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(jī)是一種由發(fā)生器燃?xì)怛?qū)動的渦輪基組合動力，對支撐飛行器靈活進(jìn)出臨近空間具有極大的技術(shù)優(yōu)勢。其相比傳統(tǒng)渦輪發(fā)動機(jī)具有更高的推重比，可實現(xiàn)飛行器水平起降、加速爬升；最高工作馬赫數(shù)可達(dá)到4，與沖壓發(fā)動機(jī)組合可實現(xiàn)速域的無縫銜接；相比火箭發(fā)動機(jī)具有顯著的比沖優(yōu)勢，且具有可重復(fù)使用特點。同時，ATR發(fā)動機(jī)以液體燃?xì)獍l(fā)生器為核心組件，依靠大變比燃?xì)獍l(fā)生器，實現(xiàn)最大10∶1的燃?xì)饬髁空{(diào)節(jié)，可實現(xiàn)發(fā)動機(jī)寬范圍變工況工作能力，并具有較強(qiáng)適應(yīng)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(jī)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(jī)組合應(yīng)用，可最大限度發(fā)揮其功用。研究ATR發(fā)動機(jī)在高馬赫數(shù)的工作特性，有利于拓寬渦輪基發(fā)動機(jī)的工作邊界，有助于其與沖壓發(fā)動機(jī)在狀態(tài)切換時制定調(diào)節(jié)策略。通常在發(fā)動機(jī)設(shè)計點參數(shù)固定的情況下，影響發(fā)動機(jī)工作特性的主要變量有燃?xì)獍l(fā)生器流量、進(jìn)氣道的喘振裕度(通過進(jìn)氣道喉部面積調(diào)節(jié)實現(xiàn))和噴管的喉部面積。發(fā)動機(jī)可工作的狀態(tài)下必須保證進(jìn)氣道和壓氣機(jī)處于安全邊界內(nèi)，防止進(jìn)氣道不起動、壓氣機(jī)失速或堵塞等情況發(fā)生，此時上述影響發(fā)動機(jī)的多個變量的協(xié)同、匹配就顯得尤為重要。

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

Ma

的工作特性作為本文的研究目標(biāo)。本文通過對ATR發(fā)動機(jī)在高馬赫數(shù)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(jī)自由射流試驗，驗證了ATR發(fā)動機(jī)高馬赫數(shù)工況下的工作特性，為ATR發(fā)動機(jī)在0～4

Ma

的范圍內(nèi)的應(yīng)用提供了重要依據(jù)。

1 ATR發(fā)動機(jī)

ATR發(fā)動機(jī)主要由燃?xì)獍l(fā)生器、渦輪機(jī)(包括壓氣機(jī)、渦輪、軸系)、燃燒室、尾噴管以及燃油附件系統(tǒng)等組成。系統(tǒng)組成示意如圖1所示。

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

發(fā)動機(jī)在地面靜止?fàn)顟B(tài)下，燃?xì)獍l(fā)生器進(jìn)行富燃工況下的化學(xué)燃燒反應(yīng)，產(chǎn)生的富燃燃?xì)怛?qū)動高速渦輪起旋，帶動壓氣機(jī)轉(zhuǎn)動，來流空氣被壓氣機(jī)增壓后，與驅(qū)動渦輪后的富燃燃?xì)庠谌紵覔交旖M織二次燃燒，釋熱后經(jīng)噴管加速排出，產(chǎn)生推力。

2 發(fā)動機(jī)性能計算方法

采用部件法建立了ATR發(fā)動機(jī)的數(shù)學(xué)模型，形成發(fā)動機(jī)特性計算模型，開發(fā)了性能計算程序。ATR發(fā)動機(jī)性能計算的數(shù)學(xué)模型主要基于以下幾條基本假設(shè)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(jī)各部件中為一維、定常流動。

3)氣流流經(jīng)進(jìn)氣道、壓氣機(jī)、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?xì)獍l(fā)生器與燃燒室均采用平衡參數(shù)法進(jìn)行計算，壓氣機(jī)及渦輪利用已知的部件性能試驗數(shù)據(jù)進(jìn)行插值計算。此外，ATR發(fā)動機(jī)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(zhì)量流量平衡

燃燒室內(nèi)的燃?xì)饬髁康扔趬簹鈾C(jī)吸入的空氣流量與渦輪燃?xì)饬髁恐?，表示?/p>

(1)

(2)

2.2 壓力平衡

考慮壓力損失，混流器中空氣與燃?xì)鈮毫ο嗟?，表示?/p>

p

π

=

p

/π

=

p

(3)

式中：

π

為壓比；下標(biāo)c表示壓氣機(jī)、t表示渦輪。

2.3 轉(zhuǎn)速相同

壓氣機(jī)與渦輪的物理轉(zhuǎn)速相同，表示為

n

=

n

(4)

式中

n

表示物理轉(zhuǎn)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?zé)嶂笖?shù)；

η

為絕熱效率。

2.5 發(fā)動機(jī)性能

根據(jù)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(jī)的性能參數(shù)，主要性能參數(shù)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(biāo)0為進(jìn)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(jìn)行無量綱化，稱為推力系數(shù)，表示為

(9)

式中

ρ

為密度。

(1)在復(fù)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(dá)探測地下管線，當(dāng)目標(biāo)曲線發(fā)生異常時識別目標(biāo)，可能是受到電磁干擾。首先明確了地下管線的周圍介質(zhì)的吸收系數(shù)，還有反射系數(shù)的差異性，然后分析雷達(dá)信號的吸收系數(shù)和反射系數(shù)的差異性，包括管線的材料、規(guī)格、埋深、周圍介質(zhì)等。在近距離平行中，運(yùn)用雷達(dá)探測管線探測到信號出現(xiàn)波形穩(wěn)定性的差異。在近距離平行中，運(yùn)用雷達(dá)探測管線發(fā)現(xiàn)信號異常時，要識別差異。探測的環(huán)境變化時，要調(diào)整探測設(shè)備。

3 發(fā)動機(jī)在高馬赫數(shù)的特性分析

雖然ATR發(fā)動機(jī)的上限速度可達(dá)到4

Ma

，但考慮到工程應(yīng)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(jī)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(jī)(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(zhuǎn)換點，因此本文以馬赫數(shù)3.5作為特征工況對ATR發(fā)動機(jī)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(jī)主要性能參數(shù)隨進(jìn)氣面積、排氣面積以及燃?xì)饬髁康恼{(diào)整而變化的情況。其中，進(jìn)氣道喘振裕度表征了進(jìn)氣道的工作狀態(tài)，其值越小越靠近臨界狀態(tài)、進(jìn)氣道性能越高，越大則超臨界程度越深，進(jìn)氣道性能越低；壓氣機(jī)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(jī)在高馬赫數(shù)調(diào)節(jié)特性圖Fig.2 Engine regulation characteristic at high-Mach number

在燃?xì)饬髁亢臀矅姽芎聿棵娣e不變時，調(diào)節(jié)可調(diào)進(jìn)氣道，使ATR發(fā)動機(jī)通道的進(jìn)氣面積不斷加大，空氣量增加，發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速呈下降趨勢，進(jìn)氣道向喘振邊界移動，結(jié)尾激波越靠近唇口，此時壓氣機(jī)的抽吸能力下降，逐漸向堵塞邊界靠近。隨著結(jié)尾激波向上游移動，進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)增加，燃燒室壓力呈上升趨勢，雖然壓氣機(jī)增壓比隨工作點位置增加而減小，但發(fā)動機(jī)推力受空氣流量和燃燒室壓力增大影響呈上升趨勢。

在燃?xì)饬髁亢瓦M(jìn)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(jī)轉(zhuǎn)速呈上升趨勢，進(jìn)氣道結(jié)尾激波向下游移動，喘振裕度增加，壓氣機(jī)前壓力不斷降低，導(dǎo)致?lián)Q算空氣流量增加，壓氣機(jī)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(jī)推力受燃燒室壓力降低影響而下降。

在進(jìn)氣面積和尾噴管喉部面積不變時，隨著燃?xì)饬髁吭黾?，轉(zhuǎn)速升高，由于進(jìn)氣道結(jié)尾激波位置較為穩(wěn)定且空氣流量不變，壓氣機(jī)增壓比變大，壓氣機(jī)工作點位置向失速邊界靠近。在壓氣機(jī)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(jī)推力增加，比沖基本保持不變。

圖3給出了單獨調(diào)整某一變量，對推力系數(shù)

C

和物理轉(zhuǎn)速

n

變化的影響程度對比，表1給出了統(tǒng)計結(jié)果。從圖中可知，相同變化幅度下，燃?xì)饬髁繉ν屏Φ呢暙I(xiàn)相比于進(jìn)、排氣面積更大，而進(jìn)氣面積和燃?xì)饬髁繉ξ锢磙D(zhuǎn)速的影響程度相比于排氣面積更大。

圖3 發(fā)動機(jī)控制變量對推力系數(shù)和物理轉(zhuǎn)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(jī)控制變量對推力系數(shù)和物理轉(zhuǎn)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(jī)工作范圍擴(kuò)展到整個包線，在發(fā)動機(jī)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(shù)

Ma

、攻角

α

下分別對應(yīng)的推力系數(shù)、物理轉(zhuǎn)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(jī)工作過程中轉(zhuǎn)速、推力系數(shù)隨各變量的變化可表示為

(16)

(17)

根據(jù)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(xiàn)發(fā)動機(jī)的協(xié)同控制以獲得相應(yīng)推力。

4 高馬赫數(shù)內(nèi)流場仿真分析

為驗證ATR發(fā)動機(jī)的高馬赫數(shù)模型準(zhǔn)確性，并作為ATR發(fā)動機(jī)開展馬赫數(shù)3.5自由射流試驗的技術(shù)支撐，本文以馬赫數(shù)3.5為目標(biāo)工況，開展了發(fā)動機(jī)穩(wěn)態(tài)流場仿真計算，獲得發(fā)動機(jī)在高馬赫數(shù)下的內(nèi)流場激波系結(jié)構(gòu)、渦輪機(jī)流場品質(zhì)等。計算模型以真實尺寸發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)為基礎(chǔ)，對旋轉(zhuǎn)部件葉尖間隙、支架管路結(jié)構(gòu)進(jìn)行合理簡化得到。在網(wǎng)格劃分過程中盡量選取六面體網(wǎng)格，保證建模精度的同時降低網(wǎng)格量，以達(dá)到縮短計算周期的目的。

將內(nèi)流場計算域分為若干部件流場區(qū)域分別劃分網(wǎng)格，并通過交界面進(jìn)行關(guān)聯(lián)。壓氣機(jī)葉輪、壓氣機(jī)串列葉柵、渦輪導(dǎo)流、渦輪等具有周期性幾何特征的流場部分，先對單通道進(jìn)行網(wǎng)格劃分，后進(jìn)行周期旋轉(zhuǎn)形成完整的三維計算域，網(wǎng)絡(luò)劃分如圖4所示。

圖4 ATR發(fā)動機(jī)內(nèi)流場計算域網(wǎng)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(jī)內(nèi)流場流動細(xì)節(jié)，能夠?qū)Ω唏R赫數(shù)試驗工況下發(fā)動機(jī)及各部件的流動特性進(jìn)行詳細(xì)的分析。圖5為進(jìn)氣道馬赫數(shù)分布圖，進(jìn)氣道采用內(nèi)并聯(lián)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(shù)略低于進(jìn)氣道設(shè)計馬赫數(shù)，進(jìn)氣道處于亞臨界工作狀態(tài)。其中，進(jìn)氣道出口馬赫數(shù)約為0.18，進(jìn)氣道高速通道對低速通道起到溢流作用，進(jìn)氣道未發(fā)生明顯喘振。

圖5 進(jìn)氣道馬赫數(shù)分布Fig.5 The distribution of inlet Mach

圖6 進(jìn)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(jī)流場特性。由流線圖可知，來流空氣經(jīng)壓氣機(jī)增壓過程中未出現(xiàn)流動分離現(xiàn)象，壓氣機(jī)工作狀態(tài)穩(wěn)定。壓氣機(jī)葉輪出口主流速度在115～200 m/s之間。

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

與壓氣機(jī)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(jìn)氣形式的沖擊式渦輪。從流場流線圖可知，在導(dǎo)葉通道部分流域，燃?xì)馔餍粤己?；在非?dǎo)葉流道部分，燃?xì)馔餍暂^差，流速較低，在部分流域出現(xiàn)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(shù)自由射流試驗驗證

為驗證ATR發(fā)動機(jī)設(shè)計參數(shù)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?zāi)M工況Tab.2 Parameters of free jet test

依據(jù)ATR發(fā)動機(jī)在高空高馬赫數(shù)下的特性分析結(jié)果，制定了燃?xì)饬髁?、進(jìn)氣面積以及排氣面積的協(xié)同調(diào)節(jié)方案，馬赫數(shù)3.5工況的試驗結(jié)果表明：

1)ATR發(fā)動機(jī)點火迅速，系統(tǒng)各部組件在高空自由射流狀態(tài)下工作匹配、協(xié)調(diào)、穩(wěn)定；

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

3)渦輪機(jī)工作實測參數(shù)與仿真值相當(dāng)，進(jìn)氣量誤差為3.62%，渦輪效率誤差為1.47%；

4)發(fā)動機(jī)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(jī)典型參數(shù)變化曲線Fig.10 The typical engine parameters

6 結(jié)論

通過對ATR發(fā)動機(jī)在高馬赫數(shù)下開展工作特性研究，獲得如下結(jié)論：

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

2)根據(jù)試驗結(jié)果，壓氣機(jī)增壓比與計算值相比偏高約5.8%，壓氣機(jī)在馬赫數(shù)3.5下仍具有增壓作用；

3)ATR發(fā)動機(jī)在3.5

Ma

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