加力式空氣渦輪火箭發動機特性研究①

潘宏亮,林彬彬,劉 洋

(1.西北工業大學固體火箭發動機燃燒、流動與熱結構國家級重點實驗室,西安 710072;2.西北工業大學航海學院,西安 710072)

0 引言

空氣渦輪火箭發動機(Air turbo rocket,ART)是一種組合循環熱力發動機,利用固體或液體火箭推進劑燃氣發生器產生的富燃氣驅動渦輪,使空氣經渦輪驅動的壓氣機吸入后與渦輪出口的富燃氣進行二次燃燒,經噴管產生推力。由于具有比渦輪發動機和沖壓發動機寬的飛行包線,經濟性優于火箭發動機,美國率先開展了ATR發動機探索研究,進行了地面熱試驗和飛行試驗[1-4]。近年來,日本開展了以ATR為基礎的預冷卻膨脹循環發動機(ATREX)的研究,進行了多次地面熱試車試驗[5-6]。可見,ATR發動機應用前景誘人。近幾年,國內也興起了ATR發動機概念及關鍵技術研究,相關報道包括應用現狀與前景分析[7]、建模與特性研究等[8-11]。ATR性能不僅取決于發動機工作參數,也需對工作參數匹配,以保證發動機工作過程中不超溫,安全可靠[10]。

實際上,ATR發動機的加力模式可提高發動機推力,發動機性能與調節方式有關[12],但相關可行性研究明顯不足。根據需要,在補燃室噴入燃料,類似航空發動機加力模式,可增加ATR發動機的推力輸出,提高飛行器的機動性能。此外,與純粹的沖壓發動機特別是含硼推進劑固沖發動機相比,由于壓氣機的增壓作用,可提高高空條件下含硼推進劑燃燒效率,增大發動機的工作高度,拓展飛行包線。

基于提高發動機機動性與拓展飛行包線的應用背景需求,文中初步分析了加力式ATR發動機特性,建立了其總體性能模型,考慮了變比熱影響。通過數值仿真,在較寬的推進劑配比范圍內研究了加力式ATR發動機性能變化規律,以獲得燃氣發生器和加力推進劑配方、發動機工作參數選擇的一般原則,并對加力式ATR發動機應用可行性進行了評價。

1 ATR非線性氣動熱力模型

1.1 發動機構型

加力式ATR發動機構形及截面位置編號[12]如圖1所示。進氣道吸入空氣全部通過壓氣機(C),壓氣機由渦輪(T)驅動。推進劑有2個供入途徑:渦輪燃氣發生器(GG)和補燃室(AB)輸入加力推進劑,對于固體推進劑,可安置加力燃氣發生器。前者驅動渦輪,后者在發動機需加大推力時啟動或加大流量。

該發動機特點如下:

(1)吸入空氣全部通過壓氣機,進氣道結構相對簡化且設計方法成熟;

(2)渦輪燃氣發生器燃溫控制在渦輪葉片材料可承受范圍,無需冷卻,結構簡化;加力(燃氣發生器)推進劑熱值高、流量可控,可獲得可變的、高性能的發動機特性;

(3)工程上已可實現燃氣節流閥調節固體燃氣發生器的燃氣流量。

圖1 液氫液氧加力ATR構型Fig.1 LH/LOX air-turbo rocket schematic diagram

1.2 推進劑類型與性能

為充分了解加力式ATR發動機性能,采用可變配比的液體推進劑為研究對象。液態C-H燃料為辛烯C8H16,熱值為43 000 kJ/kg,C8H16與液氧O2的當量氧燃比為3.428。渦驅燃氣發生器和加力推進劑(或加力發生器)均采用此種推進劑,化學式為C8H16O2(3.5g11)和C8H16O2(3.5g31),氧燃比分別為g11和g31。在16.5MPa下,氧燃比為0.5～5.4時,等壓絕熱燃燒溫度為1 243～3 624 K,對應當量氧燃比時為3 853 K;氧燃比大于3后,等壓絕熱燃燒溫度隨氧燃比變化減緩。

1.3 簡化假設、約束條件與模型求解

與渦輪燃氣發動機相似,在理論分析研究階段,可采用壓氣機、渦輪等部件通用特性建立ATR發動機總體性能模型。選定發動機控制方案,給定飛行條件和發動機工作狀態后,由部件共同工作條件確定發動機共同工作點,計算出各主要截面氣流參數和發動機性能參數。

假設:

(1)渦輪燃氣發生器與主燃燒室燃氣處于熱化學平衡,渦輪與噴管燃氣流為化學凍結流;

(2)每個部件內氣流是一維定常流動;

(3)采用變比熱容計算,即空氣流經進氣道、壓氣機和燃氣流經渦輪和噴管時,考慮熱物性參數比熱容和比熱容比隨溫度的變化;

(4)認為燃氣發生器內壓力溫度與渦輪入口參數相同。

根據發動機共同工作條件,有:

(1)氣流質量流量平衡:渦輪燃氣發生器流量等于渦輪燃氣流量;尾噴管燃氣流量等于壓氣機吸入空氣流量、渦輪燃氣流量及加力推進劑燃氣流量之和;

(2)渦輪與壓氣機出口靜壓相等;

(3)渦輪與壓氣機物理轉速相同;

(4)渦輪與壓氣機功率平衡。

燃氣發生器與補燃室熱力計算模式:在壓力、參與反應各組元的質量比一定時,采用最小自由能法求解發生器與主燃燒室的化學熱力平衡組分,通過能量守恒迭代求解絕熱燃溫,并計算出比熱容、比熱容比及氣體常數等熱物性參數。渦驅燃氣發生器燃燒劑與氧化劑組元質量比為1∶g11壓力取為壓氣機出口總壓乘以渦輪落壓比;補燃室內渦驅燃氣、空氣及噴入加力推進劑組元質量比為Wg3∶Wa1∶Wg5(Wg5為獨立參量)。補燃室壓力等于壓氣機出口總壓的95%。由于壓力參數對等壓絕熱熱力計算影響不大,如此處理不會對發生器和補燃室熱力計算產生太大的影響。補燃室熱力計算中,考慮了參與燃燒的空氣與渦驅燃氣各自在進氣道、壓氣機、渦輪中的焓值變化,但不考慮補燃室燃燒特性變化,燃燒效率假設為100%;

在壓氣機和渦輪狀態確定后,Wg3、Wa1、渦輪落壓比Prt和壓氣機出口壓力P2便確定了,發生器和主燃燒室熱力計算可解。因此,求解ATR發動機非設計點要先確定壓氣機和渦輪的工作狀態和共同工作點。對調節計劃為相對轉速不變的ATR發動機而言,只需選取壓氣機增壓比和渦輪落壓比為獨立變量,發動機全部部件工作狀態就可確定。按文獻[13]方法,進氣道按美標準進氣道算法,總壓恢復系數考慮Ma影響;壓氣機、渦輪、噴管特性取文獻[13]通用特性線數據。

ATR性能模型依然具有渦輪發動機氣動熱力模型的高度非線性特征。根據流量守恒、壓力平衡等約束條件建立方程組,進行迭代求解發動機非設計點參數。詳細建模與仿真過程參見文獻[11]。

ATR發動機推力FN、比推力Fns和比沖Isp:

式中 Wa1、Wg3和Wg5分別為壓氣機吸入空氣流率、驅動渦輪的燃氣流率和加力推進劑流率;ce與c0分別為噴管排氣速度和空氣流入進氣道速度;Ae和pe為噴管出口截面的面積和靜壓強;p0為環境大氣壓力。

文中以大、小寫區別截面壓力與溫度的總參數和靜參數。

定義空燃比α為空氣流率與渦驅燃氣發生器流率之比;g21為加力推進劑流率與渦驅燃氣發生器流率之比,則比沖和比推力為

進行ATR發動機設計點熱力計算時,需給定飛行條件和大氣條件,并預計發動機各部件效率和損失系數,獨立的ATR發動機工作過程參數包括壓氣機增壓比、渦輪落壓比、渦驅燃氣發生器氧燃比及加力推進劑氧燃比與流率比,并給定壓氣機相對轉速、空氣相對折合流量、渦輪流量函數、渦輪折合轉速等。原則上,ATR發動機設計點氣動熱力計算可直接沿發動機流程求解,無需迭代,文中按非設計點計算程序運行,從而考慮了變比熱影響。

無論飛行高度、Ma、壓氣機相對轉速、渦輪燃氣發生器氧燃比、加力推進劑氧燃比和流率比參數中任何一個或多個參數數值不同于上述設計點參數之值,該工況都成為非設計點狀態,則模型需采用迭代法求解非線性方程組。

2 結果與討論

2.1 設計點發動機性能

取標準大氣,飛行條件為25 km、Ma=3.7,壓氣機相對轉速100%,燃氣在尾噴管完全膨脹,噴管為拉瓦爾噴管結構。

設計點參數選取受以下幾個條件限制:壓氣機入口溫度小于1 000 K,渦輪入口溫度小于1 450 K,發生器壓力小于20 MPa。

2.1.1 無加力ATR性能影響因素

在固定的壓氣機與渦輪工作點上,改變燃氣發生器的推進劑氧燃比,研究無加力情況下發動機的性能,結果如圖2所示。無加力推進劑噴入時,就C8H16O2(3.5g11)推進劑而言,氧燃比g11在0.4～1.2之間時,渦輪燃氣發生器產生富燃燃氣,絕熱燃溫隨著氧燃比增大而增加,滿足壓氣機功率需求的渦驅燃氣流量隨氧燃比增大而減小,并與壓氣機增壓比、渦輪落壓比大小有關(圖2(a)實線),渦輪落壓比增大,則渦驅燃氣流量減小,但壓氣機增壓比增加,渦驅燃氣流量有較大增加;在補燃室二次燃燒時,余氧系數(實際空氣量/理論空氣量)呈現圖2(a)虛線所示變化,二次燃燒或貧氧或富氧,絕熱燃溫產生圖2(b)所示變化。圖2(c)、(d)列出了燃氣經噴管完全膨脹所產生的比推力及比沖的變化曲線。比推力與比沖的變化趨勢是排氣速度與排氣流率變化的綜合結果。顯然,其他參數相同時,壓氣機增壓比高低對發動機性能影響較大。總的來說,無加力發動機比推力和比沖變化與渦驅燃氣發生器推進劑氧燃比、壓氣機與渦輪工作點取值情況有關,說明ATR發動機設計點參數需匹配,以獲得所需的推力與比沖性能。

2.1.2 有加力ATR性能影響因素

圖3(a)是g31=2.6、g21=1.0的加力推進劑噴入補燃室的發動機比沖與比推力隨氧燃比g11和壓氣機與渦輪壓力比Prf、Prt變化曲線。可見,有加力的ATR發動機性能隨g11和壓力比的變化情況與無加力ATR發動機相同,但比推力增高而比沖降低。設計點上的加力推進劑只是影響二次燃燒過程,與無加力發動機相比,雖然噴入與渦驅燃氣流率相等的加力推進劑使得補燃室余氧系數降低(圖3(b)虛線),但加力推進劑帶入的焓值提高了補燃室絕熱燃溫(圖3(b)實線);且因排氣流率增加,加力ATR發動機比推力增大而比沖下降。同樣,其設計點參數也需匹配,以獲得所需的推力與比沖性能。

圖2 無加力發動機性能影響因素Fig.2 Effects of design parameters on ATR in drymode

圖3 有加力發動機性能影響因素Fig.3 Effects of design parameters on ATR in augmented mode

2.1.3 加力推進劑特性對發動機性能影響

上述結果表明,有無加力時,渦驅燃氣發生器推進劑氧燃比為0.7～1是可取的,發動機比推力與比沖都能兼顧,渦輪葉片工作溫度也合適。因此,取g11=0.8,壓氣機與渦輪落壓壓力比分別為2.5和36,設計點其他參數不變,研究了加力推進劑氧燃比和流率大小對發動機性能的影響。

由圖4可見,加力流量越大,則比推力越高、相應比沖越低;增大氧燃比g31有助于提高比推力和比沖數值,但g31＞2后,盡管余氧系數繼續變化,但二次燃燒絕熱燃溫、比推力和比沖變化很小,這與C8H16+O2推進劑在氧燃比大于一定值以后,等壓絕熱燃溫變化減緩的特性有關(見1.2節)。

2.2 非設計點性能

分別對設計點有無加力的發動機噴入加力推進劑,計算了發動機性能和截面工作參數。設計點上飛行條件為20 km,Ma=3.5,標準大氣環境;壓氣機相對轉速為100%;C8H16+液氧O2推進劑氧燃比g11=0.6、g31=2.2;增壓比為2.5、落壓比為20。表1中,序號1-1設計點無加力,2-1設計點有加力,g21=0.6。以序號1-1參數為設計點,序號1-2的非設計點加力流率比g21=0.4;以序號2-1參數為設計點,序號2-1～序號2-4非設計點加力流率比g21分別為1.0、0.2、0(即關閉加力)。非設計點上其他參數如飛行高度、Ma、壓氣機相對轉速、推進劑氧燃比g11、g31保持為設計點上對應值不變。

表1相應計算結果表明,設計點與非設計點上,因氧燃比g11、g31不變,渦驅發生器及加力發生器絕熱燃溫僅隨其工作壓力不同發生微量變化;在尾噴管喉徑不變的情況下,因加力流量增大(序號1-2、2-2),補燃室壓力提高,使得渦輪落壓比降低,滿足壓氣機功率需求的渦驅燃氣流量需增加;同時補燃室壓力提高,使得壓氣機工作點移動,壓氣機壓力比增加而空氣流量降低;空氣與燃氣流量變化的結果,使補燃室絕熱燃溫增加;總排氣流量與排氣速度均增加;發動機性能表現為推力增加、比沖減小。減小加力流量(序號2-3與2-4)時,發動機參數變化情況可類似分析。

以設計點為基點,表1后2列出了發動機性能變化率。可見,調節加力流量可有效改變推力大小。應指出的是增加加力流量所致的推力增益,伴隨有較大的比沖降低,如果飛行器高機動飛行時間有限,在整個工作時間段內,比沖損失的效應應該不大。另外,表1結果顯示,有加力的2-1設計點的比沖比無加力的1-1設計點比沖低16.6%,但推力高33.6%。因此,設計點上是否采用加力、非設計點上加力流率比多大,需根據具體飛行任務與性能需求而定,存在性能優化的必要。

2.3 調節與控制

表1的非設計點上,發動機調節計劃為相對轉速不變,且尾噴管喉部面積不變。當加力流量改變時,渦驅發生器流量也相應改變了。可見,為獲得所需的發動機性能,加力式ATR發動機需對渦驅發生器和加力發生器進行雙重流量調節,是雙變量控制問題。液體推進劑的流量調節易實施,采用燃氣節流方式的固體推進劑燃氣流量調節,目前在工程上已可實現。

圖4 加力推進劑氧燃比對發動機性能影響Fig.4 Effects of O/F ratio of propellants supplied to afterburner on ATR

表1 有無加力設計點與非設計點性能與工作參數Table 1 Performance of ATR in dry-and augmented mode at design-and off-design point

3 結束語

建立了加力式ATR發動機總體性能模型,通過設計點與非設計點性能仿真,在較寬的推進劑配比、發動機工作參數范圍內,研究了加力式ATR發動機性能,初步認為:

(1)加力方式可增大發動機推力輸出,發動機調節控制是可實現的,通過加力方式提高機動性是可行的。

(2)發動機性能受多種因素影響,與設計點部件工作參數、推進劑配比及設計點上有無加力有關,需通過總體優化獲得理想的發動機性能。更進一步研究工作,需掌握加力式ATR發動機的速度高度特性及節流特性,以明確其飛行任務適應范圍。

(3)受渦輪葉片材料限制,渦輪燃氣發生器溫度控制在1 200～1 300 K范圍內,可選擇絕熱燃溫在1 300 K左右,燃氣平均相對分子質量小,產物固體凝相成分無或很少,且對渦輪葉片材料無強腐蝕作用的推進劑;加力推進劑可選擇熱值大、絕熱燃溫高的配方。

(4)提高渦輪落壓比、降低壓氣機增壓比,有助于增大ATR發動機比沖。用于臨近空間推進系統時,宜選擇低燃燒壓力推進劑,以降低壓氣機設計增壓比。

(5)后續工作應致力于獲得較為準確的補燃室燃燒特性,以有效提高模型仿真精度,在ATR原理研究、方案論證方面發揮更大作用。

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