渦輪增壓固體沖壓發動機熱力循環分析①

莫 然，劉佩進，劉 洋，楊 颯

(西北工業大學燃燒、熱結構與內流場重點實驗室，西安 710072)

符號說明:T 靜溫，K p 靜壓，Pa π 壓比ω0 比循環功，J/kg ηt 熱效率κ 定熵指數Rg 氣體常數，J/(kg K)cp 比定壓熱容，J/(kg K)L 功率，J m· 質量流量，kg/s上標’ 實際參數下標及主要截面符號0 來流空氣1 壓氣機出口2 補燃室出口3 噴管出口4 驅渦推進劑初始狀態5 驅渦燃氣發生器出口6 渦輪出口7 富燃推進劑初始狀態8 富燃燃氣燃燒室出口9 富燃燃氣發生器出口l進氣道N 噴管C 壓氣機T 渦輪V 富燃燃氣發生器噴管air 空氣gas 驅渦燃氣pro 富燃燃氣

0 引言

現代軍事技術的發展，使寬包線、高性能、大機動、低成本的武器系統成為各國軍工部門的研制對象和追逐目標。傳統單一形式的動力系統在滿足其等要求方面出現困難。因此，將優勢互補的2種或2種以上動力系統進行集成，成為了重要思路。

固體火箭沖壓發動機(Solid Propellant Ramjet，SPR)以其結構簡單、高速(Ma＞2)時比沖性能好等優點，受到了廣大科研單位的高度關注［1］，但固體沖壓發動機存在低速時推力小、不能自起動、對狀態參數的變化敏感、穩定工作范圍窄等缺點［1－3］。

空氣渦輪火箭發動機(Air Turbo-Rocket，ATR)的工作原理:渦輪靠上游單獨的燃氣發生器產生的高壓、富燃料燃氣驅動，給壓氣機提供動力，增加進氣流的壓力。富燃料燃氣驅動渦輪后與壓氣機壓入的空氣相混合，在燃燒室中完全燃燒，經噴管排出而產生推力［4］。ATR能在寬的速度、高度范圍內工作，具有自加速到Ma=2的能力;但ATR的渦輪材料不耐高溫，若使用高熱值的硼基推進劑，硼能從燃氣發生器中以固體顆粒或熔化液滴形式析出，腐蝕渦輪葉片或堵塞渦輪，使渦輪性能降低［5］。因此，難以使用高熱值含硼推進劑，提高比沖困難。

通過對固體火箭沖壓發動機(SPR)和空氣渦輪火箭發動機(ATR)的結構及性能特點的初步分析，鑒于兩者在性能上的優勢互補性，本學科組提出了將兩者集成的渦輪增壓固體沖壓發動機(Turbocharged Solid Propellant Ramjet，TSPR)的概念。本文通過對TSPR新型推進系統進行熱力循環分析，以驗證其原理的可行性及概念的優越性。

1 TSPR的概念

TSPR由進氣道、驅動渦輪燃氣發生器、渦輪機組、富燃燃氣發生器、補燃室、尾噴管等幾部分構成。其結構形式及工作原理如圖1所示，驅渦燃氣發生器產生潔凈、低溫、高壓的燃氣驅動渦輪做功;渦輪通過聯軸帶動壓氣機壓縮空氣，對進入進氣道的空氣進行增壓;驅動渦輪的燃氣和增壓后的空氣在補燃室中進行混合，同時富燃燃氣發生器中的含硼富燃燃氣通過燃氣導管也進入補燃室;3股氣流在補燃室中共同組織燃燒，最后通過噴管膨脹做功并產生推力。

圖1 TSPR結構形式及工作原理示意圖Fig.1 Schematic representation of TSPR

TSPR借鑒了ATR中驅動渦輪燃氣發生器和渦輪機組的結構及固沖中的含硼富燃燃氣發生器和補燃的形式。對于這種新型的推進裝置，首先進行熱力循環分析，以驗證其原理的可行性，建立其熱力循環分析模型，為進一步結構設計及性能優化提供依據。

2 TSPR熱力循環分析

TSPR是一種新型的動力推進裝置，其熱力循環方式的探究是不可逾越的重要環節。理論上，對于每種新型的熱力裝置，對其熱力循環的分析，首先需把實際循環抽象概括成可逆理論循環，然后基于該理論循環分析影響循環熱效率的主要因素及提高該循環效率的途徑，以指導實際循環的改善，為整個發動機合理的構型及結構參數的設計提供依據。

針對TSPR，首先將3股氣流的熱力循環分別進行考慮，然后對其進行總體性能的分析，以尋找提高TSPR總體比循環功、熱效率的途徑。

圖2為TSPR發動機空氣、驅動渦輪燃氣和富燃燃氣的理想及實際循環p-V圖［6］。

圖2 TSPR理想及實際循環p-V圖Fig.2 p-V scheme of ideal and actual cycle for TSPR

2.1 空氣循環

TSPR是吸氣式推進系統，主要工質為空氣，對于TSPR中的來流空氣，理想循環類似于渦輪噴氣發動機的理想循環，其p-V圖如圖2中0-1-2-3-0所示。空氣首先經過進氣道和壓氣機的等熵壓縮過程0-1，然后在燃燒室中與其余2股燃氣混合燃燒，相當于等壓加熱過程1-2，接下來在噴管中等熵膨脹2-3，最終燃氣在噴出噴管后等壓放熱回到0狀態。

上述理想循環中，壓縮和膨脹過程均視為可逆過程，燃燒室內的各組分燃燒充分，但由于進氣道和噴管的損失不可避免，壓氣機是“速度式”的葉輪機械，氣流速度大、摩擦大，在壓縮中會產生不可逆的熵增。這些不可逆損失通常用進氣道和壓氣機的定熵效率η1、ηC和噴管效率ηN來考慮，虛線0-1’和2’-3’分別表示實際不可逆壓縮和膨脹過程，3股燃氣在燃燒室中受燃燒室壓強等因素的影響，實際為不充分燃燒，1’-2’表示實際的燃燒放熱過程，則實際空氣循環的比循環功和熱效率分別為

總壓比π為進氣道的沖壓比π1和壓氣機增壓比πC之積，噴管完全膨脹時的膨脹比也為π。

2.2 驅動渦輪燃氣循環

對于驅動渦輪燃氣，其理想循環p-V圖如圖2中4-5-6-2-3-4所示。首先，燃氣發生器中推進劑燃燒產生驅動渦輪燃氣，等效于等壓加熱過程4-5，然后經過驅動渦輪的等熵膨脹過程5-6，渦輪落壓比為πT;接下來，做功后的燃氣在燃燒室內與另外2股工質摻混燃燒，相當于等壓加熱過程6-2，最后燃氣在噴管中等熵膨脹做功為2-3過程，膨脹比為πN。

考慮實際循環中，驅動渦輪燃氣在驅動渦輪的膨脹過程中，并非等熵膨脹，其中的碳顆粒等凝相成分，無法驅動渦輪做功，通過渦輪葉片做功的過程中膨脹效率為ηT，在噴管中的定熵膨脹效率為ηN，此時驅動渦輪燃氣實際循環4-5’-6’-2’-3’-4的比循環功和熱效率為

2.3 富燃燃氣循環

TSPR富燃燃氣理想循環p-V圖如圖2中7-8-9-2-3-7所示，其過程類似于驅渦燃氣。首先，含硼富燃推進劑在燃氣發生器中進行燃燒，為等壓加熱過程7-8;然后，經過燃氣發生器噴管膨脹比為πV的等熵膨脹過程8-9，再在燃燒室內繼續燃燒，相當于等壓加熱過程9-2;最后，2-3為燃氣在噴管中的等熵膨脹做功，膨脹比為πN。考慮富燃燃氣發生器噴管的等熵膨脹效率ηV及噴管等熵膨脹效率 ηN，其實際循環7-8’-9’-2’-3’-7 比循環功和熱效率為

2.4 TSPR發動機整體循環分析模型

基于以上對3股工質的熱力循環過程的分析，對TSPR發動機進行整體工作過程分析可知，TSPR整體循環的吸熱量q1為驅動渦輪燃氣發生器、富燃燃氣發生器內的燃燒放熱和3股工質摻混燃燒的放熱量之和。其所做的功為3股燃氣做功之和，其能量載體為整個循環的工質。故利用熱力學第一定律及循環熱效率定義，發動機整體熱效率為

TSPR性能計算模型需滿足來流空氣、富燃燃氣發生器流量、驅動渦輪燃氣發生器3股工質與噴管出口流量的質量守恒，以及渦輪機組功率平衡［7－10］和混合室(4-5截面之間)進口(4截面)靜壓匹配條件，將上述條件需滿足的方程聯立得

同時考慮3股工質配比的不同，其對補燃室燃燒放熱的影響;驅動渦輪燃氣、富燃燃氣及補燃室燃氣溫度通過熱力計算獲得，驅動渦輪燃氣中的凝相成分不做功。

2.5 壓氣機增壓比對TSPR熱力循環性能的影響

TSPR是一個協調統一的整體，單一部件設計參數的變化將同時引起3股工質比循環功和熱效率的變化，進而引起TSPR總體性能的變化。圖3為設計飛行高度10 km、Ma=3的TSPR，壓氣機增壓比變化引起3種工質的質量流量百分比、比循環功及熱效率變化的曲線，以此解釋部件參數的變化如何通過3股工質，對TSPR總體熱力循環性能產生影響。

由圖3(a)可知，3股工質中，空氣的質量百分含量始終最大;驅渦燃氣流量在壓比較小時最小，隨增壓比的增加，增壓相同質量空氣所需的驅渦燃氣流量增加，驅渦燃氣質量流量百分比增加，空氣及富燃燃氣的質量流量百分比減小。

圖3 TSPR工質質量流量百分比、比循環功和熱效率隨增壓比的變化Fig.3 Mass percentage，specific net work output during a cycle and thermal efficiency versus pressure ratio for TSPR

3股工質及TSPR整體的比循環功隨壓比變化如圖3(b)所示。由圖2可知，3股工質中驅動渦輪燃氣的曲線4-5’-6’-2’-3’-4面積最大，因此其比循環功最大，富燃燃氣其次，空氣比循環功最小，而總體的比循環功是3股工質比循環功根據質量流量百分比加權平均的結果，隨壓氣機增壓比的增加而增加。在壓比較小時，總體比循環功增加較快，隨著壓比的增加，總體比循環功的增加減緩。

3股工質及整體的熱效率隨增壓比變化的曲線如圖3(c)所示，也是3股工質熱效率的綜合體現，熱效率隨增壓比的增大而略有下降。

3 ATR、SPR和TSPR熱力性能比較

ATR、SPR和TSPR的主要工質均為空氣，為等壓膨脹循環。TSPR比ATR多一路富燃燃氣，較SPR多一路驅渦燃氣，燃氣均為二次燃燒的火箭發動機循環。3種工質基本的循環方式并沒有創新，三者的不同之處在于它們的組合方式不同，造成了3種發動機整體比循環功與熱效率的變化。本文計算針對3種發動機整體熱力學性能進行。計算中，ATR與TSPR使用相同的驅動渦輪燃氣，壓氣機增壓比同為2，SPR與TSPR使用相同富燃燃氣。

在不同的飛行狀態下，空氣經進氣道減速增壓后氣體狀態參數變化較大，ATR、SPR和TSPR整體的循環性能隨之變化。因此，對這幾種推進系統熱力循環性質的探究不能脫離飛行狀態。文獻［10］顯示，吸氣式推進系統ATR比沖高于自行攜帶氧化劑的固體火箭發動機，相比于一般地-空導彈使用火箭助推，ATR零速起飛的發射方式，更具質量優勢。因此，對TSPR與ATR這2種吸氣式推進系統進行從水平面零速起飛到巡航高度馬赫數的熱力性能計算，而對SPR進行大于啟動馬赫數后的熱力計算，得到圖4所示循環功和熱效率在表1所示彈道上的變化情況。

由圖4(a)可知，ATR、SPR、TSPR三者的比循環功均隨馬赫數和高度的增加而增加。在相同的馬赫數和高度條件下，TSPR的比循環功最大，ATR比TSPR稍小，而SPR的比循環功遠小于ATR和TSPR。隨高度和馬赫數的增加，ATR的比循環功逐漸接近TSPR，在水平零速起飛時TSPR比循環功較ATR高29.8%，當它們的飛行高度為15 km、Ma=4時，TSPR的比循環功較ATR僅高2.8%。

由圖4(b)可知，ATR、SPR、TSPR三者的熱效率均隨飛行馬赫數和高度的增加而增加，ATR和TSPR的熱效率性能相似。在水平零速起飛時，TSPR熱效率比ATR低11.0%，當飛行高度為15 km、Ma=4時，熱效率僅比ATR低1.9%。SPR的熱效率性能在高空高馬赫數下最好，但隨著飛行馬赫數和高度的減小，熱效率下降明顯。在小于2.6 Ma時，它的熱效率性能在三者中最差。從熱力循環的角度解釋了SPR高速性能好、空速域范圍窄、對飛行狀態敏感的特性。

總之，在典型彈道上，TSPR比循環功最高，熱效率略低于ATR，它們的差距隨高度馬赫數的增大而減小。SPR在高空高速時熱效率性能最佳，將其用于高空高速巡航是最佳選擇，但其對飛行參數變化較敏感，高度速度的下降使熱效率下降較快，且比循環功小。因此，在要求零速起飛或大機動飛行時，SPR無法保證全彈道優越的熱效率性能。此時，TSPR全彈道的熱力性能較優越。

表1 典型馬赫數和高度彈道參數Table 1 Assumed Mach number and altitude for a flight trace

TSPR發動機本質上改善了固沖SPR的工作條件，3種工質均為氣相，理論上其摻混并不困難，且驅動渦輪后的燃氣經旋轉部件后的湍流度增加，能促進摻混燃燒。但其增加了一路驅動渦輪燃氣，導致管路和結構的復雜。對于TSPR的性能分析，需進一步綜合考慮其性能增加的優勢及結構復雜度的消極影響。

4 結論

(1)對性能優勢互補的固體火箭沖壓發動機(SPR)和空氣渦輪火箭(ATR)進行集成，提出了渦輪增壓固體沖壓發動機(TSPR)的概念。

(2)分析TSPR 3股工質理想及實際熱力循環過程，綜合得到了總體熱力循環分析模型。

(3)通過對ATR、SPR、TSPR推進系統的熱力循環性能比較可知，TSPR與ATR的熱力循環性能接近，TSPR比循環功最大，熱效率稍小于ATR，熱效率性能在低空低速時較SPR高，在大空速域范圍飛行時，綜合性能優越。

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