康劍飛

(中國航天科技集團(tuán)公司四院四十一所燃燒、流動(dòng)和熱結(jié)構(gòu)國家級(jí)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室， 陜西 西安 710025)

基于燃料熱力學(xué)性質(zhì)的液沖發(fā)動(dòng)機(jī)性能預(yù)示

康劍飛

(中國航天科技集團(tuán)公司四院四十一所燃燒、流動(dòng)和熱結(jié)構(gòu)國家級(jí)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室， 陜西 西安 710025)

文中針對(duì)液體亞燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行了性能建模，并引入了真實(shí)燃料特性和熱力計(jì)算模型，針對(duì)常用的JP-4、JP-5，JP-10，RP-1和Jet-A液體燃料開展了發(fā)動(dòng)機(jī)性能對(duì)比，分析了燃料當(dāng)量比以及飛行馬赫數(shù)和高度對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)性能的影響規(guī)律。研究結(jié)果表明：采用JP-4液體燃料的發(fā)動(dòng)機(jī)性能比采用其它燃料的好；考慮發(fā)動(dòng)機(jī)性能、熱防護(hù)性能以及燃料本身的裂解和積炭特性，選取0.6 ～ 0.7的當(dāng)量比較合適；無論飛行高度如何，發(fā)動(dòng)機(jī)比沖在馬赫數(shù)3.5附近達(dá)到最大，飛行高度增加，比沖性能也會(huì)增加。

亞燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)；性能預(yù)示；數(shù)值仿真

引 言

近幾十年來，由于其出色的比沖特性和寬廣的飛行包線，沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)作為超聲速巡航導(dǎo)彈的首選動(dòng)力受到了廣泛的關(guān)注。其中亞燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的性能預(yù)示是發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)工作的一項(xiàng)重要內(nèi)容，它為總體參數(shù)選擇、結(jié)構(gòu)布局和設(shè)計(jì)以及部件參數(shù)的確定提供了依據(jù)。文獻(xiàn)[1]采用能量法針對(duì)超聲速巡航導(dǎo)彈和沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)開展了一體化研究，分析了超聲速導(dǎo)彈和發(fā)動(dòng)機(jī)性能之間的合理匹配關(guān)系。文獻(xiàn)[2]采用Simulink仿真平臺(tái)搭建了亞燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)模塊化的穩(wěn)態(tài)仿真模型，并進(jìn)行了不同飛行條件下的特性分析。文獻(xiàn)[3]建立了煤油燃料的彈用液體沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)性能分析模型，分析了馬赫數(shù)、高度和余氣系數(shù)等參數(shù)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)性能的影響。國內(nèi)外學(xué)者針對(duì)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的循環(huán)分析和性能預(yù)示開展了大量的研究，獲得了部件性能參數(shù)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)總體性能的影響規(guī)律。但很多研究基于假設(shè)過多，沒有將燃料本身的特性引入到發(fā)動(dòng)機(jī)性能預(yù)示中，而燃料特性直接影響各部件和發(fā)動(dòng)機(jī)的工作效能，因此發(fā)動(dòng)機(jī)性能預(yù)示不能簡單地理解為進(jìn)行發(fā)動(dòng)機(jī)的氣動(dòng)熱力計(jì)算，而是應(yīng)全面分析發(fā)動(dòng)機(jī)的特性，通過反復(fù)計(jì)算和分析，最后確定發(fā)動(dòng)機(jī)的總體方案。

本文針對(duì)液體燃料沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)建立性能分析模型，考慮燃料的真實(shí)熱力工作過程，結(jié)合分部件模塊模型，開展發(fā)動(dòng)機(jī)整體性能的速度和高度特性分析，旨在為發(fā)動(dòng)機(jī)部件和整體工作參數(shù)的確定提供可靠依據(jù)。

1 液體沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)性能預(yù)示模型

1.1 發(fā)動(dòng)機(jī)總體模型

圖1給出了液體沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)幾何模型以及性能分析用特征截面，并作如下假設(shè)和約定：

1)發(fā)動(dòng)機(jī)工作過程呈穩(wěn)態(tài)，無摩擦，絕熱，簡單考慮燃料噴射和氣流之間混合造成的壓力損失；

2)發(fā)動(dòng)機(jī)主要由進(jìn)氣道、燃燒室和尾噴管組成，控制體包括整個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)，共假定了7個(gè)特征截面，分別為來流空氣入口截面、進(jìn)氣道入口截面、壓氣機(jī)出口截面、燃燒室入口截面、燃燒室出口截面、噴管喉部截面和噴管出口截面；

3)氣體在同一截面上參數(shù)均勻分布，屬性一致，并符合理想氣體假設(shè)；

4)考慮比熱容隨溫度變化，在每個(gè)截面處根據(jù)溫度修正熱容。

圖1 液體沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)幾何模型和特征截面

1.2 來流空氣模型

來流空氣的參數(shù)可根據(jù)來流馬赫數(shù)(Ma)、飛行高度來確定?？砂唇o定的飛行高度H，根據(jù)式(1)計(jì)算大氣溫度T0和大氣壓力P0：

(1)

(2)

式中，k為氣體的比熱比。

1.3 進(jìn)氣道模型

在沒有進(jìn)氣道部件真實(shí)模型的情況下，可采用式(3)來計(jì)算進(jìn)氣道出口的總壓恢復(fù)系數(shù)，并假設(shè)此過程等熵，進(jìn)氣道出口的總溫不變。若已知進(jìn)氣道特性曲線，可嵌入到計(jì)算模型中，可得到更為精確的熱力學(xué)參數(shù)σ1：

(3)

1.4 混合面模型

(4)

1.5 燃燒室熱力模型

1.6 性能模型

(5)

(6)

式中，ISP為發(fā)動(dòng)機(jī)的比沖。

2 性能預(yù)示結(jié)果及其分析

2.1 燃料特性比較

為了對(duì)比不同燃料條件下發(fā)動(dòng)機(jī)特性的影響規(guī)律，本文以飛行高度10 km，飛行速度3馬赫為標(biāo)準(zhǔn)狀態(tài)，進(jìn)行了燃料特性的對(duì)比分析，表1給出了常見的幾種液體燃料性能參數(shù)和性能計(jì)算結(jié)果，其中，性能數(shù)據(jù)是在化學(xué)恰當(dāng)比條件下計(jì)算得到的，進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)為0.54，流量系數(shù)為1.0，進(jìn)氣道捕獲面積為0.030 8 m2，燃燒室總壓恢復(fù)系數(shù)為0.95，燃燒效率為99%。

表1 常見液體燃料屬性及發(fā)動(dòng)機(jī)性能計(jì)算結(jié)果(化學(xué)恰當(dāng)比)

從以上計(jì)算結(jié)果可以看出，采用JP-4燃料的發(fā)動(dòng)機(jī)性能是最高的，但由于在化學(xué)恰當(dāng)比條件下進(jìn)行反應(yīng)，燃燒室總溫較高，這對(duì)于長時(shí)間工作的發(fā)動(dòng)機(jī)來說熱防護(hù)難度較大。

液體沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)在飛行時(shí)，為了提高性能，一般采用當(dāng)量比較低的條件工作，因此本文針對(duì)JP-4燃料進(jìn)行了當(dāng)量比分別為0.6、0.7、0.8和0.9的發(fā)動(dòng)機(jī)性能計(jì)算，表2中給出了計(jì)算結(jié)果。從計(jì)算結(jié)果可以看出，隨著當(dāng)量比的減小，發(fā)動(dòng)機(jī)比沖性能明顯上升，燃燒室溫度也隨之下降。根據(jù)液體沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的使用經(jīng)驗(yàn)，燃燒室溫度一般選取在2 000 K附近，既能保證較高的性能和較好的燃燒室熱防護(hù)效果，液體碳?xì)淙剂弦膊粫?huì)因?yàn)槿剂蠂娮鞙囟冗^高而裂解和積炭。從以上計(jì)算分析可知，當(dāng)量比取在0.6～0.7比較合適。

表2 在不同當(dāng)量比條件下JP-4液體燃料發(fā)動(dòng)機(jī)性能計(jì)算結(jié)果

2.2 性能影響因素分析

對(duì)不同類型燃料計(jì)算后的發(fā)動(dòng)機(jī)性能結(jié)果進(jìn)行分析發(fā)現(xiàn)， JP-4燃料性能較好，綜合考慮發(fā)動(dòng)機(jī)性能以及使用特性發(fā)現(xiàn)，當(dāng)量比取0.65比較合理，在此條件下本文開展了不同飛行高度、馬赫數(shù)條件下的性能比較分析。圖2給出了發(fā)動(dòng)機(jī)比沖隨飛行馬赫數(shù)和飛行高度的變化規(guī)律。從計(jì)算結(jié)果可以看出：在該計(jì)算條件下，無論飛行高度如何，在馬赫數(shù)為3.5附近比沖達(dá)到最大值；隨著飛行高度的增加， 比沖也逐漸增加，可見液體沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)更適合在高空條件下工作。

圖2 發(fā)動(dòng)機(jī)比沖隨飛行馬赫數(shù)和飛行高度的變化規(guī)律

3 結(jié)束語

本文建立了考慮燃料真實(shí)熱力學(xué)特性的液體燃料沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)性能模型。燃料性能對(duì)比分析表明：JP-4燃料要優(yōu)于其它燃料；綜合考慮各種因素發(fā)現(xiàn)，選取0.6～0.7的當(dāng)量比較適宜；無論飛行高度如何，發(fā)動(dòng)機(jī)比沖在馬赫數(shù)3.5附近達(dá)到最大，比沖性能會(huì)隨著飛行高度的增加而增加。

[1] 崔高峰. 超聲速巡航導(dǎo)彈/沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)一體化研究[D]. 西安: 西北工業(yè)大學(xué), 2008.

[2] 王偉，郭迎清.亞燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)建模及性能研究[J]. 計(jì)算機(jī)仿真, 2012, 29 (9):53-56.

[3] 范玉珠，張為華. 超聲速彈用液體沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)一體化性能建模與仿真[J]. 彈箭與制導(dǎo)學(xué)報(bào), 2009, 29 (1):177-180.

康劍飛 (1980-)，男，工程師，主要從事發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)驗(yàn)研究工作。

Performance Prediction of Liquid Fuel Ramject Engine Based on Real Thermodynamics Property of Fuel

KANG Jian-fei

(NationalKeyLaboratoryofCombustion,FlowandThermo-structure,the41stInstituteoftheAcademyofChinaAerospaceScienceandTechnologyCorporation，Xi′an710025,China)

In this paper the performance model of liquid ramjet engine based on real thermodynamics property of liquid fuel is established. The engine performance comparison is carried out aiming at the commonly used JP-4, JP-5, JP-10, RP-1 and Jet-A liquid fuel. And the effect of fuel equivalence ratio, Mach number and the flight height on engine performance is analyzed. The results show that the performance of JP-4 liquid fuel is better than other fuels. Given the cracking and coking characteristics of engine performance, thermal protective performance and fuel itself, equivalence ratio from 0.6 to 0.7 is appropriate. Whatever flight height it is, the engine specific impulse reaches the maximum near Mach number 3.5. As the altitude increases, the specific impulse performance also increases.

ramjet engine; performance prediction; numerical simulation

2013-05-08

V231.1

A

1008-5300(2013)04-0058-03