氨燃料吸氣式變循環(huán)發(fā)動機(jī)性能分析1)

張鑫 陸陽 程迪 范學(xué)軍

(中國科學(xué)院力學(xué)研究所高溫氣體動力學(xué)國家重點實驗室,北京 100190)

(中國科學(xué)院大學(xué)工程科學(xué)學(xué)院,北京 100049)

引言

隨著成本可控自由進(jìn)出臨近空間需求的日益旺盛,提出了對更寬速域長時間工作能力的需求,因此高超聲速動力技術(shù)的發(fā)展已不能局限于馬赫數(shù)5～7 范圍.針對這一需求,國內(nèi)外提出了多種變循環(huán)及組合動力發(fā)動機(jī)概念,但都技術(shù)成熟度不高,大多還處于基礎(chǔ)研究或關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)階段[1-2].其中渦輪基組合循環(huán)發(fā)動機(jī)(TBCC)具有可水平起降、氧化劑攜帶量少以及可靠性較高等優(yōu)勢,是極具發(fā)展前景的寬速域動力系統(tǒng)概念之一[3-4],成為近年來高超聲速動力領(lǐng)域的研究重點.

實現(xiàn)吸氣發(fā)動機(jī)寬域工作不可或缺的一個重要方面是發(fā)展與之匹配的推進(jìn)劑,特別在面對馬赫數(shù)7 以上嚴(yán)苛的推力和熱防護(hù)需求時,理想的推進(jìn)劑工質(zhì)必須同時具備足夠優(yōu)秀的能量密度與吸熱能力.

不少研究表明,氫燃料可以滿足上述要求[5-7];但由于其低溫與低密度屬性,使用難度與綜合成本居高不下,目前更為常見的選擇是吸熱型碳?xì)淙剂?然而,由于超燃沖壓發(fā)動機(jī)無法在馬赫數(shù)4 以下提供足夠的推力;而現(xiàn)有的渦輪發(fā)動機(jī)在馬赫數(shù)3 以上由于壓氣機(jī)出口溫度受限導(dǎo)致發(fā)動機(jī)推力不足,引發(fā)棘手的推力鴻溝問題[8-9].為解決此問題,國內(nèi)外提出用機(jī)載冷卻劑冷卻來流空氣從而提升渦輪模式的最高工作馬赫數(shù)的空氣預(yù)冷技術(shù)路線[3].

目前,實現(xiàn)進(jìn)氣預(yù)冷的方式主要有兩種: 射流預(yù)冷和換熱器預(yù)冷[10-11].射流預(yù)冷通過在渦輪發(fā)動機(jī)壓氣機(jī)前增設(shè)的噴射裝置將冷卻劑摻入來流高溫空氣,使混合氣溫度維持在壓氣機(jī)的可承受上限內(nèi)[12-13].射流預(yù)冷會引起進(jìn)氣道氣流較大的總壓損失,一般的水基冷卻介質(zhì)的注入會導(dǎo)致空氣含氧量的下降,因此實施這種方法可實現(xiàn)的最高飛行馬赫數(shù)一般不高.例如以美國F100 發(fā)動機(jī)為基礎(chǔ)的MIPCC 的設(shè)計最高馬赫數(shù)為3.5,飛行高度為25 km[14].換熱器預(yù)冷又可分為燃料直接預(yù)冷和引入中間介質(zhì)間接預(yù)冷.例如日本的ATREX 發(fā)動機(jī)[15]直接采用液氫燃料作為冷卻劑,有效降低了來流空氣總溫,使發(fā)動機(jī)性能得到很大的提升;SABRE 型發(fā)動機(jī)[16]則采用了間接預(yù)冷的模式,在氫氣和空氣之間引入閉式氦氣循環(huán),借助低溫氦氣來冷卻高溫空氣,同時緩解“氫脆”問題.從簡化系統(tǒng)復(fù)雜度,降低綜合成本的角度出發(fā),本文嘗試基于換熱器直接預(yù)冷技術(shù)路線,結(jié)合一種可代替氫的低成本燃料去解決寬域發(fā)動機(jī)推力鴻溝的問題.

1 燃料特性比較與分析

本節(jié)對常用燃料的物性進(jìn)行多方面比選；從引言部分的需求分析可知,尋找的燃料必須擁有高熱沉、高溫下不結(jié)焦、冷卻通道中不積炭的特性,以突破碳?xì)淙剂嫌捎谶@些問題導(dǎo)致的最高工作馬赫數(shù)8 的限制[17].因此本文將目標(biāo)聚焦于不含碳的冷卻劑燃料,從而選中了氨.但人們通常認(rèn)為氨的熱值偏低(見表1),做高速飛行推進(jìn)劑能量不夠.因此,本節(jié)以吸氣式空天動力為應(yīng)用背景,對包括氨在內(nèi)的幾種代表性燃料的燃燒及冷卻綜合能力做出比較和分 析.

表1 幾種典型燃料的燃燒特性匯總Table 1 Summary of combustion characteristics of several fuels

作者想著重指出,不同于火箭發(fā)動機(jī),比較吸氣式發(fā)動機(jī)的燃料熱值以完全燃燒1 kg/s 來流空氣所釋放的化學(xué)能為標(biāo)準(zhǔn)較為合適.因此,可定義燃料的當(dāng)量燃燒熱值Q為

式中,fst為燃料與空氣恰好完全反應(yīng)時,對應(yīng)的燃料與空氣的流量之比,即恰當(dāng)油氣比;hPR為燃料的低位熱值,MJ/kg.這個指標(biāo)可以刻畫燃料恰當(dāng)量比燃燒時給單位質(zhì)量來流空氣理論上所能提供的最大加熱量.

另外,為衡量燃料燃燒給來流空氣添加的化學(xué)能與來流空氣本身能量的相對比值,可定義燃料的無量綱當(dāng)量熱值

式中,ht0為來流空氣的總焓.

圖1 為幾種燃料燃燒熱值的對比情況,正癸烷代表了航空煤油一類常溫高密度碳?xì)淙剂?如圖1所示,4 種燃料中,氫的當(dāng)量燃燒熱值和無量綱當(dāng)量熱值是最高的,其次是氨.雖然氨的低位熱值最低,但是由于與空氣完全反應(yīng)時需要的氨的質(zhì)量流量最大,最終,氨的當(dāng)量燃燒熱值比碳?xì)淙剂细?如圖1(b)所示,隨著飛行速度的增加,燃料的當(dāng)量燃燒熱值相對來流空氣的總焓減小,燃料增加燃?xì)鈩幽艿哪芰p弱,導(dǎo)致發(fā)動機(jī)的推力隨飛行速度的增大而減小.

圖1 幾種燃料燃燒熱值的對比Fig.1 Comparison of net heating value of several fuels

表1 將氨[18-19]、碳?xì)淙剂?航空煤油,甲烷)[19-20]和氫[18]的相關(guān)燃燒特性進(jìn)行了對比,包括低位熱值,可燃極限,絕熱火焰溫度和最低自燃溫度.并且調(diào)研了當(dāng)前幾種燃料的國內(nèi)市場售價情況,如表2 所示.

表2 幾種燃料的物理性質(zhì)匯總Table 2 Summary of physical properties of several fuels

如表1 所示,相比于其他燃料,氨的絕熱火焰溫度稍低,最低自燃溫度較高.國外對氨燃料的研究起步較早.20 世紀(jì)60 年代,美國航天局成功將氨燃料應(yīng)用于X-15 型試驗機(jī),達(dá)到了6.7 馬赫的飛行速度[21],說明對氨燃料的安全操作在半個世紀(jì)前就已掌握.進(jìn)入21 世紀(jì)之后,研究者對氨的研究越來越多.Kyunghyun 等[22]研究表明,由氨催化分解產(chǎn)生的氫的燃燒,能夠改善氨燃料發(fā)動機(jī)的性能.Kobayashi 等[18]研究表明,氨作為一種無碳排放燃料,具有很大的應(yīng)用前景,并且討論了近幾年氨燃料在各個領(lǐng)域的成功應(yīng)用.這些研究說明研制氨燃燒發(fā)動機(jī)所需的技術(shù)是較為成熟的.

幾種燃料的物理性質(zhì)匯總?cè)绫? 所示.

相比于氫,氨的密度要高的多,飛行器體積能夠做的比使用氫燃料更小;常壓下,氨在?33.4 °C 就能液化,儲存更方便,相比之下,氫氣的液化溫度則為?253 °C,儲存條件更苛刻.

定義燃料的當(dāng)量總熱沉

式中,hfc為單位質(zhì)量流量的燃料從儲罐條件(在液態(tài)下儲存)到1000 K 吸收的總熱沉(物理熱沉+化學(xué)熱沉),kJ/kg;本文假設(shè)低溫燃料在儲罐內(nèi)的儲存溫度為其對應(yīng)的一個大氣壓下的沸點溫度,正癸烷的儲存溫度為293 K.

定義燃料的無量綱當(dāng)量熱沉

高溫條件下,微型通道內(nèi)氨和煤油均會發(fā)生裂解,裂解反應(yīng)會吸熱,會增加氨及煤油的熱沉.根據(jù)文獻(xiàn)[23],微型通道內(nèi),煤油加熱到1000 K 時,由于裂解,吸收的總熱沉?xí)_(dá)到約3300 kJ/kg;根據(jù)文獻(xiàn)[24-25],微型通道內(nèi),氨在高溫條件下分解為氫氣和氮氣,氨完全分解需要吸收2 717.7 kJ/kg 的熱量.文獻(xiàn)[25] 利用準(zhǔn)確性經(jīng)實驗校驗吻合度很好的CFD 計算方法,獲得了加熱條件下,微型管式反應(yīng)器內(nèi)氨的轉(zhuǎn)化率曲線,如圖2 所示,反應(yīng)器的尺寸為換熱面積/體積=38.15 cm?1(折合通道內(nèi)徑約1.05 mm),反應(yīng)器內(nèi)不含催化劑.由圖2 可知,氨在微型通道內(nèi)加熱到1000 K 時,轉(zhuǎn)化率約為60%,吸收的總熱沉?xí)_(dá)到4500 kJ/kg.

圖2 微型通道內(nèi)氨的轉(zhuǎn)化率曲線[25]Fig.2 Conversion curve of ammonia in microchannel[25]

圖3 為幾種燃料冷卻能力的對比情況.如圖3所示,4 種燃料中,氨的當(dāng)量總熱沉和無量綱當(dāng)量熱沉是最高的.雖然氫的總熱沉最高,是氨的3.3 倍,但是由于與空氣完全反應(yīng)時需要的氫的質(zhì)量流量小,并且氨的裂解反應(yīng)會進(jìn)一步增大其當(dāng)量熱沉,最終氨的當(dāng)量總熱沉比氫更高.如圖3(b)所示,不同燃料的無量綱當(dāng)量熱沉隨飛行馬赫數(shù)的增大而減小,表明隨著飛行速度的增加,燃料冷卻來流空氣的能力越來越弱.為了增強(qiáng)對來流空氣的冷卻程度,需要增加燃料的用量(f>fst),這樣會導(dǎo)致發(fā)動機(jī)效率的降低.

圖3 幾種燃料冷卻能力的對比Fig.3 Comparison of cooling capabilities of several fuels

綜上所述,氨不僅具備極其突出的冷卻能力,還擁有不弱于碳?xì)淙剂系漠?dāng)量熱值,且其完全燃燒產(chǎn)物不含碳,環(huán)保特性突出[18,26],是吸氣式空天發(fā)動機(jī)的一種非常值得深入研究的燃料.

2 部件性能計算方法

本節(jié)對吸氣式發(fā)動機(jī)各模態(tài)的熱力循環(huán)進(jìn)行了建模分析,計算了氨與兩種代表性碳?xì)淙剂?甲烷和正癸烷[27-29]) 發(fā)動機(jī)在可能的工作范圍內(nèi)的比推力、比沖和總效率等性能指標(biāo)；本文提出的寬域吸氣式變循環(huán)發(fā)動機(jī)可覆蓋從0～ 10 的馬赫數(shù)范圍:

(1) 在馬赫數(shù)0～3 范圍內(nèi)處于渦輪模態(tài)工作;

(2) 在馬赫數(shù)3～5 范圍內(nèi),為了解決發(fā)動機(jī)工作范圍窄,推力不足的問題,采用燃料冷卻劑對來流空氣進(jìn)行預(yù)冷(例如飛行速度馬赫4 時,空氣來流總溫約為890 K,預(yù)冷后若降低到400 K,就類似馬赫2 不預(yù)冷工況),使得壓氣機(jī)得以維持較高的增壓比工作;

(3) 馬赫數(shù)超過5 轉(zhuǎn)變?yōu)闆_壓模態(tài).

為準(zhǔn)確評估不同燃料發(fā)動機(jī)的性能優(yōu)劣,下面針對三種工作模態(tài)下發(fā)動機(jī)的空氣路及燃料路的熱力循環(huán)進(jìn)行建模,并對以氨、甲烷和正癸烷為燃料的發(fā)動機(jī)性能進(jìn)行計算和比對.

2.1 不同工作模態(tài)循環(huán)構(gòu)建

3 種工作模態(tài)下,發(fā)動機(jī)工質(zhì)的熱力循環(huán)結(jié)構(gòu)示意圖如圖4 所示,其對應(yīng)的溫度?熵示意圖如圖5所示.

圖4 熱力循環(huán)結(jié)構(gòu)示意圖Fig.4 Schematic diagram of thermodynamic cycle structure

如圖4 和圖5 所示,飛行器的飛行馬赫數(shù)為0～3 時,發(fā)動機(jī)工作于渦輪模態(tài)(圖4 和圖5(a)).此時來流空氣經(jīng)進(jìn)氣道和壓氣機(jī)壓縮增壓,接著進(jìn)入預(yù)燃燒室,同燃料泵1 泵入的燃料發(fā)生反應(yīng),生成的富氧燃?xì)馔苿訙u輪做功膨脹,帶動壓氣機(jī)和燃料泵工作.渦輪出口壓力降低后的富氧燃?xì)馔ㄈ胫魅紵?同燃料泵2 泵入的另一部分燃料燃燒,產(chǎn)生的高溫燃?xì)馔ㄟ^主噴管排出,為飛行器提供推力.不失一般性,假設(shè)進(jìn)氣道捕獲的空氣流量不隨馬赫數(shù)變化而改變.

圖5 熱力循環(huán)T-S 圖Fig.5 T-S diagram of thermodynamic cycle

飛行馬赫數(shù)為3～5 時,發(fā)動機(jī)工作于預(yù)冷模態(tài)(圖4 和圖5(b)).經(jīng)進(jìn)氣道壓縮后的空氣首先經(jīng)過預(yù)冷器,被燃料工質(zhì)冷卻,而后經(jīng)壓氣機(jī)壓縮增壓,與預(yù)冷器1 中吸熱后的燃料在預(yù)燃燒室反應(yīng),生成的富氧燃?xì)馔苿訙u輪做功,帶動壓氣機(jī)對降溫后的空氣增壓.渦輪內(nèi)膨脹后的富氧燃?xì)馀c預(yù)冷器2 中吸熱氣化后的另一部分燃料在主燃燒室燃燒,燃燒生成的高溫燃?xì)馔ㄟ^主噴管排出,提供推力.假設(shè)進(jìn)氣道吸入的空氣流量恒為1 kg/s,飛行器飛行馬赫數(shù)為3～5 時,為克服凈推力不足需令壓氣機(jī)保持較高增壓比,空氣預(yù)冷的目標(biāo)溫度無法設(shè)定過高.對很多工質(zhì)而言,與空氣恰當(dāng)量比燃燒對應(yīng)的燃料量可能不足以使1 kg/s 的高溫空氣降低到較低溫度,需要增加工質(zhì)使用量,多余的燃料(超過恰當(dāng)量比燃燒所需量的部分)經(jīng)預(yù)冷器2 吸熱氣化后,通過旁路噴管排出,提供補(bǔ)充推力,使燃料得到充分利用.為簡化計算,假設(shè)進(jìn)入燃燒室的各路介質(zhì)壓力相等[30].

飛行馬赫數(shù)大于5 時,進(jìn)氣道已經(jīng)具備較強(qiáng)的沖壓能力,經(jīng)進(jìn)氣道壓縮后的空氣直接進(jìn)入沖壓燃燒室同燃料反應(yīng),生成的高溫燃?xì)饨?jīng)沖壓噴管排出,產(chǎn)生推力(圖4 和圖5(c)).

2.2 部件性能計算模型

2.2.1 渦輪模態(tài)和預(yù)冷模態(tài)

(1)進(jìn)氣道

不同飛行高度時,來流空氣的靜壓P0和靜溫T0可以參考國際標(biāo)準(zhǔn)大氣表[31]獲取,給定飛行高度和馬赫數(shù),來流空氣的總溫Tt0和總壓Pt0可由如下公式計算

進(jìn)氣道出口處的空氣總壓為

式中,σc為進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù).由于有激波和粘性耗散,空氣在進(jìn)氣道中有一定的總壓損失,進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)的計算可參考GJB241-87《航空渦輪噴氣和渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)通用規(guī)范》;考慮到摩擦損失,可以再加乘一個系數(shù)0.95[32]

(2)預(yù)冷器

預(yù)冷器主要用來冷卻高馬赫數(shù)飛行時的高溫來流空氣,能很好地解決Ma 3～5 之間壓氣機(jī)工作范圍窄,推力不足的問題.此外,由于預(yù)冷減小了空氣的比體積,相同增壓比下,可以降低壓氣機(jī)耗功.

預(yù)冷器的熱計算參考效能—傳熱單元數(shù)法[33],預(yù)冷器的效能ε定義為

本文的預(yù)冷器為逆流式換熱器,Th,in和Tc,in分別為預(yù)冷器空氣側(cè)和燃料側(cè)的入口流體溫度,分子為預(yù)冷器空氣側(cè)或燃料側(cè)進(jìn)出口實際溫差值中的大者,換熱器的效能ε表示換熱器實際換熱效果與最大可能換熱效果的比值.已知換熱器效能ε后,可以根據(jù)冷熱流體的進(jìn)口溫度確定換熱器的實際換熱量

式中,(mc)min為冷熱流體中熱容的較小值.

本文取預(yù)冷器的換熱效能ε為0.8;預(yù)冷器空氣側(cè)的總壓恢復(fù)系數(shù)σa取0.9.

(3)壓氣機(jī)

壓氣機(jī)壓縮空氣的耗功

壓氣機(jī)的壓縮效率

式中,G2為來流空氣流量,kg/s;ht,2s為壓氣機(jī)理想定熵壓縮過程計算的壓縮后的空氣總焓,kJ/kg;ht2為經(jīng)預(yù)冷器冷卻后的空氣總焓,kJ/kg;ht3為壓氣機(jī)實際壓縮過程計算的壓縮后的空氣總焓,kJ/kg.本文取壓氣機(jī)的壓縮效率ηcp為0.8.

(4)預(yù)燃燒室和主燃燒室

渦輪材料有耐溫極限,為了控制渦輪的進(jìn)氣溫度不超過這個極限,同時又能保持較高的推力,在渦輪前后分別設(shè)置了預(yù)燃燒室和主燃燒室.本文假設(shè)在預(yù)燃燒室內(nèi)同1 kg/s 空氣進(jìn)行燃燒的燃料的流量為油氣比f=0.3fst,主燃燒室內(nèi)燃料的流量為f=0.7fst.

基于燃燒產(chǎn)物的最小吉布斯自由能原理,正癸烷、甲烷和氨[18,34]在空氣中燃燒的化學(xué)方程式為

預(yù)燃燒室和主燃燒室的燃燒效率ηb取0.9;在燃燒室中僅考慮上述3 個反應(yīng),燃燒產(chǎn)物組分的摩爾分?jǐn)?shù)已知,以此求出燃燒產(chǎn)物的焓及溫度;為方便建模,燃燒室的熱附加過程保持恒定壓力.

(5)渦輪

燃?xì)庠跍u輪中的膨脹做功

渦輪的膨脹效率

式中,G4為預(yù)燃燒室內(nèi)反應(yīng)生成的富氧燃?xì)獾牧髁?kg/s;ht,4s為渦輪理想定熵膨脹過程計算的膨脹后的富氧燃?xì)饪傡?kJ/kg;ht5為渦輪實際膨脹過程計算的膨脹后的富氧燃?xì)饪傡?kJ/kg;ht4為經(jīng)預(yù)燃燒室加熱后的富氧燃?xì)饪傡?kJ/kg.本文取渦輪的膨脹效率ηT為0.8.

(6)主路、旁路噴管

假設(shè)噴管的喉部以及出口面積均可調(diào),高溫燃?xì)饪梢猿浞峙蛎浀斤w行高度處的大氣靜壓.噴管的速度損失可以由速度系數(shù)φ表示,噴管實際的出口速度為

式中,V6s為高溫燃?xì)饨?jīng)噴管理想定熵膨脹到大氣靜壓時產(chǎn)生的速度,m/s.取噴管的速度系數(shù)φ為0.98.

2.2.2 沖壓模態(tài)

(1)進(jìn)氣道

空氣在高溫下會發(fā)生離解,離解會造成能量的損失[35].因此,經(jīng)進(jìn)氣道壓縮后,空氣的靜溫不宜太高.定義進(jìn)氣道的壓縮靜溫比,將燃燒室的入口空氣靜溫限定在一數(shù)值,靜溫比的計算式

式中,T0為飛行高度處的空氣靜溫,K;T3為經(jīng)進(jìn)氣道壓縮后的空氣靜溫,K.這里取靜溫比為5.

進(jìn)氣道的壓縮效率

式中,Tx為假設(shè)進(jìn)氣道出口氣流能定熵膨脹到自由流靜壓P0時達(dá)到的靜溫,K.

(2)沖壓燃燒室

沖壓燃燒室的入口空氣速度

式中,h3為經(jīng)進(jìn)氣道壓縮后,沖壓燃燒室入口的空氣靜焓,kJ/kg.

沖壓燃燒室的燃燒效率ηb取0.9;為方便建模,燃燒室的熱附加過程保持恒定壓力;在燃燒室中僅考慮前述3 個反應(yīng).

沖壓燃燒室的出口燃?xì)馑俣萚36]

式中,f為油氣比;Vfx/V3為燃料射流軸向速度與燃燒室入口空氣速度之比;Cf?Aw/A3為燃燒室的有效阻力系數(shù).本文取Vfx/V3為0.5,取Cf?Aw/A3為0.2.

(3)沖壓噴管

假設(shè)沖壓噴管的喉部以及出口面積均可調(diào),高溫燃?xì)饪梢猿浞峙蛎浀斤w行高度處的大氣靜壓.噴管的速度損失可以由速度系數(shù)φ表示,噴管實際的出口速度為

式中,VY為高溫燃?xì)饨?jīng)噴管理想定熵膨脹到大氣靜壓時產(chǎn)生的速度,m/s.取沖壓噴管的速度系數(shù)φ為0.98.

2.2.3 發(fā)動機(jī)的性能參數(shù)計算

發(fā)動機(jī)的比推力FSP及比沖ISP分別為[30]

式中,f為實際使用的燃料與空氣的流量比,即油氣比;VP和V0分別為噴管的出口氣流流速及來流空氣的流速,m/s;g為重力加速度,m/s2.

發(fā)動機(jī)的總效率

式中,hPR為燃料的低位熱值,MJ/kg;fst為恰當(dāng)油氣比.

本文的計算過程做出如下假設(shè):

(1)考慮了工質(zhì)物性隨壓力和溫度的變化,數(shù)據(jù)來源于NIST 標(biāo)準(zhǔn)參考數(shù)據(jù)庫;

(2)空氣的組成成分為: 體積分?jǐn)?shù)21%的O2和79%的N2;

(3)預(yù)冷器的換熱效能ε取0.8,空氣側(cè)總壓恢復(fù)系數(shù)σa取0.9;

(4)壓氣機(jī)和渦輪的效率ηcp和ηT取0.8;

(5)噴管的速度系數(shù)φ取0.98;

(6)燃燒室的燃燒效率ηb取0.9;

(7)沖壓燃燒室的燃料射流軸向速度與空氣速度之比Vfx/V3取0.5,有效阻力系數(shù)Cf?Aw/A3取0.2;

(8) 空氣經(jīng)壓氣機(jī)壓縮后的最高溫度不超過1200 K,最高壓力不超過10 MPa;

(9) 不失一般性,分析過程中,按進(jìn)氣道吸入1 kg/s 的空氣流量計算循環(huán)各節(jié)點參數(shù);

(10)忽略工質(zhì)在管道內(nèi)的流動損失及其與外界的換熱;

(11)不失一般性,后續(xù)計算中不同飛行馬赫數(shù)對應(yīng)的飛行動壓均設(shè)為45 kPa.

3 結(jié)果與討論

本節(jié)依據(jù)第2 節(jié)的模型和結(jié)果,對氨燃料在寬域發(fā)動機(jī)中的性能特點和優(yōu)勢進(jìn)行了全面分析和討論.

3.1 Ma 3 時渦輪模態(tài)、預(yù)冷模態(tài)發(fā)動機(jī)性能

圖6 為飛行速度為3 馬赫時,不同燃料發(fā)動機(jī)的性能曲線對比.首先對比渦輪模態(tài)下,以氨和正癸烷為燃料時,發(fā)動機(jī)性能的優(yōu)劣,正癸烷代表了煤油一類碳?xì)淙剂?二者使用的燃料流量恰好可以與1 kg/s 空氣完全反應(yīng),即f=fst.氨的儲存溫度為239 K,正癸烷的儲存溫度為293 K.如圖6(c)～圖6(e)所示,渦輪模態(tài)下,以氨為燃料的發(fā)動機(jī)的比推力和總效率比以正癸烷為燃料的分別高約11.0% 和7.1%;由于與1 kg/s 空氣完全燃燒所需的氨的流量大于正癸烷,以氨為燃料的發(fā)動機(jī)的比沖比以正癸烷為燃料的低約55.0%,但仍是液氧煤油火箭發(fā)動機(jī)比沖(約300 s)的2.5 倍(渦輪模態(tài)下,以氨和正癸烷為燃料時,壓氣機(jī)出口空氣溫度、耗功曲線重合).

本節(jié)接著對比了預(yù)冷模態(tài)下,以氨和甲烷為預(yù)冷工質(zhì)和燃料時,發(fā)動機(jī)性能的優(yōu)劣.為了比較二者之間的冷卻性能差異,假設(shè)氨和甲烷供應(yīng)的體積流量相等,儲罐內(nèi)兩種燃料的儲存狀態(tài)均為液態(tài),儲存溫度為一個大氣壓下的沸點溫度,即氨的儲存溫度為239 K,甲烷的儲存溫度為112 K.定義f/fst為預(yù)冷器的冷卻當(dāng)量比.圖6 對比了飛行速度3 馬赫,以氨以及相同體積流量下的甲烷為燃料時,發(fā)動機(jī)性能的優(yōu)劣.如圖6 所示,與相同體積流量的氨相比,甲烷的冷卻能力明顯偏弱.以氨為燃料,冷卻當(dāng)量比為1 時,不存在燃料的直接排放,所有的氨燃料均在燃燒室內(nèi)同空氣燃燒;按照預(yù)冷器0.8 的換熱效能,可以將壓氣機(jī)的入口空氣溫度冷卻到約311 K;預(yù)冷器燃料側(cè)的出口溫度升高至493 K,小于圖2 所示的氨初始分解溫度,因此燃燒室內(nèi)同空氣燃燒的燃料為氨氣.相同體積流量下,甲烷僅可以將來流空氣冷卻至461 K,對應(yīng)的冷卻當(dāng)量比為1.76,超過1 倍冷卻當(dāng)量比的甲烷經(jīng)預(yù)冷器加熱氣化后通過旁路噴管排出,提供補(bǔ)充推力.

圖6 渦輪、預(yù)冷模態(tài)發(fā)動機(jī)性能的對比(3 馬赫)Fig.6 Comparison of engine performance in turbine mode and precooling mode (Ma=3)

圖6 渦輪、預(yù)冷模態(tài)發(fā)動機(jī)性能的對比(3 馬赫) (續(xù))Fig.6 Comparison of engine performance in turbine mode and precooling mode (Ma=3) (continued)

與甲烷相比,以氨作為燃料可以顯著提高預(yù)冷模態(tài)下壓氣機(jī)的工作范圍.如圖6(a)所示,以甲烷為燃料,壓氣機(jī)增壓比為22.5 時,壓氣機(jī)出口空氣溫度已經(jīng)達(dá)到1200 K.以相同體積流量下的氨為燃料,壓氣機(jī)增壓比達(dá)到55 時,出口空氣溫度僅為1080 K;如圖6(b)～圖6(e)所示,與甲烷相比,以氨為燃料將相同增壓比下壓氣機(jī)的耗功減小了約31.4%,將相同增壓比下發(fā)動機(jī)的比推力和總效率分別提高了約17.3%和11.0%,可以有效減小壓氣機(jī)和渦輪的規(guī)格,為飛行器的加速飛行提供更大的動力.

如圖6(a)所示,飛行馬赫3 不預(yù)冷的情況下,經(jīng)進(jìn)氣道壓縮后的壓氣機(jī)入口空氣溫度約為601 K,壓氣機(jī)的增壓比為9.6 時,出口空氣溫度已經(jīng)達(dá)到1200 K;加入預(yù)冷后,壓氣機(jī)的增壓比達(dá)到55 時,出口空氣溫度僅為1080 K.對來流空氣進(jìn)行預(yù)冷,可以大幅擴(kuò)大壓氣機(jī)的工作范圍.并且可以發(fā)現(xiàn),對空氣進(jìn)行預(yù)冷可以大幅減小相同增壓比下的壓氣機(jī)耗功,加入預(yù)冷可以減小壓氣機(jī)和渦輪的規(guī)格.如圖6(c)～圖6(e)所示,增壓比超過2 時,對空氣進(jìn)行預(yù)冷可以顯著提高相同增壓比下發(fā)動機(jī)的比推力、比沖及總效率等各項指標(biāo),使燃料能量得到更有效的利用.

如圖6(c)～圖6(e)所示,隨壓氣機(jī)增壓比的增大,比推力、比沖及總效率的變化趨勢并不是單調(diào)增加的,存在最佳增壓比,使各物理量取得最大值.這是因為壓氣機(jī)增壓比增大的同時也意味著工質(zhì)需要在渦輪中做更多的功,在渦輪中損失更多的做功能力,因此,此消彼長之間,比推力、比沖及總效率不會隨增壓比的增大單調(diào)增加[37].

3.2 預(yù)冷模態(tài)發(fā)動機(jī)的性能(4 馬赫和5 馬赫)

飛行器的飛行速度為4 馬赫,經(jīng)進(jìn)氣道壓縮后,來流空氣的滯止溫度約為890 K.此時,如果用1 倍冷卻當(dāng)量比的氨(0.165 kg/s) 去冷卻1 kg/s 的890 K 高溫空氣,按照預(yù)冷器0.8 的換熱效能,可以將來流空氣冷卻至約461 K.相應(yīng)的,1 倍冷卻當(dāng)量比的氫、甲烷和正癸烷只能將890 K 來流空氣分別冷卻至約620 K,774 K 和795 K.按照壓氣機(jī)1200 K 的材料耐溫極限,以1 倍冷卻當(dāng)量比的氨為冷卻劑時,壓氣機(jī)的最大允許增壓比為22.37;以1 倍冷卻當(dāng)量比甲烷和正癸烷為冷卻劑時,壓氣機(jī)的最大允許增壓比僅為4.21 和3.86.為了將來流空氣冷卻到一定程度,以減小壓氣機(jī)的負(fù)擔(dān),對于甲烷和正癸烷,必須采用過當(dāng)量比流量,這樣會導(dǎo)致發(fā)動機(jī)效率的降低,而氨則不需要.相比于甲烷和正癸烷等碳?xì)涔べ|(zhì),氨具有更突出的恰當(dāng)量冷卻能力,這使得氨應(yīng)用于寬域空天發(fā)動機(jī)核心機(jī)以及各類組合動力時,具有更大的彈性.

飛行器的飛行速度為5 馬赫,經(jīng)進(jìn)氣道壓縮后,來流空氣的滯止溫度約為1247 K.用1 倍冷卻當(dāng)量比的氨冷卻來流空氣時,按照預(yù)冷器0.8 的換熱效能,燃料側(cè)的出口溫度約為1045 K,依據(jù)圖2 氨的轉(zhuǎn)化率曲線,此時氨的轉(zhuǎn)化率約為65%,燃燒室內(nèi)同空氣燃燒的燃料為氨氣和氫氣的混合氣;綜合考慮氨的裂解吸熱,可以將來流空氣冷卻至約562 K.

氨的冷卻當(dāng)量比為1.5 時,按照預(yù)冷器0.8 的換熱效能,可以將來流空氣冷卻至約441 K,燃料側(cè)的出口溫度約為860 K,氨的轉(zhuǎn)化率約為28%,燃燒室內(nèi)同空氣燃燒的燃料為氨氣和氫氣的混合氣;超過1 倍冷卻當(dāng)量比的氨通過旁路噴管直接排出,提供補(bǔ)充推力,通過旁路噴管直接排出的氨與燃燒的氨的比例為1:2.氨的油氣比f=fst時,對應(yīng)的相同體積流量下的甲烷的油氣比為f=1.76fst,僅能將來流空氣冷卻到約947 K;氨的油氣比f=1.5fst時,對應(yīng)的相同體積流量下的甲烷的油氣比為f=2.64fst,來流空氣可以被冷卻到約792 K.飛行速度Ma 5 時,相比于甲烷,氨的冷卻能力更為凸顯.

圖7 為飛行速度5 馬赫,以氨以及相同體積流量下的甲烷為燃料時,發(fā)動機(jī)性能曲線的對比.如圖7所示,相同體積流量下,相比于甲烷,氨可以將來流空氣冷卻到更低的溫度,使壓氣機(jī)的工作范圍更寬廣.相同增壓比下,以氨為燃料時,發(fā)動機(jī)具有更大的比推力與總效率以及更小的壓氣機(jī)耗功.

圖7 預(yù)冷模態(tài)發(fā)動機(jī)性能的對比(5 馬赫)Fig.7 Comparison of engine performance in precooling mode (Ma=5)

3.3 沖壓模態(tài)發(fā)動機(jī)的性能

本節(jié)討論了不同來流馬赫數(shù)下,沖壓模態(tài)發(fā)動機(jī)的相關(guān)性能參數(shù).圖8 為不同來流馬赫數(shù)下,進(jìn)氣道總壓比(總壓恢復(fù)系數(shù))隨進(jìn)氣道壓縮效率的變化曲線.如圖8 所示,靜溫比ψ=5 時,不同來流馬赫數(shù)下的總壓比隨壓縮效率的變化曲線重合.壓縮效率超過0.7 時,隨壓縮效率的增加,曲線的增長速率快速增大.

圖8 總壓比隨壓縮效率的變化Fig.8 Variation of total pressure ratio with compression efficiency

不同來流馬赫數(shù)下,由式(8)計算的進(jìn)氣道總壓比(總壓恢復(fù)系數(shù))及對應(yīng)的進(jìn)氣道壓縮效率如表3所示.

表3 不同飛行工況下的進(jìn)氣道壓縮效率Table 3 Compression efficiency of intake under different flight conditions

文獻(xiàn)[36]提出了由動能效率估算沖壓發(fā)動機(jī)性能的計算方法,引入了總動能效率ηKEO計算沖壓發(fā)動機(jī)的比推力和比沖.總動能效率ηKEO的計算式為

式中,ηKE,c,ηKE,b和ηKE,e分別為進(jìn)氣道壓縮,燃燒室燃燒和噴管膨脹3 個過程的動能效率,計算式分別為

式中,τb為沖壓燃燒室的總溫比,其他參數(shù)為各循環(huán)點氣體流動速度的平方.

燃燒室總溫比τb的計算式為

因此,沖壓模態(tài)下發(fā)動機(jī)的比推力又可用下式計算[36]

比沖為

圖9 為文獻(xiàn)[36]利用總動能效率法計算的不同自由流速度下,碳?xì)淙剂?煤油)吸氣式?jīng)_壓發(fā)動機(jī)的比沖.本文計算的正癸烷吸氣式?jīng)_壓發(fā)動機(jī)在不同來流馬赫數(shù)下的比沖及總動能效率如圖9 所示,與文獻(xiàn)[36]計算結(jié)果接近,說明本文模型總體上是合理可靠的.

圖9 碳?xì)淙剂衔鼩馐經(jīng)_壓發(fā)動機(jī)比沖隨來流速度變化曲線Fig.9 Variation curve of specific impulse of hydrocarbon fuel airbreathing ramjet with incoming flow speed

發(fā)動機(jī)處于沖壓模態(tài)時,隨著飛行馬赫數(shù)的增大,沖壓燃燒室壁面的熱流密度急劇增加[38],飛行馬赫數(shù)6 時碳?xì)淙剂蠜_壓發(fā)動機(jī)燃燒室壁面的熱流密度可高達(dá)2.0～2.5 MW/m2,而當(dāng)飛行馬赫數(shù)7 時燃燒室壁面的熱流密度更高達(dá)3.0～3.5 MW/m2.此時需要利用燃料流經(jīng)燃燒室壁面的再生冷卻通道,對燃燒室進(jìn)行熱防護(hù),然后再噴入燃燒室與空氣燃燒.在高馬赫數(shù)發(fā)動機(jī)的高熱流密度作用下,碳?xì)淙剂?煤油)和氨均會發(fā)生熱分解反應(yīng),熱分解是吸熱過程,會使燃料的總熱沉進(jìn)一步提高.碳?xì)淙剂系奈鎏甲罱K會堵塞冷卻通道,而氨則不會.它在高溫下的熱分解反應(yīng)方程式為[24]

氨完全分解需要吸收2717.7 kJ/kg 的熱量,如果適當(dāng)添加催化劑會降低其在高溫下的裂解初始溫度[24].本節(jié)對比了靜溫比ψ=5 時,不同來流馬赫數(shù)下以氨、正癸烷和甲烷為燃料的沖壓模態(tài)發(fā)動機(jī)的性能參數(shù),分析過程中假設(shè)燃料油氣比f=fst;其中,對于氨燃料,討論了再生冷卻通道內(nèi)不考慮氨分解以及假設(shè)氨在再生冷卻通道內(nèi)分解了50%和100%三種情形.煤油類碳?xì)淙剂显谌紵冶诿嬖偕鋮s通道內(nèi)的熱解結(jié)焦使得碳?xì)淙剂铣紱_壓發(fā)動機(jī)的最高工作馬赫數(shù)約為8[17].表4 為3 種燃料對應(yīng)的總動能效率.如表4 所示,相同來流馬赫數(shù)下,3 種燃料的總動能效率接近.3 種燃料的性能參數(shù)對比如圖10所示.

表4 不同燃料的總動能效率Table 4 Total kinetic energy efficiency of different fuels

如圖10 所示,馬赫數(shù)為5～10 時,相比于不考慮氨的熱分解,氨在再生冷卻通道內(nèi)分解了50% 和100%情形下,發(fā)動機(jī)的比推力和比沖均值都提高了8.7%和17.2%.在5 馬赫和6 馬赫時,氨分解率的提高會降低發(fā)動機(jī)的總效率,這是因為分解生成的氫氣熱值高,推進(jìn)功率的增加程度小于燃料燃燒釋熱的增加程度,但隨著馬赫數(shù)的提高,分解率的增大還是會提高發(fā)動機(jī)的總效率,提高燃料能量的利用效率.

圖10 沖壓模態(tài)下發(fā)動機(jī)性能的對比Fig.10 Comparison of engine performance in ramjet mode

在5～8 馬赫,不考慮氨的熱分解時,以氨為燃料的發(fā)動機(jī)的比推力均值比正癸烷和甲烷分別高約23.7%和28.5%,總效率均值比正癸烷和甲烷分別高約19.5%和21.4%;考慮了氨的熱分解后,以熱分解率50%為例,以氨為燃料的發(fā)動機(jī)的比推力均值比正癸烷和甲烷分別高約32.6%和37.7%,總效率均值比正癸烷和甲烷分別高約19.4%和21.3%.考慮了氨的熱分解后,發(fā)動機(jī)的比推力得到了進(jìn)一步提升,與正癸烷和甲烷相比,優(yōu)勢繼續(xù)增大,氨的高當(dāng)量熱值特性進(jìn)一步凸顯.由于氨的恰當(dāng)油氣比大于正癸烷和甲烷,因此以氨為燃料的發(fā)動機(jī)的比沖小于正癸烷和甲烷,氨熱分解率的提高可以縮小其與正癸烷和甲烷之間的比沖差距.

3.4 氨工質(zhì)吸氣式空天發(fā)動機(jī)寬域性能

計算了氨工質(zhì)吸氣式發(fā)動機(jī)0～10 馬赫寬域飛行性能參數(shù),與甲烷和正癸烷吸氣式發(fā)動機(jī)的性能參數(shù)進(jìn)行了對比;并且比較了沖壓模態(tài)下,相同總動能效率時(見表4),以氨和氫為工質(zhì)的發(fā)動機(jī)的比推力,如圖11 所示.渦輪模態(tài)和預(yù)冷模態(tài)下發(fā)動機(jī)的比推力和比沖均取壓氣機(jī)出口空氣溫度900 K 時對應(yīng)的數(shù)值.預(yù)冷模態(tài)下,氨的質(zhì)量流量始終保持恰當(dāng)油氣比,即f=fst,3～5 馬赫時,可以將來流空氣分別冷卻至311 K,461 K 和562 K;為了保證來流空氣能被冷卻至一定溫度,預(yù)冷模態(tài)下,甲烷的流量需要超過其恰當(dāng)油氣比,假設(shè)3～5 馬赫時,甲烷的質(zhì)量流量分別為f=1.76fst,2.64fst,2.64fst,可以將來流空氣分別冷卻至461 K,578 K 和792 K;預(yù)冷模態(tài)下,假設(shè)3～5 馬赫時,正癸烷供應(yīng)的體積流量同甲烷相等,對應(yīng)的正癸烷的質(zhì)量流量分別為f=2.66fst,3.99fst,3.99fst,可以將來流空氣分別冷卻至488 K,506 K 和638 K.渦輪和沖壓模態(tài)下,3 種燃料的流量均保持其恰當(dāng)油氣比,即f=fst.

沖壓模態(tài)下,假設(shè)在6～10 馬赫飛行工況時,沖壓燃燒室的壁面熱流密度分別為1～5 MW/m2.燃燒室外壁的單個再生冷卻通道內(nèi)徑1 mm,長度1.5 m,冷卻通道中氨的流量為1.25 g/s.則對應(yīng)6～10 馬赫飛行工況,單個再生冷卻通道的加熱功率為

參考圖2 中高溫條件下氨在微型通道內(nèi)的轉(zhuǎn)化率曲線,氨完全分解需要吸收2717.7 kJ/kg 的熱量,據(jù)此計算出6～10 馬赫飛行工況,氨在再生冷卻通道內(nèi)的熱力學(xué)轉(zhuǎn)化率,并以此計算出對應(yīng)總動能效率下(見表4),氨工質(zhì)發(fā)動機(jī)的比推力和比沖.

如圖11 所示,在0～10 馬赫寬域飛行范圍內(nèi),氨的比推力始終大于正癸烷和甲烷;預(yù)冷模態(tài)下,為了保證來流空氣可以被冷卻到一定程度,正癸烷和甲烷的流量需要遠(yuǎn)超其恰當(dāng)油氣比,導(dǎo)致發(fā)動機(jī)的比沖迅速下降.而氨優(yōu)越的恰當(dāng)量冷卻能力可以避免這一問題,使飛行器在3 種模態(tài)之間的過渡更平穩(wěn).

美國的X-34 A 高超聲速飛行器采用液氫燃料的雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機(jī)推動,可達(dá)到9.8 馬赫的飛行試驗記錄[39],說明液氫燃料在接近10 馬赫的飛行速度下依然有較高的推力和較好的加速性能.如圖11(a)所示,沖壓模態(tài)下,以氨為工質(zhì)時,發(fā)動機(jī)的比推力高于以氫為工質(zhì)的.說明在高馬赫數(shù)段,氨工質(zhì)吸氣式發(fā)動機(jī)在馬赫5～10 具有比氫更好的加速性能,這是碳?xì)淙剂蠠o法比擬的.氨具有應(yīng)用于10 馬赫飛行速度下的良好前景.

圖11 不同馬赫數(shù)下的發(fā)動機(jī)性能Fig.11 Engine performance at different Mach numbers

4 結(jié)論

本文提出了一類采用氨燃料的預(yù)冷吸氣式組合發(fā)動機(jī).通過對這種組合發(fā)動機(jī)的熱力循環(huán)進(jìn)行建模分析,初步驗證這種新概念發(fā)動機(jī)的可行性,并計算發(fā)動機(jī)的比推力、比沖和總效率等相關(guān)性能參數(shù),得到如下結(jié)論.

(1)以氨為燃料的吸氣式變循環(huán)組合發(fā)動機(jī)的工作模態(tài)可分為3 種,分別為渦輪模態(tài),預(yù)冷模態(tài)和沖壓模態(tài).設(shè)置預(yù)冷模態(tài)的目的是為了解決3～5 馬赫之間壓氣機(jī)工作范圍窄,推力不足的瓶頸問題.

(2)對比了飛行速度3 馬赫,以氨為燃料時渦輪模態(tài)和預(yù)冷模態(tài)發(fā)動機(jī)的性能差異.利用氨對來流高溫空氣進(jìn)行預(yù)冷可以大幅度提高壓氣機(jī)的最大增壓比,擴(kuò)大發(fā)動機(jī)的工作范圍,提高發(fā)動機(jī)的比推力、比沖和總效率,氨預(yù)冷可全面提升發(fā)動機(jī)性能.

(3) 對比了氨應(yīng)用于預(yù)冷吸氣式發(fā)動機(jī)時,在4 馬赫和5 馬赫狀態(tài)下與正癸烷,甲烷等碳?xì)淙剂系男阅懿町?與正癸烷和甲烷相比,由于氨的高當(dāng)量總熱沉,預(yù)冷模態(tài)下氨的恰當(dāng)量冷卻能力可以支撐至少4 馬赫的飛行需求,對于寬域空天發(fā)動機(jī)核心機(jī)的研發(fā),各類組合動力的構(gòu)建,能提供足夠大的彈性跨越“推力鴻溝”.

(4)渦輪和沖壓模態(tài)下,雖然以氨為工質(zhì)的發(fā)動機(jī)的比沖較低,但是它的比推力和總效率比正癸烷和甲烷更高,特別是考慮了高馬赫數(shù)熱分解之后.與碳?xì)淙剂舷啾?氨由于不會結(jié)焦堵塞通道,能夠工作到更高的馬赫數(shù).制約氨燃料吸氣式發(fā)動機(jī)能應(yīng)用到多高馬赫數(shù)不在于其冷卻性能(此指標(biāo)優(yōu)于氫),而在于高馬赫數(shù)時飛發(fā)一體化推阻平衡的設(shè)計水平.氨在5～10 馬赫的比推力甚至高于氫,這意味著氨有很好的加速性能,其最高工作馬赫數(shù)在某些條件下甚至有望超過氫,非常適合應(yīng)用于例如水平起降二級入軌空天飛行器的一級動力部件,或高馬赫數(shù)可重復(fù)使用實驗平臺;同時兼具氫的無碳排放優(yōu)點,具有成為氫低成本替代的巨大潛力.