渦輪增壓固體沖壓發(fā)動機飛行應(yīng)用研究*

陳 莎，楊 昀，李 江，劉 凱

(1 西安航天動力技術(shù)研究所固體發(fā)動機燃燒、熱結(jié)構(gòu)和內(nèi)流場國防科技重點實驗室， 西安 710025；2 中國航天科技集團有限公司第四研究院， 西安 710025；3 西北工業(yè)大學(xué)固體發(fā)動機燃燒、熱結(jié)構(gòu)和內(nèi)流場國防科技重點實驗室， 西安 710072)

0 引言

渦輪增壓固沖發(fā)動機(TSPR)是固體燃料空氣渦輪火箭(SP-ATR)和固體沖壓發(fā)動機的有機融合，其結(jié)構(gòu)示意圖如圖1所示，其工作原理為：采用獨立的燃氣發(fā)生器驅(qū)動渦輪，渦輪通過軸系將機械能傳遞給壓氣機以增壓來流空氣；將富燃燃氣直接輸運至補燃室使其同增壓空氣、渦輪出口燃氣在補燃室內(nèi)摻混燃燒，并經(jīng)噴管膨脹產(chǎn)生推力。同SP-ATR相比，TSPR采用清潔推進劑和高能富燃推進劑兩種燃料，不但提高了發(fā)動機的能量水平，還增加了一個調(diào)節(jié)參數(shù)，更有利于充分發(fā)揮發(fā)動機的性能[1-2]。對于應(yīng)用于戰(zhàn)術(shù)飛行器推進系統(tǒng)的發(fā)動機，研究TSPR驅(qū)動的戰(zhàn)術(shù)飛行器能否實現(xiàn)預(yù)定的飛行任務(wù)以及進一步研究與工程化應(yīng)用都具有十分重要的意義。

圖1 TSPR結(jié)構(gòu)示意圖

西北工業(yè)大學(xué)楊颯[2]、田園等[3]在建立TSPR的部件設(shè)計及質(zhì)量估算模型方面和不同調(diào)節(jié)規(guī)律下TSPR彈道性能分析方面進行了研究，取得了一定的進展，但在TSPR自主爬升方面的研究較少。西北工業(yè)大學(xué)劉凱[4]進行了TSPR的自主爬升能力驗證研究，提出了以最大功率狀態(tài)為設(shè)計點的彈道飛行方案，證明了TSPR在該方案下具有較強的自主爬升能力。

文中為檢驗TSPR能否用于戰(zhàn)術(shù)飛行器并實現(xiàn)預(yù)定的飛行任務(wù)目標，首先進行了適用于TSPR的典型彈道研究，隨后以HARM導(dǎo)彈為研究對象，進行了驅(qū)動HARM導(dǎo)彈的TSPR方案設(shè)計和質(zhì)量評估，最后進行了TSPR驅(qū)動HARM導(dǎo)彈的彈道飛行方案研究，其結(jié)果將為TSPR的進一步研究和工程化應(yīng)用提供參考。

1 TSPR飛行彈道研究

在TSPR中，采用一次燃燒產(chǎn)物較為清潔的推進劑用于驅(qū)動渦輪，采用高能量的富燃推進劑參與補燃室燃燒來提高發(fā)動機能量特性。文中選擇固沖發(fā)動機中的含硼富燃推進劑作為TSPR的富燃推進劑，含硼推進劑的高能量特性可大幅提高發(fā)動機的比沖性能，選擇清潔的碳氫推進劑作為TSPR的驅(qū)渦推進劑，碳氫推進劑具有燃燒熱高、產(chǎn)物煙霧少，一次燃燒溫度低的優(yōu)點，能夠滿足渦輪對驅(qū)渦推進劑的要求。兩種推進劑組分參數(shù)如表1所示。

表1 TSPR所用推進劑組分 %

而在確定TSPR飛行彈道之前，需要先確定TSPR的最優(yōu)工作區(qū)域，確保TSPR飛行彈道在其最優(yōu)工作區(qū)域以內(nèi)能夠充分發(fā)揮TSPR的性能優(yōu)勢。研究中增壓器參數(shù)的選擇以比沖最大為目標，其參數(shù)的選取準則為：壓氣機增壓比在1.3～6范圍內(nèi)選取滿足補燃室最低壓強和壅塞限制條件下的最小增壓比；驅(qū)渦燃氣發(fā)生器壓強為14 MPa；補燃室最低工作壓強為0.2 MPa，TSPR工作狀態(tài)下富燃燃氣和驅(qū)渦燃氣流量比不小于0.1。圖2、圖3給出了TSPR在飛行包線內(nèi)的比沖和比推力分布。

圖2 TSPR比沖分布

圖3 TSPR比推力分布

由圖2可知，TSPR在中高空，中高速狀態(tài)下比沖性能優(yōu)良，在(8 km、Ma2.2)到(26 km、Ma3.6)的飛行包線內(nèi)比沖性能大于8 000 m/s。由圖3可知，TSPR在中高空、中高速狀態(tài)下比推力優(yōu)良，在比沖性能大于8 000 m/s的區(qū)域內(nèi)，TSPR的比推力大于1 300 m/s。由此可見，TSPR適用于中高空、中高速飛行，在(8 km、Ma2.2)到(26 km、Ma3.6)的范圍內(nèi)，TSPR的比沖和比推力性能最優(yōu)。

TSPR是戰(zhàn)術(shù)巡航導(dǎo)彈的理想推進系統(tǒng)。巡航導(dǎo)彈的最大特點是能夠在大氣層內(nèi)長時間、長航程飛行[5-6]。巡航導(dǎo)彈彈道示意圖如圖4所示。

圖4 巡航導(dǎo)彈飛行彈道示意圖

前文已初步判斷適用于TSPR的飛行彈道為中高空巡航彈道或高空巡航彈道。而HARM導(dǎo)彈最大飛行高度可達12 km，最大速度Ma2.9。HARM彈的巡航點和飛行彈道在TSPR的適用范圍內(nèi)，因此將以HARM導(dǎo)彈作為TSPR的應(yīng)用對象，研究以TSPR為動力的HARM導(dǎo)彈的彈道性能。最終，確定彈道為：(3 km、Ma0.9)的狀態(tài)下發(fā)射，自主爬升至(10 km、Ma2.2)狀態(tài)下巡航，該彈道既能體現(xiàn)TSPR的加速能力，又能體現(xiàn)TSPR的高比沖性能。

2 驅(qū)動HARM導(dǎo)彈TSPR方案設(shè)計

2.1 設(shè)計點參數(shù)確定

傳統(tǒng)HARM的推進系統(tǒng)采用單室雙推的兩級固體火箭發(fā)動機， HARM的彈體結(jié)構(gòu)尺寸及質(zhì)量如下表2所示。

表2 固體火箭HARM的彈體尺寸、質(zhì)量

根據(jù)表2所示，若以TSPR為動力驅(qū)動HARM導(dǎo)彈，導(dǎo)彈對TSPR的尺寸和質(zhì)量提出以下要求：1)TSPR總質(zhì)量不超過HARM導(dǎo)彈固體火箭發(fā)動機質(zhì)量，小于181 kg；2)TSPR直徑小于254 mm。

以導(dǎo)彈對TSPR的尺寸和質(zhì)量要求為約束條件，以最大功率狀態(tài)為設(shè)計點進行驅(qū)動HARM導(dǎo)彈的TSPR部件設(shè)計，發(fā)動機設(shè)計點參數(shù)如表3所示[4]。

表3 以最大功率狀態(tài)為設(shè)計點時TSPR設(shè)計點參數(shù)

表3中H、Ma、F、Isp、Gox、Mair、Mgas、Mpro、Pic分別為飛行高度、飛行馬赫數(shù)、發(fā)動機推力、發(fā)動機比沖、補燃室余氣系數(shù)、空氣流量、驅(qū)渦燃氣流量、富燃燃氣流量和壓氣壓比。

2.2 TSPR方案設(shè)計與質(zhì)量評估

文中通過借鑒固沖和SP-ATR的相關(guān)技術(shù)，確定適用于TSPR的適宜結(jié)構(gòu)方案為：采用后置四旁側(cè)進氣道；采用單級離心/斜流式壓氣機，部分進氣沖擊式渦輪；采用具有摻混燃燒增強效果的補燃室以及喉部面積可調(diào)的補燃室噴管。設(shè)計得到的TSPR各部件參數(shù)如表4、表5所示。

表4 進氣道超聲速擴壓段和喉道尺寸數(shù)值 mm

表4、表5給出了進氣道和渦輪增壓器的設(shè)計參數(shù)，得到的進氣道長度為378 mm，寬度為100 mm，渦輪增壓器寬度為254 mm，長度為367 mm。假設(shè)驅(qū)渦燃氣發(fā)生器、富燃燃氣發(fā)生器、補燃室(助推)工作壓強分別為14 MPa、5 MPa、7 MPa。使用固體火箭發(fā)動機設(shè)計軟件計算得出當驅(qū)渦燃氣發(fā)生器殼體厚度1.5 mm，富燃燃氣發(fā)生器殼體厚度1 mm，補燃室殼體厚度1 mm時，其強度能夠滿足安全系數(shù)大于1.6的設(shè)計要求。

圖5 進氣道尺寸說明

表5 渦輪增壓艙部件設(shè)計參數(shù)

為了充分利用補燃室容積，提高發(fā)動機的能量密度，采用了一體化補燃室設(shè)計，補燃室在發(fā)動機工作初期充當助推器，在工作中后期充當摻混燃氣的二次燃燒室。

完成TSPR部件設(shè)計后，根據(jù)各部件的設(shè)計參數(shù)，使用CERO軟件建立驅(qū)動HARM導(dǎo)彈的TSPR發(fā)動機三維模型，圖6給出了驅(qū)動HARM導(dǎo)彈的TSPR三維結(jié)構(gòu)圖。TSPR發(fā)動機整體呈串聯(lián)布局，沿著軸線從前往后依次為富燃燃氣發(fā)生器、驅(qū)渦燃氣發(fā)生器、進氣道、增壓器、補燃室和噴管，其中燃氣輸運管路布置在發(fā)動機殼體外側(cè)。

圖6 驅(qū)動HARM導(dǎo)彈的TSPR發(fā)動機示意圖

根據(jù)現(xiàn)有成熟的技術(shù)條件，確定燃氣發(fā)生器、補燃室殼體、軸系、渦輪、輸運管路等部件采用鋼制材料，進氣道和壓氣機采用鋁合金材料。最終計算得到TSPR部件尺寸與質(zhì)量參數(shù)如表6所示。

表6 TSPR尺寸與質(zhì)量分布

采用TSPR結(jié)構(gòu)質(zhì)量約為60.28 kg，推進劑質(zhì)量為120 kg，助推推進劑質(zhì)量45 kg。發(fā)動機帶助推推進劑總質(zhì)量為225.28 kg，不帶助推推進劑質(zhì)量為180.28 kg，發(fā)動機總長3.55 m。

3 TSPR驅(qū)動HARM導(dǎo)彈爬升巡航彈道

3.1 導(dǎo)彈運動模型

文中不考慮導(dǎo)彈的具體控制問題。對彈道模型進行適量簡化，引入如下的假設(shè)條件：

1)導(dǎo)彈為可控質(zhì)點，按質(zhì)點彈道評估；

2)僅研究導(dǎo)彈在鉛垂平面的運動，導(dǎo)彈不做水平機動，側(cè)滑角為零；

3)假設(shè)大地為水平面，不考慮地球曲率和自轉(zhuǎn)的影響，地球引力場為均勻引力場，大氣穩(wěn)定；

4)不考慮各種干擾因素對導(dǎo)彈的影響。

計算質(zhì)點彈道時采用“瞬時平衡”假設(shè)，將飛行器看作可操控的質(zhì)點，假設(shè)導(dǎo)彈控制系統(tǒng)理想工作，無延時，略去飛行隨機影響，忽略Z方向的運動，無風條件下導(dǎo)彈在垂直平面內(nèi)的運動方程組為式(1)。

(1)

式中：t為飛行時間；V為飛行速度；F為有效推力；y為飛行高度；x為飛行距離；Cx為阻力系數(shù)；Cy為升力系數(shù)；ρ為空氣密度；S為迎風面積；m為導(dǎo)彈質(zhì)量；α為飛行攻角；θ為彈道傾角。升阻系數(shù)是彈體攻角與飛行馬赫數(shù)的函數(shù)，如式(2)所示。

(2)

借用HARM導(dǎo)彈的氣動外形[2]，由于增加了進氣道，經(jīng)計算設(shè)計所得的TSPR驅(qū)動HARM彈的氣動阻力平均增加了5%左右，故假設(shè)設(shè)計所得彈體在彈道內(nèi)的氣動阻力為HARM彈的1.05倍。

3.2 TSPR驅(qū)動HARM爬升彈道分析

假設(shè)飛行器在3 km高度、以Ma0.9的速度發(fā)射，以10°的初始彈道傾角發(fā)射，爬升過程中攻角為5°并保持不變，保證TSPR在加速過程中補燃室壓強不低于0.2 atm。彈道內(nèi)采用相對換算轉(zhuǎn)速等于1、余氣系數(shù)等于1的調(diào)節(jié)規(guī)律。圖7給出了助推發(fā)射的TSPR驅(qū)動HARM導(dǎo)彈的爬升彈道。

圖7 助推發(fā)射TSPR驅(qū)動HARM導(dǎo)彈彈道性能

由圖7可以看出：助推發(fā)射TSPR驅(qū)動的飛行器能夠快速加速爬升至巡航狀態(tài)巡航，飛行器在第55 s爬升至10 km高度，此時速度為Ma1.63，射程為23.95 km；隨后TSPR開始加速，在第74 s，TSPR加速至Ma2.2，此時射程為34.78 km；在第447 s發(fā)動機燃料耗盡，此時射程為280.6 km。彈道內(nèi)有動力飛行平均速度約為628 m/s。

3.3 固體火箭發(fā)動機驅(qū)動HARM爬升彈道分析

將驅(qū)動HARM導(dǎo)彈的固體火箭發(fā)動機加長，使其質(zhì)量同具有助推器的TSPR質(zhì)量相等，此時，TSPR爬升彈道性能如圖8所示。

圖8 固體火箭驅(qū)動HARM導(dǎo)彈彈道性能

由圖8可以看出：固體火箭發(fā)動機驅(qū)動的飛行器，在第21 s爬升至10 km高度，此時速度為Ma2.11，射程為5.94 km；隨后導(dǎo)彈開始定速巡航，在第123.5 s，發(fā)動機燃料耗盡，此時射程為71.15 km，彈道內(nèi)有動力飛行平均速度約為576 m/s。

由圖7、圖8可知，采用助推發(fā)射TSPR驅(qū)動的飛行器射程是等同質(zhì)量固體火箭發(fā)動機驅(qū)動飛行器的3.9倍以上，速度約為其的1.1倍。

4 結(jié)論

1)通過進行TSPR最優(yōu)工作區(qū)域分析，得出TSPR在(8 km、Ma2.2)到(26 km、Ma3.6)的范圍內(nèi)，比沖和比推力性能，及TSPR最優(yōu)適用于中高空、中高速飛行。

2)開展了驅(qū)動HARM導(dǎo)彈的TSPR方案設(shè)計，建立了TSPR三維模型。設(shè)計的TSPR具有布局合理、結(jié)構(gòu)緊湊的特點，TSPR總質(zhì)量約為180 kg，發(fā)動機總長3.55 m，滿足了HARM導(dǎo)彈對TSPR的質(zhì)量和尺寸要求。

3)在以最大功率狀態(tài)為設(shè)計點的爬升飛行方案下， TSPR驅(qū)動、助推發(fā)射的HARM導(dǎo)彈射程是等同質(zhì)量固體發(fā)動機驅(qū)動射程的3.9倍，平均速度約為固體發(fā)動機驅(qū)動的1.1倍，證明了TSPR應(yīng)用于戰(zhàn)術(shù)飛行器并實現(xiàn)飛行任務(wù)的可行性。