李永洲，李　哲，李光熙，南向誼，張冬青

(1. 西安航天動力研究所，陜西 西安 710100;2.西北工業(yè)大學(xué) 動力與能源學(xué)院，陜西 西安 710072)

0　引言

空氣渦輪火箭發(fā)動機(jī)(Air Turbo Rocket，ATR)是火箭發(fā)動機(jī)和渦輪發(fā)動機(jī)的有機(jī)融合。ATR發(fā)動機(jī)比沖性能高于火箭發(fā)動機(jī)，推重比高于航空渦輪發(fā)動機(jī)，推力調(diào)節(jié)范圍大，空域速域范圍廣，技術(shù)難度適中，是具有發(fā)展?jié)摿Φ母叱曀亠w行器動力系統(tǒng)[1-2]。

ATR發(fā)動機(jī)概念最早于1930年由Campini提出，并在1940年進(jìn)行了首次試飛[3]。1950年美國航空噴氣公司(Aerojet)制造了原理樣機(jī)進(jìn)行地面試車，獲得了1.7 t的海平面靜推力，但是當(dāng)時沒有適用的作戰(zhàn)使用模式而暫時停止工程研制。從20世紀(jì)80年代開始，ATR發(fā)動機(jī)重新得到了國內(nèi)外研究機(jī)構(gòu)的重視。美國以戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈為目標(biāo)，主要開展了N2H4，H2O2，LOX/RP和固體推進(jìn)劑ATR技術(shù)研究[4]。1982年，在理論研究的基礎(chǔ)上，Aerojet建立了單組元肼推進(jìn)劑ATR試驗(yàn)系統(tǒng)，并成功完成了首次地面熱試車[5]，1988年對以ATR為動力的戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈性能進(jìn)行評估。CFD公司于1999年完成了3 kN推力量級的固體推進(jìn)劑ATR樣機(jī)研制，理論設(shè)計(jì)比沖達(dá)到600 s[6]。日本以空射導(dǎo)彈和可重復(fù)使用運(yùn)載器為目標(biāo)，開展了固體推進(jìn)劑ATR發(fā)動機(jī)，LH2推進(jìn)劑的ATREX發(fā)動機(jī)研究[7]。ISAS完成了5 kN推力量級縮尺樣機(jī)研制，并開展了地面靜態(tài)和直連試車驗(yàn)證，同時以TSTO運(yùn)載器動力系統(tǒng)為應(yīng)用背景完成了總體應(yīng)用方案的論證[8]。德國曾將ATR組合動力作為空天飛機(jī)概念研究的動力方案。瑞典和丹麥對ATR在空射戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈上的應(yīng)用進(jìn)行了對比分析，認(rèn)為ATR在成本、性能、多任務(wù)適應(yīng)性方面具有明顯優(yōu)勢[9]。歐洲導(dǎo)彈集團(tuán)(MBDA)分別在2013年和2015年的巴黎航展上展示了基于ATR動力的CVS302 Hoplite 和CVW102 FlexiS空射導(dǎo)彈方案。

國內(nèi)西北工業(yè)大學(xué)在固體ATR和液體ATR工作原理、總體性能等方面進(jìn)行研究[10-11]。西安航天動力研究所“十一五”期間進(jìn)行了0.5 kN ATR原理樣機(jī)研究，“十二五”期間不但完成了5 kN ATR樣機(jī)研制，而且進(jìn)行了上百次地面試驗(yàn)和直連試驗(yàn)，獲得了發(fā)動機(jī)高空特征點(diǎn)性能，突破了發(fā)動機(jī)總體設(shè)計(jì)技術(shù)、大范圍變流量燃?xì)獍l(fā)生器技術(shù)、高效摻混燃燒技術(shù)和高性能渦輪機(jī)設(shè)計(jì)技術(shù)等關(guān)鍵技術(shù)[12-14]。但是，當(dāng)前的研究主要針對發(fā)動機(jī)本身，尚未全面涉及以ATR發(fā)動機(jī)為動力的高超聲速飛行器全系統(tǒng)。在上述研究基礎(chǔ)上，本文對以ATR和沖壓外并聯(lián)組合發(fā)動機(jī)(ATRR，Air Turbo Rocket Ramjet)為動力的高超聲速飛行器開展研究，進(jìn)一步深化對ATR發(fā)動機(jī)的認(rèn)識。

1　總體性能計(jì)算方法

在典型的彈道條件下，對ATRR動力的高超聲速飛行器進(jìn)行初步評估，主要包括航程和飛行時間計(jì)算[15]。在給定飛行器起飛重量、起飛推力和燃油重量條件下，根據(jù)飛行器的升阻特性和發(fā)動機(jī)的工作特性獲得飛行器沿飛行剖面的飛行時間和航程。

根據(jù)航段中剩余功率Ps的不同，任務(wù)過程中重量變化的計(jì)算主要分為兩種形式：

(1)

式中：Wi為任務(wù)段開始時的重量；Wf為任務(wù)段結(jié)束時的重量；TSFC為單位安裝推力耗油率；h為高度；V為速度；g0為重力加速度；u=(D+R)/T為阻力D和附加阻力R帶來的推力損耗；T為安裝推力；t為時間；W為飛行器重量。

每一任務(wù)航段的飛行時間為:

(2)

其中

z=h+V2/2g0

式中z為能量高度。

總航程R即為燃油完全消耗時所有任務(wù)航段的飛行距離之和：

(3)

2　總體性能分析

飛行器的典型彈道如圖1所示，隨著馬赫數(shù)不斷增加，高度也不斷增加，Ma3.5時高度約為20 km，終止點(diǎn)Ma6.0對應(yīng)高度為27 km。Ma>2.4后，高度迅速增加。對于該飛行器的升阻比，見圖2，隨著馬赫數(shù)增加，升阻比L/D先減小后增加，最后幾乎不變，最大升阻比可以達(dá)到7.1，跨聲速時升阻比直線下降，只有4.0左右，Ma4.0之后保持在5.0左右。

圖1　馬赫數(shù)-高度曲線Fig.1　Height curve with Mach number

圖2　馬赫數(shù)-升阻比曲線Fig.2　Lift drag ratio curve with Mach number

對于ATRR發(fā)動機(jī)，ATR發(fā)動機(jī)和雙模態(tài)沖壓發(fā)動機(jī)并聯(lián)布置，Ma0～3.5時ATR發(fā)動機(jī)單獨(dú)工作，Ma3.5～6.0沖壓發(fā)動機(jī)單獨(dú)工作，模態(tài)轉(zhuǎn)換區(qū)間Ma2.5～3.5。ATRR發(fā)動機(jī)的比沖Isp和無量綱安裝推力Tc隨著馬赫數(shù)的變化曲線見圖3，相對沖壓發(fā)動機(jī)，ATR發(fā)動機(jī)的比沖較低，范圍在741～905 s之間，Ma3.5時比沖最小為741 s。對于安裝推力而言，除了跨聲速時較小之外，其他基本都是隨著馬赫數(shù)的增加而減小，ATR發(fā)動機(jī)推力大于沖壓發(fā)動機(jī)，而且Ma1.2～3.0近似存在一個較高的平臺，這也體現(xiàn)了ATR發(fā)動機(jī)特點(diǎn)。

圖3　ATRR發(fā)動機(jī)沿彈道的比沖和推力變化Fig.3　Variation of specific impulse and thrust of ATRR engine along its trajectory

在上述典型彈道的基礎(chǔ)上，按照燃油重量與總重之比WF/WTO=0.45，載荷重量WP=1 000 kg計(jì)算不同起飛推重比(Tsl/WTO)條件下飛行器的航程R、飛行時間t和軸向過載n，暖機(jī)時間為10 s。圖4給出了整個彈道范圍內(nèi)不同馬赫數(shù)時對應(yīng)的航程，在推重比固定的條件下，隨著馬赫數(shù)增加，航程都不斷增加，尤其Ma6的航程遠(yuǎn)高于其他馬赫數(shù)，這也符合該飛行器的彈道特性。在相同馬赫數(shù)條件下，Ma<5.5時航程隨著推重比增加而減小，而Ma>5.5時趨勢正好相反。這是由于推重比增加，推力更大，飛行器的加速度更大(圖5)，在相同馬赫數(shù)范圍內(nèi)飛行時間就會更短，從而更快達(dá)到Ma6.0進(jìn)行巡航飛行，此時飛行時間更長(圖6)，所以航程更遠(yuǎn)。

圖5可以看出，相同推重比下，ATR發(fā)動機(jī)工作段(Ma0-3.5)飛行器的加速性能良好，尤其在Ma2.0～3.5范圍內(nèi)，而且該范圍正好包含發(fā)動機(jī)模態(tài)轉(zhuǎn)換階段，而TBCC此時會面臨著推力不足無法完成模態(tài)轉(zhuǎn)換的推力陷阱問題，不但推力下降明顯，沒有正向加速度，而且采用噴水等方式也無法使渦輪發(fā)動機(jī)在Ma2.5～3.5正常工作[16]。圖6可以看出，飛行時間整體變化趨勢與航程(圖4)相同，跨聲速時阻力增加，飛行時間增加，而且推重比越小，耗費(fèi)時間越多。

圖4　不同推重比條件下航程隨著馬赫數(shù)的變化Fig.4　Variation of flight range with Mach number under different thrust-weight ratios

圖5　不同推重比條件下軸向過載隨著馬赫數(shù)的變化Fig.5　Variation of axial overload with Mach number under different thrust-weight ratios

表1給出了不同推重比條件下飛行器的總航程RT和總飛行時間tT，上文分析可知，不同推重比條件下Ma5.5～6.0時的差別占主導(dǎo)地位，所以總航程隨推重比增加而增加，Tsl/WTO=1.0相對Tsl/WTO=0.6時總航程增加了45.5%，而總飛行時間差別很小。在總航程中，ATR工作段的航程RATR所占比例隨著推重比增加迅速降低，由23.6%降為7.3%，對應(yīng)的飛行時間tATR占比也由54.6%降為24.1%，因此沖壓發(fā)動機(jī)工作時間增加，比沖大，總航程增大。

圖6　不同推重比條件下飛行時間隨著馬赫數(shù)的變化Fig.6　Variation of flight time with Mach number under different thrust-weight ratios

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相對TBCC發(fā)動機(jī)，在提供相同推力條件下，ATR發(fā)動機(jī)迎風(fēng)面積和質(zhì)量更小，飛行器的升阻比有所增加。以推重比Tsl/WTO=0.8為例進(jìn)行分析，按照升阻比增加5%的比例(factor=1.05)計(jì)算飛行器的性能，具體見圖7和圖8：增加升阻比對飛行時間和航程影響最大的區(qū)域是Ma=6.0附近，此時航程從1 117 km增加為1 261 km，增加了12.9%。

表2給出不同升阻比(L/D)對應(yīng)的航程和飛行時間，隨著升阻比增加5%，總航程增加了7.8%，飛行時間增加了5.0%。另外，ATR工作段所占比例有所降低，但是均不明顯，這也說明升阻比對沖壓發(fā)動機(jī)工作段影響顯著，主要在Ma6附近區(qū)域(圖7和圖8)。

圖7　不同升阻比條件下飛行時間隨著馬赫數(shù)的變化Fig.7　Variation of flight time with Mach number under different lift drag ratios

圖8　不同升阻比條件下航程隨著馬赫數(shù)的變化Fig.8　Variation of flight range with Mach number under different lift drag ratios

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3　結(jié)論

1)ATR發(fā)動機(jī)工作段飛行器的加速性能良好，尤其是在Ma2.0～3.5范圍內(nèi)，可以很好解決TBCC發(fā)動機(jī)的推力陷阱問題。

2)總航程隨著推重比增加而迅速增加，而總飛行時間差別很小。在總航程中，ATR工作段的航程所占比例隨著推重比增加迅速降低，由23.6%降為7.3%，對應(yīng)的飛行時間占比也由54.6%將為24.1%。

3)總航程和飛行時間隨著升阻比增加而顯著增加，且影響最大的是沖壓發(fā)動機(jī)工作Ma6.0附近區(qū)域，而ATR工作段所占比例有小幅降低。