■ 呂雅 鄭思行 徐雪睿/ 中國運(yùn)載火箭技術(shù)研究院
隨著高速飛行器對(duì)寬速域、廣空域推進(jìn)系統(tǒng)的性能需求的提高,渦輪基組合循環(huán)(TBCC)發(fā)動(dòng)機(jī)成為實(shí)現(xiàn)這一需求的重要技術(shù)途徑。然而,TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)的“推力鴻溝”問題,成為制約渦輪基組合動(dòng)力飛行器發(fā)展的關(guān)鍵。
各國自21世紀(jì)以來對(duì)全球范圍高速運(yùn)輸?shù)淖非?,使得重?fù)使用高速飛行器技術(shù)的研究需求日益增加。TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)將傳統(tǒng)的渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)與沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)有機(jī)結(jié)合,在寬速域、廣空域范圍內(nèi)獲得突出的綜合性能,是未來實(shí)現(xiàn)大氣層內(nèi)高速飛行的重要技術(shù)途徑。然而,動(dòng)力系統(tǒng)的“推力鴻溝”問題(即現(xiàn)有的渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)一般在馬赫數(shù)(Ma)2.5以下可以穩(wěn)定工作,而沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)/超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)正常工作的飛行速度至少在Ma3.5~4.0范圍內(nèi),二者之間存在一個(gè)Ma3左右的速度區(qū)域),成為制約渦輪基組合動(dòng)力飛行器發(fā)展的“心臟病”。本文研究的管翅式換熱器預(yù)冷TBCC發(fā)動(dòng)機(jī),通過在渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)入口處裝有管翅式換熱器,利用中間換熱介質(zhì),在不影響渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)來流空氣組分的前提下,降低進(jìn)口空氣總溫,拓寬渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)工作包線,改善渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)與沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)模態(tài)轉(zhuǎn)換點(diǎn)工作性能,解決“推力鴻溝”問題。
隨著來流Ma的增大,渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口總溫增加,受渦輪葉片使用溫度上限的影響,燃燒室出口總溫受限,隨著發(fā)動(dòng)機(jī)入口總溫增加,燃燒室入口總溫增加,燃燒室加熱量減小,燃?xì)庾龉δ芰档?,發(fā)動(dòng)機(jī)性能降低。如圖1所示,Tt0為渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)入口總溫,Tt3為燃燒室入口總溫,Tt4為燃燒室出口總溫,Tt9為噴管出口總溫;隨著飛行馬赫數(shù)增大,渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)入口總溫增大至T*t0,燃燒室入口總溫增大至T*t3,燃?xì)庾龉δ芰档?,發(fā)動(dòng)機(jī)性能降低,渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)最大工作馬赫數(shù)不大于3。
圖1 渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)熱力循環(huán)圖
因此,亟須采取措施,通過冷卻渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)來流空氣總溫T*t0,進(jìn)而降低燃燒室入口總溫T*t3,增大燃?xì)庾龉δ芰?,改善模態(tài)轉(zhuǎn)換點(diǎn)性能參數(shù),拓寬渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)工作馬赫數(shù)范圍,實(shí)現(xiàn)渦輪沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)全包線內(nèi)滿足性能指標(biāo)約束,充分發(fā)揮動(dòng)力系統(tǒng)性能優(yōu)勢(shì)。通過計(jì)算不同高度下、不同馬赫數(shù)范圍內(nèi),渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)速度、高度特性,分析發(fā)動(dòng)機(jī)性能降低的趨勢(shì)。基于飛行器總體方案對(duì)動(dòng)力系統(tǒng)性能指標(biāo)的約束,進(jìn)而得到換熱器開始工作的工況點(diǎn),考慮換熱器壓力損失及換熱介質(zhì)的流量約束,獲得滿足總體方案指標(biāo)約束的動(dòng)力系統(tǒng)方案。
并聯(lián)式TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)形式為渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)位于上流道,沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)位于下流道。起飛、降落、低速巡航等工作馬赫數(shù)較低時(shí),使用渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)工作模式,來流空氣經(jīng)進(jìn)氣道進(jìn)入風(fēng)扇流道,經(jīng)風(fēng)扇壓縮后分為3股氣流,一大股氣流流入風(fēng)扇后經(jīng)壓氣機(jī)進(jìn)行進(jìn)一步壓縮,另一股氣流流入外涵道,一小股氣流作為冷卻空氣,冷卻低壓渦輪。經(jīng)壓氣機(jī)進(jìn)一步壓縮后的高壓空氣,分為兩股氣流,一大股進(jìn)入燃燒室高效燃燒,另一小股作為冷卻空氣,冷卻高壓渦輪及低壓渦輪導(dǎo)向器。流入高壓渦輪的高溫燃?xì)馀蛎涀龉︱?qū)動(dòng)壓氣機(jī),而后進(jìn)入低壓渦輪繼續(xù)做功驅(qū)動(dòng)風(fēng)扇,在后混合器處與風(fēng)扇外涵道空氣混合后,經(jīng)噴管膨脹排出。工作過程中,須滿足風(fēng)扇與低壓渦輪功率平衡,壓氣機(jī)與高壓渦輪功率平衡,燃燒室與高壓渦輪、高壓渦輪與低壓渦輪流量連續(xù),后混合器處靜壓平衡,后混合器與噴管流量連續(xù)。渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)工作模式原理如圖2所示。
圖2 渦扇模態(tài)工作原理
高速巡航工作過程中,渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)流道關(guān)閉,沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)流道開啟,來流空氣經(jīng)進(jìn)氣道進(jìn)入沖壓燃燒室組織燃燒,經(jīng)噴管膨脹排出,工作原理如圖3所示。
圖3 沖壓模態(tài)工作原理
新型換熱器的仿真模塊包括換熱器的傳熱計(jì)算方法和質(zhì)量、尺寸的估算。常用的換熱器性能計(jì)算方法有平均溫差(LTMD)法和效率-傳熱單元數(shù)(NTU)法兩種。當(dāng)僅僅已知進(jìn)口溫度時(shí)可以應(yīng)用NTU法。本文將氦氣作為冷卻介質(zhì),由于已知來流空氣及換熱器冷卻介質(zhì)進(jìn)口溫度,采用NTU法較為合適。
TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)應(yīng)用于高速飛行器,可實(shí)現(xiàn)由起飛狀態(tài)至Ma3狀態(tài)下,采用渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行加速爬升;到達(dá)Ma3、高度21000m后,進(jìn)行模態(tài)轉(zhuǎn)換,沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)工作,加速爬升 至Ma5、高度25000m時(shí),進(jìn)行高速巡航;完成指定任務(wù)后,再以高速巡航模式返回,隨后滑翔、減速,渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)再次起動(dòng),返回原發(fā)射場(chǎng)。其中,動(dòng)力系統(tǒng)采用2臺(tái)TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)。參考SR-72飛行器總體指標(biāo),起飛總質(zhì)量80t,基于常規(guī)TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)燃油消耗量估算出隨著飛行時(shí)間的進(jìn)行,不同飛行模式下飛行器的總質(zhì)量。
飛行器飛行過程中,須滿足推力與阻力平衡、升力與重力平衡,基于飛行器氣動(dòng)性能,計(jì)算得到飛行過程中各特征點(diǎn)的發(fā)動(dòng)機(jī)推力需求,如表1所示。
表1 TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)性能需求指標(biāo)
基于飛行器總體對(duì)TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)特征點(diǎn)推力需求,開展發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)點(diǎn)循環(huán)參數(shù)分析。TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)渦扇模態(tài)設(shè)計(jì)點(diǎn)循環(huán)參數(shù),基于先進(jìn)渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)性能及未來技術(shù)發(fā)展水平,其中,空氣流量結(jié)合飛行器總體性能指標(biāo)需求,如表2所示。
表2 渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)點(diǎn)循環(huán)參數(shù)
常規(guī)射流預(yù)冷TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)采取進(jìn)氣道噴水預(yù)冷方案,作為拓寬渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)工作馬赫數(shù)范圍的方式,計(jì)算結(jié)果表明,15000m、Ma2.25條件下,噴水預(yù)冷僅能實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口空氣總溫降低40K。約束因素在于,噴水量太小影響換熱量、噴水量太大影響燃燒室油氣比,且發(fā)動(dòng)機(jī)攜帶的噴水量算作“燃料”,噴水量太大使得發(fā)動(dòng)機(jī)比沖急劇下降。本文采用的管翅式換熱器結(jié)構(gòu)特點(diǎn)為兩側(cè)流體的傳熱表面積較大,適用于氣-氣換熱器,由于具有較大的換熱系數(shù)和比較高的熱導(dǎo)率,因此傳熱效率比較高,具有輕巧、緊湊、適用性強(qiáng)等特點(diǎn)。相比噴水預(yù)冷方案,采用管翅式換熱器,利用中間冷卻介質(zhì)降低渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)來流空氣總溫,將不會(huì)影響來流空氣組分;選用換熱效果好、質(zhì)量輕的換熱介質(zhì)將大幅改善預(yù)冷過程對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)比沖帶來的影響。
管翅式換熱器外形設(shè)計(jì)為圓環(huán)形,放置于渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)入口處。基于起飛狀態(tài)空氣流量需求,計(jì)算得到發(fā)動(dòng)機(jī)迎風(fēng)環(huán)面積為0.71m2。渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇輪轂比取為0.35,計(jì)算得到風(fēng)扇直徑為1.1m。截取管翅式換熱器周向一小段進(jìn)行分析,如圖4所示:流體流動(dòng)方向的管排數(shù)n2,流體流動(dòng)方向的管間距s2,非流體流動(dòng)方向的管排數(shù)n1,非流體流動(dòng)方向的管間距s1,翅片個(gè)數(shù)n3,翅片間距s3。綜合考慮渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口尺寸約束、發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口空氣溫度要求、冷卻介質(zhì)氦氣的流量約束及發(fā)動(dòng)機(jī)入口空氣壓力損失的約束,分析得到換熱器尺寸參數(shù),如表3所示。
表3 換熱器尺寸參數(shù)
計(jì)算不同高度下、不同馬赫數(shù)范圍內(nèi)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)速度高度特性,分析發(fā)動(dòng)機(jī)推力變化情況,進(jìn)而獲得發(fā)動(dòng)機(jī)需起動(dòng)換熱器進(jìn)行來流空氣預(yù)冷的起始工況點(diǎn)。典型飛行高度包括:起飛爬升點(diǎn)5000m、巡航機(jī)動(dòng)爬升點(diǎn)9000m、亞聲速巡航點(diǎn)11000m、超聲速巡航點(diǎn)15000m和模態(tài)轉(zhuǎn)換點(diǎn)21000m。量綱一(舊稱無量綱)化推力性能曲線如圖5所示:隨著馬赫數(shù)的增大,不同高度下對(duì)應(yīng)的推力性能出現(xiàn)下降的趨勢(shì)。結(jié)合飛行器工作包線需求,存在如下問題:21000m高度下,Ma2.5~3.0速度范圍內(nèi)的推力性能難以滿足飛行任務(wù)需求。由此,基于飛行器總體指標(biāo)需求,對(duì)21000m高度下的發(fā)動(dòng)機(jī)性能開展分析。
圖5 速度高度特性曲線
基于TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)總體性能建模方法,分析獲得21000m高度、Ma2.5~3.0工況下TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)性能難以滿足飛行器總體指標(biāo)約束,分析該工況下采用管翅式換熱器預(yù)冷的方式對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)性能的影響。
假設(shè)隨著馬赫數(shù)的變化,發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口空氣溫降相同,均降低135K,發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行預(yù)冷換熱前后,性能參數(shù)對(duì)比如圖6所示。采用預(yù)冷換熱器,不同馬赫數(shù)下來流空氣總溫降低135K,控制燃燒室出口溫度滿足渦輪葉片材料限制,燃燒室加熱量增大,燃?xì)庾龉δ芰υ鰪?qiáng),高、低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速增大,風(fēng)扇入口空氣流量增大,空氣流量最大增加了124%。由風(fēng)扇特性圖可知,風(fēng)扇入口總溫降低、轉(zhuǎn)速增大,換算轉(zhuǎn)速增大,風(fēng)扇共同工作點(diǎn)沿共同工作線向上移,風(fēng)扇流量與壓比增大,同理,壓氣機(jī)流量與壓比增大。發(fā)動(dòng)機(jī)入口流量增大,高壓壓氣機(jī)入口流量增大,涵道比減小,更多的氣體參與燃燒室燃燒并具有做功能力,發(fā)動(dòng)機(jī)總增壓比增大。綜上,發(fā)動(dòng)機(jī)推力最大增加了163%。
圖6 性能參數(shù)對(duì)比
采用管翅式換熱器預(yù)冷方式,降低TBCC 發(fā)動(dòng)機(jī)入口空氣來流溫度,獲得預(yù)冷后的TBCC 發(fā)動(dòng)機(jī)性能?;诖?,開展飛行軌跡分析,驗(yàn)證TBCC 發(fā)動(dòng)機(jī)性能參數(shù)是否滿足指標(biāo)要求,如圖7 所示。飛行器可實(shí)現(xiàn)水平起飛、水平降落和25000m、Ma5等高等速巡航,滿足飛行任務(wù)要求。
圖7 飛行軌跡分析示意
開展TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)基本工作原理分析,可作為高速狀態(tài)下發(fā)動(dòng)機(jī)性能提升的有效途徑,考慮工程應(yīng)用的匹配關(guān)系,獲得基于管翅式換熱器的預(yù)冷TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)方案,通過飛行軌跡計(jì)算結(jié)果驗(yàn)證表明,發(fā)動(dòng)機(jī)性能可滿足飛行任務(wù)指標(biāo)約束,方法可行。TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)作為高速巡航飛行器的有效動(dòng)力形式之一,利用預(yù)冷措施解決模態(tài)轉(zhuǎn)換時(shí)“推力鴻溝”問題,將為后續(xù)工程應(yīng)用提供合理可行的技術(shù)支撐。