渦輪增壓固沖發動機非設計點特性研究①

楊 颯，何國強，李 江，劉 洋

(西北工業大學航天學院，西安 710072)

0 引言

未來戰術飛行器的遠程巡航、快速響應、靈活變軌等能力需求，對動力系統提出了長時間、高性能、寬適應等性能要求。目前，固體ATR工作包線大，但對推進劑要求苛刻，難以提高比沖，而固沖發動機的巡航比沖高，但難以實現大范圍工作。所以，將固體ATR和固沖發動機有機組合，提出了渦輪增壓固沖發動機的概念(Turbocharged Solid Propellant Ramjet，TSPR)，使其具備寬包線和高比沖性能，滿足未來戰術武器的動力性能要求［1］，文獻［2－3］開展了 TSPR 熱力性能分析，確定了TSPR的性能優勢。對于1臺確定的發動機，其可工作的范圍是有限的，不同控制方案具有的性能也是不同的［4－5］，開展渦輪增壓固沖發動機的非設計點性能研究是確定該發動機系統在非設計點的工作特點、最佳控制規律，確定這一新型熱力循環的工作特點。

1 渦輪增壓固沖發動機概念

固體ATR的推進劑既要驅動渦輪，又要參與補燃室的燃燒。對于高性能的固體ATR，要求推進劑的一次燃氣既要成分清潔、又要能量高。目前，推進劑研究難以同時滿足這兩方面要求。所以，固體ATR被定義為低比沖、大推力的發動機系統;固沖發動機需要一次助推才能啟動工作，且工作受來流狀態影響，低速或高空工作性能低。固體ATR工作包線寬，但比沖低，而固沖發動機工作比沖高，但工作包線小;ATR的寬包線源于渦輪增壓系統，而固沖發動機的比沖源于其高能推進劑。將固沖發動機的高能推進劑與ATR的渦輪增壓系統組合，提出了TSPR的概念。圖1示意了TSPR概念提出的思路和結構。

圖1 TSPR概念示意圖Fig.1 Concept sketch of TSPR

TSPR由進氣道、壓氣機、渦輪、驅渦燃氣發生器、富燃燃氣發生器、補燃室及尾噴管組成。工作原理為驅渦燃氣驅動渦輪帶動壓氣機增壓來流空氣，增壓后的空氣、渦輪出口燃氣和富燃燃氣在補燃室內摻混燃燒，經噴管膨脹產生推力。

與固沖發動機相比，TSPR通過渦輪增壓系統主動增壓來流空氣，可實現低速或高空等來流總壓低的狀態穩定工作;與固體ATR相比，TSPR采用清潔燃氣和高能推進劑2種推進劑，分別用于驅動渦輪和增加發動機能量，解決了固體ATR對推進劑既要能量高、又要成分清潔的矛盾要求［6］。

2 非設計點的模型

2.1 共同工作條件

對于非設計點TSPR的工作，各部件的參數需要相互匹配，本文建立基于部件性能的非設計點計算方法。TSPR工作過程部件之間的匹配關系為進氣道與壓氣機的匹配，壓氣機與渦輪的匹配，燃燒室與尾噴管的匹配。初步研究假設進氣道與壓氣機完全匹配，尾噴管不可調，參考ATR及渦噴發動機的非設計模型建立TSPR非設計點的共同工作方程組［7］，包括壓氣機特性、渦輪特性，壓氣機渦輪功率匹配，補燃室和尾噴管喉道處流量與發動機進口流量守恒等19個方程，包含壓氣機和渦輪轉速、流量、壓比效率，及燃燒室壓強、溫度、流量等21個未知變量，決定發動機性能的2個重要共同工作方程如下:

(1)壓氣機與渦輪功率匹配，即渦輪輸出功等于壓氣機輸入功率:

當工作點確定，驅渦燃氣參數確定，壓氣機和渦輪功主要由壓氣機和渦輪的壓比和效率確定，而壓氣機和渦輪需遵循的工作特性方程。本文參考文獻［8］壓氣機渦輪通用特性，通過耦合系數將其換算至發動機設計點對應的壓氣機渦輪特性結果，用于非設計點壓氣機、渦輪性能計算。

(2)尾噴管進出口流量匹配，當壓氣機渦輪參數確定，尾噴管流量還需要設置加入補燃室的富燃流量的實現流量匹配。

2.2 調節規律

根據共同工作方程分析，當尾噴管喉部面積不變，TSPR的被調節參數為2個，第1個被調節參數為轉速，調節規律為nc=const。根據性能最佳和最容易調節兩方面考慮，選擇2個備選調節方案作為TSPR的第2個調節規律:(1)余氣系數為常數;(2)富燃流量為常數。

余氣系數為常數，可確保在任何工作狀態，補燃室的余氣系數處于理想值，富燃流量為常數的調節方案，調節簡單易實現。這2種方案的發動機性能在下文TSPR特性研究中進行對比分析，確定最佳調節規律。

當調節規律確定，TSPR的方程收斂，利用N+1殘量法求解方程組。

2.3 非設計點模型校驗

TSPR的性能分析方法包容ATR性能分析，僅在補燃室的性能計算存在差異，在沒有TSPR地面試驗數據前，可利用ATR地面試驗數據校核TSPR性能分析模型。

文獻［9］開展了地面肼燃料ATR發動機點火試驗，給出了該發動機設計點的空氣流量、渦輪和壓氣機壓比、補燃室燃燒效率。首先，根據這幾個關鍵部件參數進行設計點計算，得到結果如表1所示。與實驗結果比較，最大參數誤差僅為6.1%。所以，該參數可用作非設計點的輸入參數。

表1 ATR設計點性能參數試驗和計算結果Table 1 The ATR in design test and calculated results

在該實驗ATR發動機設計點的性能參數和部件通用特性曲線的基礎上，通過調節發動機轉速，即可獲得該發動機不同轉速的非設計點性能。輸入實驗對應的控制轉速，得到本文模型及試驗的壓氣機、渦輪流量和推力、比沖隨相對換算轉速的變化結果，見圖2。本文建立的非設計點模型計算的發動機關鍵部件參數及推力和比沖與實驗結果吻合，推力計算結果與試驗結果的平均誤差為6.5%，比沖計算結果與試驗結果的平均誤差為6.8%，驗證了本文模型的準確性。

3 TSPR發動機的特性分析

設計了地面零速TSPR原理發動機，開展了相關發動機的特性研究。設計增壓比為2，落壓比20，燃燒室余氣系數1.3，驅渦推進劑選用一次燃氣燃溫為1 400 K的碳氫燃氣發生劑，富燃推進劑選用含硼量為30%的高能推進劑，開展了燃燒室等余氣系數和等富燃流量2種控制規律的轉速特性及高度速度特性研究。

3.1 轉速特性

實驗證明，ATR具有優異的推力調節范圍［10］，其設計與原理TSPR設計點的推力、比推力相等的ATR作為參照。該ATR采用的驅渦推進劑配方和壓氣機增壓比、流量與原理TSPR相同。由于沒有增加富燃燃氣，渦輪的落壓比為8，以滿足其推力與原理TSPR相同。

圖2 ATR非設計點試驗和計算結果Fig.2 Off-design test and calculated results of ATR

對比2個控制方案的TSPR的調節性能，ATR的推力、比沖變化規律見圖3。

ATR和兩個調節方案的TSPR的推力都隨轉速增加而增加，以最小轉速的推力作為基準，ATR和等余氣系數TSPR最大推力分別為對應最小推力的2倍和1.4倍，等富燃流量TSPR最大推力為其最小推力的1.71倍，ATR的推力增幅最大，等余氣系數TSPR的調節范圍最小。

各個轉速TSPR的比沖均大于ATR，隨轉速增加，ATR的比沖單調減小，2個調節方案TSPR的比沖則先增加后減小，小于設計點轉速等余氣系數的比沖低于等富燃流量，大于設計點轉速等余氣系數TSPR的比沖高于等富燃流量。對比2種調節規律的調節性能，確定等富燃流量調節范圍大，調節機構簡單，適用于TSPR推力的調節的控制規律。

圖3 推力、比沖隨轉速變化Fig.3 Thrust and specific impulse vs engine rotational speed

3.2 高度、速度特性

設發動機物理轉速不變，計算余氣系數保持變和富燃燃氣流量保持不變2種控制方案原理TSPR發動機可工作的速度、高度范圍和工作性能。隨飛行、高度速度變化進氣道的總壓恢復系數參考MIL-E-5007D進氣道的計算公式［6］，設進氣道流量與壓氣機流量相等。

為保證不同工作條件TSPR可穩定工作在考慮旋轉部件的工作性能外，還考慮補燃室穩定燃燒的壓強限制，設補燃室最低壓強為0.2 MPa。輸入工作速度、高度，確定控制規律，若得到該工作點發動機各部件存在匹配，且補燃室總壓高于 0.2 MPa，則該點屬于TSPR的工作范圍。根據發動機工作限制，得到兩種規律的TSPR可工作的范圍及比沖分布如圖4所示。圖4中，空白區域中間的彩色區域是TSPR可工作的區域;上邊界是補燃室工作壓強限制邊界;云圖下邊界為壓氣機工作邊界。

等余氣系數和等富燃流量控制方案TSPR的工作速度和高度范圍均為 Ma=0～2.4、0～16 km，高空高速比沖高，低空低速比沖低。保持余氣系數不變是最大限度保證在整個工作范圍內比沖性能，最小比沖大于6 200 N·s/kg，最高比沖7 894 N·s/kg，低空低馬赫數比沖低于高空高馬赫數，最大比沖位于10～16 km、Ma＞2的區域，該區域的比沖大于7 500 N·s/kg，巡航性能最佳，原因為來流空氣總溫高，TSPR比沖性能高。富燃燃氣沒有主動調節，所以比沖在整個工作范圍內變化較大，最低比沖為設計點的30%以下，比沖性能低于等余氣系數調節方案，在2～15 km、Ma＞1.5的工作范圍，仍維持7 000 N·s/kg的高比沖，所以依然適用于高空巡航。

等富燃流量調節規律假想發動機的高度速度范圍與等余氣系數相同，雖然低空低速比沖性能較低，但超音速飛行的比沖性能與等余氣系數調節規律接近，且等富燃流量調節規律控制簡單，簡化發動機部件設計，實際應用性強，所以是TSPR最佳調節規律。

圖4 TSPR的高度、速度范圍及比沖Fig.4 Operation range of TSPR and specific impulse distribution

4 結論

(1)由于TSPR采用高能推進劑，所以設計推力、比推力相同，TSPR的比沖高于ATR;

(2)等富燃流量方案TSPR的推力調節范圍接近推力調節性能優異的ATR，大于等余氣系數;

(3)設計點地面零速的TSPR在物理轉速不變可工作的速度、高度范圍為 Ma=0 ～2.4、0 ～16 km，高空高速比沖性能高;

(4)等富燃流量方案TSPR在低空低速比沖低于等余氣系數方案，但工作性能高的高空高速比沖性能接近等余氣系數方案，且調節機構簡單。

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