空氣渦輪火箭發動機熱力過程及工作特性

南向誼，劉 軼，馬 元，楊順華，馬繼承

(1. 西安航天動力研究所，西安 710100；2. 中國空氣動力研究與發展中心，綿陽 621000)

0 引 言

近年來，國外空天軌道飛行器、超高速滑翔飛行器、吸氣式高速飛行器頻繁試飛，部分核心技術得到飛行驗證，帶動了可重復使用軌道飛行器動力、超燃沖壓發動機和組合循環發動機等動力技術的快速發展[1-2]。組合循環動力以其綜合性能高、適應范圍廣等優勢逐漸成為動力技術未來發展的主流。目前得到重點研究的組合循環動力主要包括火箭基組合循環動力（Rocket Based Combined Cycle，RBCC）和渦輪基組合循環動力（Turbo Based Combined Cycle，TBCC），此外美國和日本也對一種特殊的TBCC動力方案ATR發動機進行了深入研究[3-5]。ATR發動機的工作原理是：使用獨立于空氣系統的燃氣發生器產生富燃燃氣，驅動渦輪帶動壓氣機工作，空氣經過壓氣機增壓后直接進入渦輪后面的燃燒室，在燃燒室內與經過渦輪做功后的富燃燃氣進行燃燒，生成高溫燃氣通過噴管產生推力。ATR發動機可采用多種燃料體系，比沖范圍600～1 500 s，推重比10～20，飛行空域0～25 km，飛行速域為馬赫數0～4，是滿足臨近空間可重復使用飛行器動力要求的組合循環動力方案之一[6-7]。

相比而言，TBCC發動機低速段采用渦輪發動機模式，高速段采用沖壓發動機模式，均會產生“死重”，造成推重比降低，而ATR發動機全域以一種模式工作，沒有“死重”問題。一般在與TBCC發動機的比較中，在低速段往往是以航空發動機耗油率做對比參數，在高速段以沖壓發動機速度和耗油率做對比參數，對比的基準本質上并不對等。比較而言，RBCC依然是依賴于發射裝置實現加速工作（比如火箭模式起飛、電磁彈射等等），無法實現ATR動力的飛行器從跑道上水平起降的應用方式，屬于使用方式顯著不同的兩條技術路線。就當前國內外的組合動力方案及其發展而言，高馬赫數下基本都是采用沖壓模式工作。實際上組合動力的瓶頸在于馬赫數0～4的加速問題，也就是如何去與沖壓發動機進行接力，就這個思路而言，ATR發動機以較高的耗油率實現馬赫數4工作能力、高的加速能力，是一個極具潛力的發展方向。通過與沖壓發動機進行耦合，拓展提高性能后可用于高超聲速巡航飛行器和空天往返飛行器的主動力，也是發展SSTO運載器預冷組合循環發動機的基礎。

ATR發動機在美國和日本得到重點研究。美國進行了大量熱試車研究和總體應用論證工作。Aerojet公司開展了4 000 N級ATR發動機試車，MICOM完成了70～1 525 N的ATR變推力試驗，CFD RC研制了3 000 N級ATR樣機并進行了地面試車[8]。美國在進行ATR發動機方案研究的過程中，開展了以液體火箭動力和固體火箭動力升級、小型巡航武器動力系統及小衛星運載器ATR發動機系統總體研究[9-12]。日本分別在武器和運載領域開展了ATR發動機研究工作，完成了累計超過63次的系統直連試車和組件考核試驗，整機和進氣道模擬速度分別達到馬赫數3和馬赫數6[13-16]。另外，德國、瑞典、丹麥、印度等國也開展了ATR理論研究工作[17]。

國內相關單位也積極開展臨近空間動力系統技術研究，其中包括ATR發動機技術研究[18]—主要是固體燃料ATR發動機性能仿真及參數優化[19-20]、膨脹循環ATR發動機的穩態性能仿真[21]、ATR發動機的理論性能研究[22-23]。目前，國內尚未見到ATR發動機的理論仿真結果與試驗進行比對以驗證仿真模型的精度，也未見開展ATR發動機的起動特性及試驗研究等。國外也未有相關方面的詳細資料公開發表。

為了更好地促進ATR發動機理論研究的不斷深入，本文從ATR發動機熱力循環、關鍵參數優化、性能仿真與試驗對比、起動特性及試驗對比，以及拓展應用中與沖壓發動機接力工作所面臨的模態轉換關鍵基礎技術進行了研究，給出了主要研究結果，對ATR發動機發展前景進行了分析，以期能夠促進ATR發動機研究的深入開展和未來拓展。

1 ATR發動機工作特性研究

1.1 ATR發動機熱力循環分析

ATR發動機系統熱力循環特性分析是進行研究的基礎和關鍵。ATR發動機熱力循環過程特殊，在熱力過程分析中，需特別關注組件特性對系統性能的影響。國內外現有的ATR發動機性能研究及其仿真建模大多針對某一特定目標，在ATR發動機全包線范圍內熱力學參數對總體性能的影響規律以及熱力學參數選擇原則方面的相關工作較少。ATR發動機的特征截面劃分見圖1。

圖1 ATR發動機特征截面示意圖Fig. 1 Sketch of ATR characteristic sections

ATR發動機的理想熱力循環的p-v圖和h-s圖如圖2所示。燃料經0'-2'-4-5-6-7-9-0'完成火箭發動機理想循環，單位質量空氣經0-2-3-6-7-9-0完成燃氣渦輪發動機理想循環。過程如下：

0'- 2'：液體推進劑定容增壓過程；

2'- 4：發生器中的等壓燃燒過程；

4 - 5：渦輪中的等熵膨脹過程；

5 - 6：燃料等壓放熱過程；

0 - 2：進氣道中的等熵壓縮過程；

2 - 3：壓氣機中的等熵壓縮過程；

3 - 6：空氣的等壓吸熱過程；

6 - 7：燃燒室中的等壓燃燒過程；

7 - 9：尾噴管中的等熵膨脹過程；

9 - 0：大氣中的等壓放熱過程。

與理想循環相比，ATR發動機實際熱力循環過程的特點是：（1）循環工質在發動機各部件中的流動過程都不是理想過程，而是伴隨有流動損失的熵增過程，例如在總的壓縮過程中不是等熵壓縮而是多變壓縮，在渦輪和噴管中的膨脹過程不是等熵膨脹而是多變膨脹；（2）在燃氣發生器和燃燒室中由于流動阻力和熱阻的存在，使得加熱過程伴隨有氣流總壓的降低；（3）實際循環工質的比熱隨氣體成分和溫度是變化的。ATR實際循環的各個過程都存在不可逆因素，圖2（c）中，虛線0-3'、4-5'和7-9'分別表示實際的壓氣機不可逆壓縮、渦輪不可逆膨脹和噴管不可逆膨脹過程。

圖2 ATR發動機熱力循環過程Fig. 2 Thermodynamic cycles in ATR

1.2 ATR發動機特征參數影響分析

ATR發動機循環熱效率和循環功隨馬赫數的變化見圖3。隨著馬赫數的增加，ATR發動機熱效率增大，并逐漸逼近1.0。循環功和比沖的變化趨勢與燃氣發生器溫比τgg及流量mMa0=0相 關；mMa0=0增大，循環功增大，比沖降低；循環功和比沖隨飛行馬赫數的增加逐漸由“先增大、后減小”的變化趨勢變為“增大”趨勢，因此，隨著mMa0=0的增大，ATR熱效率提高，循環功增大，比沖降低。

圖3 ATR熱效率、循環功隨馬赫數的變化過程Fig. 3 Thermal efficiency and work output of ATR versus Mach number

提高發生器的溫比（即對發生器燃氣溫度的表征），可以提高燃氣的做功能力，降低燃氣流量，進而提高發動機的比沖。但是在ATR發動機中，燃氣溫度的提升，同時也伴隨著燃氣物性的變化，主要是cp的降低，同時會造成燃氣做功能力的下降，因此在溫比提高過程中，比沖呈現先增大后減小的趨勢，如圖4（a）所示。

提高渦輪落壓比 πt，比沖增加，且增加幅度隨 πt的提高而逐漸減小。壓氣機壓比對發動機比沖的影響。除了與渦輪落壓比的匹配相關，還受到渦輪燃氣特性的影響，在渦輪進口溫度限制條件下，即cp×T的限制條件下，燃氣在渦輪進口處于貧氧區，隨著壓氣機壓比的增加，發動機比沖呈增加的趨勢；燃氣在渦輪進口處于富氧區，隨著壓氣機壓比的增加，發動機比沖呈下降的趨勢。變化規律如圖4（b）所示。

圖4 比沖隨發生器溫比、壓氣機壓比和渦輪落壓比變化關系Fig. 4 Variations of specific impulse with temperature ratio of gas generator, pressure ratio of compressor,and pressure ratio of turbine

壓氣機壓比影響燃燒室壓力，從而影響比沖。燃燒室壓力與壓氣機出口壓力近似相等，壓氣機出口壓力越低，燃燒室壓力和比沖也將隨之降低。另一方面，當渦輪特性不變時，壓氣機壓比減小，所需要的壓氣機功和渦輪功將減少，對于給定渦輪，燃氣流量隨之減小，所以壓氣機壓比減小有利于增大比沖。當渦輪特性隨壓氣機壓比關聯變化時，其比沖將呈現先升高再降低的過程，因為ATR發動機的渦輪進口燃氣體積流量將會大幅度降低，渦輪的效率會出現顯著降低。

1.3 ATR發動機工作包線性能仿真

為了對ATR發動機的理論研究結果進行驗證，開展了500 kg·f 推力單組元推進劑ATR樣機設計和試驗，同時開展了雙組元推進劑ATR樣機方案設計和性能仿真分析。

1.3.1 單組元推進劑ATR發動機試驗研究

單組元推進劑ATR發動機采用無水肼作為推進劑，核心機由離心式壓氣機、單級沖擊式渦輪、液體單組元發生器、單壁燃燒室和收-擴噴管構成。單組元推進劑ATR發動機主要參數見表1，試驗照片見圖5。

圖5 單組元推進劑ATR發動機試驗Fig. 5 Experiment image of ATR with monopropellant

表1 單組元推進劑ATR發動機設計參數Table 1 Main parameters of ATR with monopropellant

表2給出了幾組不同來流工況、不同轉速下發動機的地面試驗驗證和高空性能驗證結果與理論結果的對比。試驗中，發動機空氣來流由試驗臺供應，在供應中進行流量測量，發生器流量（即渦輪燃氣流量）也測量獲得，可以得到燃燒室的燃料與空氣的混合比，同時對燃燒室的壓力和燃氣溫度進行測量，通過燃燒室理論溫度和實際溫度的對比獲得燃燒室的效率，進一步確定燃燒室產物的物性，根據發動機的推力計算公式獲得發動機的性能參數。

表2 單組元推進劑ATR性能計算結果與試驗結果對比Table 2 Comparison between the results of numerical simulations and experiments for ATR with monopropellant

研究表明，仿真計算結果與試驗結果的平均誤差在5%以內，設計方法和性能仿真模型正確，可滿足ATR發動機性能預估的需求。

利用仿真平臺對發動機的高空、高速特性進行了計算，結果如圖6所示。研究表明，采用單組元推進劑作為ATR發動機的燃料，最高比沖可以達到650 s左右，作為數學模型驗證、系統匹配特性研究、技術演示較為合適，能夠對ATR發動機的主要技術進行快速驗證。單組元ATR發動機理論性能仿真結果表明，ATR發動機的高空特性及最大速度上限受制于壓氣機增壓比在高速下折合壓比的限制，選取較低壓比發動機的最大速度邊界低，反之最大速度邊界高。

圖6 單組元推進劑ATR發動機的推力和比沖特性Fig. 6 Thrust and specific impulse of ATR with monopropellant

1.3.2 雙組元推進劑ATR性能研究

雙組元ATR發動機采用液氧煤油推進劑，由進氣道、壓氣機、渦輪、燃燒室和噴管組成。發生器放置在發動機內部，高溫燃氣出口與渦輪進口一體化連接。系統原理圖見圖7。

圖7 雙組元ATR發動機方案示意Fig. 7 Sketch of ATR with bipropellant

雙組元ATR發動機的壓氣機采用軸流式壓氣機方案。該方案的特點是：尺寸小的同時流通能力大；渦輪采用多級軸流式渦輪，以實現大落壓比和高效率的要求；燃燒室采用氣膜冷卻結構，采用波瓣式混流器增強渦輪燃氣和空氣的摻混；地面試驗采用固定結構的進排氣系統方案。雙組元ATR發動機的推力和比沖特性計算結果見圖8。主要參數見表3。

表3 雙組元推進劑ATR發動機設計參數Table 3 Main parameters of ATR with bipropellant

圖8 雙組元推進劑ATR發動機的推力和比沖特性Fig. 8 Thrust and specific impulse of ATR with bipropellant

對ATR發動機在馬赫數0～4工作范圍內的特性進行了仿真。根據理論仿真結果，采用雙組元推進劑，ATR發動機的比沖可以達到800 s以上，這主要與壓氣機、渦輪、發生器、燃燒室的效率高度相關。在渦輪進口溫度1200 K的條件下，比沖在800～900 s之間。

ATR發動機非設計點特性的主要規律是：隨著高度、速度變化，推力降低幅度較小，在馬赫數0～4的爬升包線中能夠提供更大的剩余推力，對于飛行器的快速爬升具有較好的支撐作用。

2 ATR發動機起動特性研究

ATR發動機區別于傳統航空發動機，采用了火箭燃氣發生器產生富燃燃氣驅動渦輪，燃氣壓力通常不小于4 MPa，可以在數秒內實現發動機的起動和關機，發動機無需配備專用的起動系統。圖9給出了歷次地面試驗統計的ATR發動機起動時間對比。

圖9 ATR發動機典型工況起動特性圖Fig. 9 Start-up characteristics of ATR under typical working conditions

經地面試驗考核，ATR發動機在不同空域、典型目標轉速下，起動過程所需時間均在5 s以內，使得ATR發動機具有加速性優、機動性強的特點。

根據研究結果，影響ATR發動機起動速度的主要因素與發動機的尺度規模有較大關系—尺度小的轉子系統的慣性小，起動速度快；尺度大的轉子系統慣性大，起動速度慢。研究表明，隨著發動機尺度的變大，轉子系統扭矩增大，需要采用分級起動方式，以防止轉子系統瞬時沖擊過大，這會進一步加長起動時間，但是即便如此，其時間仍然可以保持在10 s以內。

3 ATR發動機高馬赫數特性研究

ATR發動機與沖壓發動機在馬赫數3～4可無縫接力，兩者的組合形式是水平起降、可重復使用臨近空間飛行器的優選動力，其高馬赫數下的模態轉換技術是近年來的研究熱點。為驗證ATR發動機在高馬赫數下的工作特性，建立了高馬赫數下單組元ATR與進排氣系統一體化計算模型，開展了進氣道、燃氣發生器、燃燒室和尾噴管的匹配工作特性及影響分析，完成了單組元ATR發動機馬赫數3.5自由射流試驗驗證工作。

ATR發動機性能在高馬赫數下主要隨燃料流量、進氣面積和排氣面積等變量的調整而變化。圖10給出了單獨調整某一變量對發動機推力系數CT和物理轉速的影響。表4列出了具體的影響程度數值。從表4中可知，燃料流量對推力的貢獻比進/排氣面積對推力的貢獻更大，而進氣面積和燃氣流量對物理轉速的影響程度相當。高馬赫數下，進氣面積、排氣面積單獨變化時，物理轉速和推力系數變化成反比，所以ATR發動機在高馬赫數工作時轉速變化并不能表征發動機推力的特性。ATR發動機要獲得相應的推力性能，還應著重考慮進氣狀態的匹配控制。

圖10 發動機控制變量對推力系數和物理轉速的影響程度曲線Fig. 10 Influence of engine control variables on thrust coefficient and speed

表4 發動機控制變量對推力和物理轉速的影響程度表Table 4 Influence of engine control variables on thrust and speed

圖11所示為ATR發動機馬赫數3.5自由射流試驗照片。試驗工況如表5所示。依據ATR發動機在高空高馬赫數下的特性分析結果，制定了燃氣流量、進氣面積以及排氣面積的協同調節方案。馬赫數3.5工況的試驗結果表明：（1）ATR發動機點火迅速，系統各部組件在高空自由射流狀態下工作匹配、協調、穩定；（2）進氣道接近臨界狀態，工作穩定；（3）渦輪機工作實測參數與仿真值相當，進氣量誤差為3.62%，渦輪效率誤差為1.47%；（4）發動機推力增益相比計算值偏高約4.3%。

圖11 ATR發動機馬赫數3.5自由射流試驗Fig. 11 Free-jet test diagram ( Ma = 3.5)

表5 ATR發動機馬赫數3.5自由射流試驗模擬工況Table 5 Parameters of a free-jet test

試驗獲得的燃燒室壓力和推力增益變化見圖12。模態轉換風洞試驗研究表明，并聯式組合發動機在低速通道起動和關機過程較短的條件下，高速沖壓通道能夠快速地達到最優工況。試驗中模態轉換過程在3.5 s內完成。通過對高速通道起動工作時序點的精確控制，能夠實現在模態轉換過程中的推力連續，從而解決模態轉換過程中出現的推力凹坑問題。

圖12 發動機典型參數變化曲線Fig. 12 Time histories of typical engine parameters

4 結論及展望

空氣渦輪火箭發動機的工作范圍寬，在20 km以上的高空，最大飛行速度可以達到馬赫數4左右。空氣渦輪火箭發動機中有壓氣機主動增壓部件，可以在渦輪驅動下自主吸入空氣并增壓，具備像航空發動機一樣從地面靜止狀態起動工作的能力，可以推動飛行器從地面跑道起飛，能夠多次、長時間重復使用。在空氣渦輪火箭發動機中，經壓氣機增壓后的空氣直接進入燃燒室燃燒，沒有航空發動機中的渦輪膨脹降壓過程，因此壓氣機的增壓比約為航空發動機的1/8～1/5即可獲得較優的綜合性能。壓氣機總增壓比低使得在高速飛行（來流總溫最高750～900 K）的條件下，經壓氣機增壓后的空氣的溫升也在1000 K以內，可以適應更高、更寬的工作范圍，起動速度快，加速性能優，與沖壓發動機組合可實現推力無縫接力，可以形成新的寬域組合動力，滿足臨近空間超聲速和高超聲速飛行器動力需求，形成我國自主的組合動力技術路線。研究得到的主要結論如下：

1）試驗及理論研究表明，ATR發動機的工作速域可為馬赫數0～4，在寬域爬升包線中推力衰減幅度小，能夠提供更大的剩余推力，對于飛行器的快速爬升具有較好的支撐能力。

2）中小推力ATR發動機地面狀態起動過程所需時間均在5 s以內，該特性與轉子慣性相關，在不同空域、典型目標轉速下略有變化，相對而言起動十分迅速，更加適應復雜的工作能力需求。但是快速起動對于轉子系統的扭轉負荷和穩定可靠工作的影響還有待進一步研究。

3）小尺度發動機自由射流試驗中，ATR到沖壓通道的模態轉換過程在3.5 s內完成，通過對高速通道起動工作時序點的精確控制，可以實現模態轉換過程中的推力連續，從而解決寬域組合動力模態轉換過程中出現的推力凹坑問題。

4）ATR發動機在國內外發展了多年，在應用研究方面，一直將ATR發動機作為獨立的動力裝置應用，論證的幾類ATR動力飛行器，既要實現速度邊界拓展，又要實現低油耗，兼顧的因素多，優勢不突出。利用ATR發動機加速性優和速度上邊界高的優勢，可以形成新型臨近空間高速投送平臺，也可以與沖壓發動機進一步組合形成新型寬域組合動力，是發揮其優勢的技術途徑，有待從發動機系統性能和飛行器總體方面進行深入的研究。