張鑫 陸陽 程迪 范學軍

(中國科學院力學研究所高溫氣體動力學國家重點實驗室,北京 100190)

(中國科學院大學工程科學學院,北京 100049)

引言

隨著成本可控自由進出臨近空間需求的日益旺盛,提出了對更寬速域長時間工作能力的需求,因此高超聲速動力技術的發(fā)展已不能局限于馬赫數(shù)5～7 范圍.針對這一需求,國內(nèi)外提出了多種變循環(huán)及組合動力發(fā)動機概念,但都技術成熟度不高,大多還處于基礎研究或關鍵技術攻關階段[1-2].其中渦輪基組合循環(huán)發(fā)動機(TBCC)具有可水平起降、氧化劑攜帶量少以及可靠性較高等優(yōu)勢,是極具發(fā)展前景的寬速域動力系統(tǒng)概念之一[3-4],成為近年來高超聲速動力領域的研究重點.

實現(xiàn)吸氣發(fā)動機寬域工作不可或缺的一個重要方面是發(fā)展與之匹配的推進劑,特別在面對馬赫數(shù)7 以上嚴苛的推力和熱防護需求時,理想的推進劑工質(zhì)必須同時具備足夠優(yōu)秀的能量密度與吸熱能力.

不少研究表明,氫燃料可以滿足上述要求[5-7];但由于其低溫與低密度屬性,使用難度與綜合成本居高不下,目前更為常見的選擇是吸熱型碳氫燃料.然而,由于超燃沖壓發(fā)動機無法在馬赫數(shù)4 以下提供足夠的推力;而現(xiàn)有的渦輪發(fā)動機在馬赫數(shù)3 以上由于壓氣機出口溫度受限導致發(fā)動機推力不足,引發(fā)棘手的推力鴻溝問題[8-9].為解決此問題,國內(nèi)外提出用機載冷卻劑冷卻來流空氣從而提升渦輪模式的最高工作馬赫數(shù)的空氣預冷技術路線[3].

目前,實現(xiàn)進氣預冷的方式主要有兩種: 射流預冷和換熱器預冷[10-11].射流預冷通過在渦輪發(fā)動機壓氣機前增設的噴射裝置將冷卻劑摻入來流高溫空氣,使混合氣溫度維持在壓氣機的可承受上限內(nèi)[12-13].射流預冷會引起進氣道氣流較大的總壓損失,一般的水基冷卻介質(zhì)的注入會導致空氣含氧量的下降,因此實施這種方法可實現(xiàn)的最高飛行馬赫數(shù)一般不高.例如以美國F100 發(fā)動機為基礎的MIPCC 的設計最高馬赫數(shù)為3.5,飛行高度為25 km[14].換熱器預冷又可分為燃料直接預冷和引入中間介質(zhì)間接預冷.例如日本的ATREX 發(fā)動機[15]直接采用液氫燃料作為冷卻劑,有效降低了來流空氣總溫,使發(fā)動機性能得到很大的提升;SABRE 型發(fā)動機[16]則采用了間接預冷的模式,在氫氣和空氣之間引入閉式氦氣循環(huán),借助低溫氦氣來冷卻高溫空氣,同時緩解“氫脆”問題.從簡化系統(tǒng)復雜度,降低綜合成本的角度出發(fā),本文嘗試基于換熱器直接預冷技術路線,結合一種可代替氫的低成本燃料去解決寬域發(fā)動機推力鴻溝的問題.

1 燃料特性比較與分析

本節(jié)對常用燃料的物性進行多方面比選；從引言部分的需求分析可知,尋找的燃料必須擁有高熱沉、高溫下不結焦、冷卻通道中不積炭的特性,以突破碳氫燃料由于這些問題導致的最高工作馬赫數(shù)8 的限制[17].因此本文將目標聚焦于不含碳的冷卻劑燃料,從而選中了氨.但人們通常認為氨的熱值偏低(見表1),做高速飛行推進劑能量不夠.因此,本節(jié)以吸氣式空天動力為應用背景,對包括氨在內(nèi)的幾種代表性燃料的燃燒及冷卻綜合能力做出比較和分 析.

表1 幾種典型燃料的燃燒特性匯總Table 1 Summary of combustion characteristics of several fuels

作者想著重指出,不同于火箭發(fā)動機,比較吸氣式發(fā)動機的燃料熱值以完全燃燒1 kg/s 來流空氣所釋放的化學能為標準較為合適.因此,可定義燃料的當量燃燒熱值Q為

式中,fst為燃料與空氣恰好完全反應時,對應的燃料與空氣的流量之比,即恰當油氣比;hPR為燃料的低位熱值,MJ/kg.這個指標可以刻畫燃料恰當量比燃燒時給單位質(zhì)量來流空氣理論上所能提供的最大加熱量.

另外,為衡量燃料燃燒給來流空氣添加的化學能與來流空氣本身能量的相對比值,可定義燃料的無量綱當量熱值

式中,ht0為來流空氣的總焓.

圖1 為幾種燃料燃燒熱值的對比情況,正癸烷代表了航空煤油一類常溫高密度碳氫燃料.如圖1所示,4 種燃料中,氫的當量燃燒熱值和無量綱當量熱值是最高的,其次是氨.雖然氨的低位熱值最低,但是由于與空氣完全反應時需要的氨的質(zhì)量流量最大,最終,氨的當量燃燒熱值比碳氫燃料更高.如圖1(b)所示,隨著飛行速度的增加,燃料的當量燃燒熱值相對來流空氣的總焓減小,燃料增加燃氣動能的能力減弱,導致發(fā)動機的推力隨飛行速度的增大而減小.

圖1 幾種燃料燃燒熱值的對比Fig.1 Comparison of net heating value of several fuels

表1 將氨[18-19]、碳氫燃料(航空煤油,甲烷)[19-20]和氫[18]的相關燃燒特性進行了對比,包括低位熱值,可燃極限,絕熱火焰溫度和最低自燃溫度.并且調(diào)研了當前幾種燃料的國內(nèi)市場售價情況,如表2 所示.

表2 幾種燃料的物理性質(zhì)匯總Table 2 Summary of physical properties of several fuels

如表1 所示,相比于其他燃料,氨的絕熱火焰溫度稍低,最低自燃溫度較高.國外對氨燃料的研究起步較早.20 世紀60 年代,美國航天局成功將氨燃料應用于X-15 型試驗機,達到了6.7 馬赫的飛行速度[21],說明對氨燃料的安全操作在半個世紀前就已掌握.進入21 世紀之后,研究者對氨的研究越來越多.Kyunghyun 等[22]研究表明,由氨催化分解產(chǎn)生的氫的燃燒,能夠改善氨燃料發(fā)動機的性能.Kobayashi 等[18]研究表明,氨作為一種無碳排放燃料,具有很大的應用前景,并且討論了近幾年氨燃料在各個領域的成功應用.這些研究說明研制氨燃燒發(fā)動機所需的技術是較為成熟的.

幾種燃料的物理性質(zhì)匯總如表2 所示.

相比于氫,氨的密度要高的多,飛行器體積能夠做的比使用氫燃料更小;常壓下,氨在?33.4 °C 就能液化,儲存更方便,相比之下,氫氣的液化溫度則為?253 °C,儲存條件更苛刻.

定義燃料的當量總熱沉

式中,hfc為單位質(zhì)量流量的燃料從儲罐條件(在液態(tài)下儲存)到1000 K 吸收的總熱沉(物理熱沉+化學熱沉),kJ/kg;本文假設低溫燃料在儲罐內(nèi)的儲存溫度為其對應的一個大氣壓下的沸點溫度,正癸烷的儲存溫度為293 K.

定義燃料的無量綱當量熱沉

高溫條件下,微型通道內(nèi)氨和煤油均會發(fā)生裂解,裂解反應會吸熱,會增加氨及煤油的熱沉.根據(jù)文獻[23],微型通道內(nèi),煤油加熱到1000 K 時,由于裂解,吸收的總熱沉會達到約3300 kJ/kg;根據(jù)文獻[24-25],微型通道內(nèi),氨在高溫條件下分解為氫氣和氮氣,氨完全分解需要吸收2 717.7 kJ/kg 的熱量.文獻[25] 利用準確性經(jīng)實驗校驗吻合度很好的CFD 計算方法,獲得了加熱條件下,微型管式反應器內(nèi)氨的轉(zhuǎn)化率曲線,如圖2 所示,反應器的尺寸為換熱面積/體積=38.15 cm?1(折合通道內(nèi)徑約1.05 mm),反應器內(nèi)不含催化劑.由圖2 可知,氨在微型通道內(nèi)加熱到1000 K 時,轉(zhuǎn)化率約為60%,吸收的總熱沉會達到4500 kJ/kg.

圖2 微型通道內(nèi)氨的轉(zhuǎn)化率曲線[25]Fig.2 Conversion curve of ammonia in microchannel[25]

圖3 為幾種燃料冷卻能力的對比情況.如圖3所示,4 種燃料中,氨的當量總熱沉和無量綱當量熱沉是最高的.雖然氫的總熱沉最高,是氨的3.3 倍,但是由于與空氣完全反應時需要的氫的質(zhì)量流量小,并且氨的裂解反應會進一步增大其當量熱沉,最終氨的當量總熱沉比氫更高.如圖3(b)所示,不同燃料的無量綱當量熱沉隨飛行馬赫數(shù)的增大而減小,表明隨著飛行速度的增加,燃料冷卻來流空氣的能力越來越弱.為了增強對來流空氣的冷卻程度,需要增加燃料的用量(f>fst),這樣會導致發(fā)動機效率的降低.

圖3 幾種燃料冷卻能力的對比Fig.3 Comparison of cooling capabilities of several fuels

綜上所述,氨不僅具備極其突出的冷卻能力,還擁有不弱于碳氫燃料的當量熱值,且其完全燃燒產(chǎn)物不含碳,環(huán)保特性突出[18,26],是吸氣式空天發(fā)動機的一種非常值得深入研究的燃料.

2 部件性能計算方法

本節(jié)對吸氣式發(fā)動機各模態(tài)的熱力循環(huán)進行了建模分析,計算了氨與兩種代表性碳氫燃料(甲烷和正癸烷[27-29]) 發(fā)動機在可能的工作范圍內(nèi)的比推力、比沖和總效率等性能指標；本文提出的寬域吸氣式變循環(huán)發(fā)動機可覆蓋從0～ 10 的馬赫數(shù)范圍:

(1) 在馬赫數(shù)0～3 范圍內(nèi)處于渦輪模態(tài)工作;

(2) 在馬赫數(shù)3～5 范圍內(nèi),為了解決發(fā)動機工作范圍窄,推力不足的問題,采用燃料冷卻劑對來流空氣進行預冷(例如飛行速度馬赫4 時,空氣來流總溫約為890 K,預冷后若降低到400 K,就類似馬赫2 不預冷工況),使得壓氣機得以維持較高的增壓比工作;

(3) 馬赫數(shù)超過5 轉(zhuǎn)變?yōu)闆_壓模態(tài).

為準確評估不同燃料發(fā)動機的性能優(yōu)劣,下面針對三種工作模態(tài)下發(fā)動機的空氣路及燃料路的熱力循環(huán)進行建模,并對以氨、甲烷和正癸烷為燃料的發(fā)動機性能進行計算和比對.

2.1 不同工作模態(tài)循環(huán)構建

3 種工作模態(tài)下,發(fā)動機工質(zhì)的熱力循環(huán)結構示意圖如圖4 所示,其對應的溫度?熵示意圖如圖5所示.

圖4 熱力循環(huán)結構示意圖Fig.4 Schematic diagram of thermodynamic cycle structure

如圖4 和圖5 所示,飛行器的飛行馬赫數(shù)為0～3 時,發(fā)動機工作于渦輪模態(tài)(圖4 和圖5(a)).此時來流空氣經(jīng)進氣道和壓氣機壓縮增壓,接著進入預燃燒室,同燃料泵1 泵入的燃料發(fā)生反應,生成的富氧燃氣推動渦輪做功膨脹,帶動壓氣機和燃料泵工作.渦輪出口壓力降低后的富氧燃氣通入主燃燒室,同燃料泵2 泵入的另一部分燃料燃燒,產(chǎn)生的高溫燃氣通過主噴管排出,為飛行器提供推力.不失一般性,假設進氣道捕獲的空氣流量不隨馬赫數(shù)變化而改變.

圖5 熱力循環(huán)T-S 圖Fig.5 T-S diagram of thermodynamic cycle

飛行馬赫數(shù)為3～5 時,發(fā)動機工作于預冷模態(tài)(圖4 和圖5(b)).經(jīng)進氣道壓縮后的空氣首先經(jīng)過預冷器,被燃料工質(zhì)冷卻,而后經(jīng)壓氣機壓縮增壓,與預冷器1 中吸熱后的燃料在預燃燒室反應,生成的富氧燃氣推動渦輪做功,帶動壓氣機對降溫后的空氣增壓.渦輪內(nèi)膨脹后的富氧燃氣與預冷器2 中吸熱氣化后的另一部分燃料在主燃燒室燃燒,燃燒生成的高溫燃氣通過主噴管排出,提供推力.假設進氣道吸入的空氣流量恒為1 kg/s,飛行器飛行馬赫數(shù)為3～5 時,為克服凈推力不足需令壓氣機保持較高增壓比,空氣預冷的目標溫度無法設定過高.對很多工質(zhì)而言,與空氣恰當量比燃燒對應的燃料量可能不足以使1 kg/s 的高溫空氣降低到較低溫度,需要增加工質(zhì)使用量,多余的燃料(超過恰當量比燃燒所需量的部分)經(jīng)預冷器2 吸熱氣化后,通過旁路噴管排出,提供補充推力,使燃料得到充分利用.為簡化計算,假設進入燃燒室的各路介質(zhì)壓力相等[30].

飛行馬赫數(shù)大于5 時,進氣道已經(jīng)具備較強的沖壓能力,經(jīng)進氣道壓縮后的空氣直接進入沖壓燃燒室同燃料反應,生成的高溫燃氣經(jīng)沖壓噴管排出,產(chǎn)生推力(圖4 和圖5(c)).

2.2 部件性能計算模型

2.2.1 渦輪模態(tài)和預冷模態(tài)

(1)進氣道

不同飛行高度時,來流空氣的靜壓P0和靜溫T0可以參考國際標準大氣表[31]獲取,給定飛行高度和馬赫數(shù),來流空氣的總溫Tt0和總壓Pt0可由如下公式計算

進氣道出口處的空氣總壓為

式中,σc為進氣道總壓恢復系數(shù).由于有激波和粘性耗散,空氣在進氣道中有一定的總壓損失,進氣道總壓恢復系數(shù)的計算可參考GJB241-87《航空渦輪噴氣和渦輪風扇發(fā)動機通用規(guī)范》;考慮到摩擦損失,可以再加乘一個系數(shù)0.95[32]

(2)預冷器

預冷器主要用來冷卻高馬赫數(shù)飛行時的高溫來流空氣,能很好地解決Ma 3～5 之間壓氣機工作范圍窄,推力不足的問題.此外,由于預冷減小了空氣的比體積,相同增壓比下,可以降低壓氣機耗功.

預冷器的熱計算參考效能—傳熱單元數(shù)法[33],預冷器的效能ε定義為

本文的預冷器為逆流式換熱器,Th,in和Tc,in分別為預冷器空氣側和燃料側的入口流體溫度,分子為預冷器空氣側或燃料側進出口實際溫差值中的大者,換熱器的效能ε表示換熱器實際換熱效果與最大可能換熱效果的比值.已知換熱器效能ε后,可以根據(jù)冷熱流體的進口溫度確定換熱器的實際換熱量

式中,(mc)min為冷熱流體中熱容的較小值.

本文取預冷器的換熱效能ε為0.8;預冷器空氣側的總壓恢復系數(shù)σa取0.9.

(3)壓氣機

壓氣機壓縮空氣的耗功

壓氣機的壓縮效率

式中,G2為來流空氣流量,kg/s;ht,2s為壓氣機理想定熵壓縮過程計算的壓縮后的空氣總焓,kJ/kg;ht2為經(jīng)預冷器冷卻后的空氣總焓,kJ/kg;ht3為壓氣機實際壓縮過程計算的壓縮后的空氣總焓,kJ/kg.本文取壓氣機的壓縮效率ηcp為0.8.

(4)預燃燒室和主燃燒室

渦輪材料有耐溫極限,為了控制渦輪的進氣溫度不超過這個極限,同時又能保持較高的推力,在渦輪前后分別設置了預燃燒室和主燃燒室.本文假設在預燃燒室內(nèi)同1 kg/s 空氣進行燃燒的燃料的流量為油氣比f=0.3fst,主燃燒室內(nèi)燃料的流量為f=0.7fst.

基于燃燒產(chǎn)物的最小吉布斯自由能原理,正癸烷、甲烷和氨[18,34]在空氣中燃燒的化學方程式為

預燃燒室和主燃燒室的燃燒效率ηb取0.9;在燃燒室中僅考慮上述3 個反應,燃燒產(chǎn)物組分的摩爾分數(shù)已知,以此求出燃燒產(chǎn)物的焓及溫度;為方便建模,燃燒室的熱附加過程保持恒定壓力.

(5)渦輪

燃氣在渦輪中的膨脹做功

渦輪的膨脹效率

式中,G4為預燃燒室內(nèi)反應生成的富氧燃氣的流量,kg/s;ht,4s為渦輪理想定熵膨脹過程計算的膨脹后的富氧燃氣總焓,kJ/kg;ht5為渦輪實際膨脹過程計算的膨脹后的富氧燃氣總焓,kJ/kg;ht4為經(jīng)預燃燒室加熱后的富氧燃氣總焓,kJ/kg.本文取渦輪的膨脹效率ηT為0.8.

(6)主路、旁路噴管

假設噴管的喉部以及出口面積均可調(diào),高溫燃氣可以充分膨脹到飛行高度處的大氣靜壓.噴管的速度損失可以由速度系數(shù)φ表示,噴管實際的出口速度為

式中,V6s為高溫燃氣經(jīng)噴管理想定熵膨脹到大氣靜壓時產(chǎn)生的速度,m/s.取噴管的速度系數(shù)φ為0.98.

2.2.2 沖壓模態(tài)

(1)進氣道

空氣在高溫下會發(fā)生離解,離解會造成能量的損失[35].因此,經(jīng)進氣道壓縮后,空氣的靜溫不宜太高.定義進氣道的壓縮靜溫比,將燃燒室的入口空氣靜溫限定在一數(shù)值,靜溫比的計算式

式中,T0為飛行高度處的空氣靜溫,K;T3為經(jīng)進氣道壓縮后的空氣靜溫,K.這里取靜溫比為5.

進氣道的壓縮效率

式中,Tx為假設進氣道出口氣流能定熵膨脹到自由流靜壓P0時達到的靜溫,K.

(2)沖壓燃燒室

沖壓燃燒室的入口空氣速度

式中,h3為經(jīng)進氣道壓縮后,沖壓燃燒室入口的空氣靜焓,kJ/kg.

沖壓燃燒室的燃燒效率ηb取0.9;為方便建模,燃燒室的熱附加過程保持恒定壓力;在燃燒室中僅考慮前述3 個反應.

沖壓燃燒室的出口燃氣速度[36]

式中,f為油氣比;Vfx/V3為燃料射流軸向速度與燃燒室入口空氣速度之比;Cf?Aw/A3為燃燒室的有效阻力系數(shù).本文取Vfx/V3為0.5,取Cf?Aw/A3為0.2.

(3)沖壓噴管

假設沖壓噴管的喉部以及出口面積均可調(diào),高溫燃氣可以充分膨脹到飛行高度處的大氣靜壓.噴管的速度損失可以由速度系數(shù)φ表示,噴管實際的出口速度為

式中,VY為高溫燃氣經(jīng)噴管理想定熵膨脹到大氣靜壓時產(chǎn)生的速度,m/s.取沖壓噴管的速度系數(shù)φ為0.98.

2.2.3 發(fā)動機的性能參數(shù)計算

發(fā)動機的比推力FSP及比沖ISP分別為[30]

式中,f為實際使用的燃料與空氣的流量比,即油氣比;VP和V0分別為噴管的出口氣流流速及來流空氣的流速,m/s;g為重力加速度,m/s2.

發(fā)動機的總效率

式中,hPR為燃料的低位熱值,MJ/kg;fst為恰當油氣比.

本文的計算過程做出如下假設:

(1)考慮了工質(zhì)物性隨壓力和溫度的變化,數(shù)據(jù)來源于NIST 標準參考數(shù)據(jù)庫;

(2)空氣的組成成分為: 體積分數(shù)21%的O2和79%的N2;

(3)預冷器的換熱效能ε取0.8,空氣側總壓恢復系數(shù)σa取0.9;

(4)壓氣機和渦輪的效率ηcp和ηT取0.8;

(5)噴管的速度系數(shù)φ取0.98;

(6)燃燒室的燃燒效率ηb取0.9;

(7)沖壓燃燒室的燃料射流軸向速度與空氣速度之比Vfx/V3取0.5,有效阻力系數(shù)Cf?Aw/A3取0.2;

(8) 空氣經(jīng)壓氣機壓縮后的最高溫度不超過1200 K,最高壓力不超過10 MPa;

(9) 不失一般性,分析過程中,按進氣道吸入1 kg/s 的空氣流量計算循環(huán)各節(jié)點參數(shù);

(10)忽略工質(zhì)在管道內(nèi)的流動損失及其與外界的換熱;

(11)不失一般性,后續(xù)計算中不同飛行馬赫數(shù)對應的飛行動壓均設為45 kPa.

3 結果與討論

本節(jié)依據(jù)第2 節(jié)的模型和結果,對氨燃料在寬域發(fā)動機中的性能特點和優(yōu)勢進行了全面分析和討論.

3.1 Ma 3 時渦輪模態(tài)、預冷模態(tài)發(fā)動機性能

圖6 為飛行速度為3 馬赫時,不同燃料發(fā)動機的性能曲線對比.首先對比渦輪模態(tài)下,以氨和正癸烷為燃料時,發(fā)動機性能的優(yōu)劣,正癸烷代表了煤油一類碳氫燃料.二者使用的燃料流量恰好可以與1 kg/s 空氣完全反應,即f=fst.氨的儲存溫度為239 K,正癸烷的儲存溫度為293 K.如圖6(c)～圖6(e)所示,渦輪模態(tài)下,以氨為燃料的發(fā)動機的比推力和總效率比以正癸烷為燃料的分別高約11.0% 和7.1%;由于與1 kg/s 空氣完全燃燒所需的氨的流量大于正癸烷,以氨為燃料的發(fā)動機的比沖比以正癸烷為燃料的低約55.0%,但仍是液氧煤油火箭發(fā)動機比沖(約300 s)的2.5 倍(渦輪模態(tài)下,以氨和正癸烷為燃料時,壓氣機出口空氣溫度、耗功曲線重合).

本節(jié)接著對比了預冷模態(tài)下,以氨和甲烷為預冷工質(zhì)和燃料時,發(fā)動機性能的優(yōu)劣.為了比較二者之間的冷卻性能差異,假設氨和甲烷供應的體積流量相等,儲罐內(nèi)兩種燃料的儲存狀態(tài)均為液態(tài),儲存溫度為一個大氣壓下的沸點溫度,即氨的儲存溫度為239 K,甲烷的儲存溫度為112 K.定義f/fst為預冷器的冷卻當量比.圖6 對比了飛行速度3 馬赫,以氨以及相同體積流量下的甲烷為燃料時,發(fā)動機性能的優(yōu)劣.如圖6 所示,與相同體積流量的氨相比,甲烷的冷卻能力明顯偏弱.以氨為燃料,冷卻當量比為1 時,不存在燃料的直接排放,所有的氨燃料均在燃燒室內(nèi)同空氣燃燒;按照預冷器0.8 的換熱效能,可以將壓氣機的入口空氣溫度冷卻到約311 K;預冷器燃料側的出口溫度升高至493 K,小于圖2 所示的氨初始分解溫度,因此燃燒室內(nèi)同空氣燃燒的燃料為氨氣.相同體積流量下,甲烷僅可以將來流空氣冷卻至461 K,對應的冷卻當量比為1.76,超過1 倍冷卻當量比的甲烷經(jīng)預冷器加熱氣化后通過旁路噴管排出,提供補充推力.

圖6 渦輪、預冷模態(tài)發(fā)動機性能的對比(3 馬赫)Fig.6 Comparison of engine performance in turbine mode and precooling mode (Ma=3)

圖6 渦輪、預冷模態(tài)發(fā)動機性能的對比(3 馬赫) (續(xù))Fig.6 Comparison of engine performance in turbine mode and precooling mode (Ma=3) (continued)

與甲烷相比,以氨作為燃料可以顯著提高預冷模態(tài)下壓氣機的工作范圍.如圖6(a)所示,以甲烷為燃料,壓氣機增壓比為22.5 時,壓氣機出口空氣溫度已經(jīng)達到1200 K.以相同體積流量下的氨為燃料,壓氣機增壓比達到55 時,出口空氣溫度僅為1080 K;如圖6(b)～圖6(e)所示,與甲烷相比,以氨為燃料將相同增壓比下壓氣機的耗功減小了約31.4%,將相同增壓比下發(fā)動機的比推力和總效率分別提高了約17.3%和11.0%,可以有效減小壓氣機和渦輪的規(guī)格,為飛行器的加速飛行提供更大的動力.

如圖6(a)所示,飛行馬赫3 不預冷的情況下,經(jīng)進氣道壓縮后的壓氣機入口空氣溫度約為601 K,壓氣機的增壓比為9.6 時,出口空氣溫度已經(jīng)達到1200 K;加入預冷后,壓氣機的增壓比達到55 時,出口空氣溫度僅為1080 K.對來流空氣進行預冷,可以大幅擴大壓氣機的工作范圍.并且可以發(fā)現(xiàn),對空氣進行預冷可以大幅減小相同增壓比下的壓氣機耗功,加入預冷可以減小壓氣機和渦輪的規(guī)格.如圖6(c)～圖6(e)所示,增壓比超過2 時,對空氣進行預冷可以顯著提高相同增壓比下發(fā)動機的比推力、比沖及總效率等各項指標,使燃料能量得到更有效的利用.

如圖6(c)～圖6(e)所示,隨壓氣機增壓比的增大,比推力、比沖及總效率的變化趨勢并不是單調(diào)增加的,存在最佳增壓比,使各物理量取得最大值.這是因為壓氣機增壓比增大的同時也意味著工質(zhì)需要在渦輪中做更多的功,在渦輪中損失更多的做功能力,因此,此消彼長之間,比推力、比沖及總效率不會隨增壓比的增大單調(diào)增加[37].

3.2 預冷模態(tài)發(fā)動機的性能(4 馬赫和5 馬赫)

飛行器的飛行速度為4 馬赫,經(jīng)進氣道壓縮后,來流空氣的滯止溫度約為890 K.此時,如果用1 倍冷卻當量比的氨(0.165 kg/s) 去冷卻1 kg/s 的890 K 高溫空氣,按照預冷器0.8 的換熱效能,可以將來流空氣冷卻至約461 K.相應的,1 倍冷卻當量比的氫、甲烷和正癸烷只能將890 K 來流空氣分別冷卻至約620 K,774 K 和795 K.按照壓氣機1200 K 的材料耐溫極限,以1 倍冷卻當量比的氨為冷卻劑時,壓氣機的最大允許增壓比為22.37;以1 倍冷卻當量比甲烷和正癸烷為冷卻劑時,壓氣機的最大允許增壓比僅為4.21 和3.86.為了將來流空氣冷卻到一定程度,以減小壓氣機的負擔,對于甲烷和正癸烷,必須采用過當量比流量,這樣會導致發(fā)動機效率的降低,而氨則不需要.相比于甲烷和正癸烷等碳氫工質(zhì),氨具有更突出的恰當量冷卻能力,這使得氨應用于寬域空天發(fā)動機核心機以及各類組合動力時,具有更大的彈性.

飛行器的飛行速度為5 馬赫,經(jīng)進氣道壓縮后,來流空氣的滯止溫度約為1247 K.用1 倍冷卻當量比的氨冷卻來流空氣時,按照預冷器0.8 的換熱效能,燃料側的出口溫度約為1045 K,依據(jù)圖2 氨的轉(zhuǎn)化率曲線,此時氨的轉(zhuǎn)化率約為65%,燃燒室內(nèi)同空氣燃燒的燃料為氨氣和氫氣的混合氣;綜合考慮氨的裂解吸熱,可以將來流空氣冷卻至約562 K.

氨的冷卻當量比為1.5 時,按照預冷器0.8 的換熱效能,可以將來流空氣冷卻至約441 K,燃料側的出口溫度約為860 K,氨的轉(zhuǎn)化率約為28%,燃燒室內(nèi)同空氣燃燒的燃料為氨氣和氫氣的混合氣;超過1 倍冷卻當量比的氨通過旁路噴管直接排出,提供補充推力,通過旁路噴管直接排出的氨與燃燒的氨的比例為1:2.氨的油氣比f=fst時,對應的相同體積流量下的甲烷的油氣比為f=1.76fst,僅能將來流空氣冷卻到約947 K;氨的油氣比f=1.5fst時,對應的相同體積流量下的甲烷的油氣比為f=2.64fst,來流空氣可以被冷卻到約792 K.飛行速度Ma 5 時,相比于甲烷,氨的冷卻能力更為凸顯.

圖7 為飛行速度5 馬赫,以氨以及相同體積流量下的甲烷為燃料時,發(fā)動機性能曲線的對比.如圖7所示,相同體積流量下,相比于甲烷,氨可以將來流空氣冷卻到更低的溫度,使壓氣機的工作范圍更寬廣.相同增壓比下,以氨為燃料時,發(fā)動機具有更大的比推力與總效率以及更小的壓氣機耗功.

圖7 預冷模態(tài)發(fā)動機性能的對比(5 馬赫)Fig.7 Comparison of engine performance in precooling mode (Ma=5)

3.3 沖壓模態(tài)發(fā)動機的性能

本節(jié)討論了不同來流馬赫數(shù)下,沖壓模態(tài)發(fā)動機的相關性能參數(shù).圖8 為不同來流馬赫數(shù)下,進氣道總壓比(總壓恢復系數(shù))隨進氣道壓縮效率的變化曲線.如圖8 所示,靜溫比ψ=5 時,不同來流馬赫數(shù)下的總壓比隨壓縮效率的變化曲線重合.壓縮效率超過0.7 時,隨壓縮效率的增加,曲線的增長速率快速增大.

圖8 總壓比隨壓縮效率的變化Fig.8 Variation of total pressure ratio with compression efficiency

不同來流馬赫數(shù)下,由式(8)計算的進氣道總壓比(總壓恢復系數(shù))及對應的進氣道壓縮效率如表3所示.

表3 不同飛行工況下的進氣道壓縮效率Table 3 Compression efficiency of intake under different flight conditions

文獻[36]提出了由動能效率估算沖壓發(fā)動機性能的計算方法,引入了總動能效率ηKEO計算沖壓發(fā)動機的比推力和比沖.總動能效率ηKEO的計算式為

式中,ηKE,c,ηKE,b和ηKE,e分別為進氣道壓縮,燃燒室燃燒和噴管膨脹3 個過程的動能效率,計算式分別為

式中,τb為沖壓燃燒室的總溫比,其他參數(shù)為各循環(huán)點氣體流動速度的平方.

燃燒室總溫比τb的計算式為

因此,沖壓模態(tài)下發(fā)動機的比推力又可用下式計算[36]

比沖為

圖9 為文獻[36]利用總動能效率法計算的不同自由流速度下,碳氫燃料(煤油)吸氣式?jīng)_壓發(fā)動機的比沖.本文計算的正癸烷吸氣式?jīng)_壓發(fā)動機在不同來流馬赫數(shù)下的比沖及總動能效率如圖9 所示,與文獻[36]計算結果接近,說明本文模型總體上是合理可靠的.

圖9 碳氫燃料吸氣式?jīng)_壓發(fā)動機比沖隨來流速度變化曲線Fig.9 Variation curve of specific impulse of hydrocarbon fuel airbreathing ramjet with incoming flow speed

發(fā)動機處于沖壓模態(tài)時,隨著飛行馬赫數(shù)的增大,沖壓燃燒室壁面的熱流密度急劇增加[38],飛行馬赫數(shù)6 時碳氫燃料沖壓發(fā)動機燃燒室壁面的熱流密度可高達2.0～2.5 MW/m2,而當飛行馬赫數(shù)7 時燃燒室壁面的熱流密度更高達3.0～3.5 MW/m2.此時需要利用燃料流經(jīng)燃燒室壁面的再生冷卻通道,對燃燒室進行熱防護,然后再噴入燃燒室與空氣燃燒.在高馬赫數(shù)發(fā)動機的高熱流密度作用下,碳氫燃料(煤油)和氨均會發(fā)生熱分解反應,熱分解是吸熱過程,會使燃料的總熱沉進一步提高.碳氫燃料的析碳最終會堵塞冷卻通道,而氨則不會.它在高溫下的熱分解反應方程式為[24]

氨完全分解需要吸收2717.7 kJ/kg 的熱量,如果適當添加催化劑會降低其在高溫下的裂解初始溫度[24].本節(jié)對比了靜溫比ψ=5 時,不同來流馬赫數(shù)下以氨、正癸烷和甲烷為燃料的沖壓模態(tài)發(fā)動機的性能參數(shù),分析過程中假設燃料油氣比f=fst;其中,對于氨燃料,討論了再生冷卻通道內(nèi)不考慮氨分解以及假設氨在再生冷卻通道內(nèi)分解了50%和100%三種情形.煤油類碳氫燃料在燃燒室壁面再生冷卻通道內(nèi)的熱解結焦使得碳氫燃料超燃沖壓發(fā)動機的最高工作馬赫數(shù)約為8[17].表4 為3 種燃料對應的總動能效率.如表4 所示,相同來流馬赫數(shù)下,3 種燃料的總動能效率接近.3 種燃料的性能參數(shù)對比如圖10所示.

表4 不同燃料的總動能效率Table 4 Total kinetic energy efficiency of different fuels

如圖10 所示,馬赫數(shù)為5～10 時,相比于不考慮氨的熱分解,氨在再生冷卻通道內(nèi)分解了50% 和100%情形下,發(fā)動機的比推力和比沖均值都提高了8.7%和17.2%.在5 馬赫和6 馬赫時,氨分解率的提高會降低發(fā)動機的總效率,這是因為分解生成的氫氣熱值高,推進功率的增加程度小于燃料燃燒釋熱的增加程度,但隨著馬赫數(shù)的提高,分解率的增大還是會提高發(fā)動機的總效率,提高燃料能量的利用效率.

圖10 沖壓模態(tài)下發(fā)動機性能的對比Fig.10 Comparison of engine performance in ramjet mode

在5～8 馬赫,不考慮氨的熱分解時,以氨為燃料的發(fā)動機的比推力均值比正癸烷和甲烷分別高約23.7%和28.5%,總效率均值比正癸烷和甲烷分別高約19.5%和21.4%;考慮了氨的熱分解后,以熱分解率50%為例,以氨為燃料的發(fā)動機的比推力均值比正癸烷和甲烷分別高約32.6%和37.7%,總效率均值比正癸烷和甲烷分別高約19.4%和21.3%.考慮了氨的熱分解后,發(fā)動機的比推力得到了進一步提升,與正癸烷和甲烷相比,優(yōu)勢繼續(xù)增大,氨的高當量熱值特性進一步凸顯.由于氨的恰當油氣比大于正癸烷和甲烷,因此以氨為燃料的發(fā)動機的比沖小于正癸烷和甲烷,氨熱分解率的提高可以縮小其與正癸烷和甲烷之間的比沖差距.

3.4 氨工質(zhì)吸氣式空天發(fā)動機寬域性能

計算了氨工質(zhì)吸氣式發(fā)動機0～10 馬赫寬域飛行性能參數(shù),與甲烷和正癸烷吸氣式發(fā)動機的性能參數(shù)進行了對比;并且比較了沖壓模態(tài)下,相同總動能效率時(見表4),以氨和氫為工質(zhì)的發(fā)動機的比推力,如圖11 所示.渦輪模態(tài)和預冷模態(tài)下發(fā)動機的比推力和比沖均取壓氣機出口空氣溫度900 K 時對應的數(shù)值.預冷模態(tài)下,氨的質(zhì)量流量始終保持恰當油氣比,即f=fst,3～5 馬赫時,可以將來流空氣分別冷卻至311 K,461 K 和562 K;為了保證來流空氣能被冷卻至一定溫度,預冷模態(tài)下,甲烷的流量需要超過其恰當油氣比,假設3～5 馬赫時,甲烷的質(zhì)量流量分別為f=1.76fst,2.64fst,2.64fst,可以將來流空氣分別冷卻至461 K,578 K 和792 K;預冷模態(tài)下,假設3～5 馬赫時,正癸烷供應的體積流量同甲烷相等,對應的正癸烷的質(zhì)量流量分別為f=2.66fst,3.99fst,3.99fst,可以將來流空氣分別冷卻至488 K,506 K 和638 K.渦輪和沖壓模態(tài)下,3 種燃料的流量均保持其恰當油氣比,即f=fst.

沖壓模態(tài)下,假設在6～10 馬赫飛行工況時,沖壓燃燒室的壁面熱流密度分別為1～5 MW/m2.燃燒室外壁的單個再生冷卻通道內(nèi)徑1 mm,長度1.5 m,冷卻通道中氨的流量為1.25 g/s.則對應6～10 馬赫飛行工況,單個再生冷卻通道的加熱功率為

參考圖2 中高溫條件下氨在微型通道內(nèi)的轉(zhuǎn)化率曲線,氨完全分解需要吸收2717.7 kJ/kg 的熱量,據(jù)此計算出6～10 馬赫飛行工況,氨在再生冷卻通道內(nèi)的熱力學轉(zhuǎn)化率,并以此計算出對應總動能效率下(見表4),氨工質(zhì)發(fā)動機的比推力和比沖.

如圖11 所示,在0～10 馬赫寬域飛行范圍內(nèi),氨的比推力始終大于正癸烷和甲烷;預冷模態(tài)下,為了保證來流空氣可以被冷卻到一定程度,正癸烷和甲烷的流量需要遠超其恰當油氣比,導致發(fā)動機的比沖迅速下降.而氨優(yōu)越的恰當量冷卻能力可以避免這一問題,使飛行器在3 種模態(tài)之間的過渡更平穩(wěn).

美國的X-34 A 高超聲速飛行器采用液氫燃料的雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機推動,可達到9.8 馬赫的飛行試驗記錄[39],說明液氫燃料在接近10 馬赫的飛行速度下依然有較高的推力和較好的加速性能.如圖11(a)所示,沖壓模態(tài)下,以氨為工質(zhì)時,發(fā)動機的比推力高于以氫為工質(zhì)的.說明在高馬赫數(shù)段,氨工質(zhì)吸氣式發(fā)動機在馬赫5～10 具有比氫更好的加速性能,這是碳氫燃料無法比擬的.氨具有應用于10 馬赫飛行速度下的良好前景.

圖11 不同馬赫數(shù)下的發(fā)動機性能Fig.11 Engine performance at different Mach numbers

4 結論

本文提出了一類采用氨燃料的預冷吸氣式組合發(fā)動機.通過對這種組合發(fā)動機的熱力循環(huán)進行建模分析,初步驗證這種新概念發(fā)動機的可行性,并計算發(fā)動機的比推力、比沖和總效率等相關性能參數(shù),得到如下結論.

(1)以氨為燃料的吸氣式變循環(huán)組合發(fā)動機的工作模態(tài)可分為3 種,分別為渦輪模態(tài),預冷模態(tài)和沖壓模態(tài).設置預冷模態(tài)的目的是為了解決3～5 馬赫之間壓氣機工作范圍窄,推力不足的瓶頸問題.

(2)對比了飛行速度3 馬赫,以氨為燃料時渦輪模態(tài)和預冷模態(tài)發(fā)動機的性能差異.利用氨對來流高溫空氣進行預冷可以大幅度提高壓氣機的最大增壓比,擴大發(fā)動機的工作范圍,提高發(fā)動機的比推力、比沖和總效率,氨預冷可全面提升發(fā)動機性能.

(3) 對比了氨應用于預冷吸氣式發(fā)動機時,在4 馬赫和5 馬赫狀態(tài)下與正癸烷,甲烷等碳氫燃料的性能差異.與正癸烷和甲烷相比,由于氨的高當量總熱沉,預冷模態(tài)下氨的恰當量冷卻能力可以支撐至少4 馬赫的飛行需求,對于寬域空天發(fā)動機核心機的研發(fā),各類組合動力的構建,能提供足夠大的彈性跨越“推力鴻溝”.

(4)渦輪和沖壓模態(tài)下,雖然以氨為工質(zhì)的發(fā)動機的比沖較低,但是它的比推力和總效率比正癸烷和甲烷更高,特別是考慮了高馬赫數(shù)熱分解之后.與碳氫燃料相比,氨由于不會結焦堵塞通道,能夠工作到更高的馬赫數(shù).制約氨燃料吸氣式發(fā)動機能應用到多高馬赫數(shù)不在于其冷卻性能(此指標優(yōu)于氫),而在于高馬赫數(shù)時飛發(fā)一體化推阻平衡的設計水平.氨在5～10 馬赫的比推力甚至高于氫,這意味著氨有很好的加速性能,其最高工作馬赫數(shù)在某些條件下甚至有望超過氫,非常適合應用于例如水平起降二級入軌空天飛行器的一級動力部件,或高馬赫數(shù)可重復使用實驗平臺;同時兼具氫的無碳排放優(yōu)點,具有成為氫低成本替代的巨大潛力.