串聯式TBCC發動機模態轉換模擬

王玉男，胡秋晨，賈琳淵，張彥軍

（1.中航工業沈陽發動機設計研究所，沈陽110015；2.西北工業大學動力與能源學院，西安710072）

串聯式TBCC發動機模態轉換模擬

王玉男1，胡秋晨2，賈琳淵2，張彥軍1

（1.中航工業沈陽發動機設計研究所，沈陽110015；2.西北工業大學動力與能源學院，西安710072）

為開展渦輪基組合循環（TBCC）發動機模態轉換過程研究，基于某小型渦噴發動機，應用串聯式TBCC發動機總體性能數值計算程序進行性能計算。根據沿飛行軌道TBCC發動機沖壓涵道與渦輪發動機涵道氣流混合過程中的參數變化規律，開展模態轉換過程模擬。分析了不同等動壓頭、加力/沖壓燃燒室進口馬赫數、出口溫度等主要參數對發動機性能的影響。根據小型串聯式TBCC發動機模態轉換過程和沿飛行軌道的發動機穩態特性模擬，確定了較為合理的模態轉換區間，并得到了推力、耗油率等發動機性能參數。研究表明：不同動壓頭對應不同的模態轉換馬赫數，加力/沖壓燃燒室進口馬赫數和出口總溫對模態轉換馬赫數并無影響。

渦輪基組合循環發動機；性能模擬；模態轉換；渦輪發動機；沖壓發動機

0 引言

在經歷著深刻技術變革的今天，世界強國正在從爭奪空中優勢向爭奪太空優勢轉變。空天飛行器作為未來航空、航天武器裝備，由于其革命性的技術變革和顛覆性的作戰優勢，受到世界各國的關注。美國、歐盟、日本等國家已將空天飛行器及其動力列為重要的技術發展方向，并制定了相應研究計劃[1-2]。

渦輪基組合循環（TBCC）發動機作為1種新型吸氣式發動機，擁有比傳統渦輪發動機更寬的飛行范圍、比火箭發動機更大的比沖、可使用常規碳氫燃料、具有較好的經濟性等特點，可作為水平起降重復使用臨近空間飛機、空天入軌飛機以及遠程高空高速導彈的動力裝置，滿足空天一體化飛行的發展趨勢[3-7]。

本文基于某小型渦噴發動機，通過串聯式TBCC發動機性能計算，分析了沿飛行軌道的渦輪、沖壓發動機的參數變化規律。根據沿飛行軌道的熱力參數變化規律，確定了渦輪沖壓模態轉換區間。

1 串聯式TBCC發動機性能分析

1.1 TBCC發動機方案

所研究的TBCC發動機方案為串聯式[8]，在單軸渦噴發動機（渦輪基）的外圍增加沖壓涵道，達到沖壓發動機的工作條件時，來自進氣道的氣流分為2股，其中1股流經壓氣機、燃燒室和渦輪；另1股流經渦輪發動機外圍的沖壓涵道，這2股氣流通過渦輪后的混合室充分混合后進入全新設計的加力/沖壓燃燒室[9]（以下簡稱燃燒室），在燃燒室中加入燃油燃燒并產生高溫燃氣，最后經由喉部和出口面積均可調的收擴噴管排入大氣中，串聯式TBCC發動機結構如圖1所示。

圖1 串聯式TBCC發動機結構

1.2 渦輪基性能計算

TBCC發動機的渦輪基計算過程與單軸渦噴發動機的相同。發動機在ISA條件下，高度為0～12 km的高度速度特性如圖2所示（部分計算數據采取無量綱化處理）。

圖2 某渦噴發動機加力狀態高度速度特性（T7=2000 K）

1.3 模態轉換計算方法

在TBCC發動機計算過程中，較為復雜的是模態轉換過程的非設計點計算。在模態轉換區間，還必須保證混合段進口的渦輪涵道和沖壓涵道的壓力平衡關系和補氣條件的實現。在TBCC發動機沖壓涵道氣流與渦輪發動機通道氣流的混合過程中，根據氣體動力學可知，只要沖壓外涵的總壓P25大于渦輪發動機的內涵出口靜壓Ps55，總可以找到Ps25與Ps55相等時，即可進行補氣。故對于串聯式TBCC發動機應以Ps55/P25＜1.0作為沖壓外涵的恰好補氣條件，從而計算得到模態轉換起始點[10-11]，而模態轉換結束點由渦噴發動機最大工作點決定。考慮到當恰好滿足Ps55/P25＜1.0時，沖壓外涵25截面的速度很小，此時25截面需要打開很大的面積來滿足尾噴管的流量平衡，故需要在P25比Ps55高出一定的裕度后才會打開沖壓發動機通道。

在基于單軸渦噴發動機的TBCC發動機計算模型中，即模態轉換的計算過程為：首先假定關閉沖壓發動機通道，進行單軸渦噴發動機各截面氣動參數計算，計算完畢后打開沖壓發動機通道，在保持渦輪基狀態不變的情況下，通過沖壓發動機通道與渦輪發動機通道的靜壓平衡，以及進氣道與噴管的流量平衡，計算模態轉換的截面參數與性能參數。

2 串聯式TBCC發動機性能主要影響因素分析

針對影響TBCC發動機軌道性能的幾個因素分別分析，并綜合考慮某型渦噴發動機的參數極限和串聯式方案的難度風險，最終確定基于某型渦噴發動機的串聯式TBCC發動機總體方案。

經過綜合考慮，影響串聯式TBCC發動機主要包括飛行軌道動壓頭、燃燒室進口面積（設計點進口馬赫數Ma6,ds）和燃燒室出口溫度（T7）。

2.1 等動壓頭對性能的影響

研究針對3種不同的潛在使用對象選取了3種不同的等動壓頭飛行軌道：第1種是適用于高超聲速導彈的飛行軌道（等動壓頭為80 kPa），第2種是適用于臨近空間飛行器的飛行軌道（等動壓頭為50 kPa），第3種是適用于高空高速偵察機的飛行軌道（等動壓頭為20 kPa）。

采用隔離變量的方法進行分析。即保持燃燒室進口面積和燃燒室溫度不變，僅改變飛行軌道動壓頭，觀察其對發動機性能和整機方案的影響。保持Ma6,ds= 0.15，T7=2000 K，飛行軌道動壓頭q分別為20、50和80 kPa，利用串聯式TBCC發動機性能計算程序，計算獲得TBCC發動機沿3種動壓頭軌道飛行的性能，如圖3所示。

研究表明，飛行軌道動壓頭、燃燒室進口面積和燃燒室出口溫度這3個參數對TBCC發動機性能均會產生重要影響。從圖3中可見，隨著軌道動壓頭的增大，使發動機的流量顯著提高，從而使發動機的推力顯著提高。在加力模態，動壓頭越大則耗油率越高；而在模態轉換及純沖壓模態，動壓頭越大則發動機耗油率越低。尤其是在模態轉換過程中軌道動壓頭越大則推力越高，而耗油率越低。

圖3 發動機沿不同等動壓頭軌道的飛行性能（T7=2000 K，Ma6,ds=0.15）

由于模態轉換過程是TBCC發動機研制過程中的關鍵和難點技術，因此，給出模態轉換成功點附近發動機的重要性能參數變化。飛行軌跡動壓頭對模態轉換起始點性能的影響見表1。

表1 飛行軌跡動壓頭對模態轉換起始點性能的影響（T7=2000K，Ma6,ds=0.15）

從表中可見，動壓頭對發動機模態轉換起始點的性能有較大影響：不同動壓頭下TBCC發動機的模態轉換起始點馬赫數分別為2.39、2.30和2.27，換算轉速分別為0.785、0.804和0.809，表明動壓頭對模態轉換起始點的馬赫數有直接影響，而對其換算轉速影響相對較小；且動壓頭越大，燃燒室出口的油氣比越低、燃燒室燃油流量越大，模態轉換下的涵道比、沖壓涵道補氣流量和補氣點外涵面積A25均越大。

2.2 燃燒室出口溫度對性能影響

燃燒室出口溫度T7對串聯式TBCC發動機的性能有重要影響，T7的選擇既要考慮對發動機性能的需求，又要兼顧燃燒室的設計難度及發動機的壽命。若T7過低，則不利于發動機性能的發揮；若T7過高，則對燃燒室的熱防護要求更高。綜合考慮以上因素和目前渦輪發動機加力燃燒室與沖壓發動機燃燒室設計水平，初步選擇3種T7進行分析。保持Ma6,ds=0.15，飛行軌道動壓頭為50 kPa，燃燒室溫度T7分別為1900、2000和 2100 K，利用本研究所編制的串聯式TBCC發動機性能計算程序，計算獲得了3種T7下TBCC發動機沿軌道飛行的性能，如圖4所示。

圖4 3種T7下發動機沿軌道飛行的性能（Ma6,ds=0.15，q=50 kPa）

從圖中可見，隨著T7的升高，發動機的推力略有增大，這是因為T7升高，增大了其單位推力，但流過發動機的流量減小，從而降低了其推力增大的幅度。在加力模態和模態轉換時，T7越高耗油率越高。而在純沖壓模態，T7越高則發動機耗油率越低。可見在所選T7范圍內，T7的升高對加力模態和模態轉換時發動機的性能增益很小，但是對純沖壓模態的性能增益明顯。值得注意的是，在本研究過程中均假定T7始終保持為常數，這樣的選擇實際上很難兼顧TBCC發動機全軌道的性能。T7對模態轉換起始點性能的影響見表2，其重點給出了模態轉換成功點附近發動機的重要性能參數變化。

從表中可見，T7對發動機模態轉換起始點的性能有一定影響：在目前的模型下，T7對TBCC發動機的模態轉換馬赫數沒有影響，但是若考慮進排氣系統與發動機的匹配工作，則需要進一步優化[12-13]；T7對TBCC發動機的模態轉換換算轉速沒有影響；T7越高，模態轉換下的涵道比越小，且在整個模態轉換過程中涵道比變化較小、補氣點外涵面積A25越小、沖壓涵道補氣流量越小，主要是尾噴管喉部始終臨界，T7的升高起到了熱節流的作用；T7越高，燃燒室出口的油氣比越大、燃燒室燃油流量越大；在整個模態轉換過程中，Ma6,ds幾乎不變。

表2 T7對模態轉換起始點性能的影響（Ma6,ds=0.15，q=50 kPa）

2.3 燃燒室設計點進口馬赫數對性能的影響

由于燃燒室進口面積A6由設計點進口馬赫數Ma6,ds惟一確定，討論A6對TBCC發動機性能的影響時，均采用Ma6,ds代替。A6的設計主要考慮燃燒室燃燒的組織。若Ma6,ds過大，即A6過小則沖壓/加力燃燒室內氣流速度過高，難以有效組織燃燒；若Ma6,ds過小，則會使得A6過大，給試驗件的設計加工帶來不便。文獻[14-15]指出，CIAM的TBCC發動機試驗件的燃燒室進口馬赫數在0.10～0.25之間。

綜合考慮以上因素并結合目前渦輪發動機加力燃燒室與沖壓發動機燃燒室設計水平，初步選擇3種Ma6,ds進行分析，分別是Ma6,ds=0.15、0.20、0.25。保持T7=2000 K，飛行軌道動壓頭為50 kPa，利用串聯式TBCC發動機性能數值計算程序，獲得了3種燃燒室溫度下TBCC發動機的軌道性能，如圖5所示。

圖5 不同Ma6,ds下發動機沿軌道飛行的性能（T7=2000 K，q＝50 kPa）

從圖中可見，在現有模型和假設條件下，Ma6,ds對加力模態下的發動機性能幾乎沒有影響，這是因為Ma6,ds的改變僅影響燃燒室的損失。同時，Ma6,ds對模態轉換和純沖壓模態的性能影響較大，這是補氣量顯著變化的結果。可以說，Ma6,ds越小發動機模態轉換和純沖壓模態性能越好，同時可以降低燃燒室的設計難度。在現有模型和假設下，Ma6,ds對TBCC發動機模態轉換時馬赫數沒有影響，但是若考慮進排氣系統與發動機的匹配工作，則二者應有一定聯系，其結果有待進一步研究。Ma6,ds對模態轉換起始點性能的影響見表3，表中重點給出了模態轉換成功點附近發動機的重要性能參數變化。

表3 Ma6,ds對模態轉換起始點性能的影響（T7=2000 K，q=50 kPa）

從表中可見，Ma6,ds對沖壓渦輪涵道比有較大影響，且Ma6,ds越大，模態轉換時的涵道比越小，且在整個模態轉換過程中涵道比變化較小；Ma6,ds對燃燒室出口油氣比有較大影響，且Ma6,ds越大，燃燒室出口的油氣比越低；因為Ma6,ds越大，則A6和A8越小，而尾噴管喉部始終臨界，導致沖壓涵道補氣量小，從而燃燒室燃油流量越小；Ma6,ds越大，補氣點外涵面積A25越小，實際上補氣涵道的面積與補氣涵道流量的變化趨勢一致；燃燒室進口馬赫數在整個模態轉換過程中幾乎不變。

表4 串聯式TBCC發動機模態轉換起始點參數（q=50 kPa，T7=2000 K，Ma6,ds=0.15）

2.4 串聯式TBCC發動機軌道特性

按照本方案計算獲得的模態轉換起始點參數見表4。通過分析不同因素對串聯式TBCC發動機方案的影響，以滿足臨近空間飛行器推力需求為目標，并保證加力/沖壓燃燒室在各模態性能最優，確定了沿等動壓頭為50 kPa的軌道工作，Ma6,ds=0.15、T7=2000 K的發動機方案。利用串聯式TBCC發動機性能計算程序計算獲得了本方案下發動機的軌道性能，如圖6所示。

圖6 串聯式TBCC發動機軌道飛行性能（T7=2000 K，q=50 kPa，Ma6,ds=0.15）

3 結論

基于某小型渦噴發動機，開展了串聯式TBCC發動機性能計算與匹配分析，給出了串聯式TBCC發動機模態轉換過程參數計算方法，分析了發動機推力、耗油率、空氣流量等性能參數變化趨勢。闡述了動壓頭q、燃燒室出口溫度T7、燃燒室設計點進口馬赫數Ma6,ds等參數對串聯式TBCC發動機的加力模態、模態轉換期間、沖壓模態性能的影響，研究表明：

（1）隨著q的增大，發動機的空氣流量和推力顯著增大，且不同動壓頭對應不同的模態轉換馬赫數；

（2）隨著T7的升高，發動機的推力略有增大。在加力模態和模態轉換時，T7越高耗油率越高，而在純沖壓模態，T7越高則發動機耗油率越低，然而T7對模態轉換馬赫數并無影響；

（3）Ma6,ds對燃燒室出口油氣比有較大影響，且Ma6,ds越大，燃燒室出口油氣比越低，Ma6,ds對模態轉換馬赫數也無影響。

通過分析，最后確定了q=50 kPa、Ma6,ds＝0.15、T7=2000 K條件下的串聯式TBCC發動機方案，獲得了模態轉換過程參數及發動機的軌道性能參數，可為后續開展小型串聯式TBCC發動機試驗驗證提供數據支持。

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（編輯：張寶玲）

Analysis of Mode Transition Simulation of Co-axial and Tandem Configuration TBCC Engine

WANG Yu-nan1，HU Qiu-chen2，JIA Lin-yuan2，ZHANG Yan-jun1
（1.AVIC Shenyang Engine Design and Research Institute,Shenyang 110015,China 2.School of Engine and Energy,Northwestern Polytechnical University,Xi'an 710072,China）

In order to investigate the turbo/ramjet mode transition of TBCC engines,the performance calculations were conducted using overall performance numerical calculation program of co-axial and tandem configuration TBCC engine based on a monotype turbojet. According to the flight orbit,the thermodynamic parameters variation of ram duct and turbine duct during mode transition were studied.The influences of main parameters on engine performance were analyzed,which include different dynamic head，inlet Mach number of afterburner，outlet temperature,etc.More reasonable mode transition regions were determined based on the simulation of mode transition process and the steady performance of the TBCC engine along the track.The thrust,oil consumption rate,performance parameters were obtained.The researches show that different dynamic heads are corresponding to different Mach number of mode transition，while the inlet Mach number and exit total temperature of after/ramjet burner have no influence on the Mach number.

TBCC engine；performance simulation；mode transition；turbine engine；ramjet

V 236

A

10.13477/j.cnki.aeroengine.2015.02.005

2014-03-11 基金項目：國家重大基礎研究項目資助

王玉男（1984），男，碩士，工程師，從事航空發動機總體設計工作；E-mail:yoononwong@163.com。

王玉男，胡秋晨，賈琳淵，等.串聯式TBCC發動機模態轉換模擬[J].航空發動機，2015，41（2）:22-26.WANG Yunan，HU Qiuchen，JIA Linyuan，et al.Analysis ofmode transition simulation ofco-axial and tandemconfiguration TBCCengine[J].Aeroengine，2015，41（2）：22-26.