莫 然，劉佩進(jìn)，劉 洋，楊 颯

(西北工業(yè)大學(xué)燃燒、熱結(jié)構(gòu)與內(nèi)流場重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，西安 710072)

符號說明:T 靜溫，K p 靜壓，Pa π 壓比ω0 比循環(huán)功，J/kg ηt 熱效率κ 定熵指數(shù)Rg 氣體常數(shù)，J/(kg K)cp 比定壓熱容，J/(kg K)L 功率，J m· 質(zhì)量流量，kg/s上標(biāo)’ 實(shí)際參數(shù)下標(biāo)及主要截面符號0 來流空氣1 壓氣機(jī)出口2 補(bǔ)燃室出口3 噴管出口4 驅(qū)渦推進(jìn)劑初始狀態(tài)5 驅(qū)渦燃?xì)獍l(fā)生器出口6 渦輪出口7 富燃推進(jìn)劑初始狀態(tài)8 富燃燃?xì)馊紵页隹? 富燃燃?xì)獍l(fā)生器出口l進(jìn)氣道N 噴管C 壓氣機(jī)T 渦輪V 富燃燃?xì)獍l(fā)生器噴管air 空氣gas 驅(qū)渦燃?xì)鈖ro 富燃燃?xì)?/p>

0 引言

現(xiàn)代軍事技術(shù)的發(fā)展，使寬包線、高性能、大機(jī)動、低成本的武器系統(tǒng)成為各國軍工部門的研制對象和追逐目標(biāo)。傳統(tǒng)單一形式的動力系統(tǒng)在滿足其等要求方面出現(xiàn)困難。因此，將優(yōu)勢互補(bǔ)的2種或2種以上動力系統(tǒng)進(jìn)行集成，成為了重要思路。

固體火箭沖壓發(fā)動機(jī)(Solid Propellant Ramjet，SPR)以其結(jié)構(gòu)簡單、高速(Ma＞2)時比沖性能好等優(yōu)點(diǎn)，受到了廣大科研單位的高度關(guān)注［1］，但固體沖壓發(fā)動機(jī)存在低速時推力小、不能自起動、對狀態(tài)參數(shù)的變化敏感、穩(wěn)定工作范圍窄等缺點(diǎn)［1－3］。

空氣渦輪火箭發(fā)動機(jī)(Air Turbo-Rocket，ATR)的工作原理:渦輪靠上游單獨(dú)的燃?xì)獍l(fā)生器產(chǎn)生的高壓、富燃料燃?xì)怛?qū)動，給壓氣機(jī)提供動力，增加進(jìn)氣流的壓力。富燃料燃?xì)怛?qū)動渦輪后與壓氣機(jī)壓入的空氣相混合，在燃燒室中完全燃燒，經(jīng)噴管排出而產(chǎn)生推力［4］。ATR能在寬的速度、高度范圍內(nèi)工作，具有自加速到Ma=2的能力;但ATR的渦輪材料不耐高溫，若使用高熱值的硼基推進(jìn)劑，硼能從燃?xì)獍l(fā)生器中以固體顆?；蛉刍旱涡问轿龀?，腐蝕渦輪葉片或堵塞渦輪，使渦輪性能降低［5］。因此，難以使用高熱值含硼推進(jìn)劑，提高比沖困難。

通過對固體火箭沖壓發(fā)動機(jī)(SPR)和空氣渦輪火箭發(fā)動機(jī)(ATR)的結(jié)構(gòu)及性能特點(diǎn)的初步分析，鑒于兩者在性能上的優(yōu)勢互補(bǔ)性，本學(xué)科組提出了將兩者集成的渦輪增壓固體沖壓發(fā)動機(jī)(Turbocharged Solid Propellant Ramjet，TSPR)的概念。本文通過對TSPR新型推進(jìn)系統(tǒng)進(jìn)行熱力循環(huán)分析，以驗(yàn)證其原理的可行性及概念的優(yōu)越性。

1 TSPR的概念

TSPR由進(jìn)氣道、驅(qū)動渦輪燃?xì)獍l(fā)生器、渦輪機(jī)組、富燃燃?xì)獍l(fā)生器、補(bǔ)燃室、尾噴管等幾部分構(gòu)成。其結(jié)構(gòu)形式及工作原理如圖1所示，驅(qū)渦燃?xì)獍l(fā)生器產(chǎn)生潔凈、低溫、高壓的燃?xì)怛?qū)動渦輪做功;渦輪通過聯(lián)軸帶動壓氣機(jī)壓縮空氣，對進(jìn)入進(jìn)氣道的空氣進(jìn)行增壓;驅(qū)動渦輪的燃?xì)夂驮鰤汉蟮目諝庠谘a(bǔ)燃室中進(jìn)行混合，同時富燃燃?xì)獍l(fā)生器中的含硼富燃燃?xì)馔ㄟ^燃?xì)鈱?dǎo)管也進(jìn)入補(bǔ)燃室;3股氣流在補(bǔ)燃室中共同組織燃燒，最后通過噴管膨脹做功并產(chǎn)生推力。

圖1 TSPR結(jié)構(gòu)形式及工作原理示意圖Fig.1 Schematic representation of TSPR

TSPR借鑒了ATR中驅(qū)動渦輪燃?xì)獍l(fā)生器和渦輪機(jī)組的結(jié)構(gòu)及固沖中的含硼富燃燃?xì)獍l(fā)生器和補(bǔ)燃的形式。對于這種新型的推進(jìn)裝置，首先進(jìn)行熱力循環(huán)分析，以驗(yàn)證其原理的可行性，建立其熱力循環(huán)分析模型，為進(jìn)一步結(jié)構(gòu)設(shè)計及性能優(yōu)化提供依據(jù)。

2 TSPR熱力循環(huán)分析

TSPR是一種新型的動力推進(jìn)裝置，其熱力循環(huán)方式的探究是不可逾越的重要環(huán)節(jié)。理論上，對于每種新型的熱力裝置，對其熱力循環(huán)的分析，首先需把實(shí)際循環(huán)抽象概括成可逆理論循環(huán)，然后基于該理論循環(huán)分析影響循環(huán)熱效率的主要因素及提高該循環(huán)效率的途徑，以指導(dǎo)實(shí)際循環(huán)的改善，為整個發(fā)動機(jī)合理的構(gòu)型及結(jié)構(gòu)參數(shù)的設(shè)計提供依據(jù)。

針對TSPR，首先將3股氣流的熱力循環(huán)分別進(jìn)行考慮，然后對其進(jìn)行總體性能的分析，以尋找提高TSPR總體比循環(huán)功、熱效率的途徑。

圖2為TSPR發(fā)動機(jī)空氣、驅(qū)動渦輪燃?xì)夂透蝗既細(xì)獾睦硐爰皩?shí)際循環(huán)p-V圖［6］。

圖2 TSPR理想及實(shí)際循環(huán)p-V圖Fig.2 p-V scheme of ideal and actual cycle for TSPR

2.1 空氣循環(huán)

TSPR是吸氣式推進(jìn)系統(tǒng)，主要工質(zhì)為空氣，對于TSPR中的來流空氣，理想循環(huán)類似于渦輪噴氣發(fā)動機(jī)的理想循環(huán)，其p-V圖如圖2中0-1-2-3-0所示。空氣首先經(jīng)過進(jìn)氣道和壓氣機(jī)的等熵壓縮過程0-1，然后在燃燒室中與其余2股燃?xì)饣旌先紵?，相?dāng)于等壓加熱過程1-2，接下來在噴管中等熵膨脹2-3，最終燃?xì)庠趪姵鰢姽芎蟮葔悍艧峄氐?狀態(tài)。

上述理想循環(huán)中，壓縮和膨脹過程均視為可逆過程，燃燒室內(nèi)的各組分燃燒充分，但由于進(jìn)氣道和噴管的損失不可避免，壓氣機(jī)是“速度式”的葉輪機(jī)械，氣流速度大、摩擦大，在壓縮中會產(chǎn)生不可逆的熵增。這些不可逆損失通常用進(jìn)氣道和壓氣機(jī)的定熵效率η1、ηC和噴管效率ηN來考慮，虛線0-1’和2’-3’分別表示實(shí)際不可逆壓縮和膨脹過程，3股燃?xì)庠谌紵抑惺苋紵覊簭?qiáng)等因素的影響，實(shí)際為不充分燃燒，1’-2’表示實(shí)際的燃燒放熱過程，則實(shí)際空氣循環(huán)的比循環(huán)功和熱效率分別為

總壓比π為進(jìn)氣道的沖壓比π1和壓氣機(jī)增壓比πC之積，噴管完全膨脹時的膨脹比也為π。

2.2 驅(qū)動渦輪燃?xì)庋h(huán)

對于驅(qū)動渦輪燃?xì)?，其理想循環(huán)p-V圖如圖2中4-5-6-2-3-4所示。首先，燃?xì)獍l(fā)生器中推進(jìn)劑燃燒產(chǎn)生驅(qū)動渦輪燃?xì)?，等效于等壓加熱過程4-5，然后經(jīng)過驅(qū)動渦輪的等熵膨脹過程5-6，渦輪落壓比為πT;接下來，做功后的燃?xì)庠谌紵覂?nèi)與另外2股工質(zhì)摻混燃燒，相當(dāng)于等壓加熱過程6-2，最后燃?xì)庠趪姽苤械褥嘏蛎涀龉?-3過程，膨脹比為πN。

考慮實(shí)際循環(huán)中，驅(qū)動渦輪燃?xì)庠隍?qū)動渦輪的膨脹過程中，并非等熵膨脹，其中的碳顆粒等凝相成分，無法驅(qū)動渦輪做功，通過渦輪葉片做功的過程中膨脹效率為ηT，在噴管中的定熵膨脹效率為ηN，此時驅(qū)動渦輪燃?xì)鈱?shí)際循環(huán)4-5’-6’-2’-3’-4的比循環(huán)功和熱效率為

2.3 富燃燃?xì)庋h(huán)

TSPR富燃燃?xì)饫硐胙h(huán)p-V圖如圖2中7-8-9-2-3-7所示，其過程類似于驅(qū)渦燃?xì)?。首先，含硼富燃推進(jìn)劑在燃?xì)獍l(fā)生器中進(jìn)行燃燒，為等壓加熱過程7-8;然后，經(jīng)過燃?xì)獍l(fā)生器噴管膨脹比為πV的等熵膨脹過程8-9，再在燃燒室內(nèi)繼續(xù)燃燒，相當(dāng)于等壓加熱過程9-2;最后，2-3為燃?xì)庠趪姽苤械牡褥嘏蛎涀龉?，膨脹比為πN?？紤]富燃燃?xì)獍l(fā)生器噴管的等熵膨脹效率ηV及噴管等熵膨脹效率 ηN，其實(shí)際循環(huán)7-8’-9’-2’-3’-7 比循環(huán)功和熱效率為

2.4 TSPR發(fā)動機(jī)整體循環(huán)分析模型

基于以上對3股工質(zhì)的熱力循環(huán)過程的分析，對TSPR發(fā)動機(jī)進(jìn)行整體工作過程分析可知，TSPR整體循環(huán)的吸熱量q1為驅(qū)動渦輪燃?xì)獍l(fā)生器、富燃燃?xì)獍l(fā)生器內(nèi)的燃燒放熱和3股工質(zhì)摻混燃燒的放熱量之和。其所做的功為3股燃?xì)庾龉χ?，其能量載體為整個循環(huán)的工質(zhì)。故利用熱力學(xué)第一定律及循環(huán)熱效率定義，發(fā)動機(jī)整體熱效率為

TSPR性能計算模型需滿足來流空氣、富燃燃?xì)獍l(fā)生器流量、驅(qū)動渦輪燃?xì)獍l(fā)生器3股工質(zhì)與噴管出口流量的質(zhì)量守恒，以及渦輪機(jī)組功率平衡［7－10］和混合室(4-5截面之間)進(jìn)口(4截面)靜壓匹配條件，將上述條件需滿足的方程聯(lián)立得

同時考慮3股工質(zhì)配比的不同，其對補(bǔ)燃室燃燒放熱的影響;驅(qū)動渦輪燃?xì)?、富燃燃?xì)饧把a(bǔ)燃室燃?xì)鉁囟韧ㄟ^熱力計算獲得，驅(qū)動渦輪燃?xì)庵械哪喑煞植蛔龉Α?/p>

2.5 壓氣機(jī)增壓比對TSPR熱力循環(huán)性能的影響

TSPR是一個協(xié)調(diào)統(tǒng)一的整體，單一部件設(shè)計參數(shù)的變化將同時引起3股工質(zhì)比循環(huán)功和熱效率的變化，進(jìn)而引起TSPR總體性能的變化。圖3為設(shè)計飛行高度10 km、Ma=3的TSPR，壓氣機(jī)增壓比變化引起3種工質(zhì)的質(zhì)量流量百分比、比循環(huán)功及熱效率變化的曲線，以此解釋部件參數(shù)的變化如何通過3股工質(zhì)，對TSPR總體熱力循環(huán)性能產(chǎn)生影響。

由圖3(a)可知，3股工質(zhì)中，空氣的質(zhì)量百分含量始終最大;驅(qū)渦燃?xì)饬髁吭趬罕容^小時最小，隨增壓比的增加，增壓相同質(zhì)量空氣所需的驅(qū)渦燃?xì)饬髁吭黾?，?qū)渦燃?xì)赓|(zhì)量流量百分比增加，空氣及富燃燃?xì)獾馁|(zhì)量流量百分比減小。

圖3 TSPR工質(zhì)質(zhì)量流量百分比、比循環(huán)功和熱效率隨增壓比的變化Fig.3 Mass percentage，specific net work output during a cycle and thermal efficiency versus pressure ratio for TSPR

3股工質(zhì)及TSPR整體的比循環(huán)功隨壓比變化如圖3(b)所示。由圖2可知，3股工質(zhì)中驅(qū)動渦輪燃?xì)獾那€4-5’-6’-2’-3’-4面積最大，因此其比循環(huán)功最大，富燃燃?xì)馄浯?，空氣比循環(huán)功最小，而總體的比循環(huán)功是3股工質(zhì)比循環(huán)功根據(jù)質(zhì)量流量百分比加權(quán)平均的結(jié)果，隨壓氣機(jī)增壓比的增加而增加。在壓比較小時，總體比循環(huán)功增加較快，隨著壓比的增加，總體比循環(huán)功的增加減緩。

3股工質(zhì)及整體的熱效率隨增壓比變化的曲線如圖3(c)所示，也是3股工質(zhì)熱效率的綜合體現(xiàn)，熱效率隨增壓比的增大而略有下降。

3 ATR、SPR和TSPR熱力性能比較

ATR、SPR和TSPR的主要工質(zhì)均為空氣，為等壓膨脹循環(huán)。TSPR比ATR多一路富燃燃?xì)猓^SPR多一路驅(qū)渦燃?xì)?，燃?xì)饩鶠槎稳紵幕鸺l(fā)動機(jī)循環(huán)。3種工質(zhì)基本的循環(huán)方式并沒有創(chuàng)新，三者的不同之處在于它們的組合方式不同，造成了3種發(fā)動機(jī)整體比循環(huán)功與熱效率的變化。本文計算針對3種發(fā)動機(jī)整體熱力學(xué)性能進(jìn)行。計算中，ATR與TSPR使用相同的驅(qū)動渦輪燃?xì)?，壓氣機(jī)增壓比同為2，SPR與TSPR使用相同富燃燃?xì)狻?/p>

在不同的飛行狀態(tài)下，空氣經(jīng)進(jìn)氣道減速增壓后氣體狀態(tài)參數(shù)變化較大，ATR、SPR和TSPR整體的循環(huán)性能隨之變化。因此，對這幾種推進(jìn)系統(tǒng)熱力循環(huán)性質(zhì)的探究不能脫離飛行狀態(tài)。文獻(xiàn)［10］顯示，吸氣式推進(jìn)系統(tǒng)ATR比沖高于自行攜帶氧化劑的固體火箭發(fā)動機(jī)，相比于一般地-空導(dǎo)彈使用火箭助推，ATR零速起飛的發(fā)射方式，更具質(zhì)量優(yōu)勢。因此，對TSPR與ATR這2種吸氣式推進(jìn)系統(tǒng)進(jìn)行從水平面零速起飛到巡航高度馬赫數(shù)的熱力性能計算，而對SPR進(jìn)行大于啟動馬赫數(shù)后的熱力計算，得到圖4所示循環(huán)功和熱效率在表1所示彈道上的變化情況。

由圖4(a)可知，ATR、SPR、TSPR三者的比循環(huán)功均隨馬赫數(shù)和高度的增加而增加。在相同的馬赫數(shù)和高度條件下，TSPR的比循環(huán)功最大，ATR比TSPR稍小，而SPR的比循環(huán)功遠(yuǎn)小于ATR和TSPR。隨高度和馬赫數(shù)的增加，ATR的比循環(huán)功逐漸接近TSPR，在水平零速起飛時TSPR比循環(huán)功較ATR高29.8%，當(dāng)它們的飛行高度為15 km、Ma=4時，TSPR的比循環(huán)功較ATR僅高2.8%。

由圖4(b)可知，ATR、SPR、TSPR三者的熱效率均隨飛行馬赫數(shù)和高度的增加而增加，ATR和TSPR的熱效率性能相似。在水平零速起飛時，TSPR熱效率比ATR低11.0%，當(dāng)飛行高度為15 km、Ma=4時，熱效率僅比ATR低1.9%。SPR的熱效率性能在高空高馬赫數(shù)下最好，但隨著飛行馬赫數(shù)和高度的減小，熱效率下降明顯。在小于2.6 Ma時，它的熱效率性能在三者中最差。從熱力循環(huán)的角度解釋了SPR高速性能好、空速域范圍窄、對飛行狀態(tài)敏感的特性。

總之，在典型彈道上，TSPR比循環(huán)功最高，熱效率略低于ATR，它們的差距隨高度馬赫數(shù)的增大而減小。SPR在高空高速時熱效率性能最佳，將其用于高空高速巡航是最佳選擇，但其對飛行參數(shù)變化較敏感，高度速度的下降使熱效率下降較快，且比循環(huán)功小。因此，在要求零速起飛或大機(jī)動飛行時，SPR無法保證全彈道優(yōu)越的熱效率性能。此時，TSPR全彈道的熱力性能較優(yōu)越。

表1 典型馬赫數(shù)和高度彈道參數(shù)Table 1 Assumed Mach number and altitude for a flight trace

TSPR發(fā)動機(jī)本質(zhì)上改善了固沖SPR的工作條件，3種工質(zhì)均為氣相，理論上其摻混并不困難，且驅(qū)動渦輪后的燃?xì)饨?jīng)旋轉(zhuǎn)部件后的湍流度增加，能促進(jìn)摻混燃燒。但其增加了一路驅(qū)動渦輪燃?xì)?，?dǎo)致管路和結(jié)構(gòu)的復(fù)雜。對于TSPR的性能分析，需進(jìn)一步綜合考慮其性能增加的優(yōu)勢及結(jié)構(gòu)復(fù)雜度的消極影響。

4 結(jié)論

(1)對性能優(yōu)勢互補(bǔ)的固體火箭沖壓發(fā)動機(jī)(SPR)和空氣渦輪火箭(ATR)進(jìn)行集成，提出了渦輪增壓固體沖壓發(fā)動機(jī)(TSPR)的概念。

(2)分析TSPR 3股工質(zhì)理想及實(shí)際熱力循環(huán)過程，綜合得到了總體熱力循環(huán)分析模型。

(3)通過對ATR、SPR、TSPR推進(jìn)系統(tǒng)的熱力循環(huán)性能比較可知，TSPR與ATR的熱力循環(huán)性能接近，TSPR比循環(huán)功最大，熱效率稍小于ATR，熱效率性能在低空低速時較SPR高，在大空速域范圍飛行時，綜合性能優(yōu)越。

［1］Ronald S Fry.A century of ramjet propulsion technology evolution［J］.Journal of Propulsion and Power，2004:27-58.

［2］鮑福廷，黃熙君，張振鵬.固體沖壓組合發(fā)動機(jī)［M］.北京:中國宇航出版社，2006.

［3］葉定友.固體火箭沖壓發(fā)動機(jī)的若干技術(shù)問題［J］.固體火箭技術(shù)，2007，30(6):470-473.

［4］Thomas M E，Bossard J A，Ostrander M J.Addressing emerging tactical missile propulsion challenges with the solid propellant air-turbo-rocket［R］.AIAA 2000-3309.

［5］劉蘿威.空氣渦輪固體火箭發(fā)動機(jī)的研究［J］.推進(jìn)技術(shù)，2002，23(9):27-31.

［6］馮青，李世武，張麗.工程熱力學(xué)［M］.西安:西北工業(yè)大學(xué)出版社，2006.

［7］屠秋野，陳玉春，蘇三買，等.固體推進(jìn)劑吸氣式渦輪火箭發(fā)動機(jī)的建模及特征研究［J］.固體火箭技術(shù)，2006，29(5):317-319.

［8］Bossard J A，Divergence，Mesa A Z.The transition engine:a combined-cycle engine concept for SSTO/trans-atmospheric vehicle applications［R］.AIAA 95-2480.

［9］Bossard J A，Christensen K L，Poth G E.ATR propulsion system design and vehicle integration［R］.AIAA-88-3071.

［10］Kirk Christensen.Air turborocket/vehicle performance comparison［J］.Journal of Propulsion and Power，1999:706-712.