基于碳氫燃料裂解工作的ATR發動機性能分析

張留歡，劉 嬿，張蒙正

（1.西安航天動力研究所,陜西西安710100；2.中國運載火箭技術研究院,北京100076）

基于碳氫燃料裂解工作的ATR發動機性能分析

張留歡1，劉 嬿2，張蒙正1

（1.西安航天動力研究所,陜西西安710100；2.中國運載火箭技術研究院,北京100076）

提出了一種基于碳氫燃料裂解氣體驅動渦輪工作的ATR發動機方案，并對特定裂解氣成分的碳氫ATR發動機性能進行計算，獲得了裂解氣中烷/烯比對發動機性能的影響規律。結果表明，在同一飛行條件下，隨著發動機轉速上升，推力逐漸上升，比沖基本呈減小趨勢；在同一轉速下，碳氫燃料裂解氣中烷/烯比越大，發動機比沖越高。在烷/烯比4、轉速百分比70%條件下，發動機比沖最高達到約7 644 m/s；隨著烷/烯比逐漸升高，裂解氣比熱容逐漸升高。

碳氫燃料；裂解；ATR發動機；烷/烯比；發動機性能

0 引言

空氣渦輪火箭發動機作為一種組合循環發動機，將火箭發動機推力室與渦輪噴氣發動機進行有機組合[1-2]，將渦輪入口氣流參數與飛行工況解耦，拓寬了發動機工作高度、速度范圍。

根據熱力循環方式不同，ATR發動機主要分為燃氣發生器循環和膨脹循環2種方案[3-7]。燃氣發生器循環ATR發動機多使用雙組元（液氧/液氫、液氧/甲烷、H2O2/煤油等） 作為推進劑[8-9]，這種方式發動機自帶氧化劑，且推進劑低溫或熱穩定性差；膨脹循環ATR發動機（Air-Turbo-Ram Expander cycle，ATREX）使用液氫作為推進劑[10-11]，其做功能力強，燃燒熱值高，但密度低，儲存容積大且對材料性能要求高，操作性較差[12]。

碳氫燃料在吸氣式發動機領域中應用廣泛。目前，國內外對于碳氫燃料的研究多集中在吸熱型碳氫燃料再生冷卻方面[13-15]。碳氫燃料通過受熱或催化等方式裂解為小分子烷烴、烯烴等氣相物，過程吸熱，可對發動機壁面進行冷卻[16-21]。同時，碳氫燃料熱穩定性良好，方便使用，從推進劑選擇方面有利于ATR發動機應用。基于此，本文提出了一種基于碳氫燃料裂解工作的ATR發動機（下文簡稱碳氫ATR發動機）方案，詳細闡述了該發動機工作原理，并進行了發動機性能計算，研究了碳氫燃料裂解成分對發動機性能的影響規律，可為后續吸氣式組合發動機方案研究提供新的思路。

1 工作原理及性能

碳氫ATR發動機主要包括進氣道、壓氣機、氣體發生裝置、渦輪、燃燒室、尾噴管及換熱裝置等組件。碳氫ATR發動機的特點主要是其氣體發生裝置利用碳氫燃料裂解產生小分子烴類氣相物的特性。在發動機工作過程中，首先采用單獨設計安裝的燃氣發生器產生高溫高壓富燃燃氣驅動發動機短暫工作，之后高壓超臨界碳氫燃料進入發動機，通過換熱裝置實現升溫裂解（同時冷卻燃燒室殼體），產生的高溫高壓氣相物進入氣體發生裝置，直接驅動渦輪帶動壓氣機工作，大氣中的空氣經壓氣機增壓后直接進入渦輪后的燃燒室，在燃燒室內和經過渦輪做功后的可燃氣體進行燃燒，生成的高溫燃氣通過噴管膨脹產生推力。

根據碳氫ATR發動機工作原理，建立了發動機工作平衡方程，具體如下。

1）渦輪與壓氣機物理轉速平衡：

式中：n為物理轉速；下標c為壓氣機；下標t為渦輪。

2） 發動機流道壓力平衡（不考慮氣體沿程壓力損失）：

式中：p為發動機截面氣體總壓；π為壓比；下標2，4，7分別為壓氣機入口截面、渦輪入口截面、噴管喉部截面。

3）氣體質量流量平衡：

式中m為單位時間通過某截面氣體質量流量。

4） 渦輪與壓氣機功率平衡（不考慮機械功損失）：

式中L為功率。

基于上述基本平衡方程，建立了發動機計算模型，發動機設計點（地面狀態100%轉速百分比）推力約10 kN，空氣流量為10 kg/s，壓氣機增壓比2.6，渦輪落壓比16。同時考慮到換熱裝置設計難度，給定碳氫燃料裂解氣總溫（渦輪前氣體總溫）為1 000 K。發動機部分組件參數取值如表1所示。

發動機燃料采用在火箭煤油基礎上創新配方的新型吸熱碳氫燃料，經試驗研究，在1 000 K高溫穩態條件下該碳氫燃料主要裂解氣相產物為甲烷、乙烷、丙烷、乙烯、丙烯及丁烯等（忽略含量較少的碳4以上烯烴）。其中，烷烴類中，甲烷、乙烷、丙烷質量比為1.1:1.55:1；烯烴類中，乙烯、丙烯、丁烯質量比為2.1:1.7:1。

基于上述發動機參數，對典型飛行條件（0 km/0Ma，4 km/0.6Ma，8 km/1.5Ma，12 km/2Ma）碳氫ATR發動機性能進行了計算。計算過程中，假設碳氫燃料裂解完全，且組分比例不變[22]。圖2給出了烷/烯比（烷烴與烯烴的質量比） 為1時，不同工況下發動機推力、比沖參數隨轉速變化結果。圖2中橫坐標為發動機轉速百分比。圖2顯示，在同一飛行條件下，隨著發動機轉速上升，推力逐漸上升，比沖基本呈減小趨勢。其中，地面條件、70%轉速百分比時，發動機比沖較地面條件其他轉速相對較高，其值約為6 374m/s；12 km/2 Ma條件、60%轉速百分比時，比沖約為13 000m/s。

2 烷/烯比影響

研究表明，通過在碳氫燃料中加入添加劑，可提高乙烯、丙烯等低碳烯烴的選擇性[23]。對于吸熱型碳氫燃料，其裂解產物中烷/烯比越低，吸熱能力越強[24]。圖4和圖5分別給出了基于上述發動機組件參數的碳氫ATR發動機，在地面條件下燃料流量 、推力、比沖等隨烷/烯比（0.5，1，2，3，4）及轉速（60%，70%，80%，90%，100%）等的變化結果。

圖3顯示，隨著發動機轉速上升，發動機消耗的碳氫燃料質量流量逐漸升高。發動機轉速升高，意味著渦輪輸入功需要提高，在碳氫燃料裂解氣物性不變的條件下，其質量流量必然增加。另外，隨著裂解氣中烷/烯比提高，同一轉速下發動機所需的碳氫燃料質量流量逐漸減小。在發動機推力基本不變的情況下，燃料流量減小，則比沖增大（見圖4），即在同一轉速下，碳氫燃料裂解氣中烷/烯比越高，發動機比沖越大。其中，烷/烯比4、轉速百分比70%條件下，發動機比沖最高達到約7 644 m/s。

圖5給出了1 000 K溫度條件下碳氫燃料裂解 氣 比 熱 容 Cp隨 烷/烯 比 變 化 的 結 果（SUPERTRAPP[25]計算）。圖5中顯示，隨著烷/烯比逐漸升高，裂解氣比熱容逐漸升高。由于渦輪等熵膨脹功CT=mf·Cp·ΔT[26]，在相同的膨脹功條件下，渦輪前裂解氣的Cp越高，需要供應的碳氫燃料流量mf越小，發動機比沖越高。

3 結論

提出了一種基于碳氫燃料裂解工作的ATR發動機方案，并對特定裂解氣成分的碳氫ATR發動機性能進行計算，研究了烷/烯比對發動機性能的影響規律，獲得結論如下：

1） 在同一飛行條件下，隨著發動機轉速上升，推力逐漸上升，比沖基本呈減小趨勢；

2）在同一轉速下，碳氫燃料裂解氣中烷/烯比越高，發動機比沖越大；

3）隨著烷/烯比逐漸升高，裂解氣比熱容逐漸升高。

基于碳氫燃料裂解氣驅動渦輪工作的ATR發動機方案原理可行，但發動機比沖等性能仍有提升空間。后續應在改善碳氫燃料熱/催化裂解技術，提高碳氫燃料裂解氣烷/烯比，增大裂解氣做功能力等方面開展進一步工作，以進一步提高發動機性能。

[1]CHRISTENSEN K.Air turborocket/vehicle performance comparison[J].Journalof propulsion and power,1999,15 (5)：706-712.

[2]南向誼,王栓虎,李平.空氣渦輪火箭發動機研究的進展與展望[J].火箭推進,2008,34(6)：31-35. NAN Xiangyi,WANG Shuanhu,LIPing.Investigation on statusand prospectofair turbine rocket[J].Journalof rocket propulsion,2008,34(6)：31-35.

[3]TANATSUGUN,NARUOY,ROKUTANDA I.Testresults on air turbo ram jet for a future space plane：AIAA 1992-5054[R].USA：AIAA,1992.

[4]CHRISTENSEN K.Comparison of methods for calculating turbine work in the air turbo rocket[J].Journal ofpropulsion and power,2001,17(2)：256-261.

[5]SULLEREY R K,PRADEEPA M,KEDIA M.Performance comparison of air turbo rocketengine w ith different fuelsystems：AIAA 2003-4417[R].USA：AIAA,2003.

[6]BUSSIG,COLASURDO G,PASTRONE D.Analysis of air-turbo rocketperformance[J].Journalof propulsion and power,1995,11(5)：950-954.

[7]TANATSUGU N.Development study on air turboram jet [J].Journal of the Gas Turbine Society of Japan,2002, 30(1)：69-71.

[8]M INATORyojiro,HIGASHINOKazuyuki,TANATSUGU Nobuhiro.Design and development of bio-ethanol fueled GG-cycle air turbo ram jet engine for supersonic：UAV ISABE-2013-1654[R].[S.l.]：ISABE,2013.

[9]M INATO R,HIGASHINO H,TANATSUGU N.Design and performance analysis of bio-ethanol fueled GG-cycle air turbo ram jetengine：AIAA 2012-0842[R].USA：AIAA, 2012.

[10]HARADA K,TANATSUGU N,SATO T.Development study on precooler for ATREX engine：AIAA 1999-4897 [R].USA：AIAA,1999.

[11]SAWAIShujiro,SATO Tetsuya,KOBAYASHIHiroaki, et al.Flight test plan for ATREX engine development：AIAA 2003-7027[R].USA：AIAA,2003.

[12]趙祖亮.吸熱型碳氫燃料結焦與超臨界壓力下傳熱性質研究[D].碩士學位論文,浙江大學,2006.

[13]賀芳,禹天福,李亞裕.吸熱型碳氫燃料的研究進展[J].導彈與航天運載技術,2005(1)：26-29.

[14]CASTALDIM J,LEYLEGIAN JC,CHINITZWallace, et al.Development of an effective endotherm ic fuel platform for regeneratively-cooled hypersonic vehicles： AIAA 2006-4403[R].USA：AIAA,2006.

[15]劉志琦.超燃沖壓發動機再生冷卻技術研究 [D].長沙：國防科學技術大學,2010.

[16]屈云鳳.超燃沖壓發動機冷卻通道內碳氫燃料傳熱及裂解特性研究[D].哈爾濱：哈爾濱工業大學,2010.

[17]王夕.超臨界壓力吸熱型碳氫燃料熱裂解及傳熱特性研究[D].北京：清華大學,2013.

[18]賈貞健.吸熱型碳氫燃料正癸烷高溫裂解機理研究[D].哈爾濱：哈爾濱工業大學,2011.

[19]薛金強,尚丙坤,王偉,等.吸熱型碳氫燃料的裂解及結焦研究進展[J].化學推進劑與高分子材料,2010,8(3)：8-13.

[20]賈貞健,周偉星,黃洪雁,于文力,碳氫燃料熱裂解與引發裂解換熱對比實驗[J].化工學報,2008,65(S1)：138-143.

[21]何龍,潘富敏,林瑞森.吸熱型碳氫燃料催化裂解的研究述評[J].推進技術,2001,22(2)：97-100.

[22]WARD T A,ERVIN JS,STRIEBICH R C,etal.Simulations of flow ing m ildly-cracked normal alkanes incorporating proportional product distributions[J].Journal of propulsion and power,2004,20(3)：394-402.

[23]咸春雷,方文軍,張波,等.混配型吸熱碳氫燃料熱裂解及催化裂解[J].推進技術,2003,24(2)：179-182.

[24]蔣榕培,周悅,孫海云.碳氫燃料裂解促進和抑制作用研究[J].浙江大學學報（理學版）,2015,42(4)：436-439.

[25]ELY JF，HUBERM L.NIST thermophysical properties of hydrocarbonmixtures database(SUPERTRAPP)[R]. USA：NIST,2016.

[26]胡駿,吳鐵鷹,曹人靖,航空葉片機原理[M].北京：國防工業出版社,2006.

（編輯：馬 杰）

Performance analysis of ATR engine working with cracking gas of hydrocarbon fuel

ZHANG Liuhuan1,LIU Yan2,ZHANG Mengzheng1
（1.Xi’an Aerospace Propulsion Institute,Xi’an 710100,China; 2.China Academy of Launch Vehicle Technology,Beijing 100076,China）

A new scheme about ATR(air turbo rocket)engine driven by cracking gas of hydrocarbon fuel is presented in this paper.The performance of ATR engine working w ith specific cracking gas components is calculated.The influence law of alkane/alkene ratio from cracking gason engine performancewasobtained.The results show that the thrust increasesand the specific impulse has a degressive trend basically as the rotating speed of the engine increases under the same flight condition,and the higher the alkane/alkene ratio of cracking gas rises,the higher the specific impulse becomesatthe same rotating speed.The specific impulseof theengine can reach about7644m/swhile alkane/alkene ratio is 4 and its rotating speed is 70%.The specific heat capacity of cracking gas increasesgraduallyw ith the riseofalkane/alkene ratio.

hydrocarbon fuel;cracking;ATR engine;alkane/alkene ratio;engine performance

V439-34

A

1672-9374(2017)03-0001-05

2016-10-21；

2017-02-01

航天支撐技術項目（617010406）

張留歡（1986—），男，工程師，研究領域為組合推進系統氣動熱力技術