復合調節固沖發動機性能分析

邵明玉，王志剛，陳鳳明

(西北工業大學 航天學院，西安 710072)

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復合調節固沖發動機性能分析

邵明玉，王志剛，陳鳳明

(西北工業大學 航天學院，西安 710072)

闡述了現行固沖發動機固定幾何簡單結構進氣道和噴管的主要問題，提出了進氣道和噴管的調節需求，并對進氣道可調、噴管可調及進氣道/噴管復合調節固沖發動機性能進行了對比分析。結果表明，單獨進氣道調節時，因噴管喉道面積較大，大部分情況下推力和比沖性能下降；噴管調節可使進氣道保有的最佳性能充分發揮，發動機性能提高；進氣道/噴管復合調節可完善發動機高速巡航時的熱力循環，大幅提高固沖發動機的性能。

固體火箭沖壓發動機；復合調節；進氣道；噴管

0 引言

固體火箭沖壓發動機由于其全固體、整體式設計，因而具有結構緊湊、燃燒過程穩定，有利于小型化，貯存、使用和維護簡單等優點，被認為是中等超聲速、中遠程、小尺寸戰術導彈的理想動力裝置[1]。

經過半個世紀的發展，固體火箭沖壓發動機的設計思想和技術路線均已固化，即采用折中設計整體式技術方案，具體體現為：為滿足小型化、結構簡單、使用維護方面的要求，普遍采用固定幾何簡單結構方案。為了保證低速正常接力，進氣道和噴管的內流道結構只得按照低速接力要求折中設計。高速巡航飛行時，進氣道對來流壓縮能力不足，噴管流通能力過大，膨脹做功能力不足，致使沖壓發動機熱力循環不完善，推力損失過大，背離其作為戰術導彈高速巡航動力裝置的設計初衷[1-3]。

從本質上講，為適應寬馬赫數工作范圍，固體火箭沖壓發動機理應連續調節，方可充分發揮其應有的高速巡航動力性能優勢。因此，有學者提出復合調節固沖發動機概念，即從源頭上，依托進氣道調節技術，在全設計速度范圍內提升進氣道總壓恢復性能；在出口上，依托噴管調節技術，節制噴管流量，有效調節補燃室工作壓強，提升噴管膨脹做功能力；在中間環節上，恰當控制燃氣發生器的燃氣流量，提升沖壓發動機推力性能[1]。

本文基于復合調節固沖發動機的概念，分析了現行固定幾何簡單結構進氣道和噴管的主要問題，提出了復合調節固體火箭沖壓發動機進氣道和噴管的調節需求，研究了進氣道調節、噴管調節及進氣道/噴管復合調節對固體火箭沖壓發動機性能的影響。

1 設計問題及調節需求分析

1.1 設計問題分析

闡述了現行固定幾何進氣道與噴管的設計問題，分析了高速巡航時造成其熱力循環不完善、推力損失的原因。

1.1.1 進氣道設計問題

按照低速接力條件設計的固定幾何進氣道在高速巡航時，存在以下問題[1-2]：

(1)氣流折轉角不足。進氣道氣流折轉角按照低速接力條件設計，高速巡航飛行時，氣流轉折角偏小，欠壓縮程度嚴重。

(2)喉道高度過高。進氣道內流道結構同樣按照低速接力要求設計，當飛行速度高于接力馬赫數時，內部波系結構不完整，喉道出口馬赫數高。

(3)外罩唇口位置不可調。亞額定狀態下，進氣道捕獲流量小，不能滿足對加速性能的要求，且會造成額外溢流阻力；超額定狀態下，斜激波進入進氣道內部，造成激波/膨脹波相互干擾[4]，使進氣道性能下降。

1.1.2 噴管設計問題

尾噴管按照低速接力條件設計，高速巡航時，喉道面積過大，產生以下方面影響[1，3]：

(1)噴管膨脹做功能力不足。噴管擴張比相對理想條件偏小，膨脹做功不夠充分，出口沖量偏小，發動機推力性能顯著下降。

(2)噴管流通能力過大。噴管喉道面積過大，只能通過降低噴管進口處的總壓來滿足物理流動要求達到的流量平衡，造成嚴重的推力損失。

1.2 調節需求分析

針對應用于中等超聲速戰術導彈的固沖發動機，分析為實現理想熱力循環，進氣道和噴管所應滿足的條件，提出進氣道和噴管的調節需求。

1.2.1 進氣道調節需求

超聲速進氣道的作用是捕獲發動機所需的適量空氣，并以最少的總壓損失實現擴壓。為了實現氣流的最佳壓縮，n波系進氣道的前n-1道斜激波的氣流折角應隨馬赫數的變化而變化，同時喉道高度相應變化，以保證進氣道內部波系結構的完整性。通常有2種方式組織波系[5]：一是按最佳波系理論組織波系；二是按照等折角組織波系。對于三波系進氣道，最佳波系及等折角波系要求的氣流折角隨馬赫數的變化見圖1。

同時，還應對設計速度范圍內的捕獲流量特性進行調節。近年來，在高超聲速進氣道研究中，通常利用外罩唇口的轉動和水平移動來調節進氣道的波系結構和流量特性[6-8]。因此，可通過調整唇口的水平位置，使進氣道工作在額定狀態，即外部斜激波封口。

1.2.2 噴管調節需求

二次燃氣通過尾噴管排出，膨脹做功，產生推力；同時，尾噴管還等效為進氣道出口反壓的調節器。發動機整個流道的流動速度、補燃室壓強、燃燒加熱量等都與噴管的流通能力有關，噴管的流通能力取決于噴管的喉道面積及上游的氣流參數。根據流量守恒關系：

(1)

圖1 三波系二元進氣最佳折角Fig.1 Optimum deflection angle of three-wave 2-D inlet vs Mach number

2 設計實例

針對速度范圍為Ma=2～3.5/4+的固沖發動機，根據任務要求，結合進氣道和噴管的調節需求，分別確定進氣道和噴管的調節參數隨飛行條件的變化，同時設計固定幾何進氣道和噴管的參數，以進行性能對比。

2.1 進氣道設計

針對上述速度范圍，本文選用結構緊湊、外阻小的二元三波系等折角反折式進氣道，分別確定固定幾何進氣道和幾何可調進氣道的結構參數。

2.1.1 固定幾何進氣道

固定幾何進氣的設計馬赫數通常取在設計馬赫數范圍的中間，取Mad=2.8。根據空氣動力學理論，接力狀態下氣流的最大折角為26°，考慮5°攻角裕度，則進氣道楔板折角δ為10°；外罩唇口位置按照設計狀態下斜激波封口確定；喉道高度按照接力條件下反射斜激波打在進氣道肩部確定。

2.1.2 幾何可調進氣道

根據進氣道折角的調節需求，同時考慮5°的攻角裕度，則在設計馬赫數范圍內，進氣道楔板折角隨馬赫數的變化如圖2所示。同時，外罩唇口按照當前飛行馬赫數下斜激波封口進行調節，其水平相對位置隨馬赫數的變化如圖3所示。圖3中，xc為唇口橫坐標，H為進氣道高度。

圖2 幾何可調進氣道楔板折角Fig.2 Ramp angle of variable-geometry inletvs Mach number

圖3 進氣道唇口水平相對位置(xc/H)Fig.3 Relative horizontal position of cowl lip vsMach number(xc/H)

2.2 噴管設計

噴管設計主要是分別確定固定幾何噴管和幾何可調噴管的喉道面積。

2.2.1 固定幾何噴管

噴管的喉道面積按照式(1)確定。入口流量取決于來流條件；噴管喉道總壓臨界值取決于進氣道臨界總壓以及燃燒室總壓損失，進氣道的臨界總壓恢復可由超聲速擴壓斷的非粘性總壓恢復乘以0.9得到[9]，燃燒室的總壓恢復依經驗取為0.9；燃燒加熱量通過查表得出。在接力速度Ma=2.0，攻角裕度5°，最大空燃比6∶1的情況下，采用固定幾何進氣道時，噴管喉道面積與進氣道入口面積之比A5/AC=2.045；當采用可調進氣道時，A5/AC=2.351。

2.2.2 幾何可調噴管

幾何可調噴管通過調節噴管喉道面積優化固沖發動機的性能。隨著飛行條件的變化，進氣道捕獲流量、噴管喉道臨界總壓以及燃燒加熱量均發生變化。分別考慮固定幾何和幾何可調進氣道，攻角裕度5°，最大空燃比6∶1，噴管喉道面積隨飛行馬赫數的變化見圖4。

圖4 可調噴管喉道面積Fig.4 Throat area of adjustable nozzle vs Mach number

3 性能分析

從部件(進氣道、噴管)性能、發動機性能及以其為動力裝置的導彈彈道性能等方面，分析固定幾何、進氣道可調、噴管可調以及復合調節固沖發動機的性能。以流星導彈為參考，導彈直徑為178 mm，彈長3 650 mm，采用腹部進氣布局，進氣道尺寸為125 mm×80 mm。固定幾何與噴管可調固沖發動機的進氣道不可調，進氣道楔板折角為10°，外罩唇口位置按照設計狀態斜激波封口確定；進氣道可調和復合調節固沖發動機的進氣道楔板折角和外罩唇口位置分別按照圖2和圖3中的規律進行調節。進氣道捕獲流量通過預先建立的數學模型根據飛行條件計算。固定幾何與進氣道可調固沖發動機的噴管喉道面積在設計馬赫數范圍內保持不變，分別為0.020 45 m2和0.023 51 m2；噴管可調與復合調節固沖發動機的噴管喉道面積按照圖4中的規律進行調節。

3.1 部件性能分析

3.1.1 進氣道性能分析

分別從臨界總壓恢復和捕獲流量兩方面，分析固定幾何和幾何可調進氣道的性能。

進氣道臨界總壓恢復系數隨馬赫數的變化見圖5。隨著馬赫數的增加，固定幾何進氣道的臨界總壓恢復系數與最佳波系的差距越來越大。而對于幾何可調進氣道，由于折角和喉道高度可調，氣流接近理想壓縮，臨界總壓恢復系數只是由于預留一定攻角裕度而略低于最佳波系。相對固定幾何進氣道，Ma=3.5時，臨界總壓恢復提高64.34%。

圖6給出了捕獲流量系數隨馬赫數的變化。對于固定幾何進氣道，當MaMad時，進氣道工作在超額定狀態，Φ=1，但有攻角存在時，會出現激波/膨脹波之間的相互干擾。幾何可調進氣道通過唇口調節，使進氣道工作在額定狀態，Φ=1，且避免進氣道內出現激波/膨脹波相互干擾。

圖5 進氣道臨界總壓恢復系數Fig.5 Critical total pressure recovery coefficient of inlet vs Mach number

圖6 進氣道捕獲流量系數Fig.6 Captured flow coefficient vs Mach number

3.1.2 噴管性能分析

噴管的膨脹做功能力取決于噴管擴張比。根據噴管出口面積以及不同設計條件得出的噴管擴張比如圖7所示。在設計速度范圍內，固定幾何噴管擴張比保持不變，但可調進氣道對應的固定幾何噴管擴張比小于固定幾何進氣道對應的值，原因是接力狀態下，可調進氣道捕獲流量大，需要更大的噴管喉道面積；對于幾何可調噴管，隨著馬赫數增加，喉道面積不斷減小，擴張比增大；而當進氣道也可調節時，幾何可調噴管的擴張比可進一步增大，使噴管在高速巡航時的膨脹做功能力大幅提升。

此外，噴管等效為進氣道的反壓調節器，但進氣道的實際總壓恢復還與發動機其他參數相關，將在發動機性能中再進行討論。

圖7 噴管擴張比隨馬赫數的變化Fig.7 Nozzle expansion ratio vs Mach number

3.2 發動機性能分析

分析飛行高度10 km、空燃比6∶1、攻角0°情況下，發動機的主要性能參數——比沖和推力系數，以及對燃燒室壓強與噴管出口沖量有重要影響的進氣道總壓恢復系數，對比不同發動機性能。

進氣道總壓恢復系數隨馬赫數的變化見圖8。進氣道實際總壓恢復隨馬赫數增加迅速下降。當進氣道可調時，由于噴管喉道面積較大，進氣道總壓恢復除接力狀態外，在設計馬赫數范圍內均低于固定幾何進氣道，在Ma=3.5的巡航馬赫數下，總壓恢復下降13.01%。當噴管可調時，可充分發揮進氣道所有的最佳性能，總壓恢復增大；而當采用進氣道和噴管復合調節時，性能得到進一步提升，尤其在高速巡航段，總壓恢復大幅提高。Ma=3.5時，相對固定幾何固沖發動機，噴管調節和復合調節可分別將進氣道的實際總壓恢復提升73.89%和177.10%。

圖9給出了不同發動機的推力系數，均隨馬赫數增大而減小。進氣道可調時，低馬赫數下，由于捕獲流量較大，推力系數相對固定幾何發動機稍大，隨著馬赫數增大，噴管喉道面積的影響占主導地位，推力系數減小，Ma=3.5時，減小9.09%。隨著馬赫數的增加，噴管調節帶來的推力增益越來越大，Ma=3.5時，推力系數相對固定幾何發動機提升25.33%。而復合調節則能在全設計馬赫數進一步提升發動機的性能，Ma=3.5時，推力系數增大39.98%。

發動機的比沖隨馬赫數的變化如圖10所示。固定幾何與進氣道可調固沖發動機的比沖隨馬赫數的增大而下降，但可調進氣道對應的噴管喉道面積較大，擴張比小，比沖低，Ma=3.5時，比沖相對固定幾何固沖發動機下降9.08%。噴管可調，可充分發揮進氣道的最佳性能，隨著馬赫數的增加，其比沖性能增益逐漸增加，Ma=3.5的巡航馬赫數下，相對固定幾何的比沖增益為25.34%。復合調節固沖發動機在低馬赫數時，由于噴管喉道面積稍大，其比沖稍低，而隨著馬赫數增加，其性能逐漸優于其他發動機，Ma=3.5時，相對固定幾何比沖增益為40%。

圖8 進氣道總壓恢復系數Fig.8 Total pressure recovery coefficient of inletvs Mach number

圖9 發動機推力系數Fig.9 Thrust coefficient of ramjet vs Mach number

圖10 發動機比沖Fig.10 Specific impulse of ramjet vs Mach number

3.3 彈道性能分析

對采用不同類型固沖發動機的導彈進行彈道仿真，從射程等總體參數層面分析復合調節的性能優勢。彈道仿真的飛行方案和初始條件如下：

(1)導彈初始高度10 km，按給定彈道傾角的飛行方案爬升到15 km，進行巡航飛行。

(2)助推段結束后，導彈質量為140 kg，速度為Ma=2.0；燃氣發生器裝藥40 kg。

(3)加速段，保持空燃比為6∶1；巡航段，保持飛行速度為Ma=3.5。

根據上述條件進行彈道仿真，可得采用不同類型沖壓發動機時，導彈的彈道參數如表1所示。

表1 導彈彈道性能參數Table1 Trajectory performance parameters

相對固定幾何固沖發動機，采用進氣道調節時，大部分條件下發動機性能變差，加速性能和射程都稍有下降；當采用噴管調節時，可隨著馬赫數的增加，逐步提升發動機的推力和比沖性能，故加速時間較少，射程增加。而復合調節固沖發動機可全程提高沖壓發動機性能，加速時間進一步減小，射程也更遠。相對固定幾何固沖發動機，單獨進氣道調節使射程下降12.12%，噴管調節和復合調節可分別使射程增加33.14%和61.01%。

4 結論

(1)單獨進氣道調節時，由于接力狀態要求的噴管喉道面積較大，大多數情況下推力和比沖性能較差，相對固定幾何固沖發動機，巡航狀態推力系數和比沖分別提高9.09%和9.08%，典型彈道射程下降12.12%。

(2)噴管調節可充分發揮進氣道保有的最佳性能。相比固定幾何固沖發動機，巡航狀態推力系數和比沖分別提高25.33%和25.34%，典型彈道射程增加33.14%。

(3)進氣道/噴管復合調節可完善高速巡航時發動機的熱力循環，大幅提高發動機的性能。相比固定幾何固沖發動機，巡航狀態推力系數和比沖分別提高39.98%和40%，典型彈道射程增加61.01%。

(4)進氣道調節所帶來的性能增益，需要以噴管調節作為依托才能發揮。因此，在工程應用中，首先應突破噴管調節技術，提高現行固定幾何固沖發動機的性能，同時為進氣道調節技術的突破和應用提供技術保障；此后，再發展進氣道調節技術，最終實現進氣道/噴管復合調節。

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

[2] 蔡飛超,陳鳳明,徐東來,等.寬馬赫數固定幾何進氣道設計問題研究[J].固體火箭技術,2010,33(2):163-166.

[3] XU Dong-lai,Chen Feng-ming,Cai Fei-chao.Study on fixed-geometry supersonic inlet design for wide Mach number range application[J].Journal of Solid Rocket Technology,2010,33(1):45-48.

[4] Derek J Dalle,Sean M Torreez,James F Driscoll.Performance analysis of variable-geometry scramjet inlets using a low-order model[C]//47th AIAA/ASME/ SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit 31 July-03 August 2011,San Diego,California.

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

[6] 金志光,張堃元.高超側壓進氣道簡單唇口調節方案設計[J].推進技術,2008,29(1):43-48.

[7] 張華軍,梁德旺,鄭榮偉.一種組合發動機變幾何進氣道流場特性研究[J].航空動力學報,2009,24(10):2201-2207.

[8] 劉曉偉,何國強,劉佩進.一種RBCC二元進氣道變幾何方案研究[J].固體火箭技術,2010,33(4):409-413.

[9] John J Mahoney.Inlets for supersonic missiles[M].Washington,D C.American Institute of Aeronautics and Astronautics,Inc.,1991.

(編輯：崔賢彬)

Performance study of compound-adjustable ducted rockets

SHAO Ming-yu，WANG Zhi-gang，CHEN Feng-ming

(School of Astronautics，Northwestern Polytechnical University，Xi’an 710072，China)

The major problems of current ducted rockets with fixed-geometry inlet/nozzle are summarized,and the adjustment demand of variable-geometry inlet/nozzle for ramjet thermodynamic cycle is listed as well.Next,the performances of ducted rockets with fixed-geometry,adjustable inlet,adjustable nozzle and compound-adjustable inlet/nozzle are compared and analyzed.Results show that:inlet adjustment decreases the engine performance in most case due to the larger nozzle throat;nozzle adjustment gives a full play to optimum performance of inlet,therefore enhances engine performance;the inlet/nozzle compound-adjustment improves the ramjet thermodynamic cycle during high speed cruising,which greatly increases the performance of ducted rocket.

ducted rocket；compound-adjustment；inlet；nozzle

2014-09-13；

：2014-10-08。

邵明玉(1988—)，男，博士生，研究方向為沖壓發動機設計。E-mail：mingyupiaoxue@126.com

V438

A

1006-2793(2015)04-0481-06

10.7673/j.issn.1006-2793.2015.04.006