楊 颯，何國(guó)強(qiáng)，李 江，劉 洋

(西北工業(yè)大學(xué)航天學(xué)院，西安 710072)

0 引言

未來(lái)戰(zhàn)術(shù)飛行器的遠(yuǎn)程巡航、快速響應(yīng)、靈活變軌等能力需求，對(duì)動(dòng)力系統(tǒng)提出了長(zhǎng)時(shí)間、高性能、寬適應(yīng)等性能要求。目前，固體ATR工作包線大，但對(duì)推進(jìn)劑要求苛刻，難以提高比沖，而固沖發(fā)動(dòng)機(jī)的巡航比沖高，但難以實(shí)現(xiàn)大范圍工作。所以，將固體ATR和固沖發(fā)動(dòng)機(jī)有機(jī)組合，提出了渦輪增壓固沖發(fā)動(dòng)機(jī)的概念(Turbocharged Solid Propellant Ramjet，TSPR)，使其具備寬包線和高比沖性能，滿足未來(lái)戰(zhàn)術(shù)武器的動(dòng)力性能要求［1］，文獻(xiàn)［2－3］開展了 TSPR 熱力性能分析，確定了TSPR的性能優(yōu)勢(shì)。對(duì)于1臺(tái)確定的發(fā)動(dòng)機(jī)，其可工作的范圍是有限的，不同控制方案具有的性能也是不同的［4－5］，開展渦輪增壓固沖發(fā)動(dòng)機(jī)的非設(shè)計(jì)點(diǎn)性能研究是確定該發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)在非設(shè)計(jì)點(diǎn)的工作特點(diǎn)、最佳控制規(guī)律，確定這一新型熱力循環(huán)的工作特點(diǎn)。

1 渦輪增壓固沖發(fā)動(dòng)機(jī)概念

固體ATR的推進(jìn)劑既要驅(qū)動(dòng)渦輪，又要參與補(bǔ)燃室的燃燒。對(duì)于高性能的固體ATR，要求推進(jìn)劑的一次燃?xì)饧纫煞智鍧?、又要能量高。目前，推進(jìn)劑研究難以同時(shí)滿足這兩方面要求。所以，固體ATR被定義為低比沖、大推力的發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng);固沖發(fā)動(dòng)機(jī)需要一次助推才能啟動(dòng)工作，且工作受來(lái)流狀態(tài)影響，低速或高空工作性能低。固體ATR工作包線寬，但比沖低，而固沖發(fā)動(dòng)機(jī)工作比沖高，但工作包線小;ATR的寬包線源于渦輪增壓系統(tǒng)，而固沖發(fā)動(dòng)機(jī)的比沖源于其高能推進(jìn)劑。將固沖發(fā)動(dòng)機(jī)的高能推進(jìn)劑與ATR的渦輪增壓系統(tǒng)組合，提出了TSPR的概念。圖1示意了TSPR概念提出的思路和結(jié)構(gòu)。

圖1 TSPR概念示意圖Fig.1 Concept sketch of TSPR

TSPR由進(jìn)氣道、壓氣機(jī)、渦輪、驅(qū)渦燃?xì)獍l(fā)生器、富燃燃?xì)獍l(fā)生器、補(bǔ)燃室及尾噴管組成。工作原理為驅(qū)渦燃?xì)怛?qū)動(dòng)渦輪帶動(dòng)壓氣機(jī)增壓來(lái)流空氣，增壓后的空氣、渦輪出口燃?xì)夂透蝗既細(xì)庠谘a(bǔ)燃室內(nèi)摻混燃燒，經(jīng)噴管膨脹產(chǎn)生推力。

與固沖發(fā)動(dòng)機(jī)相比，TSPR通過(guò)渦輪增壓系統(tǒng)主動(dòng)增壓來(lái)流空氣，可實(shí)現(xiàn)低速或高空等來(lái)流總壓低的狀態(tài)穩(wěn)定工作;與固體ATR相比，TSPR采用清潔燃?xì)夂透吣芡七M(jìn)劑2種推進(jìn)劑，分別用于驅(qū)動(dòng)渦輪和增加發(fā)動(dòng)機(jī)能量，解決了固體ATR對(duì)推進(jìn)劑既要能量高、又要成分清潔的矛盾要求［6］。

2 非設(shè)計(jì)點(diǎn)的模型

2.1 共同工作條件

對(duì)于非設(shè)計(jì)點(diǎn)TSPR的工作，各部件的參數(shù)需要相互匹配，本文建立基于部件性能的非設(shè)計(jì)點(diǎn)計(jì)算方法。TSPR工作過(guò)程部件之間的匹配關(guān)系為進(jìn)氣道與壓氣機(jī)的匹配，壓氣機(jī)與渦輪的匹配，燃燒室與尾噴管的匹配。初步研究假設(shè)進(jìn)氣道與壓氣機(jī)完全匹配，尾噴管不可調(diào)，參考ATR及渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)的非設(shè)計(jì)模型建立TSPR非設(shè)計(jì)點(diǎn)的共同工作方程組［7］，包括壓氣機(jī)特性、渦輪特性，壓氣機(jī)渦輪功率匹配，補(bǔ)燃室和尾噴管喉道處流量與發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口流量守恒等19個(gè)方程，包含壓氣機(jī)和渦輪轉(zhuǎn)速、流量、壓比效率，及燃燒室壓強(qiáng)、溫度、流量等21個(gè)未知變量，決定發(fā)動(dòng)機(jī)性能的2個(gè)重要共同工作方程如下:

(1)壓氣機(jī)與渦輪功率匹配，即渦輪輸出功等于壓氣機(jī)輸入功率:

當(dāng)工作點(diǎn)確定，驅(qū)渦燃?xì)鈪?shù)確定，壓氣機(jī)和渦輪功主要由壓氣機(jī)和渦輪的壓比和效率確定，而壓氣機(jī)和渦輪需遵循的工作特性方程。本文參考文獻(xiàn)［8］壓氣機(jī)渦輪通用特性，通過(guò)耦合系數(shù)將其換算至發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)點(diǎn)對(duì)應(yīng)的壓氣機(jī)渦輪特性結(jié)果，用于非設(shè)計(jì)點(diǎn)壓氣機(jī)、渦輪性能計(jì)算。

(2)尾噴管進(jìn)出口流量匹配，當(dāng)壓氣機(jī)渦輪參數(shù)確定，尾噴管流量還需要設(shè)置加入補(bǔ)燃室的富燃流量的實(shí)現(xiàn)流量匹配。

2.2 調(diào)節(jié)規(guī)律

根據(jù)共同工作方程分析，當(dāng)尾噴管喉部面積不變，TSPR的被調(diào)節(jié)參數(shù)為2個(gè)，第1個(gè)被調(diào)節(jié)參數(shù)為轉(zhuǎn)速，調(diào)節(jié)規(guī)律為nc=const。根據(jù)性能最佳和最容易調(diào)節(jié)兩方面考慮，選擇2個(gè)備選調(diào)節(jié)方案作為TSPR的第2個(gè)調(diào)節(jié)規(guī)律:(1)余氣系數(shù)為常數(shù);(2)富燃流量為常數(shù)。

余氣系數(shù)為常數(shù)，可確保在任何工作狀態(tài)，補(bǔ)燃室的余氣系數(shù)處于理想值，富燃流量為常數(shù)的調(diào)節(jié)方案，調(diào)節(jié)簡(jiǎn)單易實(shí)現(xiàn)。這2種方案的發(fā)動(dòng)機(jī)性能在下文TSPR特性研究中進(jìn)行對(duì)比分析，確定最佳調(diào)節(jié)規(guī)律。

當(dāng)調(diào)節(jié)規(guī)律確定，TSPR的方程收斂，利用N+1殘量法求解方程組。

2.3 非設(shè)計(jì)點(diǎn)模型校驗(yàn)

TSPR的性能分析方法包容ATR性能分析，僅在補(bǔ)燃室的性能計(jì)算存在差異，在沒有TSPR地面試驗(yàn)數(shù)據(jù)前，可利用ATR地面試驗(yàn)數(shù)據(jù)校核TSPR性能分析模型。

文獻(xiàn)［9］開展了地面肼燃料ATR發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火試驗(yàn)，給出了該發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)點(diǎn)的空氣流量、渦輪和壓氣機(jī)壓比、補(bǔ)燃室燃燒效率。首先，根據(jù)這幾個(gè)關(guān)鍵部件參數(shù)進(jìn)行設(shè)計(jì)點(diǎn)計(jì)算，得到結(jié)果如表1所示。與實(shí)驗(yàn)結(jié)果比較，最大參數(shù)誤差僅為6.1%。所以，該參數(shù)可用作非設(shè)計(jì)點(diǎn)的輸入?yún)?shù)。

表1 ATR設(shè)計(jì)點(diǎn)性能參數(shù)試驗(yàn)和計(jì)算結(jié)果Table 1 The ATR in design test and calculated results

在該實(shí)驗(yàn)ATR發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)點(diǎn)的性能參數(shù)和部件通用特性曲線的基礎(chǔ)上，通過(guò)調(diào)節(jié)發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速，即可獲得該發(fā)動(dòng)機(jī)不同轉(zhuǎn)速的非設(shè)計(jì)點(diǎn)性能。輸入實(shí)驗(yàn)對(duì)應(yīng)的控制轉(zhuǎn)速，得到本文模型及試驗(yàn)的壓氣機(jī)、渦輪流量和推力、比沖隨相對(duì)換算轉(zhuǎn)速的變化結(jié)果，見圖2。本文建立的非設(shè)計(jì)點(diǎn)模型計(jì)算的發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)鍵部件參數(shù)及推力和比沖與實(shí)驗(yàn)結(jié)果吻合，推力計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果的平均誤差為6.5%，比沖計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果的平均誤差為6.8%，驗(yàn)證了本文模型的準(zhǔn)確性。

3 TSPR發(fā)動(dòng)機(jī)的特性分析

設(shè)計(jì)了地面零速TSPR原理發(fā)動(dòng)機(jī)，開展了相關(guān)發(fā)動(dòng)機(jī)的特性研究。設(shè)計(jì)增壓比為2，落壓比20，燃燒室余氣系數(shù)1.3，驅(qū)渦推進(jìn)劑選用一次燃?xì)馊紲貫? 400 K的碳?xì)淙細(xì)獍l(fā)生劑，富燃推進(jìn)劑選用含硼量為30%的高能推進(jìn)劑，開展了燃燒室等余氣系數(shù)和等富燃流量2種控制規(guī)律的轉(zhuǎn)速特性及高度速度特性研究。

3.1 轉(zhuǎn)速特性

實(shí)驗(yàn)證明，ATR具有優(yōu)異的推力調(diào)節(jié)范圍［10］，其設(shè)計(jì)與原理TSPR設(shè)計(jì)點(diǎn)的推力、比推力相等的ATR作為參照。該ATR采用的驅(qū)渦推進(jìn)劑配方和壓氣機(jī)增壓比、流量與原理TSPR相同。由于沒有增加富燃燃?xì)?，渦輪的落壓比為8，以滿足其推力與原理TSPR相同。

圖2 ATR非設(shè)計(jì)點(diǎn)試驗(yàn)和計(jì)算結(jié)果Fig.2 Off-design test and calculated results of ATR

對(duì)比2個(gè)控制方案的TSPR的調(diào)節(jié)性能，ATR的推力、比沖變化規(guī)律見圖3。

ATR和兩個(gè)調(diào)節(jié)方案的TSPR的推力都隨轉(zhuǎn)速增加而增加，以最小轉(zhuǎn)速的推力作為基準(zhǔn)，ATR和等余氣系數(shù)TSPR最大推力分別為對(duì)應(yīng)最小推力的2倍和1.4倍，等富燃流量TSPR最大推力為其最小推力的1.71倍，ATR的推力增幅最大，等余氣系數(shù)TSPR的調(diào)節(jié)范圍最小。

各個(gè)轉(zhuǎn)速TSPR的比沖均大于ATR，隨轉(zhuǎn)速增加，ATR的比沖單調(diào)減小，2個(gè)調(diào)節(jié)方案TSPR的比沖則先增加后減小，小于設(shè)計(jì)點(diǎn)轉(zhuǎn)速等余氣系數(shù)的比沖低于等富燃流量，大于設(shè)計(jì)點(diǎn)轉(zhuǎn)速等余氣系數(shù)TSPR的比沖高于等富燃流量。對(duì)比2種調(diào)節(jié)規(guī)律的調(diào)節(jié)性能，確定等富燃流量調(diào)節(jié)范圍大，調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)簡(jiǎn)單，適用于TSPR推力的調(diào)節(jié)的控制規(guī)律。

圖3 推力、比沖隨轉(zhuǎn)速變化Fig.3 Thrust and specific impulse vs engine rotational speed

3.2 高度、速度特性

設(shè)發(fā)動(dòng)機(jī)物理轉(zhuǎn)速不變，計(jì)算余氣系數(shù)保持變和富燃燃?xì)饬髁勘３植蛔?種控制方案原理TSPR發(fā)動(dòng)機(jī)可工作的速度、高度范圍和工作性能。隨飛行、高度速度變化進(jìn)氣道的總壓恢復(fù)系數(shù)參考MIL-E-5007D進(jìn)氣道的計(jì)算公式［6］，設(shè)進(jìn)氣道流量與壓氣機(jī)流量相等。

為保證不同工作條件TSPR可穩(wěn)定工作在考慮旋轉(zhuǎn)部件的工作性能外，還考慮補(bǔ)燃室穩(wěn)定燃燒的壓強(qiáng)限制，設(shè)補(bǔ)燃室最低壓強(qiáng)為0.2 MPa。輸入工作速度、高度，確定控制規(guī)律，若得到該工作點(diǎn)發(fā)動(dòng)機(jī)各部件存在匹配，且補(bǔ)燃室總壓高于 0.2 MPa，則該點(diǎn)屬于TSPR的工作范圍。根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)工作限制，得到兩種規(guī)律的TSPR可工作的范圍及比沖分布如圖4所示。圖4中，空白區(qū)域中間的彩色區(qū)域是TSPR可工作的區(qū)域;上邊界是補(bǔ)燃室工作壓強(qiáng)限制邊界;云圖下邊界為壓氣機(jī)工作邊界。

等余氣系數(shù)和等富燃流量控制方案TSPR的工作速度和高度范圍均為 Ma=0～2.4、0～16 km，高空高速比沖高，低空低速比沖低。保持余氣系數(shù)不變是最大限度保證在整個(gè)工作范圍內(nèi)比沖性能，最小比沖大于6 200 N·s/kg，最高比沖7 894 N·s/kg，低空低馬赫數(shù)比沖低于高空高馬赫數(shù)，最大比沖位于10～16 km、Ma＞2的區(qū)域，該區(qū)域的比沖大于7 500 N·s/kg，巡航性能最佳，原因?yàn)閬?lái)流空氣總溫高，TSPR比沖性能高。富燃燃?xì)鉀]有主動(dòng)調(diào)節(jié)，所以比沖在整個(gè)工作范圍內(nèi)變化較大，最低比沖為設(shè)計(jì)點(diǎn)的30%以下，比沖性能低于等余氣系數(shù)調(diào)節(jié)方案，在2～15 km、Ma＞1.5的工作范圍，仍維持7 000 N·s/kg的高比沖，所以依然適用于高空巡航。

等富燃流量調(diào)節(jié)規(guī)律假想發(fā)動(dòng)機(jī)的高度速度范圍與等余氣系數(shù)相同，雖然低空低速比沖性能較低，但超音速飛行的比沖性能與等余氣系數(shù)調(diào)節(jié)規(guī)律接近，且等富燃流量調(diào)節(jié)規(guī)律控制簡(jiǎn)單，簡(jiǎn)化發(fā)動(dòng)機(jī)部件設(shè)計(jì)，實(shí)際應(yīng)用性強(qiáng)，所以是TSPR最佳調(diào)節(jié)規(guī)律。

圖4 TSPR的高度、速度范圍及比沖Fig.4 Operation range of TSPR and specific impulse distribution

4 結(jié)論

(1)由于TSPR采用高能推進(jìn)劑，所以設(shè)計(jì)推力、比推力相同，TSPR的比沖高于ATR;

(2)等富燃流量方案TSPR的推力調(diào)節(jié)范圍接近推力調(diào)節(jié)性能優(yōu)異的ATR，大于等余氣系數(shù);

(3)設(shè)計(jì)點(diǎn)地面零速的TSPR在物理轉(zhuǎn)速不變可工作的速度、高度范圍為 Ma=0 ～2.4、0 ～16 km，高空高速比沖性能高;

(4)等富燃流量方案TSPR在低空低速比沖低于等余氣系數(shù)方案，但工作性能高的高空高速比沖性能接近等余氣系數(shù)方案，且調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)簡(jiǎn)單。

［1］王起飛.空空導(dǎo)彈的發(fā)展趨勢(shì)及其對(duì)動(dòng)力裝置的需求［J］.火箭推進(jìn)，2003(2).

［2］莫然.渦輪增壓固體沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)(TSPR)熱力循環(huán)分析［D］.西北工業(yè)大學(xué)，2010.

［3］Yang Sa，He Guo-qiang，Liu Yang.Turbocharged solid propellant ramjet for tactical missile［J］.Applied Mechanical and Materials，2012:1152-1154.

［4］陳湘，陳玉春，屠秋野.固體火箭吸氣式渦輪火箭發(fā)動(dòng)機(jī)非設(shè)計(jì)點(diǎn)性能研究［J］.固體火箭技術(shù)，2008，31(5).

［5］潘宏亮，林彬彬，劉洋.加力式空氣渦輪火箭發(fā)動(dòng)機(jī)特性研究［J］.固體火箭技術(shù)，2010，33(6).

［6］Christensen K L.Vehicle performance optimization utilizing the air turbo-ramjet propulsion system;methodology development and application［D］.University of Missouri-Rolla，1997.

［7］童凱生.航空渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)性能變比熱計(jì)算方法［M］.航空工業(yè)出版社，1991.

［8］駱廣琦.燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)值仿真［M］.國(guó)防工業(yè)出版社，2007.

［9］Lilley J S.Experimental evaluation of an air turbo ramjet［R］.AIAA 94-3386.

［10］劉蘿威.空氣渦輪固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的研究［J］.飛航導(dǎo)彈，2002(9).