RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)沖壓模態(tài)熱力循環(huán)分析

南向軍,李 斌，何國(guó)強(qiáng)，張蒙正

(1.西安航天動(dòng)力研究所，陜西 西安 710100； 2.航天推進(jìn)技術(shù)研究院，陜西 西安 710100； 3.西北工業(yè)大學(xué)，陜西 西安 710072)

0 引言

早在20世紀(jì)50年代末，美國(guó)就已經(jīng)開始了RBCC動(dòng)力方面的技術(shù)探索，之后美國(guó)啟動(dòng)了NASP(national aerospace plane)計(jì)劃，有力推動(dòng)了高超聲速技術(shù)及動(dòng)力裝置技術(shù)的發(fā)展[1]。

RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)可采用多種組合模式。引射沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)(ejector ramjet engine,ERJ)采用了亞燃沖壓與火箭的組合，在1964-1967年，Marquardt對(duì)該發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行了一系列地面試驗(yàn)，研究了起飛加速、跨聲速和超聲速飛行等工作模式[2-3]。在此基礎(chǔ)上，通過(guò)增加一級(jí)風(fēng)扇(SERJ)，提高了增壓能力[4-5]。

Aerojet公司研制的Strutjet RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)[6]方案，采用了超燃與火箭的組合，發(fā)動(dòng)機(jī)為二元構(gòu)型，采用三維側(cè)壓式進(jìn)氣道，多模塊并聯(lián)設(shè)置，燃燒室為雙模態(tài)兩級(jí)設(shè)計(jì)，前一級(jí)為超燃模態(tài)、后一級(jí)為亞燃模態(tài)，中間的隔板末端為兩級(jí)燃燒室界面，于其底部設(shè)置引射火箭。其進(jìn)氣道頂板可調(diào)，以實(shí)現(xiàn)喉道面積的調(diào)節(jié)，噴管的唇口可調(diào)，以實(shí)現(xiàn)不同落壓比范圍的適應(yīng)。通過(guò)可調(diào)進(jìn)排氣以及兩級(jí)燃燒室設(shè)計(jì)，可實(shí)現(xiàn)不同馬赫數(shù)下流道的良好匹配，從而具有很寬(0～8Ma)的工作范圍。

美國(guó)航空航天局格林研究中心(GRC)開展了GTX計(jì)劃，采用了半軸對(duì)稱構(gòu)型的RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)，吸氣式模態(tài)工作范圍達(dá)到0～10Ma，開展吸氣模態(tài)推進(jìn)模型的風(fēng)洞試驗(yàn)，研究了0～2.5Ma引射模態(tài)的性能[7]。

20世紀(jì)80年代末，日本的空天飛機(jī)研究計(jì)劃，以RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)為動(dòng)力裝置。其引射火箭集成于隔離段一側(cè)壁面上，研究了引射、亞燃、超燃模態(tài)。經(jīng)過(guò)大量試驗(yàn)和數(shù)值模擬研究，獲得了較優(yōu)的RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)型[8]。

國(guó)內(nèi)西北工業(yè)大學(xué)在RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)研究方面起步最早，從20世紀(jì)90年末開始RBCC動(dòng)力研究，建立了引射、亞燃和超燃模態(tài)的理論分析模型。對(duì)引射模態(tài)的SMC模式開展了詳細(xì)的數(shù)值模擬研究，結(jié)果表明當(dāng)馬赫數(shù)大于0.7可以獲得推力增益，中心支板構(gòu)型在引射模態(tài)下火箭射流與空氣的摻混區(qū)是主要的燃燒釋熱區(qū)域[9-10]。對(duì)引射模態(tài)和亞燃模態(tài)的轉(zhuǎn)換也開展了研究，從發(fā)動(dòng)機(jī)性能角度考慮，在2.6Ma左右進(jìn)行模態(tài)轉(zhuǎn)換能獲得良好的發(fā)動(dòng)機(jī)性能[12]。在基本兼顧引射和超燃模態(tài)的條件下，通過(guò)使用組合式火焰穩(wěn)定方式，實(shí)現(xiàn)了擴(kuò)張通道內(nèi)馬赫數(shù)2.5～4.0范圍亞燃穩(wěn)定高效燃燒，實(shí)現(xiàn)了引射/模態(tài)過(guò)渡和熱力喉道調(diào)節(jié)[13-14]。此外，還建設(shè)了變工況氣氧煤油火箭發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)，開展了變工況試驗(yàn)研究[15]。

國(guó)防科大在RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)方面也開展了研究工作，通過(guò)理論分析建立發(fā)動(dòng)機(jī)理論模型，研究了噴油規(guī)律對(duì)引射模態(tài)發(fā)動(dòng)機(jī)性能的影響[16]，利用熱力學(xué)有效能及發(fā)動(dòng)機(jī)推力、比沖等性能評(píng)估方法，獲得了最優(yōu)的燃油分配比例范圍，并針對(duì)引射模態(tài)，研究了各部件熱力學(xué)有效能的損失比例[17]，研究表明引射火箭的損失比例最高。

航天科技六院圍繞RBCC動(dòng)力及其應(yīng)用開展了廣泛、深入的研究，取得了一系列重要的研究成果[18-19]。開展了2.0～7.0Ma寬?cǎi)R赫數(shù)RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)研究。研制了國(guó)內(nèi)首臺(tái)關(guān)鍵技術(shù)集成樣機(jī)，完成了國(guó)內(nèi)首輪、多次/多工況RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)自由射流試驗(yàn)。在發(fā)動(dòng)機(jī)熱力循環(huán)方面，探索了分層燃燒的發(fā)動(dòng)機(jī)熱力模型[20]，基于一維理論分析還研究了熱力循環(huán)優(yōu)化[21]及發(fā)動(dòng)機(jī)工作效率的影響因素[22]。在發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)值模擬方面，針對(duì)4.0Ma工況，開展了全流道數(shù)值模擬，研究了火箭射流與沖壓氣流的摻混過(guò)程以及對(duì)推力增益的影響[23]。

經(jīng)過(guò)數(shù)十年的發(fā)展，RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)鍵技術(shù)逐漸突破，在此基礎(chǔ)上，如何進(jìn)一步提升發(fā)動(dòng)機(jī)性能成為后續(xù)的主要發(fā)展方向。本文基于前期開展的RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)地面試驗(yàn)數(shù)據(jù)，建立一維性能分析模型，獲得發(fā)動(dòng)機(jī)沿程的氣流參數(shù)，分析發(fā)動(dòng)機(jī)沖壓模態(tài)的熱力循環(huán)，探索發(fā)動(dòng)機(jī)性能優(yōu)化的途徑。

1 RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)理論計(jì)算模型

RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)由進(jìn)氣道、隔離段、燃燒室、火箭推力室及噴管等構(gòu)成。其實(shí)際工作時(shí)流場(chǎng)為三維結(jié)構(gòu)，每條流線上的參數(shù)變化均不相同，如對(duì)每條流線進(jìn)行分析，工作量極大，難以實(shí)現(xiàn)。從發(fā)動(dòng)機(jī)性能分析角度，也沒(méi)有必要。為了獲得發(fā)動(dòng)機(jī)宏觀工作特性，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)流場(chǎng)進(jìn)行一維分析，主要研究截面平均參數(shù)的變化情況，獲得發(fā)動(dòng)機(jī)沿流道的宏觀變化規(guī)律。

圖1給出了關(guān)鍵截面劃分情況，與常規(guī)劃分方法相同。其中0截面為自由來(lái)流，2截面為進(jìn)氣道喉道，3截面為燃燒室入口，4截面為燃燒室出口，10截面為噴管出口。

圖1 發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)鍵截面劃分

1.1 氣體模型

發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室內(nèi)氣流溫度高達(dá)1 600 K以上，為了提高模型精度，選取熱完全氣體模型，比熱計(jì)算公式為

Cp=(a+bT+cT2+dT3+eT4)Rg

(1)

式中：Cp為定壓比熱；T為溫度；Rg為氣體常數(shù)；a、b、c、d、e為系數(shù)。

燃燒室推進(jìn)劑為火箭煤油，其與空氣產(chǎn)生的燃?xì)饨M分采用熱力計(jì)算軟件計(jì)算。根據(jù)燃燒室的具體工作狀態(tài)(包括推進(jìn)劑類型、余氣系數(shù)、壓力等參數(shù))計(jì)算出燃燒產(chǎn)物，單一燃?xì)饨M分的熱完全氣體模型采用JANAF表中的7系數(shù)模型。

1.2 進(jìn)氣道流場(chǎng)一維化方法

對(duì)于工作范圍達(dá)到高超聲速的進(jìn)氣道而言，其設(shè)計(jì)均采用混壓式，當(dāng)設(shè)計(jì)馬赫數(shù)達(dá)到5.0以上時(shí)，外壓段往往較長(zhǎng)，這樣進(jìn)氣道的大部分均為開放式，流管為虛擬壁面。對(duì)于這種大范圍開放式的部件，難以采用一維化進(jìn)行計(jì)算，為此本文將通過(guò)數(shù)值模擬來(lái)獲得喉道截面的平均參數(shù)。為了提高計(jì)算精度，利用風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果對(duì)數(shù)值模擬進(jìn)行了校核。

采用數(shù)值模擬結(jié)果帶來(lái)一個(gè)問(wèn)題，即喉道截面結(jié)果為三維流場(chǎng)平均化的結(jié)果，其氣流參數(shù)不符合一維流關(guān)系。如只選取3個(gè)參數(shù)開展計(jì)算，不能完全反映進(jìn)氣道的真實(shí)情況，因此需研究一種方法將喉道截面的三維結(jié)果一維化。

截面參數(shù)降維需滿足下列方程組，包括連續(xù)方程、動(dòng)量方程、能量方程和熵方程，分別如下。

連續(xù)方程為

(2)

動(dòng)量方程為

(3)

能量方程為

(4)

熵方程為

(5)

方程組中變量包括靜溫T、靜壓p和馬赫數(shù)Ma，仔細(xì)分析可知該方程組為過(guò)約束方程組，并不能求同時(shí)滿足3個(gè)方程的解。采用下列方法折中，令

(6)

計(jì)算最優(yōu)的Ma，使得式(6)的值最小，從而獲得最優(yōu)近似解。

1.3 隔離段和燃燒室控制方程

隔離段內(nèi)的流動(dòng)在無(wú)反壓時(shí)一般為正常通流狀態(tài)，部分狀態(tài)僅局部存在激波誘導(dǎo)的小面積分離，故可不考慮分離流動(dòng)。然而在存在反壓的情況下，受反壓影響形成激波串結(jié)構(gòu)，近壁面會(huì)形成較大的分離區(qū)域，該分離區(qū)往往延伸至燃燒室。此時(shí)需要考慮分離區(qū)域的影響。

考慮分離的計(jì)算采用文獻(xiàn)[24]中給出的方法，其原理如圖2所示。其中：m為質(zhì)量流量；Q為熱量；p為壓力；ρ為密度；v為速度；M為馬赫數(shù)；A為截面積；Ac為未分離流的截面積。

圖2 有分離的計(jì)算原理示意圖

控制方程如下。

連續(xù)方程為

(7)

動(dòng)量方程為

(8)

其中

能量方程為

(9)

狀態(tài)方程為

(10)

dh=Cp(T)dT

(11)

另外，為封閉方程，隔離段分離區(qū)的壓力梯度計(jì)算模型為

(12)

燃燒室的壓力分布采用發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)獲得的壓力數(shù)據(jù)，式(7)～式(12)即可封閉。

1.4 噴管計(jì)算模型

噴管入口為超聲速，全場(chǎng)為膨脹過(guò)程，也不考慮分離、釋熱的影響，其他計(jì)算方法同前。

2 沖壓模態(tài)理論與試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比

計(jì)算模型采用數(shù)值、理論方法建立。為了驗(yàn)證其計(jì)算精度，采用試驗(yàn)結(jié)果對(duì)其進(jìn)行了校核。試驗(yàn)結(jié)果包括進(jìn)氣道風(fēng)洞試驗(yàn)和發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)自由射流試驗(yàn)數(shù)據(jù)。其中進(jìn)氣道試驗(yàn)測(cè)量了不同反壓下的性能，可以對(duì)隔離段出口截面的計(jì)算結(jié)果進(jìn)行校核，發(fā)動(dòng)機(jī)自由射流試驗(yàn)獲得了沿程壓力和發(fā)動(dòng)機(jī)推力、比沖等性能，可以通過(guò)對(duì)比發(fā)動(dòng)機(jī)性能對(duì)計(jì)算模型進(jìn)行校核。

發(fā)動(dòng)機(jī)兩個(gè)馬赫數(shù)的典型余氣系數(shù)工況見表1。圖3給出了自由射流試驗(yàn)獲得的沿程壓力分布，其中靜壓以來(lái)流靜壓p0無(wú)量綱化，軸向坐標(biāo)以進(jìn)氣道捕獲高度hc無(wú)量綱化。4Ma狀態(tài)最高壓比約為50倍，6Ma狀態(tài)最高壓比約為70倍。

表1 發(fā)動(dòng)機(jī)沖壓模態(tài)工況

圖3 發(fā)動(dòng)機(jī)沿程壓力分布

2.1 隔離段反壓特性計(jì)算結(jié)果

當(dāng)燃燒室工作時(shí)，受釋熱影響會(huì)在燃燒室內(nèi)形成較高的壓力，該壓力足夠高以致影響隔離段內(nèi)的流動(dòng)情況，形成激波串結(jié)構(gòu)。此時(shí)進(jìn)氣道工作于帶反壓狀態(tài)下，其出口參數(shù)不僅與來(lái)流相關(guān)，還與出口的反壓相關(guān)。利用一維化模型對(duì)進(jìn)氣道不同反壓下的性能進(jìn)行了計(jì)算，并與試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比，如圖4與圖5所示。

圖4 4 Ma狀態(tài)進(jìn)氣道反壓特性

圖5 6 Ma狀態(tài)進(jìn)氣道反壓特性對(duì)比

圖中上標(biāo)1D、A、m分別代表一維模型計(jì)算結(jié)果、風(fēng)洞試驗(yàn)獲得的面積平均結(jié)果和質(zhì)量平均結(jié)果。從對(duì)比情況看，一維化獲得的性能隨反壓的變化規(guī)律與試驗(yàn)吻合較好，一維模型計(jì)算的總壓恢復(fù)系數(shù)和出口馬赫數(shù)結(jié)果基本位于試驗(yàn)獲得的質(zhì)量平均和面積平均結(jié)果之間，而馬赫數(shù)更接近于質(zhì)量平均。

2.2 發(fā)動(dòng)機(jī)推力性能對(duì)比

利用建立的一維計(jì)算模型，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)沖壓模態(tài)4Ma、6Ma的自由射流工況進(jìn)行了計(jì)算，獲得了發(fā)動(dòng)機(jī)推力、比沖等性能。圖6、圖7給出計(jì)算獲得的沿程參數(shù)變化情況，其中實(shí)線對(duì)應(yīng)余氣系數(shù)為1.25或1.51，虛線為1.50或1.65，點(diǎn)劃線為1.75或1.77?？梢娮杂蓙?lái)流經(jīng)過(guò)進(jìn)氣道壓縮后，在隔離段內(nèi)受摩擦影響馬赫數(shù)緩慢下降，壓力基本不變，靜溫略有升高，至反壓影響區(qū)域后，出現(xiàn)分離，壓力、溫度迅速上升，馬赫數(shù)迅速下降。分離區(qū)一直持續(xù)至燃燒室，壓力溫度達(dá)到極值后出現(xiàn)下降，在突擴(kuò)處壓力、溫度出現(xiàn)突然下降，馬赫數(shù)突然上升，二級(jí)燃燒室參數(shù)變化不大。在噴管內(nèi)氣流迅速膨脹，壓力、溫度迅速下降，馬赫數(shù)迅速升高。余氣系數(shù)對(duì)壓力和馬赫數(shù)有明顯影響，對(duì)其他參數(shù)影響不大。從馬赫數(shù)分布可知，6Ma狀態(tài)發(fā)動(dòng)機(jī)流道中馬赫數(shù)均大于1，最小值約為1.1，而4Ma狀態(tài)燃燒室內(nèi)存在接近一半的亞聲速區(qū)域。由此可知，6Ma發(fā)動(dòng)機(jī)工作于超燃模態(tài)，4Ma發(fā)動(dòng)機(jī)工作于亞燃模態(tài)。

圖6 發(fā)動(dòng)機(jī)6 Ma狀態(tài)沿程參數(shù)

圖7 發(fā)動(dòng)機(jī)4 Ma狀態(tài)沿程參數(shù)

對(duì)一維計(jì)算結(jié)果修正后推力(以動(dòng)壓pf乘以捕獲面積Am無(wú)量綱化)與試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比如圖8所示。其中實(shí)心點(diǎn)為試驗(yàn)結(jié)果，空心點(diǎn)為計(jì)算結(jié)果，可見兩者吻合良好，二者的誤差在±10以內(nèi)。

圖8 一維計(jì)算與試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比

3 發(fā)動(dòng)機(jī)熱力過(guò)程分析

3.1 熱力循環(huán)分析

圖9、圖10給出6Ma、4Ma兩個(gè)狀態(tài)的溫熵圖。圖中標(biāo)出了不同部件對(duì)應(yīng)的熱力過(guò)程，同時(shí)以虛線給出了釋熱對(duì)應(yīng)的部分，并非所有燃燒室空間均存在釋熱。

圖9 6 Ma狀態(tài)熱力循環(huán)(α=1.25)

圖10 4 Ma狀態(tài)熱力循環(huán)(α=1.51)

可見，經(jīng)過(guò)進(jìn)氣道壓縮后，氣流熵增較大，同時(shí)產(chǎn)生溫升。在隔離段內(nèi)無(wú)反壓時(shí)熵仍然增加，但幾乎沒(méi)有溫升；反壓區(qū)域內(nèi)熵和溫升均顯著增大。燃燒室由于釋熱，溫度快速升高，同時(shí)熵增很大，發(fā)動(dòng)機(jī)的主要熵增均來(lái)自燃燒室。6Ma狀態(tài)燃燒室溫度單調(diào)升高，4Ma狀態(tài)則存在下降，由于燃燒室突擴(kuò)處氣流膨脹，同時(shí)該處還存在釋熱，導(dǎo)致氣流參數(shù)變化復(fù)雜。釋熱結(jié)束后，在擴(kuò)張流道作用下，溫度逐漸降低。噴管中熵增很小，氣流快速膨脹，溫度快速下降。計(jì)算結(jié)果表明，6Ma狀態(tài)噴管出口壓力仍高于來(lái)流靜壓，故氣流排出發(fā)動(dòng)機(jī)后仍會(huì)膨脹，而4Ma狀態(tài)相反，發(fā)動(dòng)機(jī)出口壓力略低于來(lái)流靜壓，氣流排出發(fā)動(dòng)機(jī)后會(huì)略有壓縮。為了給出完整的循環(huán)，圖中給出了氣流排出發(fā)動(dòng)機(jī)后的示意熱力過(guò)程，以虛線表示。

從熱力循環(huán)圖可知，發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)際熱力循環(huán)并不是嚴(yán)格的布雷頓循環(huán)，主要區(qū)別在于釋熱過(guò)程中不是等壓過(guò)程，而主要是壓力先逐漸升高再逐漸減小的過(guò)程。其本質(zhì)是釋熱規(guī)律與流道面積變化沒(méi)有實(shí)現(xiàn)良好匹配以形成等壓狀態(tài)。另外，實(shí)際的燃燒室設(shè)計(jì)為兼顧寬范圍，不同的馬赫數(shù)燃燒區(qū)域也有所不同，實(shí)際上燃燒室的末端部分承擔(dān)著噴管的功能，不同馬赫數(shù)狀態(tài)下承擔(dān)噴管功能的長(zhǎng)度也不同。定幾何設(shè)計(jì)導(dǎo)致噴管在高低馬赫數(shù)下的膨脹程度也不能與實(shí)際需求相匹配，不能實(shí)現(xiàn)理想的恰當(dāng)膨脹。由此可知，目前發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)際熱力循環(huán)與理想循環(huán)尚有差距，部件設(shè)計(jì)技術(shù)仍有提升空間。

圖11與圖12給出了發(fā)動(dòng)機(jī)幾個(gè)重要工作效率的變化曲線?？傂师?表示推進(jìn)功與燃料理論釋熱量之比，6Ma狀態(tài)總效率約在0.32～0.42范圍，4Ma狀態(tài)總效率在0.32～0.38范圍，與6Ma相當(dāng)。從總效率看，發(fā)動(dòng)機(jī)循環(huán)僅約40的能量用于推進(jìn)，大部分的能量損失了。推進(jìn)效率[ηp≈2/(1+V10/V0)]反映了循環(huán)功中有多少用于推進(jìn)，6Ma狀態(tài)的推進(jìn)效率較高，達(dá)到0.90，而4Ma狀態(tài)較低，僅為0.68，循環(huán)功由兩部分構(gòu)成，一部分用于推進(jìn)，即推進(jìn)功，另一部分為排出燃?xì)獾臋C(jī)械能增量。這表明排氣速度越大推進(jìn)效率越低。從前文可知6Ma狀態(tài)為欠膨脹狀態(tài)，4Ma為過(guò)膨脹狀態(tài)，實(shí)際上這兩個(gè)狀態(tài)的出口和進(jìn)口速度之比約為 1.1和1.4，4Ma狀態(tài)出口氣流速度增量較大，因此推進(jìn)效率較低。熱效率ηth反映了熱力循環(huán)的性能，同時(shí)考慮了燃燒效率的影響。6Ma狀態(tài)在0.35～0.47之間，4Ma狀態(tài)在0.46～0.57之間。熱循環(huán)效率ηtc僅反映循環(huán)過(guò)程中熱轉(zhuǎn)換為機(jī)械功的比例，6Ma狀態(tài)約為0.57，4Ma狀態(tài)約為0.68。燃燒效率ηb決定了循環(huán)的可用能量，兩個(gè)典型馬赫數(shù)燃燒效率均在0.6～0.9之間。

圖11 6 Ma狀態(tài)工作效率隨余氣系數(shù)變化

圖12 4 Ma狀態(tài)工作效率隨余氣系數(shù)變化

從余氣系數(shù)的影響角度看，發(fā)動(dòng)機(jī)熱循環(huán)效率和推進(jìn)效率影響很小，在較窄的余氣系數(shù)范圍內(nèi)，發(fā)動(dòng)機(jī)總釋熱變化較小，而釋熱總量對(duì)循環(huán)性能敏感性較低，同時(shí)這兩個(gè)參數(shù)與燃燒效率無(wú)關(guān)，因此表現(xiàn)出與余氣系數(shù)關(guān)系不大的規(guī)律。相反，總效率和熱效率變化趨勢(shì)均與燃燒效率相同，這兩個(gè)參數(shù)與燃燒效率成正比(η0=ηthηp=ηtcηbηp)，而燃燒效率隨余氣系數(shù)變化程度大，主導(dǎo)了這兩個(gè)參數(shù)的變化規(guī)律。燃燒效率與燃燒組織有關(guān)，不同余氣系數(shù)下供應(yīng)油量不同，供油量直接影響霧化、摻混以及當(dāng)?shù)卣鎸?shí)的余氣系數(shù)分布，因而燃燒效率與余氣系數(shù)關(guān)系密切。

3.2 有效能分析

圖13 6 Ma狀態(tài)熱力學(xué)有效能沿程變化

圖14 4 Ma狀態(tài)熱力學(xué)有效能沿程變化

從熱力學(xué)第二定律角度出發(fā)，發(fā)動(dòng)機(jī)可用的能量?jī)H是發(fā)動(dòng)機(jī)氣流中存在的有效能。熱力學(xué)有效能向機(jī)械能轉(zhuǎn)化才會(huì)產(chǎn)生推力。發(fā)動(dòng)機(jī)有效能的增加主要來(lái)自燃燒室的釋熱，因此可以引入?yún)?shù)有效能產(chǎn)生率(有效能與供應(yīng)燃油量的熱值之比)作為發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒釋熱過(guò)程的性能評(píng)價(jià)參數(shù)，該參數(shù)反映了理論最大釋熱中轉(zhuǎn)化為可利用能量的比例。實(shí)際上有效能在釋熱過(guò)程中產(chǎn)生時(shí)還會(huì)受不可逆因素影響而減小，從沿程變化看，燃燒室中不可逆因素的影響很小，故以燃燒室進(jìn)出口的總有效能增量作為釋熱熱能中的有效能部分。圖15給出了發(fā)動(dòng)機(jī)有效能增加量和有效能產(chǎn)生率隨余氣系數(shù)的變化，可見6Ma狀態(tài)釋熱產(chǎn)生的有效能約為1.1 MJ/kg，而產(chǎn)生率在0.5～0.66范圍。4Ma狀態(tài)釋熱產(chǎn)生的有效能在0.8～1.3 MJ/kg范圍，產(chǎn)生率在0.5～0.69范圍。由此可見，釋熱熱能中可用的有效能比例在70以下，有超過(guò)30的熱能中一部分因?yàn)闆](méi)有燃燒而浪費(fèi)，一部分排入大氣(出口排氣溫度高于環(huán)境溫度)。

圖15 發(fā)動(dòng)機(jī)有效能增量和產(chǎn)生率

發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒釋熱是有效能的唯一來(lái)源，而其他部件工作過(guò)程中由于不可逆帶來(lái)的損失，也需要消耗有效能來(lái)補(bǔ)償。如進(jìn)氣道工作過(guò)程中由于激波、摩擦、分離等不可逆因素會(huì)產(chǎn)生很大的熵增，氣流中有效能會(huì)有一定損失。另外，部分有效能轉(zhuǎn)化為氣流的機(jī)械能，這部分是產(chǎn)生推力的，也是發(fā)動(dòng)機(jī)的目的。還有一部分排入大氣，即噴管出口燃?xì)庵羞€存在部分有效能沒(méi)有利用。圖16給出了幾部分占總有效能的比例。可見，進(jìn)氣道中損失的有效能比例約為4～7，噴管中損失比例很小，在0.5以下，轉(zhuǎn)化為機(jī)械能的比例約為37(6Ma)和62(4Ma)，損失在排氣中比例約為55(6Ma)和33(4Ma)，由此可見，發(fā)動(dòng)機(jī)有效能主要損失在發(fā)動(dòng)機(jī)出口排氣中，出口排氣仍然有較強(qiáng)的做功能力。實(shí)際上受環(huán)境壓力影響，排氣氣流溫度一般均高于環(huán)境溫度，這部分有效能無(wú)法利用。另外進(jìn)氣道中雖然有波系、摩擦、分離等造成的損失，但其總損失只占有效能的7以下，相對(duì)較小。噴管中主要是摩擦帶來(lái)的流動(dòng)損失，數(shù)值上極小。

圖16 各部分有效能比例隨余氣系數(shù)變化

從有效能損失的幾個(gè)方面看，為了提升循環(huán)效率和發(fā)動(dòng)機(jī)性能，主要途徑主要有：

1)提高發(fā)動(dòng)機(jī)釋熱過(guò)程中的有效能產(chǎn)生率，從而增大發(fā)動(dòng)機(jī)可用能；

2)減小進(jìn)氣道的不可逆損失；

3)優(yōu)化循環(huán)過(guò)程，減小排氣中的有效能損失。

從各部分占的比例看，途徑一和途徑三潛力大，是主要優(yōu)化方向。

4 結(jié)論

本文基于RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)研究數(shù)據(jù)，結(jié)合一維氣動(dòng)理論建立發(fā)動(dòng)機(jī)性能分析模型，對(duì)6Ma、4Ma沖壓模態(tài)進(jìn)行了分析，并研究了有效能的變化情況，結(jié)果表明：

1)基于發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)研究數(shù)據(jù)，建立的一維性能分析方法具有良好的計(jì)算精度，與試驗(yàn)結(jié)果誤差在10以內(nèi)；

2)發(fā)動(dòng)機(jī)的真實(shí)熱力循環(huán)與理想的布雷頓循環(huán)尚有差異，流道與釋熱匹配沒(méi)有達(dá)到等壓釋熱的理想狀態(tài)；

3)發(fā)動(dòng)機(jī)沖壓模態(tài)4～6Ma范圍的有效能產(chǎn)生率大概在0.5～0.7之間；

4)提高發(fā)動(dòng)機(jī)釋熱過(guò)程中的有效能產(chǎn)生率和優(yōu)化循環(huán)減少排氣中的有效能是發(fā)動(dòng)性能優(yōu)化的主要方向。