空氣渦輪火箭發(fā)動機風車狀態(tài)數(shù)值仿真研究

張留歡，逯婉若

（西安航天動力研究所，陜西西安710100）

0 引言

空氣渦輪火箭發(fā)動機是航空渦輪噴氣發(fā)動機與火箭發(fā)動機的有機組合。與航空發(fā)動機空氣路與主燃燒室相通不同，ATR發(fā)動機利用流路及供應獨立的火箭發(fā)動機（或燃氣發(fā)生器）工作產(chǎn)生的高溫、高壓燃氣驅(qū)動渦輪，進而帶動壓氣機對來流空氣進行增壓，之后空氣進入燃燒室 (類似渦噴加力燃燒室)與渦輪出口燃氣摻混、燃燒，并通過尾噴管高速排出產(chǎn)生推力，見圖1。ATR發(fā)動機燃氣發(fā)生器氣體流路與空氣流路并聯(lián)，在進入燃燒室前互不影響。渦輪前燃氣參數(shù) (總溫等)不受發(fā)動機來流空氣參數(shù)影響。這在一定程度上拓寬了ATR發(fā)動機的穩(wěn)定工作包線 (馬赫數(shù)范圍可達 0～6)[1-2]。

圖1 ATR發(fā)動機（燃氣發(fā)生器循環(huán)）Fig.1 Gas generator cycle of ATR engine

以ATR發(fā)動機為動力的飛行器在飛行過程中，可能遇到無動力下壓滑翔狀態(tài)。此時，發(fā)動機關機，壓氣機轉子在來流作用下做自轉運動，發(fā)動機處于風車狀態(tài)，發(fā)動機的內(nèi)流道阻力（以下簡稱內(nèi)阻）等參數(shù)在很大程度上影響著整個飛行器下壓飛行的時間、距離。因此，獲得發(fā)動機風車狀態(tài)參數(shù)（包含風車轉速、內(nèi)阻等參數(shù)）對飛行彈道規(guī)劃有重要意義。

在國內(nèi)外研究方面，尤·阿·李特維諾夫指出在雷諾數(shù)自行模化的各飛行狀態(tài)范圍內(nèi)，如果轉子沒有消耗功率，任何結構形式的發(fā)動機的所有換算參數(shù)實際上都是單值的，取決于設計馬赫數(shù)，并由此給出了計算風車轉速和內(nèi)阻的計算公式[3]；王占學等人在尤·阿·李特維諾夫方法的基礎上，發(fā)展了計算燃氣渦輪發(fā)動機風車特性的理論方法[4]；劉志友等人利用高空臺開展了某型渦扇發(fā)動機風車試驗，并依據(jù)試驗數(shù)據(jù)推導了針對特定發(fā)動機構型的風車內(nèi)阻計算經(jīng)驗公式[5]；陳建民等針對航空發(fā)動機風車狀態(tài)起動特性開展了部分試驗和理論研究[6-9]。美國飛行推進研究試驗中 心 （Flight Propulsion Research Laboratory）在20世紀中葉開展了大量的燃氣渦輪發(fā)動機風車特性試驗研究，獲得了豐富的試驗數(shù)據(jù)，不過試驗成本較高[10-14]。

本文采用CFD（Computational Fluid Dynamics）方法，對特定構型的ATR發(fā)動機開展了冷態(tài)條件下發(fā)動機內(nèi)流道三維流場數(shù)值仿真，獲得了一定來流條件下ATR發(fā)動機的風車轉速及對應的流道內(nèi)阻，可為后續(xù)發(fā)動機試驗及飛行器總體設計工作的開展提供借鑒。

1 結構及氣動參數(shù)

本文研究的某構型ATR發(fā)動機設計轉速30 000 r/min，最大外徑300 mm，長度約1.5 m。發(fā)動機沿氣流流向依次包含斜流壓氣機（空氣路）、燃氣發(fā)生器和沖擊式渦輪（燃氣路）、圓形燃燒室及收擴尾噴管等組件。

ATR發(fā)動機處于風車狀態(tài)時，進入發(fā)動機的空氣經(jīng)過壓氣機后，直接進入圓形等徑燃燒室，最后通過收擴尾噴管排出。此時，燃氣發(fā)生器未工作，渦輪流道內(nèi)不存在燃氣。

本文選取了飛行過程中的某一工況點（飛行高度20 km，速度3 Ma），開展了ATR發(fā)動機風車狀態(tài)特性計算。飛行工況氣動參數(shù)具體見表1。

表1 飛行工況參數(shù)Tab.1 Parameters of flight condition

表1中的入口為壓氣機入口截面。其中，考慮進氣道總壓損失，給定壓氣機入口總壓0.15 MPa。

2 數(shù)值仿真

ATR發(fā)動機空氣與燃氣流路并聯(lián)，且在關機時，燃氣路不存在燃氣。在風車狀態(tài)時，壓氣機轉子、渦輪轉子及其軸系在轉動周向上所受合力為零，且合力對轉軸的扭矩為0。由于軸系摩擦力、渦輪轉子流路反竄空氣對轉子系統(tǒng)的影響較小，當不考慮以上因素時，可認為來流空氣對壓氣機轉子在周向上的作用合力為0，壓氣機轉子葉片所受的氣體作用力對轉軸的扭矩為0。

在開展冷態(tài)條件下ATR發(fā)動機內(nèi)流道流場數(shù)值仿真過程中，本文首先給定發(fā)動機一系列轉速（3 000～9 000 r/min），計算收斂后提取壓氣機轉子扭矩，將其作為判定參數(shù)，當扭矩為0即為風車狀態(tài)，對應的轉速即為風車轉速。在給定的風車轉速下，獲得壁面沿程壓力和粘性摩擦力，并由公式（1）計算得到內(nèi)阻值：

2.1 計算模型

根據(jù)ATR發(fā)動機構型，采用ICEM軟件建立了三維流場計算模型（如圖2所示）。

圖2 ATR發(fā)動機三維計算網(wǎng)格Fig.2 3D mesh on ATR engine

模型采用混合網(wǎng)格劃分，其中燃燒室前的空氣流域采用非結構網(wǎng)格劃分，燃燒室及尾噴管流域采用結構網(wǎng)格劃分。發(fā)動機入口設為壓力入口，尾噴管出口設置計算遠場，遠場邊界設為壓力遠場，遠場沿流向出口設為壓力出口。對壓氣機葉柵等流動復雜區(qū)域及壁面附近網(wǎng)格進行加密，整個模型網(wǎng)格量約250萬。

2.2 計算方法

數(shù)值仿真采用Fluent軟件進行。計算采用有限體積法，求解方法為基于密度的隱式求解法，采用Sutherland公式計算分子粘性系數(shù)，壁面取絕熱無滑移和固體邊界條件，壁面附近采用非平衡壁面函數(shù)處理，湍流模型采用RNG（Re-Normalization Group）k-ε湍流模型。由于壓氣機轉子流域為三維旋轉流動，因此，計算中使用多參考坐標系模型，給定壓氣機轉子流域流體轉動角速度以及對應的靜子壁面相對角速度。計算過程中，監(jiān)測質(zhì)量流量、動量、能量等殘差數(shù)量級降至10-3以下，認為迭代達到收斂。

2.3 結果及分析

數(shù)值仿真獲得了冷態(tài)條件下發(fā)動機內(nèi)流道流場及氣動參數(shù)結果。圖3給出了轉速n為6 900 r/min時，ATR發(fā)動機不同截面流場的馬赫數(shù)分布情況。

圖3 不同截面流場馬赫數(shù)分布云圖（n=6 900 r/min）Fig.3 Mach number distribution of flowfield at different sections（n=6 900 r/min）

在ATR發(fā)動機中，壓氣機擴壓器葉柵通道入口幾何面積小于噴管喉部面積，為整個空氣流道的最小截面。在飛行高度20 km、飛行速度Ma 3、入口總壓0.15 MPa的條件下，發(fā)動機入口馬赫數(shù)約0.16。經(jīng)過壓氣機時，流通面積相對發(fā)動機入口有所減小，氣流速度增加。在擴壓器一級靜子葉柵通道入口，流通面積進一步縮小，在一級靜子葉片葉背處局部氣流首先達到聲速。之后，葉柵通道面積增加，且沿流向超聲速區(qū)域逐漸增大，在二級靜子葉柵通道出口截面氣流馬赫數(shù)局部達到Ma 2。擴壓器后，流道突然擴張，超聲速氣流與葉片尾跡區(qū)低速流相互作用，氣流動能逐漸耗散，降至亞聲速。在燃燒室內(nèi)，流道面積再次增加，入口速度約Ma 0.8的空氣氣流與渦輪盤后的低速氣流（約Ma 0.1）沿流向逐漸摻混，在燃燒室出口處氣流均勻，馬赫數(shù)約為0.5。氣流到達尾噴管時，由于流道面積收縮，氣流速度增加，且尾噴管落壓比達到12，噴管喉部達到聲速。

同時，沿氣流流向，由于壁面粘性摩擦、氣流分離、氣流剪切摻混等損失的影響，氣流總壓逐漸降低。發(fā)動機進出口總壓損失約61%。其中，壓氣機流道進出口總壓損失達到了32.6%，發(fā)動機不同截面流場的總壓分布云圖見圖4。

圖4 不同截面流場總壓分布云圖（n=6 900 r/min）Fig.4 Total pressure distribution of flowfield at different sections（n=6 900 r/min）

圖5給出了不同給定轉速下ATR發(fā)動機入口氣動參數(shù)的變化曲線。隨著給定壓氣機轉子轉速的不斷升高，發(fā)動機通流能力逐漸增強，發(fā)動機入口氣流靜壓p1逐漸降低，速度V1逐漸增加。

圖6給出了不同給定轉速下ATR發(fā)動機轉子扭矩變化曲線。圖6中，扭矩正值表示沿流向看去，轉子周向所受氣動力為逆時針方向；反之，為順時針方向。可以看到，隨著發(fā)動機轉速的逐漸升高，來流空氣對壓氣機轉子作用扭矩由正值逐漸變?yōu)樨撝担崔D子周向受力由逆時針變?yōu)轫槙r針方向。轉速約為6 900 r/min時，轉子扭矩接近0，表明此時發(fā)動機處于風車狀態(tài)。根據(jù)數(shù)值仿真結果，計算發(fā)動機內(nèi)流道壁面受力在軸向上的分量，得到發(fā)動機軸向內(nèi)阻約為2 170 N。

圖5 不同轉速下入口參數(shù)變化曲線Fig.5 Parameters at entrance at different speeds

圖6 不同轉速下轉子扭矩變化曲線Fig.6 Curve of rotor torque at different speeds

3 結論

1）在飛行高度20 km，飛行速度Ma 3及入口總壓0.15 MPa的條件下，ATR發(fā)動機風車轉速約為6 900 r/min，內(nèi)阻約2 170 N。

2）ATR發(fā)動機處于風車狀態(tài)時，沿氣流流向，氣流總壓逐漸降低。在飛行高度20 km、飛行速度Ma 3、入口總壓0.15 MPa的條件下，處于風車狀態(tài)的ATR發(fā)動機進出口總壓損失約61%。其中，壓氣機流道進出口總壓損失達到了32.6%。

3）冷態(tài)條件下，隨著給定壓氣機轉子轉速的不斷升高，發(fā)動機通流能力逐漸增強，發(fā)動機入口氣流靜壓逐漸降低，速度逐漸增加。

實際飛行過程中，由于軸系摩擦、氣流分離等因素的影響，風車轉速可能與數(shù)值仿真結果有所出入。后續(xù)工作需優(yōu)化計算模型以盡可能接近實際工況，提高計算結果的可信度。

[1]TAKESHI K.Combined-cycle engines,encyclopedia of aerospace engineering[M].[S.l.]：John Wiley&Sons,2010.

[2]NOBUHIRO T.Development study on airtur-boramjet,developments in high-speed-vehicle propulsion systems[M].[S.l.]：Progress in Astronautics and Aeron-autics,1996.

[3]李特維諾夫尤·阿.航空渦輪噴氣發(fā)動機的特性和使用性能[M].國防工業(yè)出版社,1986.

[4]王占學,劉增文.某型燃氣渦輪發(fā)動機風車狀態(tài)內(nèi)阻力的計算[J].燃氣渦輪試驗與研究,2006,19(3)：8-10.

[5]劉志友,侯敏杰,文剛.航空發(fā)動機風車阻力的試驗研究[J].航空動力學報,2006,21(2)：391-395.

[6]田琳,陶冶,申曉霞.民用渦扇發(fā)動機空中啟動風車轉速研究[J].工程與試驗,2013,53(1)：6-9.

[7]楊欣毅,沈偉,劉海峰,董可海.一種彈用渦噴發(fā)動機風車起動數(shù)值仿真方法[J].航空動力學報,2015,25(8)：1776-1782.

[8]張東方,李應紅,尉詢楷.計算渦扇發(fā)動機風車起動特性的辨識模型[J].航空動力學報,2007,22(8)：1320-1324.

[9]萬照云.微型渦輪發(fā)動機風車起動特性研究[D].南京航空航天大學,2011.

[10]CONRAD E W,DURHAM J D.Preliminary results of an altitude-wind-tunnel investigation of a TG-10CA gas turbine-propeller engineⅡ-Windmilling characteristics,NACA RM No.E7G25[R].USA：NACA,1947

[11]CONRAD E W.,DURHAM J D.Preliminary results of an altitude-wind-tunnel investigation of an axial-flow gas turbine-propeller engine II-Windmilling characteristics,NACA RM No.E8F10a[R].USA：NACA,1948.

[12]FLEMING W A,DIETZ R O,Jr.Altitude-wind-tunnel investigation ofWestinghouse 19B-2,19B-8,and 19XB-1 jet-propulsion engines III performance and windmilling drag characteristics,NACA RM No.E8J28b[R].USA：NACA,1948

[13]SOBOLEWAKI A E,FARLEY J M.Steady-state engine windmilling and engine speed decay characteristics of an axial-flow turbojetengine,NACA RM No.E51I06[R].USA：NACA,1951.

[14]VINCENT K R,HUNTLEY S C.,WILSTED H D.Comparison of locked-rotor and windmilling drag characteristics of an axial-flow-compressor type turbojet engine,NACARMNo.E51K15[R].USA：NACA,1952.

[15]南向誼,王拴虎,李平.空氣渦輪火箭發(fā)動機研究的進展及展望[J].火箭推進,2008,34(6)：31-35.

NAN Xiangyi,WANG Shuanhu,LI Ping.Investigation on status and prospect of air turbine rocket[J],Journal of Rocket Propulsion,2008,34(6)：31-35.

[16]李文龍,郭海波,南向誼.空氣渦輪火箭發(fā)動機熱力循環(huán)特性分析[J].火箭推進,2015,41(4)：48-54.

LI Wen-long,GUO Hai-bo,NAN Xiang-yi.Analysis on thermodynamic cycle characteristics of air-turbo-rocket engine[J].Journal of Rocket Propulsion,2015,41(4)：48-54.