劉 軼，南向誼，李光熙，王 祎

(西安航天動力研究所，陜西 西安 710100)

0 引言

空氣渦輪火箭(air turbo rocket，ATR)發(fā)動機是一種由發(fā)生器燃氣驅動的渦輪基組合動力，對支撐飛行器靈活進出臨近空間具有極大的技術優(yōu)勢。其相比傳統渦輪發(fā)動機具有更高的推重比，可實現飛行器水平起降、加速爬升；最高工作馬赫數可達到4，與沖壓發(fā)動機組合可實現速域的無縫銜接；相比火箭發(fā)動機具有顯著的比沖優(yōu)勢，且具有可重復使用特點。同時，ATR發(fā)動機以液體燃氣發(fā)生器為核心組件，依靠大變比燃氣發(fā)生器，實現最大10∶1的燃氣流量調節(jié)，可實現發(fā)動機寬范圍變工況工作能力，并具有較強適應性和可控性，是新型臨近空間飛行平臺和武器裝備的優(yōu)選動力。

ATR發(fā)動機作為加速型動力，通常與巡航型動力，如亞燃/超燃沖壓發(fā)動機組合應用，可最大限度發(fā)揮其功用。研究ATR發(fā)動機在高馬赫數的工作特性，有利于拓寬渦輪基發(fā)動機的工作邊界，有助于其與沖壓發(fā)動機在狀態(tài)切換時制定調節(jié)策略。通常在發(fā)動機設計點參數固定的情況下，影響發(fā)動機工作特性的主要變量有燃氣發(fā)生器流量、進氣道的喘振裕度(通過進氣道喉部面積調節(jié)實現)和噴管的喉部面積。發(fā)動機可工作的狀態(tài)下必須保證進氣道和壓氣機處于安全邊界內，防止進氣道不起動、壓氣機失速或堵塞等情況發(fā)生，此時上述影響發(fā)動機的多個變量的協同、匹配就顯得尤為重要。

鑒于ATR發(fā)動機的優(yōu)良性能及廣闊的應用前景，美國、日本等許多國家相繼開展了相關研究工作，獲得了大量的試驗數據。近十年，為了滿足可重復使用空天往返飛行器的動力需求，國內也逐漸開展了 ATR 發(fā)動機的研究工作，技術成熟度得到較大提升。尤其是ATR發(fā)動機與沖壓發(fā)動機的模態(tài)轉換策略成為近年來的研究熱點，故將ATR發(fā)動機在3.5

Ma

的工作特性作為本文的研究目標。本文通過對ATR發(fā)動機在高馬赫數下理論分析、流場仿真以及試驗研究，首次完成3.5

Ma

工況下的ATR發(fā)動機自由射流試驗，驗證了ATR發(fā)動機高馬赫數工況下的工作特性，為ATR發(fā)動機在0～4

Ma

的范圍內的應用提供了重要依據。

1 ATR發(fā)動機

ATR發(fā)動機主要由燃氣發(fā)生器、渦輪機(包括壓氣機、渦輪、軸系)、燃燒室、尾噴管以及燃油附件系統等組成。系統組成示意如圖1所示。

圖1 ATR發(fā)動機組成示意圖Fig.1 Structure diagram of ATR engine

發(fā)動機在地面靜止狀態(tài)下，燃氣發(fā)生器進行富燃工況下的化學燃燒反應，產生的富燃燃氣驅動高速渦輪起旋，帶動壓氣機轉動，來流空氣被壓氣機增壓后，與驅動渦輪后的富燃燃氣在燃燒室摻混組織二次燃燒，釋熱后經噴管加速排出，產生推力。

2 發(fā)動機性能計算方法

采用部件法建立了ATR發(fā)動機的數學模型，形成發(fā)動機特性計算模型，開發(fā)了性能計算程序。ATR發(fā)動機性能計算的數學模型主要基于以下幾條基本假設建立：

1)氣流為完全氣體，符合理想氣體狀態(tài)方程。

2)氣流在發(fā)動機各部件中為一維、定常流動。

3)氣流流經進氣道、壓氣機、渦輪、混流器和尾噴管時為絕熱流動，采用定比熱容計算。

4)氣流在尾噴管出口為完全膨脹狀態(tài)。

其中，燃氣發(fā)生器與燃燒室均采用平衡參數法進行計算，壓氣機及渦輪利用已知的部件性能試驗數據進行插值計算。此外，ATR發(fā)動機能夠穩(wěn)態(tài)工作的前提是必須滿足以下共同工作控制方程。

2.1 質量流量平衡

燃燒室內的燃氣流量等于壓氣機吸入的空氣流量與渦輪燃氣流量之和，表示為

(1)

(2)

2.2 壓力平衡

考慮壓力損失，混流器中空氣與燃氣壓力相等，表示為

p

π

=

p

/π

=

p

(3)

式中：

π

為壓比；下標c表示壓氣機、t表示渦輪。

2.3 轉速相同

壓氣機與渦輪的物理轉速相同，表示為

n

=

n

(4)

式中

n

表示物理轉速。

2.4 功率平衡

N

=

N

(5)

(6)

式中：

N

為功率；

c

為氣體比定壓熱容；

k

為等熵熱指數；

η

為絕熱效率。

2.5 發(fā)動機性能

根據上述共同工作控制方程，利用牛頓-萊普生迭代法求解方程組可獲得發(fā)動機的性能參數，主要性能參數定義如下。

1)推力可表示為

(7)

式中：

v

為某截面氣流速度；

p

為某截面靜壓；下標0為進氣道入口截面代號、9為尾噴管出口截面代號。

2)燃料比沖表示為

(8)

3)對推力進行無量綱化，稱為推力系數，表示為

(9)

式中

ρ

為密度。

(1)在復雜的地下環(huán)境中，探測要面對很多不確定性的因素，采用雷達探測地下管線，當目標曲線發(fā)生異常時識別目標，可能是受到電磁干擾。首先明確了地下管線的周圍介質的吸收系數，還有反射系數的差異性，然后分析雷達信號的吸收系數和反射系數的差異性，包括管線的材料、規(guī)格、埋深、周圍介質等。在近距離平行中，運用雷達探測管線探測到信號出現波形穩(wěn)定性的差異。在近距離平行中，運用雷達探測管線發(fā)現信號異常時，要識別差異。探測的環(huán)境變化時，要調整探測設備。

3 發(fā)動機在高馬赫數的特性分析

雖然ATR發(fā)動機的上限速度可達到4

Ma

，但考慮到工程應用中，鋁合金的材料一般最高使用在3.5

Ma

，而4

Ma

時需提升飛機的材料體系；同時在ATR與亞燃/超燃組合的類TBCC的ATRR發(fā)動機(air turbo rocket and ramjet engine)中，一般將3.5

Ma

作為渦輪與沖壓的優(yōu)選模態(tài)轉換點，因此本文以馬赫數3.5作為特征工況對ATR發(fā)動機的工作特性開展研究。

通過性能計算與分析，圖2給出了發(fā)動機主要性能參數隨進氣面積、排氣面積以及燃氣流量的調整而變化的情況。其中，進氣道喘振裕度表征了進氣道的工作狀態(tài)，其值越小越靠近臨界狀態(tài)、進氣道性能越高，越大則超臨界程度越深，進氣道性能越低；壓氣機工作位置越大越靠近堵塞邊界，越小越靠近失速邊界。

圖2 發(fā)動機在高馬赫數調節(jié)特性圖Fig.2 Engine regulation characteristic at high-Mach number

在燃氣流量和尾噴管喉部面積不變時，調節(jié)可調進氣道，使ATR發(fā)動機通道的進氣面積不斷加大，空氣量增加，發(fā)動機轉速呈下降趨勢，進氣道向喘振邊界移動，結尾激波越靠近唇口，此時壓氣機的抽吸能力下降，逐漸向堵塞邊界靠近。隨著結尾激波向上游移動，進氣道總壓恢復系數增加，燃燒室壓力呈上升趨勢，雖然壓氣機增壓比隨工作點位置增加而減小，但發(fā)動機推力受空氣流量和燃燒室壓力增大影響呈上升趨勢。

在燃氣流量和進氣面積不變時，隨著噴管喉部不斷加大，燃燒室壓力逐漸減小，發(fā)動機轉速呈上升趨勢，進氣道結尾激波向下游移動，喘振裕度增加，壓氣機前壓力不斷降低，導致換算空氣流量增加，壓氣機工作線同樣向堵塞邊界移動。燃燒室流量不變的情況下，發(fā)動機推力受燃燒室壓力降低影響而下降。

在進氣面積和尾噴管喉部面積不變時，隨著燃氣流量增加，轉速升高，由于進氣道結尾激波位置較為穩(wěn)定且空氣流量不變，壓氣機增壓比變大，壓氣機工作點位置向失速邊界靠近。在壓氣機出口壓力升高和空燃比減小的影響下，燃燒室壓力越來越大，發(fā)動機推力增加，比沖基本保持不變。

圖3給出了單獨調整某一變量，對推力系數

C

和物理轉速

n

變化的影響程度對比，表1給出了統計結果。從圖中可知，相同變化幅度下，燃氣流量對推力的貢獻相比于進、排氣面積更大，而進氣面積和燃氣流量對物理轉速的影響程度相比于排氣面積更大。

圖3 發(fā)動機控制變量對推力系數和物理轉速的影響程度曲線Fig.3 Influence of engine control variables on thrust coefficient and physical speed

表1 發(fā)動機控制變量對推力系數和物理轉速的影響程度Tab.1 Influence of engine control variables on thrust and physical speed 單位：%

將發(fā)動機工作范圍擴展到整個包線，在發(fā)動機不超出安全邊界的前提下可以獲得3個變量在不同高度

H

、馬赫數

Ma

、攻角

α

下分別對應的推力系數、物理轉速影響因子，即

θ

q=

F

f1(

H

，

Ma

，

α

)

(10)

θ

1=

F

f2(

H

，

Ma

，

α

)

(11)

θ

8=

F

f3(

H

，

Ma

，

α

)

(12)

ε

f=

F

t1(

H

，

Ma

，

α

)

(13)

ε

1=

F

t2(

H

，

Ma

，

α

)

(14)

ε

8=

F

t3(

H

，

Ma

，

α

)

(15)

發(fā)動機工作過程中轉速、推力系數隨各變量的變化可表示為

(16)

(17)

根據飛行器對動力的性能需求，在不同飛行階段制定不同的控制策略，實現發(fā)動機的協同控制以獲得相應推力。

4 高馬赫數內流場仿真分析

為驗證ATR發(fā)動機的高馬赫數模型準確性，并作為ATR發(fā)動機開展馬赫數3.5自由射流試驗的技術支撐，本文以馬赫數3.5為目標工況，開展了發(fā)動機穩(wěn)態(tài)流場仿真計算，獲得發(fā)動機在高馬赫數下的內流場激波系結構、渦輪機流場品質等。計算模型以真實尺寸發(fā)動機結構為基礎，對旋轉部件葉尖間隙、支架管路結構進行合理簡化得到。在網格劃分過程中盡量選取六面體網格，保證建模精度的同時降低網格量，以達到縮短計算周期的目的。

將內流場計算域分為若干部件流場區(qū)域分別劃分網格，并通過交界面進行關聯。壓氣機葉輪、壓氣機串列葉柵、渦輪導流、渦輪等具有周期性幾何特征的流場部分，先對單通道進行網格劃分，后進行周期旋轉形成完整的三維計算域，網絡劃分如圖4所示。

圖4 ATR發(fā)動機內流場計算域網格Fig.4 The simulation meshes of internal flow field of ATR engine

流場仿真計算能夠獲得ATR發(fā)動機內流場流動細節(jié)，能夠對高馬赫數試驗工況下發(fā)動機及各部件的流動特性進行詳細的分析。圖5為進氣道馬赫數分布圖，進氣道采用內并聯雙流道形式，由ATR低速通道和沖壓高速通道組成，試驗工況來流馬赫數略低于進氣道設計馬赫數，進氣道處于亞臨界工作狀態(tài)。其中，進氣道出口馬赫數約為0.18，進氣道高速通道對低速通道起到溢流作用，進氣道未發(fā)生明顯喘振。

圖5 進氣道馬赫數分布Fig.5 The distribution of inlet Mach

圖6 進氣道出口畸變情況Fig.6 The exit aberration of inlet

圖7為工作狀態(tài)下壓氣機流場特性。由流線圖可知，來流空氣經壓氣機增壓過程中未出現流動分離現象，壓氣機工作狀態(tài)穩(wěn)定。壓氣機葉輪出口主流速度在115～200 m/s之間。

圖7 壓氣機流場流動特性Fig.7 The flow characteristic of compressor

與壓氣機流場特性分析相似，圖8為工作狀態(tài)下渦輪流場特性。渦輪為部分進氣形式的沖擊式渦輪。從流場流線圖可知，在導葉通道部分流域，燃氣通流性良好；在非導葉流道部分，燃氣通流性較差，流速較低，在部分流域出現了局部渦流。

圖8 渦輪流場流動特性Fig.8 The flow characteristic of turbo

5 高馬赫數自由射流試驗驗證

為驗證ATR發(fā)動機設計參數的匹配性及合理性，開展了高空自由射流試驗，試驗圖像如圖9所示，試驗工況如表2所示。

圖9 試驗圖像Fig.9 Free jet test diagram

表2 自由射流試驗模擬工況Tab.2 Parameters of free jet test

依據ATR發(fā)動機在高空高馬赫數下的特性分析結果，制定了燃氣流量、進氣面積以及排氣面積的協同調節(jié)方案，馬赫數3.5工況的試驗結果表明：

1)ATR發(fā)動機點火迅速，系統各部組件在高空自由射流狀態(tài)下工作匹配、協調、穩(wěn)定；

2)進氣道處于亞臨界狀態(tài)，但在沖壓高速通道溢流作用下，進氣道工作穩(wěn)定；

3)渦輪機工作實測參數與仿真值相當，進氣量誤差為3.62%，渦輪效率誤差為1.47%；

4)發(fā)動機推力增益相比計算值偏高約4.3%。

試驗獲得的燃燒室壓力、推力增益變化曲線如圖10所示。

圖10 發(fā)動機典型參數變化曲線Fig.10 The typical engine parameters

6 結論

通過對ATR發(fā)動機在高馬赫數下開展工作特性研究，獲得如下結論：

1)ATR發(fā)動機與超聲速進氣道在馬赫數3.5速域下工作協調、匹配，進氣道始終處于起動狀態(tài)，發(fā)動機能夠穩(wěn)定產生推力增益，與計算值相比誤差約為4.3%；

2)根據試驗結果，壓氣機增壓比與計算值相比偏高約5.8%，壓氣機在馬赫數3.5下仍具有增壓作用；

3)ATR發(fā)動機在3.5

Ma

時可靠工作，與雙模態(tài)沖壓發(fā)動機的工作下邊界重疊，可作為渦輪基組合發(fā)動機“推力鴻溝”問題的解決方案加以研究。