PATR發(fā)動機控制特性和最大狀態(tài)控制規(guī)律分析

馬文友,馬 元,馬海波,玉選斐,吳弈臻

(1.西安航天動力研究所,陜西 西安 710100;2.西北工業(yè)大學 航天學院,陜西 西安 710072)

0 引言

預(yù)冷組合發(fā)動機是利用低溫燃料(如液氫)的冷量對來流空氣進行冷卻后再進行后續(xù)工作的動力裝置[1-2]。對來流空氣進行冷卻可以減小空氣壓氣機的負荷并增大空氣流量,以提升發(fā)動機的推力性能,拓展飛行包線[3-6]。世界各國都在進行預(yù)冷組合發(fā)動機的研究,典型方案有空氣液化循環(huán)發(fā)動機(LACE)、射流預(yù)冷卻方案(MIPCC)、深冷渦噴—火箭聯(lián)合循環(huán)發(fā)動機(KLIN)、吸氣式渦輪沖壓膨脹循環(huán)發(fā)動機(ATREX)及協(xié)同吸氣式火箭發(fā)動機(SABRE)等[7-13]。PATR發(fā)動機(pre-cooling air turbo rocket engine,PATR)利用液氫燃料的低溫高比熱特性冷卻來流空氣,拓展發(fā)動機的飛行包線,并引入閉式氦循環(huán)作為中間介質(zhì)進行空氣與液氫之間的能量傳遞。PATR發(fā)動機工作范圍寬,模態(tài)轉(zhuǎn)換簡便,可從地面零速起飛一直工作到馬赫數(shù)5;系統(tǒng)各部件集成度高,整個飛行包線內(nèi)幾乎無“死重”存在;具有推力性能優(yōu)越、飛行包線寬廣的特點,整個工作范圍內(nèi)平均比沖在3 000 s以上[14-18]。

控制規(guī)律是發(fā)動機穩(wěn)定運行的必要條件。預(yù)冷組合發(fā)動機的特性與傳統(tǒng)發(fā)動機有顯著差異,與其他發(fā)動機相比,預(yù)冷組合發(fā)動機系統(tǒng)較為復(fù)雜,所以控制量和控制目標更為多樣,相應(yīng)地,控制規(guī)律的形式也更為復(fù)雜。文獻[19]提出了在給定總?cè)剂狭髁康那疤嵯?預(yù)冷發(fā)動機核心機的最大推力狀態(tài)控制規(guī)律,并分析了發(fā)動機推力調(diào)節(jié)邊界及對應(yīng)的性能變化。文獻[20]針對SABRE3提出了以氦壓氣機轉(zhuǎn)速和氦渦輪前溫度為控制量的雙變量最大推力狀態(tài)控制規(guī)律,并將控制規(guī)律應(yīng)用于飛行包線內(nèi),獲得了發(fā)動機關(guān)鍵參數(shù)的分布規(guī)律。

目前,對預(yù)冷組合發(fā)動機控制規(guī)律的研究還比較少,預(yù)冷組合發(fā)動機的最大推力狀態(tài)控制規(guī)律還不夠明確,最大比沖狀態(tài)控制規(guī)律還未在公開文獻上提出,發(fā)動機最大狀態(tài)觸碰的安全邊界及觸碰次序還不明確。本文基于部件法建立了PATR發(fā)動機的穩(wěn)態(tài)變工況模型,通過分析控制量對發(fā)動機性能的影響特性,提出了在給定總氫流量前提下的發(fā)動機最優(yōu)性能狀態(tài)控制規(guī)律,在此基礎(chǔ)上提出了發(fā)動機的最優(yōu)性能狀態(tài)(推力和比沖同時達到最大)控制規(guī)律,并進一步分別提出了發(fā)動機的最大推力狀態(tài)和最大比沖狀態(tài)的控制規(guī)律,分別給出了發(fā)動機處于最大推力狀態(tài)和最大比沖狀態(tài)下的飛行包線。

1 PATR發(fā)動機變工況模型

PATR發(fā)動機系統(tǒng)如圖1所示。本文基于部件法建立發(fā)動機穩(wěn)態(tài)變工況模型,通過求解由共同工作方程組成的非線性方程組來確定發(fā)動機的穩(wěn)態(tài)工作點,進而求得發(fā)動機性能。

圖1 PATR發(fā)動機系統(tǒng)原理圖Fig.1 Schematic diagram of PATR engine system

1.1 部件模型

PATR發(fā)動機由進氣道、換熱器、渦輪機械部件、燃燒室和尾噴管等部件組成,主要部件的模型如下。

1.1.1 進氣道

進氣道的作用是將外界空氣引入發(fā)動機,在飛行速度較大時利用來流空氣的動能實現(xiàn)壓縮。假設(shè)進氣道為絕熱管道,根據(jù)能量方程可知總溫不變。由于摩擦力和超聲速飛行時的激波阻力,總壓會有一定損失,引入總壓恢復(fù)系數(shù)來描述總壓的損失。

根據(jù)大氣模型,可以求得飛行所處高度下的環(huán)境靜溫T0和靜壓p0,根據(jù)飛行馬赫數(shù)求得進氣道進口總溫、總壓為

(1)

(2)

進而可求得進氣道出口總溫、總壓為

T2=T1

(3)

p2=p1σMa0

(4)

1.1.2 換熱器

對換熱器采用ε-NTU法進行換熱器計算分析。

根據(jù)能量守恒方程,可以確定熱流、冷流的換熱功率分別為

Qh=qm,hcp,h(Th,i-Th,o)

(5)

Qc=qm,ccp,c(Tc,o-Tc,i)

(6)

Q=Qh=Qc

(7)

式中:Q為換熱功率;cp為定壓比熱容;qm為質(zhì)量流量;下標h、c分別表示熱流側(cè)和冷流側(cè);下標i、o分別表示進口參數(shù)和出口參數(shù)。

換熱器的最大可能換熱速率為

Qmax=Cmin(Th,i-Tc,i)

(8)

式中C=cpqm為熱容率。

定義有效度ε為

ε=Q/Qmax

(9)

對于任何換熱器,都有

ε=f(NTU,Cmin/Cmax)

(10)

式中NTU為傳熱單元數(shù),是一個無量綱參數(shù),其定義為

(11)

式中:U為總傳熱系數(shù);A為換熱面積;R為總換熱熱阻,且

R=Rconv,c+Rcond+Rconv,h

(12)

式中:Rconv,c、Rconv,h分別為冷流側(cè)和熱流側(cè)的對流熱阻;Rcond為換熱器壁面導(dǎo)熱熱阻。

下文將針對不同形式的換熱器,分別選擇相應(yīng)經(jīng)驗公式建立計算模型,求出換熱器熱阻。

對于換熱器設(shè)計計算,已經(jīng)知道了冷熱流進出口溫度,求得換熱器最大可能換熱速率、實際換熱功率和換熱有效度ε,由ε求NTU,NTU中U、R、A均隨結(jié)構(gòu)參數(shù)的變化而變化,采用迭代法不斷調(diào)整結(jié)構(gòu)參數(shù),最終實現(xiàn)U、R、A和NTU的匹配。對于換熱器性能計算,換熱器結(jié)構(gòu)參數(shù)確定,當給定進口來流參數(shù)時,可以求得對流換熱系數(shù),進而可以確定NTU,由NTU求得ε,最后求得實際換熱功率,確定出口流體參數(shù)。

1.1.3 渦輪機械

PATR發(fā)動機的渦輪機械包括壓氣機、渦輪,其工作過程由通用特性圖來描述[21],即

π=π(mc,nc),η=η(mc,nc)

(13)

式中:π為渦輪機械壓比;n為渦輪機械等熵效率;mc為換算流量;nc為換算速度。

1.2 共同工作方程

PATR發(fā)動機共同工作條件包括:流量平衡;壓力參數(shù)連續(xù);溫度參數(shù)連續(xù);功率平衡。由此得到的PATR發(fā)動機共同工作方程為

(14)

求解式(14)所示非線性方程組,求得發(fā)動機的穩(wěn)態(tài)工作點。

2 PATR發(fā)動機控制特性

PATR發(fā)動機是幾何可調(diào)的發(fā)動機,可以通過調(diào)節(jié)燃料流量和可調(diào)幾何參數(shù)來調(diào)節(jié)發(fā)動機運行狀態(tài)。PATR發(fā)動機的燃料有3個去向,分別是主燃室、預(yù)燃室和外涵沖壓燃燒室。參考燃氣渦輪航空發(fā)動機,可調(diào)幾何參數(shù)包括尾噴管喉部面積、渦輪導(dǎo)向器喉部面積和壓氣機靜子葉片安裝角等,考慮到PATR發(fā)動機的控制研究現(xiàn)在還處于起步階段,所以僅考慮可調(diào)尾噴管喉部這種情況。因此,選取總氫流量qm,f、主燃室氫流量qm,b、預(yù)燃室氫流量qm,pb和尾噴管喉部面積ACS作為PATR發(fā)動機的控制量。

研究PATR發(fā)動機的控制特性時,需要選定發(fā)動機的若干個典型工作狀態(tài)作為參考狀態(tài)點,以此分析發(fā)動機關(guān)鍵工作參數(shù)和性能隨控制量的變化規(guī)律。分析表明,在不同的狀態(tài)點,發(fā)動機工作狀態(tài)隨可調(diào)參數(shù)的變化規(guī)律是相似的,因此本節(jié)僅給出了以地面設(shè)計點(0Ma,0 km)為參考狀態(tài)點的結(jié)果。

2.1 主燃室氫流量的控制特性

圖2和圖3分別為主燃室的氫流量qm,b對PATR發(fā)動機參數(shù)及性能的影響曲線。

圖2 發(fā)動機參數(shù)隨主燃室氫流量的變化Fig.2 Variation of engine parameterswith temperature of main burner

圖3 發(fā)動機性能參數(shù)隨主燃室氫流量的變化Fig.3 Variation of performance parameterswith hydrogen flow in main burner

計算中保持總氫流量qm,f、氦渦輪入口溫度Th1、尾噴管喉部面積ACS為地面設(shè)計點的值不變。在地面設(shè)計點,主燃室余氣系數(shù)為1,所以主燃室的氫流量增加或減小都會使主燃室溫度降低,這導(dǎo)致空氣路溫比減小,進而使得尾噴管出口速度降低。主燃室氫流量增加時,內(nèi)涵空氣流量減小,推力和比沖下降;主燃室氫流量減小時,雖然內(nèi)涵空氣流量增大,但尾噴管出口速度降低的幅度相對更大,所以推力和比沖也下降。主燃室的氫流量在設(shè)計點附近變化±10%時,系統(tǒng)性能平均變化幅度為5.8%。

2.2 預(yù)燃室氫流量的控制特性

圖4和圖5分別為預(yù)燃室氫流量對PATR發(fā)動機參數(shù)及性能的影響曲線。計算中保持總氫流量qm,f、主燃室溫度Ta8、尾噴管喉部面積ACS為地面設(shè)計點的值不變。隨著預(yù)燃室氫流量的增加,氦渦輪入口溫度增大,這使得空氣壓氣機的功率增大,發(fā)動機工作點向壓比增大的方向移動,但由于空氣路溫比減小,發(fā)動機穩(wěn)態(tài)工作線的斜率減小,這使得尾噴管出口速度的增加比較緩慢,因為空氣流量增大,因此推力和比沖均增大,但因為此時決定推力大小的主要因素(尾噴管出口速度)增加相對較少,所以推力和比沖隨預(yù)燃室氫流量的增加速度相對較小。預(yù)燃室氫流量在設(shè)計點附近變化±10%時,系統(tǒng)性能平均變化幅度為0.83%。

圖4 發(fā)動機參數(shù)隨氦渦輪入口溫度的變化Fig.4 Variation of engine parameterswith inlet temperature of helium turbine

圖5 發(fā)動機性能參數(shù)隨預(yù)燃室氫流量的變化Fig.5 Variation of performance parameterswith hydrogen flow in preburner

2.3 尾噴管喉部面積的控制特性

圖6和圖7分別為尾噴管喉部面積對PATR發(fā)動機參數(shù)及性能的影響曲線。計算中保持總氫流量qm,f、主燃室溫度Ta8、氦渦輪入口溫度Th1為地面設(shè)計點的值不變。隨著尾噴管喉部面積的增加,空氣流量增大,預(yù)燃室溫度降低,這使得氦循環(huán)熱效率降低,空氣壓氣機功率減小,尾噴管出口速度減小,但空氣流量增加的速度更大,所以推力和比沖增加。隨著尾噴管喉部面積的增加,發(fā)動機的推力和比沖都增大。尾噴管喉部面積在設(shè)計點附近變化10%時,系統(tǒng)性能平均變化幅度為7.8%。

圖6 發(fā)動機參數(shù)隨尾噴管喉部面積的變化Fig.6 Variation of engine parameterswith nozzle throat area

圖7 發(fā)動機性能參數(shù)隨尾噴管喉部面積的變化Fig.7 Variation of performance parameterswith nozzle throat area

2.4 總氫流量的控制特性

圖8和圖9分別為總氫流量對PATR發(fā)動機參數(shù)及性能的影響曲線。

圖8 發(fā)動機參數(shù)隨總氫流量的變化Fig.8 Variation of engine parameters with total hydrogen flow

圖9 發(fā)動機性能參數(shù)隨總氫流量的變化Fig.9 Variation of performance parameters with total hydrogen flow

計算中保持主燃室溫度Ta8、氦渦輪入口溫度Th1、尾噴管喉部面積ACS為地面設(shè)計點的值不變。隨著總氫流量的增加,氫渦輪的功率增加,這使得氦壓氣機的換算轉(zhuǎn)速增大,氦氣流路的穩(wěn)態(tài)工作點沿工作線向上移動,氦渦輪的功率增加,空氣路的穩(wěn)態(tài)工作點沿工作線向上移動,空氣壓氣機的壓比和換算流量增大,空氣壓氣機的換算轉(zhuǎn)速增大,導(dǎo)致發(fā)動機內(nèi)涵的空氣流量和尾噴管出口速度都增大,其中內(nèi)涵空氣流量增加的幅度更大,所以推力增加。由于預(yù)冷所需氫流量始終不小于發(fā)動機內(nèi)涵燃燒所需氫流量,因而此時增大總氫流量會使比沖降低。總氫流量的增加在設(shè)計點附近變化±10%時,推力平均變化幅度為7.9%,比沖平均變化幅度為2.2%。

對于其他的參考狀態(tài)點使用相同的計算及分析方法,得到的調(diào)節(jié)中介對發(fā)動機運行狀態(tài)及性能的影響規(guī)律與地面設(shè)計點類似,故不再贅述。

3 PATR發(fā)動機最大狀態(tài)控制規(guī)律

3.1 PATR發(fā)動機最優(yōu)性能狀態(tài)控制規(guī)律

由第2節(jié)可知,當總氫流量一定時,PATR發(fā)動機的推力和比沖將隨主燃室溫度TB、氦渦輪入口溫度THT、尾噴管喉部面積ACS的增加而增大,所以要使發(fā)動機在給定總氫流量時處于最優(yōu)性能狀態(tài),應(yīng)當使主燃室溫度Ta8、氦渦輪入口溫度Th1、尾噴管喉部面積ACS取得最大值,即

(15)

因為預(yù)燃室內(nèi)進行的是富氧燃燒,所以在一定范圍內(nèi),增大預(yù)燃室氫流量qm,pb時,氦渦輪入口溫度Th1會不斷增大,氦渦輪入口溫度Th1的最大值由氦渦輪材料溫度限制最大值決定。

主燃室最大溫度會隨著飛行條件的變化而變化。主燃室中的燃燒過程可以視為發(fā)動機內(nèi)涵整個燃燒過程的最后階段。所以在任何飛行條件下,主燃室溫度達到最大值等價于保持核心機余氣系數(shù)為1,即

qm,b→αb→αb=1

(16)

3.2 PATR發(fā)動機最大推力狀態(tài)控制規(guī)律

3.2.1 PATR發(fā)動機與航空燃氣渦輪發(fā)動機最大推力狀態(tài)的比較

在分析了PATR發(fā)動機的控制特性后,在對推力的調(diào)節(jié)方面,PATR發(fā)動機與航空燃氣渦輪發(fā)動機有所不同。

對于航空燃氣渦輪發(fā)動機,如尾噴管可調(diào)的不加力的單軸渦噴發(fā)動機,該發(fā)動機最大推力狀態(tài)的控制規(guī)律可表述為:分別通過調(diào)節(jié)燃油流量和尾噴管喉部面積,保持渦輪入口溫度和物理轉(zhuǎn)速分別為其最大值,即

(17)

由于航空燃氣渦輪發(fā)動機一般為富氧燃燒,即給油量小于完全燃燒所需燃油量,給油量完全是通過影響燃燒過程來調(diào)節(jié)轉(zhuǎn)速的。所以當給油量qmf增大時,發(fā)動機轉(zhuǎn)速n和渦輪前溫度T4不能獨立變化,故按所給控制規(guī)律,給定飛行條件下,當渦輪前溫度已達最大值時,若增加給油量qmf以使渦輪物理轉(zhuǎn)速增大,發(fā)動機必然超溫;當渦輪物理轉(zhuǎn)速已達最大值時,若增加給油量以使渦輪前溫度增大,發(fā)動機必定超轉(zhuǎn)。

對于PATR發(fā)動機,由于總氫流量首先對空氣進行預(yù)冷,遠大于燃燒所需,這使得溫度{Ta8,Th1}與總氫流量qm,f可獨立調(diào)節(jié)。

3.2.2 PATR發(fā)動機最大推力狀態(tài)的確定

依據(jù)上述分析,要使PATR發(fā)動機處于最大推力狀態(tài),應(yīng)當首先使主燃室溫度Ta8、氦渦輪入口溫度Th1、尾噴管喉部面積ACS取得最大值,其次要盡可能地增加總氫流量qm,f。

因此,PATR發(fā)動機的最大推力狀態(tài)控制規(guī)律可表述為:隨著飛行條件(飛行馬赫數(shù)、高度)的變化,通過改變控制量{qm,b,qm,pb,ACS}以保持{Ta8,Th1,ACS}為最大值,并使總氫流量qm,f達到允許的最大值,即

(18)

在增加總氫流量時,發(fā)動機可能碰到兩個安全工作邊界,如圖10所示。第一,總氫流量的增加會使空氣流路工作點沿工作線向上移動,導(dǎo)致空氣壓氣機換算轉(zhuǎn)速增大,這可能會使發(fā)動機觸碰空氣壓氣機最大換算轉(zhuǎn)速邊界;第二,總氫流量的增加會使氦氣流路工作點沿工作線向上移動,氦壓氣機增壓比增大,這導(dǎo)致氦壓氣機即氦路最高壓力升高,而氦氣流路為閉合回路,回路內(nèi)最大壓力存在最大允許值,所以發(fā)動機可能會因此觸碰氦回路最大壓力邊界。

圖10 最大推力狀態(tài)下發(fā)動機可能觸碰的安全邊界Fig.10 Safety boundary that the engine may touch under maximum thrust

對于不同發(fā)動機,由于特性不同,兩個安全邊界的位置不同,觸碰這兩個安全邊界的次序不同;同一發(fā)動機,來流條件不同時,兩個安全邊界的位置不同,觸碰這兩個安全邊界的次序也不同。本文基于PATR發(fā)動機變工況模型,得到如圖11所示的發(fā)動機在最大推力狀態(tài)下的飛行包線。

圖11 最大推力狀態(tài)下發(fā)動機的飛行包線Fig.11 Flight envelope of the engine under maximum thrust

在換算轉(zhuǎn)速區(qū),發(fā)動機最大推力在空氣壓氣機最大換算轉(zhuǎn)速邊界上取得,此時(qm,f)max由空氣壓氣機最大換算轉(zhuǎn)速ncor,AC決定,空氣壓氣機最大換算轉(zhuǎn)速ncor,AC成為控制目標,此時式(18)中控制規(guī)律的形式可進一步表示為

(19)

在氦回路壓力區(qū),發(fā)動機最大推力在氦回路最大壓力邊界上取得,此時(qm,f)max由氦回路最大壓力ph,top決定,氦回路最大壓力ph,top成為控制目標,式(18)中控制規(guī)律的形式可進一步表示為

(20)

為了描述方便,稱式(19)所示的控制規(guī)律為PATR發(fā)動機的換算轉(zhuǎn)速區(qū)最大推力狀態(tài)控制規(guī)律,式(20)所示的控制規(guī)律為PATR發(fā)動機的氦路壓力區(qū)最大推力狀態(tài)控制規(guī)律。

3.3 PATR發(fā)動機最大比沖狀態(tài)控制規(guī)律

3.3.1 PATR發(fā)動機最大比沖與航空燃氣渦輪發(fā)動機最經(jīng)濟巡航狀態(tài)的比較

航空發(fā)動機巡航狀態(tài)的性能要求是在給定推力要求下,發(fā)動機達到最低耗油率。

航空發(fā)動機獲得最佳巡航狀態(tài)的方法是,在一定給油量qmf下,變化發(fā)動機轉(zhuǎn)速,找到發(fā)動機推力最大的點,然后不同給油量qmf下取得的發(fā)動機推力最大點就會組成一條工作線,發(fā)動機的巡航狀態(tài)沿這條工作線變化,耗油率最低,經(jīng)濟性最好。在這條工作線上存在一個(qmf)min,當qmf=(qmf)min時,發(fā)動機耗油率達到給定飛行條件下的最小值。(qmf)min由發(fā)動機能正常工作的最低轉(zhuǎn)速決定。

可以看出,PATR發(fā)動機和航空發(fā)動機一樣,一定的飛行條件下,若給定推力要求,存在一個工作點,該工作點比沖最高(對航空發(fā)動機而言是耗油率最低),這些工作點形成的工作線上存在一個(qmf)min,當qmf=(qmf)min時,發(fā)動機比沖(耗油率)達到給定飛行條件下的最大值(最小值)。

3.3.2 PATR發(fā)動機最大比沖狀態(tài)的確定

依據(jù)上述分析,要使PATR發(fā)動機處于最大比沖狀態(tài),應(yīng)當首先使主燃室溫度Ta8、氦渦輪入口溫度Th1、尾噴管喉部面積ACS取得最大值,其次要盡可能地減小總氫流量qm,f,即

(21)

總氫流量的減小會使空氣流路工作點沿工作線向下移動,使發(fā)動機觸碰空氣壓氣機喘振邊界,或者使對空氣的冷卻過程減弱,預(yù)冷器氦路出口溫度會升高,發(fā)動機因此觸碰預(yù)冷器材料最高溫度邊界,如圖12所示。

圖12 最大比沖狀態(tài)下發(fā)動機可能觸碰的安全邊界Fig.12 Safety boundary that the engine may touch under maximum specific impact condition

對于不同發(fā)動機,由于特性不同,兩個安全邊界的位置不同,觸碰這兩個安全邊界的次序不同;對于同一發(fā)動機,來流條件不同時,兩個安全邊界的位置不同,觸碰這兩個安全邊界的次序也不同。本文基于PATR發(fā)動機變工況模型,得到如圖13所示的發(fā)動機最大比沖狀態(tài)下的飛行包線,包線內(nèi)分為喘振邊界區(qū)和預(yù)冷器溫限區(qū)。

在喘振邊界區(qū),發(fā)動機最大推力在空氣壓氣機喘振邊界上取得,此時式(20)中控制規(guī)律的形式進一步表示為

(22)

在預(yù)冷器溫限區(qū),發(fā)動機最大推力在預(yù)冷器材料最高溫度邊界上取得,式(20)中控制規(guī)律的形式進一步表示為

(23)

為了描述方便,稱式(22)所示的控制規(guī)律為PATR發(fā)動機的喘振邊界區(qū)最大比沖狀態(tài)控制規(guī)律,式(23)所示的控制規(guī)律為PATR發(fā)動機的預(yù)冷器溫限區(qū)最大比沖狀態(tài)控制規(guī)律。

4 結(jié)論

本文通過研究,可以得到以下結(jié)論。

1)當總氫流量一定時,PATR發(fā)動機的推力和比沖將隨主燃室溫度、氦渦輪入口溫度、尾噴管喉部面積的增加而增大;當主燃室溫度、氦渦輪入口溫度、尾噴管喉部面積一定時,推力隨總氫流量的增加而增大,比沖與之相反。

2)給定總氫流量下的PATR發(fā)動機的最優(yōu)性能狀態(tài)控制規(guī)律為:核心機余氣系數(shù)之和等于1、氦渦輪入口溫度、尾噴管喉部面積分別取得最大值,此時發(fā)動機的推力和比沖同時達到最大,發(fā)動機處于最優(yōu)性能狀態(tài)。

3)PATR發(fā)動機的最大推力狀態(tài)控制規(guī)律為:核心機余氣系數(shù)之和等于1、氦渦輪入口溫度、尾噴管喉部面積分別取得最大值,并要盡可能地增加總氫流量,在增加總氫流量時,發(fā)動機會觸碰空氣壓氣機換算轉(zhuǎn)速或氦回路最大壓力邊界,安全邊界觸碰次序由發(fā)動機特性和來流條件共同決定;根據(jù)觸碰安全邊界次序的不同,最大推力狀態(tài)的飛行包線分為換算轉(zhuǎn)速區(qū)和氦回路壓力區(qū);在換算轉(zhuǎn)速區(qū),發(fā)動機觸碰了空氣壓氣機最大換算轉(zhuǎn)速邊界,在氦回路壓力區(qū),發(fā)動機觸碰了氦回路最大壓力邊界。

4)PATR發(fā)動機的最大比沖狀態(tài)控制規(guī)律為:核心機余氣系數(shù)之和等于1、氦渦輪入口溫度、尾噴管喉部面積分別取得最大值,并要盡可能地減小總氫流量,在減小總氫流量時,發(fā)動機會觸碰空氣壓氣機喘振邊界或預(yù)冷器材料最高溫度邊界,安全邊界觸碰次序也由發(fā)動機特性和來流條件共同決定;根據(jù)觸碰安全邊界次序的不同,最大推力狀態(tài)的飛行包線分為喘振邊界區(qū)和預(yù)冷器溫限區(qū),在喘振邊界區(qū),發(fā)動機觸碰了空氣壓氣機喘振邊界,在預(yù)冷器溫限區(qū),發(fā)動機觸碰了預(yù)冷器材料最高溫度邊界。