dòng)機(jī)余氣系數(shù)比較如圖4所示，其中LOX/LH2、H2O2/RP—1推進(jìn)劑余氣系數(shù)大于1，發(fā)動(dòng)機(jī)的燃燒室處于富氧燃燒狀態(tài)；LOX/CH4、N2O4/UDMH、LOX/RP—1推進(jìn)劑余氣系數(shù)小于1，發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室處于富燃燃燒狀態(tài)。LOX/CH4、LOX/RP—1推進(jìn)劑余氣系數(shù)最低，范圍為0.58～0.66；LOX/LH2余氣系數(shù)最高，范圍為1.27～1.51。

圖4 不同推進(jìn)劑余氣系數(shù)隨馬赫數(shù)高度變化Fig.4 Residual gas coefficient of different propellants varies with height and Mach number

ATR發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)劑體積流量比較如圖5所示，由圖可以看出推進(jìn)劑體積流量變化趨勢與推力變化趨勢相一致，均為先下降后上升再下降。其中LOX/LH2推進(jìn)劑體積流量最大，范圍是4.1～7.4 L/s，最大推進(jìn)劑需求位于地面點(diǎn)狀態(tài)；N2O4/UDMH、LOX/RP—1、H2O2/RP—1推進(jìn)劑體積流量相近，范圍是1.9～3.9 L/s，較LOX/LH2推進(jìn)劑需求降低約53%；LOX/CH4推進(jìn)劑體積流量范圍是2.9～5.0 L/s，體積流量需求居中。

圖5 不同推進(jìn)劑體積流量隨馬赫數(shù)高度變化Fig.5 Volume flow of different propellants varies with height and Mach number

由上述參數(shù)可知，推力方面LOX/CH4推進(jìn)劑具有相對(duì)優(yōu)勢，其余推進(jìn)劑相對(duì)于LOX/CH4推進(jìn)劑推力最大下降18%；比沖方面LOX/LH2推進(jìn)劑具有很大優(yōu)勢，是其余推進(jìn)劑比沖2.65～3.22倍，但液氫貯存溫度較低，飛行器應(yīng)用存在困難；余氣系數(shù)方面N2O4/UDMH推進(jìn)劑在發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室中更趨近于當(dāng)量比，燃燒室燃?xì)鉁囟认鄬?duì)較高；體積流量方面N2O4/UDMH、LOX/RP—1、H2O2/RP—1推進(jìn)劑由于較高密度，具有較大優(yōu)勢，體積流量為LOX/LH2推進(jìn)劑的48.37%～63.5%。

3 敏感參數(shù)分析

以表1中ATR發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)參數(shù)為基準(zhǔn)，選取LOX/RP—1推進(jìn)劑，進(jìn)行壓氣機(jī)效率、渦輪效率、燒效率、渦輪落壓比、渦輪入口溫度和壓氣機(jī)壓比等敏感參數(shù)分析，采用單一變量敏感參數(shù)分析方法，即在改變發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)某一參數(shù)時(shí)其他系統(tǒng)參數(shù)保持不變。

壓氣機(jī)效率、渦輪效率和燃燒效率在0.1～0.95變化范圍內(nèi)的比沖變化規(guī)律如圖6所示。在此變化范圍內(nèi)，比沖隨3種效率的變化近似為線性增加趨勢，以1%效率增加對(duì)比沖的增益進(jìn)行比較，渦輪效率對(duì)比沖影響最顯著，平均為9.1 s；壓氣機(jī)效率的影響次之，平均為8.0 s；燃燒效率的影響最小，平均為3.92 s。然而根據(jù)圖7所示的推力變化規(guī)律，隨著渦輪和壓氣機(jī)效率的增加，發(fā)動(dòng)機(jī)推力下降；隨著燃燒效率的增加，發(fā)動(dòng)機(jī)推力增加。其原因?yàn)榭諝饬髁坎蛔兊那闆r下，渦輪和壓氣機(jī)效率的提高，使得單位燃?xì)獾某龉δ芰μ岣撸細(xì)獍l(fā)生器的燃?xì)饬髁拷捣笥谕屏Φ慕捣?，因而比沖單調(diào)遞增。而燃燒室燃燒效率的提高，燃?xì)獍l(fā)生器流量不變，燃燒室燃燒溫度隨之增加，推力持續(xù)增加、比沖較緩增加。

圖6 組件效率對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)比沖的影響Fig.6 Effect of component efficiency on engine specific impulse

圖7 組件效率對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)推力的影響Fig.7 Effect of component efficiency on engine thrust

渦輪落壓比的變化對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)比沖的影響如圖8所示，隨著渦輪落壓比的增加，單位燃?xì)獾淖龉δ芰μ嵘?，由于空氣流量保持不變，燃?xì)獍l(fā)生器燃?xì)饬髁繙p少、燃燒室總質(zhì)量流量降低、發(fā)動(dòng)機(jī)推力降低；由于燃?xì)獍l(fā)生器流量降幅為73.5%(6.36～1.69 kg/s)，降低幅度大于發(fā)動(dòng)機(jī)推力降幅40.7%(28.93～17.17 kN)，因此隨著渦輪落壓比從2增加至28，燃燒室余氣系數(shù)迅速增加(0.33～1.26)、從富燃工況變?yōu)楦谎豕r、發(fā)動(dòng)機(jī)比沖增幅達(dá)到123.6%(463～1 038 s)。落壓比從2增加至12時(shí)，燃燒室余氣系數(shù)從0.33增加到1.0，比沖增幅95%；從12增加至28時(shí)，余氣系數(shù)從1.0增加至1.26，比沖增幅14.7%。綜上所述，渦輪落壓比的增加對(duì)ATR發(fā)動(dòng)機(jī)比沖增加顯著，但落壓比增加帶來渦輪級(jí)數(shù)增多、結(jié)構(gòu)復(fù)雜、質(zhì)量增加，且落壓比過高時(shí)，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)比沖增益逐漸降低，因此優(yōu)化落壓比范圍在8～16之間。

圖8 渦輪落壓比對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)比沖的影響Fig.8 Effect of turbine drop pressure ratio on engine specific impulse

渦輪入口溫度對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)比沖的影響如圖9所示，渦輪燃?xì)庾龉δ芰θ缡?6)所示，保持落壓比、渦輪效率不變，隨著渦輪入口溫度的增加，單位燃?xì)獾淖龉δ芰χ鸩教岣?，若壓氣機(jī)的輸入功率不變，如式(5)所示，燃?xì)獍l(fā)生器流量則降低。渦輪入口溫度的提高，導(dǎo)致燃?xì)饬髁拷档停紵矣鄽庀禂?shù)上升，從富燃過渡至富氧狀態(tài)，比沖顯著增加，推力先增加后減小。其原因?yàn)椋寒?dāng)余氣系數(shù)小于1時(shí)，隨著渦輪入口溫度從900 K增加至1 800 K時(shí)，渦輪燃?xì)饬髁繙p小64%(5.93～2.15 kg/s)；當(dāng)余氣系數(shù)大于1時(shí)，隨著渦輪入口溫度從1 800 K增加至2 000 K時(shí)，渦輪燃?xì)饬髁繙p小7.6%(2.15～1.98 kg/s)、余氣系數(shù)提高、燃燒室溫度降低，發(fā)動(dòng)機(jī)推力降低3.5%(18.9～18.2 kN)，比沖提高4.5%(900～939 s)。渦輪入口燃?xì)鉁囟仍黾佑欣谌細(xì)庾龉δ芰Φ奶嵘?，可提高發(fā)動(dòng)機(jī)比沖。

圖9 渦輪入口溫度對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)比沖的影響Fig.9 Effect of turbine inlet temperature on engine specific impulse

壓氣機(jī)壓比的變化對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)比沖的影響如圖10所示，隨著壓氣機(jī)壓比的增加，渦輪需求功率增大，燃燒室壓力增大，由于空氣流量保持不變，燃燒室總質(zhì)量流量增加、發(fā)動(dòng)機(jī)推力上升。由于ATR發(fā)動(dòng)機(jī)工作特點(diǎn)，空氣壓氣機(jī)壓比范圍不應(yīng)超過10，且當(dāng)空氣壓氣機(jī)壓比變化顯著時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)迎風(fēng)面積等關(guān)鍵結(jié)構(gòu)參數(shù)發(fā)生較大變化，不利于同型發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行對(duì)比分析。所以選取空氣壓氣機(jī)增壓比2增加到10，發(fā)動(dòng)機(jī)推力增加200%(12.6～37.7 kN)，比沖降低27.4%(959～696 s)，余氣系數(shù)由1.58降低到0.38。綜上所述，壓氣機(jī)壓比的增加對(duì)ATR發(fā)動(dòng)機(jī)推力增加顯著，但增壓比增加帶來壓氣機(jī)級(jí)數(shù)增多、結(jié)構(gòu)復(fù)雜、質(zhì)量增加，且增壓比過高時(shí)，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)推力增益逐漸降低，因此壓氣機(jī)增壓比范圍在2～5之間。

圖10 壓氣機(jī)壓比對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)比沖的影響Fig.10 Effect of compressor pressure ratio on engine specific impulse

4 結(jié)論

本文針對(duì)ATR發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行了性能分析，主要結(jié)論如下：

1)以1%效率增加為例，對(duì)比沖的增益進(jìn)行比較，渦輪效率對(duì)比沖影響最顯著，平均為9.1 s；壓氣機(jī)效率的影響次之，平均為8.0 s；燃燒效率的影響最小，平均為3.92 s。隨著渦輪和壓氣機(jī)效率的增加，發(fā)動(dòng)機(jī)比沖增加而推力下降；隨著燃燒效率的增加，發(fā)動(dòng)機(jī)推力和比沖均增加。

2)不同推進(jìn)劑對(duì)比方面，LOX/CH4推進(jìn)劑推力具有相對(duì)優(yōu)勢；比沖方面LOX/LH2推進(jìn)劑具有很大優(yōu)勢，是其余推進(jìn)劑比沖的2.65～3.22倍；余氣系數(shù)方面N2O4/UDMH推進(jìn)劑在發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室中更趨近于當(dāng)量比；體積流量方面N2O4/UDMH、LOX/RP—1、H2O2/RP—1推進(jìn)劑由于密度較高，具有較大優(yōu)勢。