張留歡,劉 嬿,張蒙正
(1.西安航天動力研究所,陜西西安710100;2.中國運(yùn)載火箭技術(shù)研究院,北京100076)
基于碳?xì)淙剂狭呀夤ぷ鞯腁TR發(fā)動機(jī)性能分析
張留歡1,劉 嬿2,張蒙正1
(1.西安航天動力研究所,陜西西安710100;2.中國運(yùn)載火箭技術(shù)研究院,北京100076)
提出了一種基于碳?xì)淙剂狭呀鈿怏w驅(qū)動渦輪工作的ATR發(fā)動機(jī)方案,并對特定裂解氣成分的碳?xì)銩TR發(fā)動機(jī)性能進(jìn)行計算,獲得了裂解氣中烷/烯比對發(fā)動機(jī)性能的影響規(guī)律。結(jié)果表明,在同一飛行條件下,隨著發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速上升,推力逐漸上升,比沖基本呈減小趨勢;在同一轉(zhuǎn)速下,碳?xì)淙剂狭呀鈿庵型?烯比越大,發(fā)動機(jī)比沖越高。在烷/烯比4、轉(zhuǎn)速百分比70%條件下,發(fā)動機(jī)比沖最高達(dá)到約7 644 m/s;隨著烷/烯比逐漸升高,裂解氣比熱容逐漸升高。
碳?xì)淙剂?;裂解;ATR發(fā)動機(jī);烷/烯比;發(fā)動機(jī)性能
空氣渦輪火箭發(fā)動機(jī)作為一種組合循環(huán)發(fā)動機(jī),將火箭發(fā)動機(jī)推力室與渦輪噴氣發(fā)動機(jī)進(jìn)行有機(jī)組合[1-2],將渦輪入口氣流參數(shù)與飛行工況解耦,拓寬了發(fā)動機(jī)工作高度、速度范圍。
根據(jù)熱力循環(huán)方式不同,ATR發(fā)動機(jī)主要分為燃?xì)獍l(fā)生器循環(huán)和膨脹循環(huán)2種方案[3-7]。燃?xì)獍l(fā)生器循環(huán)ATR發(fā)動機(jī)多使用雙組元(液氧/液氫、液氧/甲烷、H2O2/煤油等) 作為推進(jìn)劑[8-9],這種方式發(fā)動機(jī)自帶氧化劑,且推進(jìn)劑低溫或熱穩(wěn)定性差;膨脹循環(huán)ATR發(fā)動機(jī)(Air-Turbo-Ram Expander cycle,ATREX)使用液氫作為推進(jìn)劑[10-11],其做功能力強(qiáng),燃燒熱值高,但密度低,儲存容積大且對材料性能要求高,操作性較差[12]。
碳?xì)淙剂显谖鼩馐桨l(fā)動機(jī)領(lǐng)域中應(yīng)用廣泛。目前,國內(nèi)外對于碳?xì)淙剂系难芯慷嗉性谖鼰嵝吞細(xì)淙剂显偕鋮s方面[13-15]。碳?xì)淙剂贤ㄟ^受熱或催化等方式裂解為小分子烷烴、烯烴等氣相物,過程吸熱,可對發(fā)動機(jī)壁面進(jìn)行冷卻[16-21]。同時,碳?xì)淙剂蠠岱€(wěn)定性良好,方便使用,從推進(jìn)劑選擇方面有利于ATR發(fā)動機(jī)應(yīng)用?;诖?,本文提出了一種基于碳?xì)淙剂狭呀夤ぷ鞯腁TR發(fā)動機(jī)(下文簡稱碳?xì)銩TR發(fā)動機(jī))方案,詳細(xì)闡述了該發(fā)動機(jī)工作原理,并進(jìn)行了發(fā)動機(jī)性能計算,研究了碳?xì)淙剂狭呀獬煞謱Πl(fā)動機(jī)性能的影響規(guī)律,可為后續(xù)吸氣式組合發(fā)動機(jī)方案研究提供新的思路。
碳?xì)銩TR發(fā)動機(jī)主要包括進(jìn)氣道、壓氣機(jī)、氣體發(fā)生裝置、渦輪、燃燒室、尾噴管及換熱裝置等組件。碳?xì)銩TR發(fā)動機(jī)的特點主要是其氣體發(fā)生裝置利用碳?xì)淙剂狭呀猱a(chǎn)生小分子烴類氣相物的特性。在發(fā)動機(jī)工作過程中,首先采用單獨設(shè)計安裝的燃?xì)獍l(fā)生器產(chǎn)生高溫高壓富燃燃?xì)怛?qū)動發(fā)動機(jī)短暫工作,之后高壓超臨界碳?xì)淙剂线M(jìn)入發(fā)動機(jī),通過換熱裝置實現(xiàn)升溫裂解(同時冷卻燃燒室殼體),產(chǎn)生的高溫高壓氣相物進(jìn)入氣體發(fā)生裝置,直接驅(qū)動渦輪帶動壓氣機(jī)工作,大氣中的空氣經(jīng)壓氣機(jī)增壓后直接進(jìn)入渦輪后的燃燒室,在燃燒室內(nèi)和經(jīng)過渦輪做功后的可燃?xì)怏w進(jìn)行燃燒,生成的高溫燃?xì)馔ㄟ^噴管膨脹產(chǎn)生推力。
根據(jù)碳?xì)銩TR發(fā)動機(jī)工作原理,建立了發(fā)動機(jī)工作平衡方程,具體如下。
1)渦輪與壓氣機(jī)物理轉(zhuǎn)速平衡:
式中:n為物理轉(zhuǎn)速;下標(biāo)c為壓氣機(jī);下標(biāo)t為渦輪。
2) 發(fā)動機(jī)流道壓力平衡(不考慮氣體沿程壓力損失):
式中:p為發(fā)動機(jī)截面氣體總壓;π為壓比;下標(biāo)2,4,7分別為壓氣機(jī)入口截面、渦輪入口截面、噴管喉部截面。
3)氣體質(zhì)量流量平衡:
式中m為單位時間通過某截面氣體質(zhì)量流量。
4) 渦輪與壓氣機(jī)功率平衡(不考慮機(jī)械功損失):
式中L為功率。
基于上述基本平衡方程,建立了發(fā)動機(jī)計算模型,發(fā)動機(jī)設(shè)計點(地面狀態(tài)100%轉(zhuǎn)速百分比)推力約10 kN,空氣流量為10 kg/s,壓氣機(jī)增壓比2.6,渦輪落壓比16。同時考慮到換熱裝置設(shè)計難度,給定碳?xì)淙剂狭呀鈿饪倻兀u輪前氣體總溫)為1 000 K。發(fā)動機(jī)部分組件參數(shù)取值如表1所示。
發(fā)動機(jī)燃料采用在火箭煤油基礎(chǔ)上創(chuàng)新配方的新型吸熱碳?xì)淙剂希?jīng)試驗研究,在1 000 K高溫穩(wěn)態(tài)條件下該碳?xì)淙剂现饕呀鈿庀喈a(chǎn)物為甲烷、乙烷、丙烷、乙烯、丙烯及丁烯等(忽略含量較少的碳4以上烯烴)。其中,烷烴類中,甲烷、乙烷、丙烷質(zhì)量比為1.1:1.55:1;烯烴類中,乙烯、丙烯、丁烯質(zhì)量比為2.1:1.7:1。
基于上述發(fā)動機(jī)參數(shù),對典型飛行條件(0 km/0Ma,4 km/0.6Ma,8 km/1.5Ma,12 km/2Ma)碳?xì)銩TR發(fā)動機(jī)性能進(jìn)行了計算。計算過程中,假設(shè)碳?xì)淙剂狭呀馔耆医M分比例不變[22]。圖2給出了烷/烯比(烷烴與烯烴的質(zhì)量比) 為1時,不同工況下發(fā)動機(jī)推力、比沖參數(shù)隨轉(zhuǎn)速變化結(jié)果。圖2中橫坐標(biāo)為發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速百分比。圖2顯示,在同一飛行條件下,隨著發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速上升,推力逐漸上升,比沖基本呈減小趨勢。其中,地面條件、70%轉(zhuǎn)速百分比時,發(fā)動機(jī)比沖較地面條件其他轉(zhuǎn)速相對較高,其值約為6 374m/s;12 km/2 Ma條件、60%轉(zhuǎn)速百分比時,比沖約為13 000m/s。
研究表明,通過在碳?xì)淙剂现屑尤胩砑觿?,可提高乙烯、丙烯等低碳烯烴的選擇性[23]。對于吸熱型碳?xì)淙剂希淞呀猱a(chǎn)物中烷/烯比越低,吸熱能力越強(qiáng)[24]。圖4和圖5分別給出了基于上述發(fā)動機(jī)組件參數(shù)的碳?xì)銩TR發(fā)動機(jī),在地面條件下燃料流量 、推力、比沖等隨烷/烯比(0.5,1,2,3,4)及轉(zhuǎn)速(60%,70%,80%,90%,100%)等的變化結(jié)果。
圖3顯示,隨著發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速上升,發(fā)動機(jī)消耗的碳?xì)淙剂腺|(zhì)量流量逐漸升高。發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速升高,意味著渦輪輸入功需要提高,在碳?xì)淙剂狭呀鈿馕镄圆蛔兊臈l件下,其質(zhì)量流量必然增加。另外,隨著裂解氣中烷/烯比提高,同一轉(zhuǎn)速下發(fā)動機(jī)所需的碳?xì)淙剂腺|(zhì)量流量逐漸減小。在發(fā)動機(jī)推力基本不變的情況下,燃料流量減小,則比沖增大(見圖4),即在同一轉(zhuǎn)速下,碳?xì)淙剂狭呀鈿庵型?烯比越高,發(fā)動機(jī)比沖越大。其中,烷/烯比4、轉(zhuǎn)速百分比70%條件下,發(fā)動機(jī)比沖最高達(dá)到約7 644 m/s。
圖5給出了1 000 K溫度條件下碳?xì)淙剂狭呀?氣 比 熱 容 Cp隨 烷/烯 比 變 化 的 結(jié) 果(SUPERTRAPP[25]計算)。圖5中顯示,隨著烷/烯比逐漸升高,裂解氣比熱容逐漸升高。由于渦輪等熵膨脹功CT=mf·Cp·ΔT[26],在相同的膨脹功條件下,渦輪前裂解氣的Cp越高,需要供應(yīng)的碳?xì)淙剂狭髁縨f越小,發(fā)動機(jī)比沖越高。
提出了一種基于碳?xì)淙剂狭呀夤ぷ鞯腁TR發(fā)動機(jī)方案,并對特定裂解氣成分的碳?xì)銩TR發(fā)動機(jī)性能進(jìn)行計算,研究了烷/烯比對發(fā)動機(jī)性能的影響規(guī)律,獲得結(jié)論如下:
1) 在同一飛行條件下,隨著發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速上升,推力逐漸上升,比沖基本呈減小趨勢;
2)在同一轉(zhuǎn)速下,碳?xì)淙剂狭呀鈿庵型?烯比越高,發(fā)動機(jī)比沖越大;
3)隨著烷/烯比逐漸升高,裂解氣比熱容逐漸升高。
基于碳?xì)淙剂狭呀鈿怛?qū)動渦輪工作的ATR發(fā)動機(jī)方案原理可行,但發(fā)動機(jī)比沖等性能仍有提升空間。后續(xù)應(yīng)在改善碳?xì)淙剂蠠?催化裂解技術(shù),提高碳?xì)淙剂狭呀鈿馔?烯比,增大裂解氣做功能力等方面開展進(jìn)一步工作,以進(jìn)一步提高發(fā)動機(jī)性能。
[1]CHRISTENSEN K.Air turborocket/vehicle performance comparison[J].Journalof propulsion and power,1999,15 (5):706-712.
[2]南向誼,王栓虎,李平.空氣渦輪火箭發(fā)動機(jī)研究的進(jìn)展與展望[J].火箭推進(jìn),2008,34(6):31-35. NAN Xiangyi,WANG Shuanhu,LIPing.Investigation on statusand prospectofair turbine rocket[J].Journalof rocket propulsion,2008,34(6):31-35.
[3]TANATSUGUN,NARUOY,ROKUTANDA I.Testresults on air turbo ram jet for a future space plane:AIAA 1992-5054[R].USA:AIAA,1992.
[4]CHRISTENSEN K.Comparison of methods for calculating turbine work in the air turbo rocket[J].Journal ofpropulsion and power,2001,17(2):256-261.
[5]SULLEREY R K,PRADEEPA M,KEDIA M.Performance comparison of air turbo rocketengine w ith different fuelsystems:AIAA 2003-4417[R].USA:AIAA,2003.
[6]BUSSIG,COLASURDO G,PASTRONE D.Analysis of air-turbo rocketperformance[J].Journalof propulsion and power,1995,11(5):950-954.
[7]TANATSUGU N.Development study on air turboram jet [J].Journal of the Gas Turbine Society of Japan,2002, 30(1):69-71.
[8]M INATORyojiro,HIGASHINOKazuyuki,TANATSUGU Nobuhiro.Design and development of bio-ethanol fueled GG-cycle air turbo ram jet engine for supersonic:UAV ISABE-2013-1654[R].[S.l.]:ISABE,2013.
[9]M INATO R,HIGASHINO H,TANATSUGU N.Design and performance analysis of bio-ethanol fueled GG-cycle air turbo ram jetengine:AIAA 2012-0842[R].USA:AIAA, 2012.
[10]HARADA K,TANATSUGU N,SATO T.Development study on precooler for ATREX engine:AIAA 1999-4897 [R].USA:AIAA,1999.
[11]SAWAIShujiro,SATO Tetsuya,KOBAYASHIHiroaki, et al.Flight test plan for ATREX engine development:AIAA 2003-7027[R].USA:AIAA,2003.
[12]趙祖亮.吸熱型碳?xì)淙剂辖Y(jié)焦與超臨界壓力下傳熱性質(zhì)研究[D].碩士學(xué)位論文,浙江大學(xué),2006.
[13]賀芳,禹天福,李亞裕.吸熱型碳?xì)淙剂系难芯窟M(jìn)展[J].導(dǎo)彈與航天運(yùn)載技術(shù),2005(1):26-29.
[14]CASTALDIM J,LEYLEGIAN JC,CHINITZWallace, et al.Development of an effective endotherm ic fuel platform for regeneratively-cooled hypersonic vehicles: AIAA 2006-4403[R].USA:AIAA,2006.
[15]劉志琦.超燃沖壓發(fā)動機(jī)再生冷卻技術(shù)研究 [D].長沙:國防科學(xué)技術(shù)大學(xué),2010.
[16]屈云鳳.超燃沖壓發(fā)動機(jī)冷卻通道內(nèi)碳?xì)淙剂蟼鳠峒傲呀馓匦匝芯縖D].哈爾濱:哈爾濱工業(yè)大學(xué),2010.
[17]王夕.超臨界壓力吸熱型碳?xì)淙剂蠠崃呀饧皞鳠崽匦匝芯縖D].北京:清華大學(xué),2013.
[18]賈貞健.吸熱型碳?xì)淙剂险锿楦邷亓呀鈾C(jī)理研究[D].哈爾濱:哈爾濱工業(yè)大學(xué),2011.
[19]薛金強(qiáng),尚丙坤,王偉,等.吸熱型碳?xì)淙剂系牧呀饧敖Y(jié)焦研究進(jìn)展[J].化學(xué)推進(jìn)劑與高分子材料,2010,8(3):8-13.
[20]賈貞健,周偉星,黃洪雁,于文力,碳?xì)淙剂蠠崃呀馀c引發(fā)裂解換熱對比實驗[J].化工學(xué)報,2008,65(S1):138-143.
[21]何龍,潘富敏,林瑞森.吸熱型碳?xì)淙剂洗呋呀獾难芯渴鲈u[J].推進(jìn)技術(shù),2001,22(2):97-100.
[22]WARD T A,ERVIN JS,STRIEBICH R C,etal.Simulations of flow ing m ildly-cracked normal alkanes incorporating proportional product distributions[J].Journal of propulsion and power,2004,20(3):394-402.
[23]咸春雷,方文軍,張波,等.混配型吸熱碳?xì)淙剂蠠崃呀饧按呋呀鈁J].推進(jìn)技術(shù),2003,24(2):179-182.
[24]蔣榕培,周悅,孫海云.碳?xì)淙剂狭呀獯龠M(jìn)和抑制作用研究[J].浙江大學(xué)學(xué)報(理學(xué)版),2015,42(4):436-439.
[25]ELY JF,HUBERM L.NIST thermophysical properties of hydrocarbonmixtures database(SUPERTRAPP)[R]. USA:NIST,2016.
[26]胡駿,吳鐵鷹,曹人靖,航空葉片機(jī)原理[M].北京:國防工業(yè)出版社,2006.
(編輯:馬 杰)
Performance analysis of ATR engine working with cracking gas of hydrocarbon fuel
ZHANG Liuhuan1,LIU Yan2,ZHANG Mengzheng1
(1.Xi’an Aerospace Propulsion Institute,Xi’an 710100,China; 2.China Academy of Launch Vehicle Technology,Beijing 100076,China)
A new scheme about ATR(air turbo rocket)engine driven by cracking gas of hydrocarbon fuel is presented in this paper.The performance of ATR engine working w ith specific cracking gas components is calculated.The influence law of alkane/alkene ratio from cracking gason engine performancewasobtained.The results show that the thrust increasesand the specific impulse has a degressive trend basically as the rotating speed of the engine increases under the same flight condition,and the higher the alkane/alkene ratio of cracking gas rises,the higher the specific impulse becomesatthe same rotating speed.The specific impulseof theengine can reach about7644m/swhile alkane/alkene ratio is 4 and its rotating speed is 70%.The specific heat capacity of cracking gas increasesgraduallyw ith the riseofalkane/alkene ratio.
hydrocarbon fuel;cracking;ATR engine;alkane/alkene ratio;engine performance
V439-34
A
1672-9374(2017)03-0001-05
2016-10-21;
2017-02-01
航天支撐技術(shù)項目(617010406)
張留歡(1986—),男,工程師,研究領(lǐng)域為組合推進(jìn)系統(tǒng)氣動熱力技術(shù)