固體燃料空氣渦輪火箭發動機工作模式①

劉詩昌，何國強，劉 洋，李 江，楊 颯，王 偉

(西北工業大學燃燒、熱結構與內流場重點實驗室，西安 710072)

0 引言

現代軍事的發展對導彈武器的要求不斷提高，如遠程打擊、高空高速突防、全程動力控制等，這些需求對發動機提出了更高的性能要求，如高比沖、高比推力、動力可調節、飛行范圍寬廣等。在這樣的需求下，更多新技術應用于發動機，固發、渦噴等發動機性能不斷提高，一定程度滿足了動力的需求，但其固有局限難以突破，于是多種組合發動機應運而生。其中，空氣渦輪火箭(ATR)就是一種結合了渦噴和沖壓發動機特點的組合發動機。它不僅可針對任務特性進行性能設計，飛行包線寬廣，且其比沖、比推力性能也都較優，應用前景廣闊［1］。但通過研究發現，驅動渦輪燃氣中的凝相顆粒會破壞高速旋轉的渦輪葉片，而提高發動機性能又需使用富含固體粒子的高能推進劑來進行二次燃燒，這一矛盾極大限制了ATR性能的提高［2－4］。為解決這一矛盾，本文提出將原來由1股燃氣單獨承擔驅渦和補燃功能的工作模式轉化為由2股燃氣分別承擔驅渦和補燃的新型工作模式。該工作模式基本過程為壓氣機將通過沖壓和壓氣機抽吸作用對引入的空氣進行加壓;驅動渦輪的燃氣發生器(驅渦燃氣發生器)產生清潔的燃氣，驅動渦輪為壓氣機提供軸功;經過沖壓和增壓的空氣被引入到補燃室中與已驅動渦輪的燃氣以及另一個燃氣發生器(富燃燃氣發生器)中產生的富燃燃氣進行摻混燃燒;經過二次燃燒的燃氣通過發動機噴管膨脹做功產生推力。這樣既可兼顧渦輪對燃氣清潔性的需求，又可滿足補燃對燃氣能量特性的需求。它的潛在性能及可實現性均比原有工作模式下的SP-ATR更進一步，應用前景值得期待。

本文針對應用新型工作模式工作的SP-ATR，通過數值計算的方法，研究它在不同工作環境下的性能特點和變化規律。

1 性能及工作模式分析

1.1 工作范圍分析

圖1示意了使用2股燃氣的SP-ATR工作過程:空氣來流經進氣道入口位置0進入發動機;來流經進氣道通過位置1進入壓氣機，從位置2流出進入摻混段;與此同時，驅渦燃氣從位置3進入渦輪，經過落壓產生軸功，再從渦輪出口位置4流出進入摻混段;而富燃燃氣從富燃燃氣發生器中流出后直接進入摻混段;這3股來流在摻混段前端初步混合之后，通過摻混器進一步摻混，通過位置5進入補燃室;在補燃室中進行二次燃燒，其后燃氣通過位置6進入尾噴管膨脹做功。

圖1 SP-ATR示意圖Fig.1 Diagram of SP-ATR

根據SP-ATR發動機的工作過程設:

式中 mgas為驅渦燃氣質量流量;mpro為富燃燃氣質量流量，mair為空氣質量流量。

設α1為余氣系數:

式中 a1為單位質量驅渦燃氣完全二次燃燒所需的空氣質量;a2為單位質量富燃燃氣完全二次燃燒所需的空氣質量。

于是，可得比沖和比推力:

考慮來流質量、馬赫數、飛行高度、增壓比和壓氣機效率、傳動軸效率、落壓比與渦輪效率共同決定驅渦燃氣量這一限制條件，則

式中 πc為壓氣機增壓比;πt為渦輪落壓比;ηc、ηt、ηa分別為壓氣機、渦輪和傳動軸的效率。

上面模型:當f1=0，并排除式(3)限制，即可適用于固沖;SP-ATR雖與渦噴實際的工作工程有所不同，但作為基本性能模型，仍可用于渦噴性能評估。模型確定后，發動機實際狀況還受結構、材料、燃氣成分等限制，綜合考慮這些因素及工程上的可實現性，計算中主要限制條件有:(1)壓氣機壓比范圍為1.3～6.5;(2)渦輪落壓比范圍為5～20;(3)進氣道、壓氣機前端溫度不高于800 K;(4)渦輪前端溫度不高于1 300 K;(5)驅渦燃氣發生器壓強不大于15 MPa;(6)補燃室壓力不低于0.2 MPa。燃氣模型:驅渦燃氣理論空燃比(即計算模型中的a1)為5，熱值為15 MJ/kg;富燃推進劑選擇含硼富燃推進劑，富燃燃氣理論空燃比即計算模型中的a2=12，熱值為33 MJ/kg;燃氣發生器的調節比為10。各部件效率假設:壓氣機效率ηc=0.85，渦輪效率ηt=0.85，傳動軸效率假定為ηa=1;補燃室燃燒效率根據壓強與燃燒效率的關系來定，燃氣發生器噴射效率均按照1來取，進氣道的總壓恢復系數依據來流馬赫數來確定［9－13］。

通過計算得出渦噴、固沖和SP-ATR發動機的飛行包線如圖2所示。圖2中，ABCD所圍為渦噴包線:AB段主要受燃燒室壓強限制;CD段主要受渦輪前端溫度限制。EFGHI所圍為固沖包線:EF段主要受燃燒室壓強限制;FGHI段主要受進氣道前端溫度限制。AJKFGHI所圍為SP-ATR包線:AJ段主要受補燃室壓強限制;JK為高度限，本文只研究30 000 m以下;KFGHI段主要受進氣道前端溫度和壓氣機前端溫度限的限制。

圖2 不同發動機工作包線對比Fig.2 Comparison of different engine operating envelopes

從圖2可看出，SP-ATR的包線完全囊括了渦噴和固沖發動機的包線:(1)渦噴的低速限(即AB段)與SP-ATR的補燃室壓強限完全重合，這說明SP-ATR低速工作區域可媲美渦噴發動機;(2)固沖的高速限(即FGHI段)與SP-ATR的設備溫度限完全重合，這說明SP-ATR高速工作區域能與固沖相比;而SP-ATR的高度限即JK段，遠高于渦噴和固沖的高度限。同時，還可從重合的包線上看出SP-ATR從工作模式上與渦噴與固沖的關系:AB段與渦噴重合說明作為組合發動機的SP-ATR具有渦噴調節燃燒室壓力的能力，可進行低速飛行，這一點彌補了固沖的局限，這是SP-ATR引入增壓系統可對來流進行主動增壓造成的;FGHI段與固沖重合說明SP-ATR在速度可達的范圍上與固沖相同，可高速飛行，彌補了渦噴的局限。這是由于SPATR使用驅渦燃氣直接推動渦輪工作，不同于渦噴的環形燃燒室中引入增壓空氣摻混燃油之后，燃燒產生燃氣來驅動渦輪的模式，渦輪前端溫度不會由于飛行速度的增大而有明顯變化。

綜上所述，可加力式SP-ATR不僅在工作范圍上集合了渦噴和固沖發動機的特點，更是在性能上結合了二者之長。

1.2 工作模式分析

雖然從飛行包線中可看出SP-ATR的工作范圍非常寬廣，完全包含了渦噴和固沖發動機的工作范圍，但如此寬廣的包線中不同工作模式下性能規律如何，卻無從回答，需利用非設計性能計算方法分析不同工作模式下發動機的性能特點，本文參考加力液體ATR特性計算方法［7］，將燃燒室的富燃燃氣流量根據驅渦燃氣流量隨動調節改為控制余氣系數，以便控制燃燒室的燃燒效率。燃燒室燃燒效率除了受余氣系數調節外，參照文獻［8］，補燃室內化學當量比的空氣燃氣完全摻混燃燒效率使用圖3所示對應關系進行計算，摻混效率假設為0.85保持不變。分析了用于近地面、低空和高空3種不同工作狀態下SP-ATR的高度和速度性能特點，計算結果剔除燃燒室壓強低于0.2 MPa的工作點，得到性能均在SP-ATR的實際可穩定工作的高度、速度范圍內。

圖3 補燃室燃燒效率與補燃室壓強的關系Fig.3 Efficiency of afterburning vs pressure in the afterburning chamber

1.2.1 近地面工作模式及性能

由于地面附近的空氣密度、壓力和溫度都較大，SP-ATR近地面工作的速度較低。因此，選擇0 km，Ma=0.7為設計點，根據設計點性能最優設計發動機其他部件參數，控制發動機壓氣機、渦輪轉速為設計轉速，燃燒室余氣系數保持不變，計算SP-ATR近地面的速度、高度特性。

計算高度特性的設計點參數為πc=2，πt=20，取其余氣系數α1=1.6，計算控制規律為壓氣機、渦輪為設計轉速(70%相對物理轉速)，余氣系數保持不變;設計點渦輪、壓氣機效率均為0.85，傳動軸效率為1，非設計點時參照典型離心式單級渦輪壓氣機的性能圖進行插值。計算近地面SP-ATR的性能及關鍵參數的變化規律見圖4和圖5。圖中速度范圍和高度范圍并非發動機總的工作范圍，而是本文在保持轉速和燃燒室余氣系數不變的控制規律下的最大工作范圍，對于不包含在計算范圍內的飛行點，可通過調節轉速和燃燒室余氣系數，使發動機滿足部件匹配，實現在該點的穩定工作。

由計算得到SP-ATR的比沖和比推力隨著飛行馬赫數和飛行高度的變化規律可見，發動機比沖和比推力隨著飛行高度和速度的增加趨勢為單調增加，比沖范圍為6 620～6 740 N·s/kg，比推力范圍為1 145～1 200 N·s/kg。采用簡單的控制規律即可使 SP-ATR在 Ma=0.5～1.5及高度為0～5 km的范圍內高效率穩定工作。由于燃燒室余氣系數為控制參數，所以在所有飛行點燃燒室不會出現傳統工作模式下SP-ATR出現的燃燒室過分富氧或過分富燃導致的燃燒效率過低的情況，而由不同飛行速度和高度下驅渦燃氣和富燃燃氣流量變化規律可見，保障發動機工作的燃氣流量變化范圍較小，調節難度低;燃燒室壓強隨著飛行速度增加而增加，隨著飛行高度增加而降低，所以雖然高度增加，發動機的比沖、比推力增加，但飛行高度高于一定程度，在不改變控制規律情況下，燃燒室壓強過低，導致發動機性能降低。所以，計算近地面SP-ATR的高度范圍需滿足燃燒室壓強高于0.2 MPa的限制。由以上計算結果說明，SP-ATR可在近地面實現快速加速，工作范圍寬，SP-ATR飛行參數可靈活調整，工作模式多樣，性能的可設計性很強，尤其保證比沖在6 000 N·s/kg之上時，SP-ATR的比推力可調節范圍較大。

圖4 SP-ATR近地面的速度性能Fig.4 Speed performance of SP-ATR in near ground

圖5 SP-ATR近地面的高度性能Fig.5 Altitude performance of SP-ATR in near ground

1.2.2 低空工作模式及性能

本文所述低空包括5～8 km的空域。設計該空域下，SP-ATR工作點為5 km、Ma=1.5，設定壓氣機與渦輪壓比分別為2、20，余氣系數為1.4，其余條件與近地面條件相同。計算該空域下SP-ATR不同高度、速度范圍內的工作性能如圖6所示。

從圖6可見，低空工作的SP-ATR與近地面有相同的高度、速度特性規律，設計點在低空的SP-ATR在5 km高度低速可降至Ma=0.6，高速可提高至Ma=2.3，相比設計點為地面的 SP-ATR，低空工作的 SPATR速度上限提高，飛行高度范圍為0～8 km，整個工作速度高度范圍比沖保持在6 300 N·s/kg以上，同時比推力還可在1 310～1 440 N·s/kg之間調節。

1.2.3 高空工作模式及性能

文中高空是指10 km以上空域。為了討論SPATR的高空工作特點，設計其設計點為10 km，Ma=3，增壓比為 1.5，滿足設計點燃燒室壓強大于0.2 MPa，渦輪落壓比為20，燃燒室余氣系數取1.6。SPATR在轉速不變和余氣系數不變條件下，計算得到的速度高度特性如圖7所示。

由圖7可見，SP-ATR的比沖隨著速度增加而增加。分析原因為隨著飛行速度增加，雖然物理轉速保持不變，但換算轉速減小，于是壓氣機增壓比減小，導致驅渦相對流量減小，燃燒室余氣系數不變條件下，富燃燃氣相對流量增加。從比沖角度看，高能量的燃氣所占比例增加，于是比沖增加。設計點在高空的SPATR可在Ma=2.8～3.7范圍內比沖保持在7 600～9 100 N·s/kg。該空域設計點條件下，SP-ATR比推力則隨飛行速度增加先增加，在Ma=3.5達到最大值后逐漸減小，比推力范圍為1 312～1 245 N·s/kg，比推力大于沖壓發動機，說明SP-ATR的加速性能優于沖壓發動機。速度保持Ma=3，SP-ATR的高度范圍為5～18 km，比沖隨高度增加而增加，比推力在5～11 km范圍隨高度增加而增加，高于11 km，比推力基本保持不變。由此可見，在 Ma=2.8～3.7，高度范圍為5～18 km，SP-ATR比沖性能與沖壓發動機比沖相當，比推力是沖壓發動機的2 倍［14－15］。

圖6 SP-ATR在低空的速度、高度性能Fig.6 Performance of SP-ATR in different speed and altitude in low-altitude

圖7 SP-ATR高空下速度、高度性能Fig.7 SP-ATR＇s speed and height performance in high-altitude

2 結論

(1)隨飛行高度和速度的增加，SP-ATR比沖、比推力增加，但性能隨外彈道變化幅度較小，整個工作范圍性能穩定。

(2)設計點在近地面和低空的SP-ATR發動機壓氣機增壓比需求單級離心壓氣機即可滿足;近地面和低空設計點SP-ATR均可低空亞音速盤旋和高于5 km的超音速飛行，且保持比沖高于6 700 N·s/kg，比推力大于1 100 N·s/kg，比推力優勢顯著。

(3)高空SP-ATR工作高度速度范圍寬，比沖性能與沖壓發動機相當，比推力為沖壓發動機的2倍;相同飛行速度下，飛行高度增加，比沖和比推力增加;可在更高的高度巡航，既可減少飛行阻力，又具備更高性能，高空性能優勢明顯。

［1］Thomas M E，Bossard J A，Ostrander M J.Addressing emerging tactical missile propulsion challenges with the solid propellant air turbo rocket［R］.AIAA 2000-3309.

［2］John L Bergmans，Robert I Myers.Throttle valves for air turbo-rocket engine control［R］.AIAA 97-3188.

［3］Kirk Christensen.Air turbo rocket/vehicle performance comparison［J］.Journal of Propulsion and Power，1999，15(5).

［4］Sullerey R K，et al.Performance comparison of air turbo rocket engine with different fuel systems［R］.AIAA 2003-3648.

［5］屠秋野，陳玉春，蘇三買，等.固體推進劑吸氣式渦輪火箭發動機的建模及特征研究［J］.固體火箭技術，2006，29(5):317-319.

［6］陳湘，陳玉春，屠秋野，等.固體推進劑空氣渦輪火箭發動機的非設計點性能研究［J］.固體火箭技術，2008，31(5):445-448.

［7］潘宏亮，林彬彬，劉洋.加力式空氣渦輪火箭發動機特性研究［J］.固體火箭技術，2010，33(6):650-655.

［8］莫然.渦輪增壓固體沖壓發動機建模與性能分析［D］.西北工業大學，2011.

［9］鮑福廷，黃熙君，張振鵬.固體沖壓組合發動機［M］.北京:中國宇航出版社，2006.

［10］李成功，傅恒志，于翹，等.航空航天材料［M］.北京:國防工業出版社，2002.

［11］史亞紅，戴耀松.渦輪沖壓發動機技術分析［M］.北京:航天工業總公司三十一所.

［12］徐東來，陳鳳明，蔡飛超.固體火箭沖壓發動機設計技術問題分析［J］.固體火箭技術.2010，33(2):142-147.

［13］劉新建.導彈總體分析與設計［M］.長沙:國防科技大學出版社，2006.

［14］Ronald S Fry.A century of ramjet propulsion technology evolution［J］.Journal of Propulsion and Power，2004，20(1).

［15］中國航天工業總公司《世界導彈與航天發動機大全》編輯委員會.世界導彈與航天發動機大全［M］.北京:軍事科學出版社.