吸氣式發動機流道調節的影響

柳長安，李 平，張蒙正

（西安航天動力研究所，陜西西安710100）

0 引言

隨著吸氣式發動機的發展，以沖壓發動機和與沖壓技術相結合的組合發動機為代表的發動機持續向高空、高速域拓展工作包線，相應的也就需要發動機在寬馬赫數和高度范圍內通過流道調節來保證穩定、高效工作。顯然，為了實現流道調節必須付出各種代價，例如系統及控制規律更加復雜、結構尺寸/質量增加等，在一些情況下甚至還會是得不償失。因此，在設計方案中有必要對流道調節方案進行權衡分析，盡可能簡化系統和減輕結構質量。

為了分析流道調節的影響，本文按飛行器航程指標對以沖壓發動機為動力的巡航導彈進行了對比計算，在此基礎上對重要的結構質量環節進行了比較，得到了流道調節與結構質量的影響曲線，可以為今后的研究和設計工作提供借鑒。

1 流道調節方法

1.1 進氣道

軸對稱進氣道 (包括半圓形進氣道)多采用進氣錐調節方法對進氣道進行調節，而二元進氣道多采用單側楔板調節方法對進氣道進行調節。另外，在飛機上還有采用輔助進排氣門保證發動機穩定工作的設計方案，在某些二元進氣道方案中更采用了可調進氣口技術調節進氣道捕獲面積[1,2]。

1.2 噴管

塞式噴管通過塞錐軸向移動調節噴管喉部面積，氣動噴流噴管則采用橫向噴流控制噴管臨界面積，而航空發動機大多通過魚鱗調節片改變噴管型面。其中航空發動機的調節又可根據作動方式分為調節喉部的單環調節方案和調節全噴管型面的多環調節方案[3]。

1.3 調節方案的選擇

對于采用頭錐環形進氣道設計的巡航導彈/發動機方案，采用進氣錐調節無疑是最直接和簡便的，而選用單環調節方案僅對噴管喉部面積進行調節較為可行[4～6]。

2 流道調節影響

2.1 簡化分析

為了簡化分析，將流道結構分解為多個尺寸結構狀態，并認為流道調節是通過多個流道結構狀態相互轉換實現的，轉化過程可以瞬間完成，即流道結構為多工位非連續調節 (如果調節工位趨于無窮多則可以認為是連續調節)。

另外，根據導彈/沖壓發動機任務和工作方式，導彈/沖壓發動機首先是通過固體助推器加速到中空中速，隨后沖壓發動機接力并以大工況工作繼續加速爬升，到達巡航高度和速度后以小工況工作進行巡航飛行。顯然，從簡化系統的角度考慮采用兩工位調節易于實現，系統負擔 (包含控制、監測和作動等環節)較小。相應的調節收益僅在巡航段獲得，所以本文的分析就進一步簡化為只考慮巡航段的調節影響。

2.2 不同流道參數性能

為了方便比較，選擇了幾種發動機流道工位進行分析，具體參數參見表1。

表1 發動機流道狀態Tab.1 Status of ramjet flowpath m2

根據發動機性能計算方法[7～12]可以計算得到不同流道參數下的發動機性能變化曲線，如圖1所示。其中，進氣道喉部面積分別為0.172 m2，0.156 m2，0.141 m2，0.127 m2和 0.116 m2，尾噴管為臨界喉部狀態或是0.173 m2固定喉部狀態(忽略爬升段的限制，假設0.173 m2喉部面積對應發動機初始工位狀態)，飛行參數均為巡航飛行高度17 km、速度3.6 Ma。

從圖1可以看出：(1)在同一進氣道喉部面積情況下保證尾噴管喉部面積為臨界面積會使發動機性能提高；(2)隨著進氣道喉部面積的減小，發動機性能有所提高。因此，變化尾噴管喉部面積并配合調節進氣道可以有效提高發動機的比沖和推力系數，進而提高導彈飛行性能。

2.3 巡航段對比

如果在巡航段飛行時導彈的升阻比保持不變，則發動機推力系數應保持不變。以飛行高度17 km、馬赫數3.6 Ma計算，則在L/D為1.054時發動機推力系數為0.545，根據上述曲線關系可以得到在不同流道參數時的燃油流量。假設導彈在巡航開始時刻的總重為2000 kg，巡航末端總重為1600 kg，即巡航段可用燃油量為400 kg，根據航程經驗公式能夠得到相應的巡航段航程變化情況。具體結果見表2。

表2 不同發動機工況的導彈巡航距離Tab.2 Missile cruising distances under different ramjet conditions(H=17km，Ma=3.6，L/D=1.054)

從表2可以看出：巡航開始后如果保持進氣道喉部面積為0.172 m2而只調節尾噴管，則會使導彈巡航段航程由422 km增加到461 km，增程9.2%；如果配合進氣道喉部面積由0.172 m2變化到0.156 m2，則可使導彈巡航段航程由422 km增加到482 km，增程14.2%。相應的，如果進氣道喉部面積由0.172 m2變化到0.141 m2，0.127 m2以及0.116 m2，則對應增程分別為19.4%，23.7%和27.3%。

這說明通過調節進氣道喉部面積 (配合調節尾噴管喉部面積)可以獲得收益，但應當注意的是：這是在未考慮調節機構增重的情況下得到的計算結果。由于飛行器結構質量的大小將直接關系到整個飛行器的各項性能指標，而作為其中重要組成部分的發動機結構質量的增減也必然會帶來飛行器性能的變化。因此，本文進一步從結構質量環節進行了影響分析。

假設采用可調流道技術會使巡航導彈結構質量增加90 kg，則為了保證導彈總重不變，燃油量將只有310 kg。以0.116 m2進氣道喉部面積參數計算巡航距離則減程4%，相對于理論巡航段航程則減程25%。顯然，調節機構的增重會抵消調節帶來的收益，導致收益減小甚至是無法獲益。

表3 考慮增重時導彈巡航距離變化Tab.3 Variation of missile cruising distance with extra weight caused by adjustment(H=17 km，Ma=3.6，L/D=1.054)

以同樣方法計算各流道參數、不同增重條件下的調節影響，可以得到如圖2所示的增重與增程的變化關系曲線。

數據表明在調節系統增重量較小的情況下采用可調進氣道技術可以使導彈航程增加，但如果調節系統的重量超過某一閥值則通過流道調節只能得到負收益。

另一方面，不同的流道參數條件下增重閥值也有所變化，隨著流道調節范圍的增大，調節系統的質量增量也可以大一些。表明在相同的增重條件下大范圍調節的效果更好一些，例如，進氣道喉部0.156 m2、臨界噴管喉部參數條件下調節系統的增重閥值約44 kg左右；而進氣道喉部0.116 m2、臨界噴管喉部參數條件下則可以放大到78 kg左右。

3 結論

本文針對吸氣式發動機流道調節影響的分析表明：

1)巡航條件下不同流道參數的發動機性能對比表明采用流道調節可以提升發動機性能，有利于巡航飛行；

2)由于流道調節需要附加調節系統的結構質量，因而導致調節收益隨著結構質量的增加而減小，甚至出現負收益；

3)大范圍流道調節有利于獲得較好的綜合性能。

綜合前述分析認為：由于發動機流道調節涉及到了飛行任務要求、飛行器特性和結構限制等多方面因素環節，是否采用流道調節技術需要結合飛行任務要求進行全動力系統甚至是全飛行器的權衡分析，優化系統參數和調節方案，以避免流道調節帶來的系統過度復雜或是結構嚴重超重。

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