葉 偉，徐萬武，陳 健，宋長(zhǎng)青

（國(guó)防科技大學(xué)高超聲速?zèng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，湖南長(zhǎng)沙410073）

0 引言

燃料供應(yīng)系統(tǒng)是發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)的重要組成部分，供應(yīng)系統(tǒng)的研究對(duì)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)工程化進(jìn)程具有十分重要的推動(dòng)意義。使用沖壓空氣作為動(dòng)力的渦輪泵供應(yīng)系統(tǒng)已在亞燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)為動(dòng)力的導(dǎo)彈中成功得到應(yīng)用，如“波馬克”、“黃銅騎士”及“海標(biāo)槍”導(dǎo)彈等[1]。但是由于超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的飛行Ma大，來流空氣總溫高，渦輪將經(jīng)受惡劣的熱環(huán)境而使其拓展應(yīng)用于超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的潛力被忽視[2]。隨著新材料的發(fā)展，材料的耐熱溫度得到極大的提高，使這種潛力成為可能，如鑄造高溫合金使用溫度高達(dá)1000℃，GE公司研制的第3代單晶合金ReneN6和CMSX-10能夠在1 150℃的環(huán)境中持久壽命大于150 h[3]。

雙燃燒室沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)（DCR）作為超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的一種，具有工作范圍寬（Ma=3.5～6.0）、點(diǎn)火難度小及低馬赫數(shù)性能高等優(yōu)點(diǎn)[4]。以DCR發(fā)動(dòng)機(jī)為動(dòng)力的HyFly導(dǎo)彈已經(jīng)開展了4次飛行試驗(yàn)[5]，其工程應(yīng)用正走向成熟。本文基于HyFly構(gòu)型的DCR發(fā)動(dòng)機(jī)，提出了一種與其飛行Ma范圍（Ma=3.5～5.5）相匹配的沖壓空氣渦輪泵供應(yīng)系統(tǒng)方案，通過對(duì)系統(tǒng)建立靜態(tài)模型，分析在不同飛行狀態(tài)下渦輪泵系統(tǒng)的調(diào)節(jié)特性，對(duì)設(shè)計(jì)方案的可行性進(jìn)行論證。

1 供應(yīng)系統(tǒng)方案設(shè)計(jì)

沖壓空氣渦輪泵供應(yīng)系統(tǒng)的原理如圖1所示，供應(yīng)系統(tǒng)中，煤油從油箱經(jīng)管路和閥門至泵入口，經(jīng)泵增壓后流出。部分燃料通過溢流閥返回至泵入口，剩余燃料流經(jīng)管路、冷卻通道后，通過噴注器噴注進(jìn)燃燒室。DCR發(fā)動(dòng)機(jī)無需攜帶氧化劑，只需一組渦輪泵組件。這組渦輪泵組件由渦輪和泵共軸組成，因此渦輪和泵的轉(zhuǎn)速相等。渦輪泵的選型上，選取流量大、效率高的軸流式渦輪和壓頭高、流量大的離心泵，使用壓比為3的沖擊式渦輪，為了提高葉片直徑，采用半周進(jìn)氣的方式。為滿足在DCR發(fā)動(dòng)機(jī)不同工況下的燃料需求，需要對(duì)燃料的流量和壓力進(jìn)行調(diào)控。目前常用的調(diào)控策略有2種：閥控和泵控。閥控系統(tǒng)屬于節(jié)流控制，效率降低，但閥控系統(tǒng)的動(dòng)態(tài)響應(yīng)快、控制精度高。泵控系統(tǒng)屬于容積控制，效率較高，節(jié)能性好，控制難度較小，但泵控系統(tǒng)的動(dòng)態(tài)響應(yīng)較差，且結(jié)構(gòu)復(fù)雜、成本較高[6]。本文使用閥控和泵控相結(jié)合的方法來實(shí)現(xiàn)系統(tǒng)調(diào)節(jié)，即通過使用溢流閥對(duì)燃料進(jìn)行分流的方法來實(shí)現(xiàn)閥控，和設(shè)置旁路涵道的方法調(diào)節(jié)渦輪進(jìn)氣流量來調(diào)節(jié)渦輪泵功率實(shí)現(xiàn)泵控。

圖1 沖壓空氣渦輪泵供應(yīng)系統(tǒng)原理圖Fig.1 Scheme for fuel feeding system of ram air turbo-pump

渦輪的取氣方式可按照空氣來源分為外部取氣和內(nèi)部取氣2種[7]。為了便于供應(yīng)系統(tǒng)的單獨(dú)控制，保證供應(yīng)系統(tǒng)工作穩(wěn)定可靠，本文采用外部取氣方案。DCR發(fā)動(dòng)機(jī)有亞燃和超燃2類進(jìn)氣道，渦輪工質(zhì)使用單獨(dú)的渦輪進(jìn)氣道取氣，渦輪進(jìn)氣道取氣段前段的設(shè)計(jì)與已有的亞燃進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)類似，面積為發(fā)動(dòng)機(jī)亞燃進(jìn)氣道的35%。同時(shí)假設(shè)由渦輪取氣口捕獲的空氣在喉部略下游處通過一道正激波擴(kuò)壓，隨后通過亞聲速擴(kuò)壓器進(jìn)一步減速擴(kuò)壓以獲得渦輪入口所需的參數(shù)，并假設(shè)激波后氣流在隨后的擴(kuò)壓滯止過程中總壓損失為40%，所得渦輪進(jìn)氣道捕獲空氣的總溫、總壓如圖2所示。排氣方式上沖壓空氣通過渦輪后的壓降較大，不能滿足噴入燃燒室或尾噴管的壓力需求，因此選取直排大氣的開式循環(huán)。

圖2 各狀態(tài)點(diǎn)渦輪進(jìn)氣道捕獲空氣參數(shù)Fig.2 Parameters of captured air in turbine inlet at different cases

2 供應(yīng)系統(tǒng)特性分析

在供應(yīng)系統(tǒng)的特性分析中，利用文獻(xiàn) [8]中的離心泵作為計(jì)算模型，為了確保煤油霧化，需要煤油的噴前壓力≥3.6 MPa[9]；同時(shí)為了保證DCR發(fā)動(dòng)機(jī)最大推力并且保證超燃進(jìn)氣道不會(huì)出現(xiàn)壅塞現(xiàn)象，選取當(dāng)量比為0.9[10]。隨著飛行Ma的變化，分析渦輪進(jìn)氣道在捕獲空氣參數(shù)變化的情況下渦輪泵系統(tǒng)的靜態(tài)特性。其中，發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)取如下假設(shè)：

1）煤油為常溫推進(jìn)劑，近似認(rèn)為泵后推進(jìn)劑密度、溫度等于泵入口參考值；

2）忽略管路，冷卻通道的流阻系數(shù)等負(fù)載變化對(duì)泵性能的影響；

3）泵的效率保持不變?yōu)?3%；

4）渦輪入口壓力為0.1 MPa。

2.1 供應(yīng)系統(tǒng)的非線性數(shù)學(xué)模型

以DCR發(fā)動(dòng)機(jī)燃料供應(yīng)系統(tǒng)中的渦輪泵組件、管路閥門組件及冷卻通道等組件為研究對(duì)象建立各自獨(dú)立的物理模型，組成滿足系統(tǒng)壓力、流量及功率的平衡方程[11]。供應(yīng)系統(tǒng)建立的物理模型和組成的非線性方程組如下所示，參數(shù)中未說明單位的均為1。

2.1.1 流量平衡

燃料流量平衡：

式中：qp為泵出口燃料流量；qr為回路燃料流量；qc為燃燒室所需流量。流量單位均為kg/s。

燃燒室所需流量：

式中：Φ為當(dāng)量比；a為化學(xué)當(dāng)量空-燃比；qair為DCR發(fā)動(dòng)機(jī)捕獲空氣總流量，kg/s。

沖壓空氣流量平衡：

式中：qi為渦輪進(jìn)氣道流量；qt為渦輪所需流量；qb為渦輪旁路流量。

2.1.2 壓力平衡

式中：pin為泵入口壓力；Δpf為泵壓升；Δp1為燃燒室噴前壓力；Δp2為泵出口至冷卻通道進(jìn)口的管路及閥門壓降；Δp3為冷卻通道壓降。壓力單位均為MPa。

2.1.3 功率平衡

式中：Wp為泵功率；WT為渦輪功率，kW；

2.2 計(jì)算方法

由公式（1）～（5）建立的供應(yīng)系統(tǒng)模型組成非線性方程組為：

式中X為方程組中的未知量。非線性方程組的求解需要使用數(shù)值方法，求解方法使用文獻(xiàn) [11]中給出的牛頓迭代法。為了改善迭代法對(duì)初值的要求，在構(gòu)造迭代模型時(shí)引入可變松弛因子hk，每一步迭代中，松弛因子依次選取hk=1/k，并滿足：。

3 結(jié)果分析

數(shù)值計(jì)算過程中，分別計(jì)算Ma 3.5～5.5的5個(gè)工況，把供應(yīng)系統(tǒng)的額定參數(shù)作為非線性方程組變量的初值，設(shè)置迭代誤差為10-8。得到不同工況下渦輪進(jìn)氣道捕獲空氣參數(shù)變化狀態(tài)下供應(yīng)系統(tǒng)的穩(wěn)態(tài)特性，通過對(duì)比供應(yīng)系統(tǒng)不同工況下的特性參數(shù)，了解供應(yīng)系統(tǒng)的工作規(guī)律。

圖3為離心泵的特征參數(shù)隨飛行Ma數(shù)變化圖。由圖3可知，Ma=3.5時(shí)，泵的性能最高，揚(yáng)程H為533.7 m；體積流量Q為3.05 L/s。隨著Ma的增加，離心泵的性能隨之降低，但降幅較小。例如，揚(yáng)程H降幅為12.22%；體積流量Q降幅為6.31%。因此，使用控制渦輪流量和使用泵后回流的調(diào)控方法下，離心泵的特性參數(shù)相對(duì)穩(wěn)定，可以一直處于高效率工況下工作。

圖3 泵特性參數(shù)隨Ma變化圖Fig.3 Performance of pump versus Ma

由圖4可知，渦輪功率Wt隨Ma的增加而減少，隨著Ma的增加，泵做功能力降低，對(duì)渦輪泵的功率需求由26.33 kW降至22 kW，降幅為16.41%。渦輪的效率由28.40%降低至19.38%，降幅為31.74%，原因是渦輪進(jìn)氣道空氣的總溫升高，致使渦輪等熵膨脹功增加，加上渦輪轉(zhuǎn)速的降低，導(dǎo)致渦輪的速度比x降低，造成渦輪效率下降。

圖4 渦輪參數(shù)隨Ma變化圖Fig.4 Parameter of turbine versus Ma

圖5為離心泵出口流量、燃燒室所需流量和泵回流流量的煤油燃料流量圖。由圖5可知，在不同Ma下，泵的出口流量qp變化不大，保持在2.31～2.47 kg/s之間，隨著發(fā)動(dòng)機(jī)捕獲空氣流量的降低，燃燒室所需燃料隨之減少，導(dǎo)致渦輪回流流量qr隨Ma的增加而增加。然而燃燒室所需流量與泵出口流量的比（qc/qp）不高，最多為34.74%（Ma=3.5），Ma=5.5時(shí)，更是低至19.92%。說明泵后增壓的煤油沒有得到充分利用，造成的功率損失比較嚴(yán)重。

圖5 燃料流量隨Ma變化圖Fig.5 Fuel flow rate versus Ma

圖6為渦輪流量隨Ma數(shù)變化曲線，隨著Ma的增加，渦輪進(jìn)氣道的捕獲空氣流量qi減小，總溫增加，隨著渦輪功率需求的下降，進(jìn)入渦輪的空氣流量qt隨之下降，由0.42 kg/s降至0.24 kg/s，進(jìn)入渦輪的空氣流量所占比重（qt/qi）卻隨著Ma的增加從67.25%增至71.83%。結(jié)果表明，隨著Ma的增加，需要對(duì)旁路閥門進(jìn)行調(diào)控，減少旁路的空氣流量。

圖6 空氣流量隨Ma數(shù)變化圖Fig.6 Air flow rate versus Ma

4 結(jié)論

本文基于雙燃燒室沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)（DCR）設(shè)計(jì)了一種以沖壓空氣為工質(zhì)的渦輪泵供應(yīng)系統(tǒng)，提出了外部取氣和直排大氣的取氣/排氣方式、調(diào)節(jié)渦輪進(jìn)氣流量和泵后回流相結(jié)合的系統(tǒng)調(diào)控方法。建立了供應(yīng)系統(tǒng)的靜態(tài)模型，通過求解非線性方程組對(duì)供應(yīng)系統(tǒng)在不同工況下的靜態(tài)特性進(jìn)行了分析。得到以下結(jié)論：

1）沖壓空氣渦輪的效率、功率隨Ma的增加而降低。Ma在3.5～5.5范圍內(nèi)，渦輪所需的空氣流量占約DCR發(fā)動(dòng)機(jī)捕獲空氣總流量的3%，使用渦輪進(jìn)氣道捕獲空氣作為渦輪工質(zhì)的供應(yīng)系統(tǒng)設(shè)計(jì)方案可行。

2）離心泵的性能隨Ma的變化并不明顯，揚(yáng)程H的最大降幅僅為12.22%，體積流量Q最大降幅僅為6.31%。說明離心泵處于全流量區(qū)域內(nèi)工作，工作效率高。但是隨著Ma的增加，泵回流流量增加，比重由65.26%增至80.08%。說明系統(tǒng)對(duì)增壓后的燃料利用不足，造成渦輪功率損失比較嚴(yán)重。因此，可以對(duì)系統(tǒng)的調(diào)控方案進(jìn)行優(yōu)化，進(jìn)一步降低渦輪的需求功率。

3）通過本文的初步論證，說明沖壓空氣渦輪泵供應(yīng)系統(tǒng)可以滿足DCR發(fā)動(dòng)機(jī)燃料的供應(yīng)與調(diào)節(jié)要求，但在實(shí)際應(yīng)用中還需要進(jìn)一步對(duì)供應(yīng)系統(tǒng)的動(dòng)態(tài)特性等方面開展研究。

[1]劉興洲.沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)的發(fā)展 [J].戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈技術(shù),1989(4)：36-43.

[2]張鐸,鮑文,秦江.碳?xì)淙剂铣紱_壓發(fā)動(dòng)機(jī)油氣渦輪做功能力評(píng)估[J].推進(jìn)技術(shù),2013,34(12)：1708-1712.

[3]董志國(guó),王鳴,李曉欣.航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪葉片材料的應(yīng)用與發(fā)展[J].鋼鐵研究學(xué)報(bào),2011,23(增刊2)：455-457.

[4]BILLIG F S,WALTRUP P J,STOCKBRIDGE R D.Integral-rocket dual-combustion ramjets：a new propulsion concept[J].Journal of Spacecraft and Rockets,1980,17(5)：416-424.

[5]溫杰.美國(guó)海軍的HyFly計(jì)劃 [J].飛航導(dǎo)彈,2008(12)：10-13.

[6]閆國(guó)軍,楊朗,董泳.沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪泵建模及能耗分析[J].節(jié)能技術(shù),2006,24(3)：257-260.

[7]安慶芳.空氣渦輪在彈上的取氣問題[J].推進(jìn)技術(shù),1985(4)：74-79.

[8]張華.超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃料供應(yīng)系統(tǒng)方案研究[D].國(guó)防科技大學(xué)研究生院,2011.

[9]蒲旭陽,李鰲,郁峰,等.超燃發(fā)動(dòng)機(jī)可變流量燃料供應(yīng)系統(tǒng)研究[C]//第十四屆全國(guó)激波與激波管學(xué)術(shù)會(huì)議論文集.北京：中國(guó)力學(xué)學(xué)會(huì),2010：78-81.

[10]譚建國(guó),吳繼平,王振國(guó).雙燃燒室沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)直連式實(shí)驗(yàn)與數(shù)值仿真[J].航空動(dòng)力學(xué)報(bào),2013,28(7)：1675-1680.

[11]張貴田.高壓補(bǔ)燃液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)[M].北京：國(guó)防工業(yè)出版社,2005.