空氣渦輪火箭發動機性能仿真分析

朱 巖,吳弈臻，馬 元，南向誼

(西安航天動力研究所，陜西 西安 710100)

0 引言

高超聲速飛行器一直是各國航空航天領域研究競爭的主要熱點，高超聲速飛行器具有速度快、跨速域空域等特點，單一類型的發動機難以適應全速域空域需求，若在不同飛行高度和速度使用不同的發動機，多個發動機有著干重過大的缺點。于是將不同類型的發動機有機的結合在一起，達到跨軌道、全速域飛行的目的。

空氣渦輪火箭(air turbo rocket，ATR)作為各單項動力技術的有機融合，處在當今世界動力技術發展的前沿，是各動力強國研究的熱點[1]。歐洲導彈集團提出了基于ATR的“重裝步兵”導彈概念，為陸軍和海軍提供“間接的精確打擊能力，提出在推力變化范圍大的情況下，ATR組合動力是導彈動力系統的最佳選擇[2-3]。美國CFDRC公司開展了小衛星運載器LOX/RP推進劑ATR研究，完成了樣機研制，進行了熱試車、總體應用論證和彈道優化研究。日本以巡航導彈、高速無人機為應用背景，進行單組元和固體推進劑ATR研究，2004年，開始進行直聯試驗驗證研究，完成了飛行試驗樣機研制[4-5]。ATR動力具有工作空域大、速域寬，技術難度小等特點，可滿足未來新型飛行器動力需求，是高速飛行器理想的動力裝置，具有重大的發展前景[6]。

ATR發動機仿真方面，西安航天動力研究所張留歡等開展飛行高度20 km、3Ma速度條件下,空氣渦輪火箭發動機(ATR)風車狀態數值仿真研究[7]。西北工業大學潘宏亮等建立了液體推進劑ATR發動機非線性氣動熱力模型,并將發生器與主燃燒室熱力計算模塊與渦輪發動機仿真迭代計算模塊集成，可用于ATR發動機設計點和非設計點特性計算[8]。西北工業大學劉洋等建立ATR發動機渦輪和壓氣機的工作特性模型，分別基于渦輪和壓氣機的工作環境先后采用兩種不同的方法完成了二者的匹配，得到驅動渦輪燃氣流量的定量調控規律[9]。本文創新點在于通過對比分析不同推進劑和發動機敏感參數對推力比沖影響，確定發動機組件工作參數范圍。

1 工作原理及參數選擇

空氣渦輪火箭發動機(ATR)是航空渦輪噴氣發動機與火箭發動機的有機組合，系統組成見圖1，核心組件包括：壓氣機、燃氣發生器、渦輪、混流燃燒室及噴管[10-11]。

圖1 ATR發動機系統原理示意圖Fig.1 System schematic of ATR engine

ATR發動機的工作原理：利用火箭燃氣發生器產生高溫、富燃燃氣，驅動渦輪帶動壓氣機，壓氣機吸入空氣并增壓，增壓后的空氣繞過渦輪進入燃燒室，與經渦輪做功后的富燃燃氣進行二次燃燒，燃燒產物通過噴管產生推力[12-13]。

ATR發動機燃氣發生器氣體流路與空氣流路并聯，實現航空發動機中壓氣機內空氣和渦輪內燃氣功率、流量、壓力等參數多重解耦[14-15]，實現富燃燃氣和空氣進入燃燒室前互不影響。渦輪前燃氣參數(總溫等) 不受發動機來流空氣參數影響[16-17]，這在一定程度上拓寬了ATR發動機的穩定工作包線 (馬赫數范圍可達0～4)[18-20]。

由于渦輪由燃氣發生器燃氣驅動，不存在壓氣機與渦輪的氣動耦合，ATR發動機特性與火箭發動機或渦噴發動機有很大不同，需研究主要部件的工作參數：壓氣機增壓比、渦輪落壓比、發生器燃氣熱物性及部件效率等對比沖和比推力的影響，以合理選擇設計參數，提高發動機性能。

在ATR發動機中，余氣系數α和空燃比Ma的定義為

Ma=Wa2/Wg4

(1)

α=Ma/Ma_des

(2)

式中：Ma為發動機任意工況空燃比；Ma_des為當量空燃比，即燃料和空氣完全反應時的空燃比；Wa2為進入進氣道的空氣質量流量；Wg4為燃氣發生器中的燃氣質量流量。理論上α可以為0至高數值的任一數值，當α>1時，發動機處于富氧燃燒狀態，反之則處于富燃燃燒狀態。

ATR發動機比沖定義與噴氣式發動機熱力循環相近，不考慮飛行器引氣和渦輪冷卻時，ATR發動機性能參數如下

(3)

Isp=Fn/Wg4

(4)

(5)

(6)

(7)

根據上述ATR發動機推力和比沖的定義及系統計算分析，影響比沖的主要因素有：渦輪效率、渦輪進口溫度、渦輪落壓比、燃燒效率、壓氣機效率、壓氣機壓比等組件參數。事實上，比沖受多個參數的共同影響，通過對發動機設計點的性能仿真計算，可以定量地揭示各參數的變化對發動機性能的影響規律。

對ATR發動機的主要參數與比沖的相互關系進行分析計算。計算過程選取的主要發動機系統參數如表1所示。

表1 ATR發動機地面點主要系統參數

以地面點作為設計點，只改變某一核心參數變化時發動機比沖性能的變化規律，主要分析的參數包括壓氣機效率、渦輪效率、燃燒室效率、渦輪落壓比、渦輪入口溫度。

2 推進劑影響分析

ATR發動機中，富燃燃氣驅動渦輪做功，根據表1中發動機地面點參數作為輸入參數，選取了幾種典型的液體火箭發動機推進劑作為驅動渦輪的工質，主要包括LOX/CH4、LOX/LH2、N2O4/UDMH、H2O2/RP—1、LOX/RP—1，進行不同高度馬赫數(0～22 km 0～4Ma)，不同推進劑的做功能力進行對比分析。

ATR發動機推力性能比較如圖2所示，ATR發動機推力在地面點推力最大，馬赫數在1～4變化過程中，發動機推力先增大后減小，不同推進劑下ATR發動機推力在Ma=2.5處達到最大。在相同空氣流量中LOX/CH4推進劑推力最大，H2O2/RPMa1推進劑推力最小，LOX/CH4推進劑最大推力為24 kN，在22 km、Ma=4的條件下推力最小為12.9 kN，推力下降46.3%；H2O2/RP—1推進劑推力為LOX/CH4推進劑推力的82.4%～88.4%，其余推進劑組合推力為LOX/CH4推進劑推力的85%以上。由此可以看出在本文設計參數條件下，LOX/CH4推進劑推力最大，其余推進劑組合推力范圍為LOX/CH4推進劑推力的82%～92%。

圖2 不同推進劑推力隨馬赫數高度變化Fig.2 Thrust of different propellants varies with height and Mach number

ATR發動機比沖性能比較如圖3所示，不同推進劑下ATR發動機比沖呈先增大后降低的趨勢。其中LOX/LH2推進劑比沖最高，在2 260～2 522 s之間，在12 km、Ma=2的條件下比沖達到最大，最低比沖較最高比沖降低10.3%；H2O2/RP—1推進劑比沖最低，在626～707 s之間，最低比沖較最高比沖降低11.5%，其余推進劑在700～950 s之間。

圖3 不同推進劑比沖隨馬赫數高度變化Fig.3 Specific impulse of different propellants varies with height and Mach number

ATR發動機余氣系數比較如圖4所示，其中LOX/LH2、H2O2/RP—1推進劑余氣系數大于1，發動機的燃燒室處于富氧燃燒狀態；LOX/CH4、N2O4/UDMH、LOX/RP—1推進劑余氣系數小于1，發動機燃燒室處于富燃燃燒狀態。LOX/CH4、LOX/RP—1推進劑余氣系數最低，范圍為0.58～0.66；LOX/LH2余氣系數最高，范圍為1.27～1.51。

圖4 不同推進劑余氣系數隨馬赫數高度變化Fig.4 Residual gas coefficient of different propellants varies with height and Mach number

ATR發動機推進劑體積流量比較如圖5所示，由圖可以看出推進劑體積流量變化趨勢與推力變化趨勢相一致，均為先下降后上升再下降。其中LOX/LH2推進劑體積流量最大，范圍是4.1～7.4 L/s，最大推進劑需求位于地面點狀態；N2O4/UDMH、LOX/RP—1、H2O2/RP—1推進劑體積流量相近，范圍是1.9～3.9 L/s，較LOX/LH2推進劑需求降低約53%；LOX/CH4推進劑體積流量范圍是2.9～5.0 L/s，體積流量需求居中。

圖5 不同推進劑體積流量隨馬赫數高度變化Fig.5 Volume flow of different propellants varies with height and Mach number

由上述參數可知，推力方面LOX/CH4推進劑具有相對優勢，其余推進劑相對于LOX/CH4推進劑推力最大下降18%；比沖方面LOX/LH2推進劑具有很大優勢，是其余推進劑比沖2.65～3.22倍，但液氫貯存溫度較低，飛行器應用存在困難；余氣系數方面N2O4/UDMH推進劑在發動機燃燒室中更趨近于當量比，燃燒室燃氣溫度相對較高；體積流量方面N2O4/UDMH、LOX/RP—1、H2O2/RP—1推進劑由于較高密度，具有較大優勢，體積流量為LOX/LH2推進劑的48.37%～63.5%。

3 敏感參數分析

以表1中ATR發動機系統參數為基準，選取LOX/RP—1推進劑，進行壓氣機效率、渦輪效率、燒效率、渦輪落壓比、渦輪入口溫度和壓氣機壓比等敏感參數分析，采用單一變量敏感參數分析方法，即在改變發動機系統某一參數時其他系統參數保持不變。

壓氣機效率、渦輪效率和燃燒效率在0.1～0.95變化范圍內的比沖變化規律如圖6所示。在此變化范圍內，比沖隨3種效率的變化近似為線性增加趨勢，以1%效率增加對比沖的增益進行比較，渦輪效率對比沖影響最顯著，平均為9.1 s；壓氣機效率的影響次之，平均為8.0 s；燃燒效率的影響最小，平均為3.92 s。然而根據圖7所示的推力變化規律，隨著渦輪和壓氣機效率的增加，發動機推力下降；隨著燃燒效率的增加，發動機推力增加。其原因為空氣流量不變的情況下，渦輪和壓氣機效率的提高，使得單位燃氣的出功能力提高，燃氣發生器的燃氣流量降幅大于推力的降幅，因而比沖單調遞增。而燃燒室燃燒效率的提高，燃氣發生器流量不變，燃燒室燃燒溫度隨之增加，推力持續增加、比沖較緩增加。

圖6 組件效率對發動機比沖的影響Fig.6 Effect of component efficiency on engine specific impulse

圖7 組件效率對發動機推力的影響Fig.7 Effect of component efficiency on engine thrust

渦輪落壓比的變化對發動機比沖的影響如圖8所示，隨著渦輪落壓比的增加，單位燃氣的做功能力提升，由于空氣流量保持不變，燃氣發生器燃氣流量減少、燃燒室總質量流量降低、發動機推力降低；由于燃氣發生器流量降幅為73.5%(6.36～1.69 kg/s)，降低幅度大于發動機推力降幅40.7%(28.93～17.17 kN)，因此隨著渦輪落壓比從2增加至28，燃燒室余氣系數迅速增加(0.33～1.26)、從富燃工況變為富氧工況、發動機比沖增幅達到123.6%(463～1 038 s)。落壓比從2增加至12時，燃燒室余氣系數從0.33增加到1.0，比沖增幅95%；從12增加至28時，余氣系數從1.0增加至1.26，比沖增幅14.7%。綜上所述，渦輪落壓比的增加對ATR發動機比沖增加顯著，但落壓比增加帶來渦輪級數增多、結構復雜、質量增加，且落壓比過高時，對發動機比沖增益逐漸降低，因此優化落壓比范圍在8～16之間。

圖8 渦輪落壓比對發動機比沖的影響Fig.8 Effect of turbine drop pressure ratio on engine specific impulse

渦輪入口溫度對發動機比沖的影響如圖9所示，渦輪燃氣做功能力如式(6)所示，保持落壓比、渦輪效率不變，隨著渦輪入口溫度的增加，單位燃氣的做功能力逐步提高，若壓氣機的輸入功率不變，如式(5)所示，燃氣發生器流量則降低。渦輪入口溫度的提高，導致燃氣流量降低，燃燒室余氣系數上升，從富燃過渡至富氧狀態，比沖顯著增加，推力先增加后減小。其原因為：當余氣系數小于1時，隨著渦輪入口溫度從900 K增加至1 800 K時，渦輪燃氣流量減小64%(5.93～2.15 kg/s)；當余氣系數大于1時，隨著渦輪入口溫度從1 800 K增加至2 000 K時，渦輪燃氣流量減小7.6%(2.15～1.98 kg/s)、余氣系數提高、燃燒室溫度降低，發動機推力降低3.5%(18.9～18.2 kN)，比沖提高4.5%(900～939 s)。渦輪入口燃氣溫度增加有利于燃氣做功能力的提升，可提高發動機比沖。

圖9 渦輪入口溫度對發動機比沖的影響Fig.9 Effect of turbine inlet temperature on engine specific impulse

壓氣機壓比的變化對發動機比沖的影響如圖10所示，隨著壓氣機壓比的增加，渦輪需求功率增大，燃燒室壓力增大，由于空氣流量保持不變，燃燒室總質量流量增加、發動機推力上升。由于ATR發動機工作特點，空氣壓氣機壓比范圍不應超過10，且當空氣壓氣機壓比變化顯著時，發動機迎風面積等關鍵結構參數發生較大變化，不利于同型發動機進行對比分析。所以選取空氣壓氣機增壓比2增加到10，發動機推力增加200%(12.6～37.7 kN)，比沖降低27.4%(959～696 s)，余氣系數由1.58降低到0.38。綜上所述，壓氣機壓比的增加對ATR發動機推力增加顯著，但增壓比增加帶來壓氣機級數增多、結構復雜、質量增加，且增壓比過高時，對發動機推力增益逐漸降低，因此壓氣機增壓比范圍在2～5之間。

圖10 壓氣機壓比對發動機比沖的影響Fig.10 Effect of compressor pressure ratio on engine specific impulse

4 結論

本文針對ATR發動機進行了性能分析，主要結論如下：

1)以1%效率增加為例，對比沖的增益進行比較，渦輪效率對比沖影響最顯著，平均為9.1 s；壓氣機效率的影響次之，平均為8.0 s；燃燒效率的影響最小，平均為3.92 s。隨著渦輪和壓氣機效率的增加，發動機比沖增加而推力下降；隨著燃燒效率的增加，發動機推力和比沖均增加。

2)不同推進劑對比方面，LOX/CH4推進劑推力具有相對優勢；比沖方面LOX/LH2推進劑具有很大優勢，是其余推進劑比沖的2.65～3.22倍；余氣系數方面N2O4/UDMH推進劑在發動機燃燒室中更趨近于當量比；體積流量方面N2O4/UDMH、LOX/RP—1、H2O2/RP—1推進劑由于密度較高，具有較大優勢。