計自飛，李天琦，張會強(qiáng)

(1. 中國航發(fā)沈陽發(fā)動機(jī)研究所，沈陽 110015； 2. 清華大學(xué) 航天航空學(xué)院，北京 100084)

0 引言

渦輪基組合循環(huán)發(fā)動機(jī)(TBCC)是最典型的吸氣式組合循環(huán)發(fā)動機(jī)，在過去的幾十年里，國內(nèi)外學(xué)者通過理論分析、數(shù)值仿真以及整機(jī)和部件實驗等手段開展了大量研究工作，并取得了一系列重要成果。然而，由于常規(guī)渦輪的高速性能以及常規(guī)沖壓的低速性能均較差，常規(guī)TBCC發(fā)動機(jī)在模態(tài)轉(zhuǎn)換期間存在“推力間隙”問題。為了解決上述問題，往往需要引入復(fù)雜系統(tǒng)或熱力循環(huán)。西安航天動力研究所提出了預(yù)冷空氣渦輪火箭發(fā)動機(jī)(PATR)方案。受壓氣機(jī)出口溫度限制，常規(guī)的ATR發(fā)動機(jī)最高飛行馬赫數(shù)僅為3.5左右，PATR發(fā)動機(jī)的進(jìn)氣道與壓氣機(jī)之間設(shè)置有預(yù)冷器，可降低高馬赫數(shù)條件下壓氣機(jī)出口溫度，從而具有更寬廣的工作包線。北京動力機(jī)械研究所提出的渦輪輔助火箭增強(qiáng)沖壓組合循環(huán)發(fā)動機(jī)(TRRE)則是通過將并聯(lián)式TBCC發(fā)動機(jī)的沖壓燃燒室替換為火箭沖壓復(fù)合燃燒室來實現(xiàn)渦輪模態(tài)與沖壓模態(tài)的平穩(wěn)接力。英國反作用發(fā)動機(jī)公司的吸氣火箭協(xié)同式發(fā)動機(jī)(SABRE)是一類特殊的預(yù)冷空氣渦輪發(fā)動機(jī)，該發(fā)動機(jī)存在吸氣和火箭兩個工作模塊，涉及液氮、氫、空氣、富燃燃?xì)獾?種工質(zhì)的循環(huán)，工作過程相當(dāng)復(fù)雜。

旋轉(zhuǎn)爆震是一種超聲速增壓燃燒方式，同時具有熵增小、反應(yīng)強(qiáng)度高、放熱速率快等優(yōu)勢，將爆震技術(shù)引入推進(jìn)系統(tǒng)可顯著提升發(fā)動機(jī)的推力和油耗特性，同時使得發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)更加緊湊，因而，旋轉(zhuǎn)爆震發(fā)動機(jī)是最具潛力的新型航空航天動力裝置之一。旋轉(zhuǎn)爆震技術(shù)在燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)和沖壓發(fā)動機(jī)等單一循環(huán)動力系統(tǒng)中應(yīng)有的優(yōu)勢已得到驗證，用基于旋轉(zhuǎn)爆震的渦輪動力單元和沖壓動力單元分別代替組合循環(huán)發(fā)動機(jī)中的常規(guī)渦輪動力單元和沖壓動力單元，將可能在不增加系統(tǒng)和循環(huán)復(fù)雜度的條件下改善吸氣式組合循環(huán)發(fā)動機(jī)在過渡模態(tài)的性能。然而，目前有關(guān)旋轉(zhuǎn)爆震發(fā)動機(jī)的研究主要是針對單一循環(huán)方式，有關(guān)基于旋轉(zhuǎn)爆震的渦輪基組合循環(huán)發(fā)動機(jī)的研究十分匱乏。

本文以吸氣式組合循環(huán)發(fā)動機(jī)為研究對象，提出了一種基于旋轉(zhuǎn)爆震的渦輪基組合循環(huán)發(fā)動機(jī)系統(tǒng)方案，能夠充分發(fā)揮每種組成單元在不同飛行條件下的性能優(yōu)勢，實現(xiàn)飛行器的全速域、跨空間的快速飛行。隨后，建立了參數(shù)化總體性能分析模型，在此基礎(chǔ)上研究了發(fā)動機(jī)在不同飛行參數(shù)下的總體性能特征。

1 數(shù)學(xué)物理模型

1.1 旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室低階計算模型

旋轉(zhuǎn)爆震過程具有顯著的時空非定常效應(yīng)，針對常規(guī)燃燒方式的低階模型不再適用，建立連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震過程的低階?；椒?，是開展旋轉(zhuǎn)爆震發(fā)動機(jī)參數(shù)化總體性能分析的關(guān)鍵環(huán)節(jié)。旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室的典型二維流場結(jié)構(gòu)如圖1所示，其中的熱力學(xué)過程可看作是旋轉(zhuǎn)爆震過程緊跟著膨脹過程。在靜止坐標(biāo)系中，由于膨脹波的影響，爆震波前預(yù)混氣具有一定的周向速度分量，因而，爆震波面并不與噴注面垂直。CJ速度

v

與進(jìn)氣速度

v

以及爆震波的周向傳播速度

U

之間的關(guān)系可由圖1(b)所示的速度三角形表征。

圖1 旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室典型流場示意圖Fig.1 Schematic diagram of typical flow field in rotating detonation combustor

對于旋轉(zhuǎn)爆震過程，若來流參數(shù)

p

、

T

已知，利用MATLAB軟件耦合Shock and Detonation Tool Box以及CANTERA軟件基于一維ZND理論可以求解爆震波后參數(shù)

p

、

T

以及理論速度

v

。假定新鮮混合氣等速進(jìn)入燃燒室，則爆震波面與新鮮混氣和產(chǎn)物的分界面垂直。Sichel等基于特征線方法得到了在爆震波傳播方向上距離其

x

處的壓力與無量綱長度

ξ

的關(guān)系，其中

ξ

是位置坐標(biāo)

x

與爆震波頭的高度

h

的比值。本模型選用Sichel等的研究結(jié)論，結(jié)合一維ZND理論和爆震波后壓力的衰減模型，可以得到噴注面的壓力分布

p

(

θ

)。根據(jù)

p

(

θ

)可以得到進(jìn)氣區(qū)的范圍Δ

θ

。燃燒室的壓力從爆震波所處的角向位置

θ

開始沿周向衰減，在某一角向位置

θ

處壓力衰減到噴注總壓

p

，可燃混氣開始進(jìn)入爆震室，從此處開始燃燒室壓力等于新鮮混氣的壓力。相關(guān)研究表明，附體斜激波的強(qiáng)度較弱，由于斜激波造成的熵增相比于爆震過程的熵增非常小，同時，由斜激波造成的總壓損失與加熱造成的總壓損失相比也非常小，因此，爆震產(chǎn)物的膨脹過程可按照等熵過程處理。圖2給出了根據(jù)本模型計算的燃燒室壓力與角度坐標(biāo)的函數(shù)關(guān)系和數(shù)值計算結(jié)果的對比情況，可見本模型的預(yù)測結(jié)果與數(shù)值仿真的結(jié)果吻合很好。

圖2 旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室低階模型計算結(jié)果與數(shù)值模擬結(jié)果的比較Fig.2 Comparison of low-order model calculation results with numerical simulation results for rotating detonation combustor

對于進(jìn)氣道、壓氣機(jī)、渦輪、尾噴管中的氣動熱力過程采用常規(guī)航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)的通用方法計算和分析，具體模型此處不再贅述。

1.2 系統(tǒng)布局與工作原理

渦輪基組合循環(huán)發(fā)動機(jī)的布局有串聯(lián)式和并聯(lián)式兩種，由于串聯(lián)式布局在單元匹配工作方面存在較大困難，本文選用并聯(lián)布局?？紤]到旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室的工作特性及其與進(jìn)排氣部件的匹配工作要求，本文提出一種基于旋轉(zhuǎn)爆震的渦輪基組合循環(huán)發(fā)動機(jī)系統(tǒng)方案，如圖3所示。整體采用雙通道布局，旋轉(zhuǎn)爆震沖壓通道位于旋轉(zhuǎn)爆震燃?xì)鉁u輪通道的外側(cè)，兩個通道共用進(jìn)氣道和尾噴管膨脹段。在進(jìn)氣道部分設(shè)有模式選擇閥，通過調(diào)節(jié)其位置可以實現(xiàn)組合發(fā)動機(jī)在不同工作模式間的轉(zhuǎn)換。在尾噴管部分設(shè)有尾噴管調(diào)節(jié)閥，通過調(diào)節(jié)該閥門的位置實現(xiàn)單元間的匹配工作。

圖3 基于旋轉(zhuǎn)爆震的渦輪基組合循環(huán)發(fā)動機(jī)系統(tǒng)方案Fig.3 Turbine-based combined cycle engine based on rotating detonation

根據(jù)高超聲速飛行器在不同飛行條件下對動力系統(tǒng)的需求，該組合循環(huán)發(fā)動機(jī)可實現(xiàn)3種不同的工作模式：①渦輪模式，當(dāng)飛行馬赫數(shù)較低時，組合循環(huán)發(fā)動機(jī)以渦輪模式工作，如圖4(a)所示，調(diào)節(jié)模式選擇閥使得雙通道均處于打開狀態(tài)，然而僅有旋轉(zhuǎn)爆震渦輪單元起動工作；②過渡模式，隨著飛行馬赫數(shù)的增大，渦輪單元的性能顯著下降，當(dāng)其推力難以滿足飛行器需求時，沖壓通道點(diǎn)火，此后渦輪單元的推力占比逐漸減小，直至完全關(guān)機(jī),如圖4(b)所示；③沖壓模式，當(dāng)飛行馬赫數(shù)較高時，組合循環(huán)發(fā)動機(jī)以沖壓模式工作，如圖4(c)所示，調(diào)節(jié)模式選擇閥使得渦輪單元通道處于關(guān)閉狀態(tài)，僅沖壓單元啟動工作。

圖4 組合循環(huán)發(fā)動機(jī)的工作模式Fig.4 Operating mode of combined cycle engine

2 結(jié)果與討論

2.1 旋轉(zhuǎn)爆震渦輪發(fā)動機(jī)總體性能特征

圖5 旋轉(zhuǎn)爆震渦輪發(fā)動機(jī)與常規(guī)渦輪發(fā)動機(jī)的性能比較Fig.5 Performance comparison between rotating detonation turbine engine and traditional turbine engine

2.2 旋轉(zhuǎn)爆震沖壓發(fā)動機(jī)總體性能特征

圖6 旋轉(zhuǎn)爆震沖壓發(fā)動機(jī)與常規(guī)沖壓發(fā)動機(jī)的性能比較Fig.6 Performance comparison between rotating detonation ramjet engine and traditional ramjet engine

2.3 旋轉(zhuǎn)爆震組合循環(huán)發(fā)動機(jī)總體性能特征

由2.1節(jié)和2.2節(jié)的結(jié)論可知，在

Ma

較低時，爆震渦輪模式的比推力和比沖均具有顯著優(yōu)勢，隨著

Ma

的增大，爆震渦輪模式的比推力優(yōu)勢逐漸被爆震沖壓模式取代，然而，前者的比沖仍高于后者。若在某一固定馬赫數(shù)下完成模態(tài)轉(zhuǎn)換，模態(tài)轉(zhuǎn)換馬赫數(shù)過小，則比沖偏低，模態(tài)轉(zhuǎn)換馬赫數(shù)過大，則比推力偏小。考慮到上述問題，本文提出一種等推力等流量模態(tài)轉(zhuǎn)換策略，即模態(tài)轉(zhuǎn)換在一個速度區(qū)間內(nèi)完成，在該區(qū)間內(nèi)，組合發(fā)動機(jī)處于過渡工作模態(tài)，且推力和進(jìn)氣流量恒定。這種模態(tài)轉(zhuǎn)換策略可兼顧渦輪單元比沖高和沖壓單元比推力高的優(yōu)勢。按照等推力模態(tài)轉(zhuǎn)換策略，在模態(tài)轉(zhuǎn)換期間，通過調(diào)節(jié)渦輪單元和沖壓單元的供油規(guī)律和噴管調(diào)節(jié)閥的位置，實現(xiàn)在模態(tài)轉(zhuǎn)換期間推力和流量保持不變。定義渦輪通道的空氣流量占組合循環(huán)發(fā)動機(jī)總進(jìn)氣流量的比例為流量分配系數(shù),用符號

Λ

表示，其表達(dá)式為

(1)

式中

F

表示過渡模態(tài)比推力的設(shè)計值。根據(jù)吸氣式發(fā)動機(jī)比沖的定義，組合循環(huán)發(fā)動機(jī)在過渡模態(tài)的等效比沖可由

Λ

、渦輪單元比沖

I

和沖壓單元比沖

I

表示為

(2)

不同飛行高度對應(yīng)的旋轉(zhuǎn)爆震組合循環(huán)發(fā)動機(jī)過渡模態(tài)性能特征如圖7所示?？梢姡煌w行高度條件下，相同的模式轉(zhuǎn)換起始馬赫數(shù)(

Ma

)對應(yīng)不同的終止馬赫數(shù)(

Ma

)，

H

越大，過渡模式對應(yīng)的速度區(qū)間越小。由于沖壓模式的比推力隨飛行高度

H

的變化不如渦輪模式顯著，因而，相同

Ma

對應(yīng)的

Ma

隨

H

的增大而減小。從圖7中可以看出，

H

越大，相同

Ma

對應(yīng)的過渡模式的比推力越大。渦輪單元和沖壓單元的比沖均隨

H

的增大而增大，但是，渦輪單元流量占比

Λ

隨

H

的增大而減小，在兩者的共同作用下，在過渡模式的起始階段，等效比沖幾乎不隨

H

而變化，如圖7(b)所示。此外，由于11～20 km為標(biāo)準(zhǔn)大氣的等溫層，因此，發(fā)動機(jī)在15 km和20 km的性能非常接近。

圖7 定高巡航工況下H取值對組合循環(huán)發(fā)動機(jī)總體性能和進(jìn)氣道流量分配的影響Fig.7 Influence of H value on the overall performance of combined cycle engine and the inlet flow distribution under the constant height cruise condition

3 結(jié)論

通過熱力循環(huán)分析方法研究了旋轉(zhuǎn)爆震渦輪發(fā)動機(jī)和旋轉(zhuǎn)爆震沖壓發(fā)動機(jī)的總體性能特征，與相同使用條件的基于常規(guī)燃燒方式的發(fā)動機(jī)性能對比表明，在寬廣的飛行馬赫數(shù)范圍內(nèi)，旋轉(zhuǎn)爆震渦輪發(fā)動機(jī)的比推力和比沖均有明顯優(yōu)勢，且這些優(yōu)勢隨著

Ma

的增大而減??；在低

Ma

工況下，旋轉(zhuǎn)爆震沖壓發(fā)動機(jī)的比推力和比沖具有優(yōu)勢，隨著

Ma

的增大，比推力優(yōu)勢逐漸減小直至消失。建立了基于旋轉(zhuǎn)爆震的渦輪基組合循環(huán)發(fā)動機(jī)參數(shù)化總體性能分析模型，針對爆震渦輪單元和爆震沖壓單元的性能特征，提出一種等推力等流量模態(tài)轉(zhuǎn)換策略，并研究了在定高巡航飛行方式下，模態(tài)轉(zhuǎn)換對應(yīng)的飛行馬赫數(shù)范圍以及過渡模態(tài)性能特征，結(jié)果表明，當(dāng)模態(tài)轉(zhuǎn)換起始馬赫數(shù)相同時，模態(tài)轉(zhuǎn)換終止馬赫數(shù)隨飛行高度的增大而減??；隨著飛行高度的增大，相同

Ma

對應(yīng)的比推力單調(diào)增大，渦輪單元流量占比單調(diào)減小，在過渡模式的起始階段，等效比沖幾乎不隨高度而變化。