李永洲，李　哲，李光熙，南向誼，張冬青

(1. 西安航天動力研究所，陜西 西安 710100;2.西北工業(yè)大學 動力與能源學院，陜西 西安 710072)

0　引言

空氣渦輪火箭發(fā)動機(Air Turbo Rocket，ATR)是火箭發(fā)動機和渦輪發(fā)動機的有機融合。ATR發(fā)動機比沖性能高于火箭發(fā)動機，推重比高于航空渦輪發(fā)動機，推力調(diào)節(jié)范圍大，空域速域范圍廣，技術難度適中，是具有發(fā)展?jié)摿Φ母叱曀亠w行器動力系統(tǒng)[1-2]。

ATR發(fā)動機概念最早于1930年由Campini提出，并在1940年進行了首次試飛[3]。1950年美國航空噴氣公司(Aerojet)制造了原理樣機進行地面試車，獲得了1.7 t的海平面靜推力，但是當時沒有適用的作戰(zhàn)使用模式而暫時停止工程研制。從20世紀80年代開始，ATR發(fā)動機重新得到了國內(nèi)外研究機構的重視。美國以戰(zhàn)術導彈為目標，主要開展了N2H4，H2O2，LOX/RP和固體推進劑ATR技術研究[4]。1982年，在理論研究的基礎上，Aerojet建立了單組元肼推進劑ATR試驗系統(tǒng)，并成功完成了首次地面熱試車[5]，1988年對以ATR為動力的戰(zhàn)術導彈性能進行評估。CFD公司于1999年完成了3 kN推力量級的固體推進劑ATR樣機研制，理論設計比沖達到600 s[6]。日本以空射導彈和可重復使用運載器為目標，開展了固體推進劑ATR發(fā)動機，LH2推進劑的ATREX發(fā)動機研究[7]。ISAS完成了5 kN推力量級縮尺樣機研制，并開展了地面靜態(tài)和直連試車驗證，同時以TSTO運載器動力系統(tǒng)為應用背景完成了總體應用方案的論證[8]。德國曾將ATR組合動力作為空天飛機概念研究的動力方案。瑞典和丹麥對ATR在空射戰(zhàn)術導彈上的應用進行了對比分析，認為ATR在成本、性能、多任務適應性方面具有明顯優(yōu)勢[9]。歐洲導彈集團(MBDA)分別在2013年和2015年的巴黎航展上展示了基于ATR動力的CVS302 Hoplite 和CVW102 FlexiS空射導彈方案。

國內(nèi)西北工業(yè)大學在固體ATR和液體ATR工作原理、總體性能等方面進行研究[10-11]。西安航天動力研究所“十一五”期間進行了0.5 kN ATR原理樣機研究，“十二五”期間不但完成了5 kN ATR樣機研制，而且進行了上百次地面試驗和直連試驗，獲得了發(fā)動機高空特征點性能，突破了發(fā)動機總體設計技術、大范圍變流量燃氣發(fā)生器技術、高效摻混燃燒技術和高性能渦輪機設計技術等關鍵技術[12-14]。但是，當前的研究主要針對發(fā)動機本身，尚未全面涉及以ATR發(fā)動機為動力的高超聲速飛行器全系統(tǒng)。在上述研究基礎上，本文對以ATR和沖壓外并聯(lián)組合發(fā)動機(ATRR，Air Turbo Rocket Ramjet)為動力的高超聲速飛行器開展研究，進一步深化對ATR發(fā)動機的認識。

1　總體性能計算方法

在典型的彈道條件下，對ATRR動力的高超聲速飛行器進行初步評估，主要包括航程和飛行時間計算[15]。在給定飛行器起飛重量、起飛推力和燃油重量條件下，根據(jù)飛行器的升阻特性和發(fā)動機的工作特性獲得飛行器沿飛行剖面的飛行時間和航程。

根據(jù)航段中剩余功率Ps的不同，任務過程中重量變化的計算主要分為兩種形式：

(1)

式中：Wi為任務段開始時的重量；Wf為任務段結束時的重量；TSFC為單位安裝推力耗油率；h為高度；V為速度；g0為重力加速度；u=(D+R)/T為阻力D和附加阻力R帶來的推力損耗；T為安裝推力；t為時間；W為飛行器重量。

每一任務航段的飛行時間為:

(2)

其中

z=h+V2/2g0

式中z為能量高度。

總航程R即為燃油完全消耗時所有任務航段的飛行距離之和：

(3)

2　總體性能分析

飛行器的典型彈道如圖1所示，隨著馬赫數(shù)不斷增加，高度也不斷增加，Ma3.5時高度約為20 km，終止點Ma6.0對應高度為27 km。Ma>2.4后，高度迅速增加。對于該飛行器的升阻比，見圖2，隨著馬赫數(shù)增加，升阻比L/D先減小后增加，最后幾乎不變，最大升阻比可以達到7.1，跨聲速時升阻比直線下降，只有4.0左右，Ma4.0之后保持在5.0左右。

圖1　馬赫數(shù)-高度曲線Fig.1　Height curve with Mach number

圖2　馬赫數(shù)-升阻比曲線Fig.2　Lift drag ratio curve with Mach number

對于ATRR發(fā)動機，ATR發(fā)動機和雙模態(tài)沖壓發(fā)動機并聯(lián)布置，Ma0～3.5時ATR發(fā)動機單獨工作，Ma3.5～6.0沖壓發(fā)動機單獨工作，模態(tài)轉換區(qū)間Ma2.5～3.5。ATRR發(fā)動機的比沖Isp和無量綱安裝推力Tc隨著馬赫數(shù)的變化曲線見圖3，相對沖壓發(fā)動機，ATR發(fā)動機的比沖較低，范圍在741～905 s之間，Ma3.5時比沖最小為741 s。對于安裝推力而言，除了跨聲速時較小之外，其他基本都是隨著馬赫數(shù)的增加而減小，ATR發(fā)動機推力大于沖壓發(fā)動機，而且Ma1.2～3.0近似存在一個較高的平臺，這也體現(xiàn)了ATR發(fā)動機特點。

圖3　ATRR發(fā)動機沿彈道的比沖和推力變化Fig.3　Variation of specific impulse and thrust of ATRR engine along its trajectory

在上述典型彈道的基礎上，按照燃油重量與總重之比WF/WTO=0.45，載荷重量WP=1 000 kg計算不同起飛推重比(Tsl/WTO)條件下飛行器的航程R、飛行時間t和軸向過載n，暖機時間為10 s。圖4給出了整個彈道范圍內(nèi)不同馬赫數(shù)時對應的航程，在推重比固定的條件下，隨著馬赫數(shù)增加，航程都不斷增加，尤其Ma6的航程遠高于其他馬赫數(shù)，這也符合該飛行器的彈道特性。在相同馬赫數(shù)條件下，Ma<5.5時航程隨著推重比增加而減小，而Ma>5.5時趨勢正好相反。這是由于推重比增加，推力更大，飛行器的加速度更大(圖5)，在相同馬赫數(shù)范圍內(nèi)飛行時間就會更短，從而更快達到Ma6.0進行巡航飛行，此時飛行時間更長(圖6)，所以航程更遠。

圖5可以看出，相同推重比下，ATR發(fā)動機工作段(Ma0-3.5)飛行器的加速性能良好，尤其在Ma2.0～3.5范圍內(nèi)，而且該范圍正好包含發(fā)動機模態(tài)轉換階段，而TBCC此時會面臨著推力不足無法完成模態(tài)轉換的推力陷阱問題，不但推力下降明顯，沒有正向加速度，而且采用噴水等方式也無法使渦輪發(fā)動機在Ma2.5～3.5正常工作[16]。圖6可以看出，飛行時間整體變化趨勢與航程(圖4)相同，跨聲速時阻力增加，飛行時間增加，而且推重比越小，耗費時間越多。

圖4　不同推重比條件下航程隨著馬赫數(shù)的變化Fig.4　Variation of flight range with Mach number under different thrust-weight ratios

圖5　不同推重比條件下軸向過載隨著馬赫數(shù)的變化Fig.5　Variation of axial overload with Mach number under different thrust-weight ratios

表1給出了不同推重比條件下飛行器的總航程RT和總飛行時間tT，上文分析可知，不同推重比條件下Ma5.5～6.0時的差別占主導地位，所以總航程隨推重比增加而增加，Tsl/WTO=1.0相對Tsl/WTO=0.6時總航程增加了45.5%，而總飛行時間差別很小。在總航程中，ATR工作段的航程RATR所占比例隨著推重比增加迅速降低，由23.6%降為7.3%，對應的飛行時間tATR占比也由54.6%降為24.1%，因此沖壓發(fā)動機工作時間增加，比沖大，總航程增大。

圖6　不同推重比條件下飛行時間隨著馬赫數(shù)的變化Fig.6　Variation of flight time with Mach number under different thrust-weight ratios

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相對TBCC發(fā)動機，在提供相同推力條件下，ATR發(fā)動機迎風面積和質量更小，飛行器的升阻比有所增加。以推重比Tsl/WTO=0.8為例進行分析，按照升阻比增加5%的比例(factor=1.05)計算飛行器的性能，具體見圖7和圖8：增加升阻比對飛行時間和航程影響最大的區(qū)域是Ma=6.0附近，此時航程從1 117 km增加為1 261 km，增加了12.9%。

表2給出不同升阻比(L/D)對應的航程和飛行時間，隨著升阻比增加5%，總航程增加了7.8%，飛行時間增加了5.0%。另外，ATR工作段所占比例有所降低，但是均不明顯，這也說明升阻比對沖壓發(fā)動機工作段影響顯著，主要在Ma6附近區(qū)域(圖7和圖8)。

圖7　不同升阻比條件下飛行時間隨著馬赫數(shù)的變化Fig.7　Variation of flight time with Mach number under different lift drag ratios

圖8　不同升阻比條件下航程隨著馬赫數(shù)的變化Fig.8　Variation of flight range with Mach number under different lift drag ratios

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3　結論

1)ATR發(fā)動機工作段飛行器的加速性能良好，尤其是在Ma2.0～3.5范圍內(nèi)，可以很好解決TBCC發(fā)動機的推力陷阱問題。

2)總航程隨著推重比增加而迅速增加，而總飛行時間差別很小。在總航程中，ATR工作段的航程所占比例隨著推重比增加迅速降低，由23.6%降為7.3%，對應的飛行時間占比也由54.6%將為24.1%。

3)總航程和飛行時間隨著升阻比增加而顯著增加，且影響最大的是沖壓發(fā)動機工作Ma6.0附近區(qū)域，而ATR工作段所占比例有小幅降低。