固體燃料雙燃燒室沖壓發動機研究*

徐東來, 孫振華

(中國空空導彈研究院, 河南洛陽 471009)

固體燃料雙燃燒室沖壓發動機研究*

徐東來, 孫振華

(中國空空導彈研究院, 河南洛陽 471009)

雙燃燒室沖壓發動機是超燃沖壓發動機研究的一個重要方向,有很高的應用價值。文中對一種固體燃料雙燃燒室沖壓發動機進行了性能計算和試驗研究,分析了亞燃流道和超燃流道的部件特性和特征參數對發動機總體性能的影響。計算結果表明,在所研究的范圍內,超燃流道主要影響發動機性能,亞燃流道主要作用是點火和穩定燃燒。開展了發動機地面試驗,亞燃/超燃點火和燃燒組織穩定,驗證了固體燃料雙燃燒室發動機方案的可行性。

沖壓發動機;雙燃燒室;超聲速燃燒;固體燃料;徑向布局

0 引言

高超聲速飛行器具有突防成功率高、可快速全球打擊等特點,有著巨大的軍事價值和潛在的經濟價值,已成為各國競相角逐的競爭領域[1]。

在臨近空間區域,若要實現吸氣式高超聲速飛行,需采用超燃沖壓發動機,如X-43A、X51、HyFly等[2-5]。超燃沖壓發動機的一個研究方向是雙燃燒室沖壓發動機[6-7],將亞燃沖壓發動機和超燃沖壓發動機巧妙的組合在一起,既有效提高了超燃沖壓發動機低馬赫數工作時的燃燒穩定性和燃燒效率,又避免了純亞燃沖壓發動機高馬赫數工作時流道沿程損失過大、燃燒注入熱量困難的缺點,在兩者間取得了較好的折衷,因而在馬赫數為3.5～6.5的范圍內具有較強的生命力。

美國的HyFly采用了雙燃燒室沖壓發動機方案,其為軸對稱設計,進氣布局為周向間隔布置的4個超

燃進氣模塊、兩個亞燃進氣模塊,使用JP-10液態碳氫燃料。HyFly已進行了多次飛行演示驗證,在超燃沖壓發動機的多項關鍵技術上取得突破。2008年在HyFly計劃的基礎上,美國提出的新一代先進雙任務制空導彈ADRAM計劃,旨在發展空空導彈或反輻射導彈,也采用了雙燃燒室沖壓發動機為推進裝置方案。

國內外對超燃沖壓發動機技術的研究大多集中于氣體燃料和液體燃料的超燃沖壓發動機,但若采用固體燃料方案,發動機將具有結構簡單、維護使用方便、體積小等優點,更適合導彈武器用。固體燃料超燃沖壓[8-9]由以色列的Ben-Yakar等提出,研究主要集中在單燃燒室的固體燃料超聲速燃燒穩定性等基礎技術方面。

文中提出了一種采用徑向布局的雙燃燒室沖壓發動機方案,使用固體碳氫燃料,分析了各部件參數對發動機性能的影響,并開展了相關地面試驗驗證工作。

1 物理模型和計算方法

1.1 物理模型

雙燃燒室發動機具有雙模塊進氣系統,其亞燃/超燃模塊的進氣布局可根據需求設計為不同的型式,主要有徑向分布和周向分布兩種方案。徑向分布方案的優點是亞/超燃流道設計簡單,結構易于實現,但不同工作狀態對兩個模塊的流量特性影響較大;周向分布方案的優點是各模塊相對獨立,兩個模塊的流量特性無耦合作用,但流道設計困難且不易實現。在文中,選擇徑向布局的進氣方案開展研究。

圖1給出了徑向布局雙燃燒室沖壓發動機方案示意圖。發動機為軸對稱設計,進氣采用徑向布局,內環為亞燃進氣模塊,外環為超燃進氣模塊;燃氣發生器位于超燃室周圍,可利用最大的空間;燃氣通過燃氣通道進入亞燃室;亞燃燃燒室位于超燃進氣道下方中心位置;超燃燃燒室位于彈體中心。

圖2為雙燃燒室沖壓發動機簡化示意圖,通過簡化的性能分析模型,計算發動機的總體性能。其中Sec0截面為自由來流條件;Sup1和Sub1截面分別為超燃/亞燃流道壓縮起始截面;Sup2和Sub2截面分別為超燃/亞燃進氣道出口截面;Sub3和Sub4截面分別為亞燃室燃燒段進口截面和出口截面;Sub5截面為亞燃室噴管喉道截面;Sub6截面為亞燃室噴管出口截面;Sup3截面為超燃室出口截面;Sup4截面為發動機噴管出口截面。

1.2 計算方法

在初步分析雙燃燒室沖壓發動機性能時,不宜采用過于復雜的流場計算。一維流場分析模型對于超燃發動機流動分析有明顯的優點,在超聲速燃燒性能估算時被廣泛使用。首先,因為只考慮流動變量在氣流方向的變化,分析過程被大大簡化了;其次,超燃沖壓發動機燃燒室的結構非常簡單,沒有旋轉機械,因此流動變量在每一個截面上分布均勻,且流動可視為定常流動。因此,可以采用一維流計算方程求解相關特性截面參數,從而獲得發動機性能。

求解面積變化、加熱、摩擦帶來的一維參數變化時,其方程可以寫作微分方程的形式。

連續方程為:

(1)

動量方程為:

(2)

能量方程為:

(3)

狀態方程為:

(4)

馬赫數方程為:

(5)

總靜壓關系方程為:

(6)

熵方程為:

(7)

沖量方程為:

(8)

2 計算結果及分析

根據上述模型和計算方法,分析相關部件性能和特征參數對雙燃燒室沖壓發動機性能的影響規律。

首先假定雙燃燒室沖壓發動機部件性能參數,作為基本方案,如下所示:

1)固體碳氫燃料的熱值為23 MJ/kg;

2)亞燃進氣道出口總壓恢復系數0.17,出口馬赫數0.4;

3)超燃進氣道出口總壓恢復系數0.40,出口馬赫數2.5;

4)亞燃室燃燒效率為0.95,亞燃室噴管出口馬赫數1.5;超燃室燃燒效率為0.8;

5)超燃/亞燃流道面積比為4∶1。

以Ma=6.0為計算狀態,主要考慮了超燃流道流動及燃燒參數、亞燃流道流動及燃燒參數、超燃/亞燃進氣道面積比等的影響。

圖3為發動機比沖隨超燃燃燒效率的變化曲線。隨著超燃燃燒效率的增加,發動機比沖近似線性提高;同時,在相同釋熱量的條件下,隨著超聲速燃燒室壓強的提高,燃燒室出口馬赫數下降,加熱過程的熵增減小,熱循環效率增大,使得發動機比沖增大。

圖4為發動機比沖隨超燃進氣道總壓恢復系數的變化曲線。隨著超燃進氣道總壓恢復系數的提高,發動機比沖不斷增大。這歸因于兩方面原因,一是總壓恢復系數提高,內流道損失減小,同時出口壓比也會增大,這兩者都使得發動機熱力循環效率有所提高,發動機比沖增大。

圖5為發動機比沖隨亞燃燃燒效率的變化曲線。隨著亞燃燃燒效率的增加,發動機比沖近似線性提高,但相比超燃燃燒效率的增加,亞燃對發動機比沖性能影響較小。

圖6為發動機比沖隨亞燃進氣道總壓恢復系數的變化曲線。亞燃燃燒室總壓恢復系數對比沖的影響較小,即使和亞燃室燃燒效率的影響敏感性對比,進氣道總壓恢復系數的影響因子也較低?？梢哉J為亞燃流道進氣道的性能影響并不是很嚴重,只要保證亞燃室的點火和穩定燃燒,其設計目的即已達到。

圖7為發動機比沖隨超燃/亞燃進氣道面積比的變化曲線。隨著超燃流道面積的加大,發動機比沖不斷增大,且不同的超燃室等壓燃燒狀態下其變化趨勢基本相同,高反壓下發動機比沖略大。從熱力循環的角度分析,超燃流道進氣道總壓恢復系數較高,即使考慮隔離段的反壓作用超燃流道的總壓恢復系數仍然要高,因而熵增較小。但在面積比為2～5的范圍內,比沖增大幅度并不是很大。

3 試驗驗證

根據上述基準發動機方案,設計了地面試驗樣機,驗證固體燃料的亞燃/超燃點火及燃燒組織可行性。

為達到試驗驗證的目的,地面試驗樣機設計應保證在所有限制條件下,發動機超燃室內流動Ma>1。設計超燃室為擴張通道,入口馬赫數約為2.5;亞燃室為突擴通道,燃燒室內流動馬赫數為0.3～0.5;超燃室與亞燃室的燃氣摻混燃燒后排出。

在試驗樣機設計時,燃氣發生器為外置方式,通過燃氣導管將燃氣送入亞燃室中心區域;而圖1所示樣機燃氣發生器為環向布置,燃氣通道從支壁進入亞燃室。地面試驗采用外置燃氣發生器設計方案,結構簡單,且不影響試驗驗證的目的。

圖8為雙燃燒室發動機地面試驗樣機示意圖。其整體結構共分為燃氣模塊、來流模塊、亞音速進氣模塊、超音速進氣模塊、亞燃燃燒室模塊、超燃燃燒室模塊六部分。

地面試驗時,為了保證熱氣流品質,采用純凈空氣加熱系統。

圖9為地面試驗系統示意圖。試驗系統通過換熱器的方式實現來流空氣的間接加熱,通過射流噴管實現空氣流量的控制。

圖10為雙燃燒室發動機地面點火試驗圖。在地面試驗中,來流空氣總溫900 K,超燃通道空氣流量1.2 kg/s,亞燃通道空氣流量為0.3 kg/s,燃氣流量0.1 kg/s。

從試驗壓強測點數據可以看出,超燃進氣道在發動機工作時不受影響,出口仍為超聲速流;超燃燃燒室內一直保持超聲速流動,在其中發生的摻混燃燒過程為超聲速燃燒。

試驗中,在燃氣發生器沒有點火時,由于燃燒室出口反壓較高,在超燃室尾端形成正激波;燃燒時,超燃室內壓強升高,將結尾激波推出燃燒室外,整個燃燒室內均為超聲速流動,燃燒室出口馬赫數約1.65,這也驗證了試驗中超聲速燃燒正常建立。

表1給出了地面試驗中燃燒室的性能數據,可以看出,雖然亞燃/超燃燃燒組織穩定,但超燃燃燒效率仍較低。

表1 地面試驗燃燒室性能數據

根據試驗數據分析,固體燃料在亞燃/超燃燃燒室內的點火及燃燒組織穩定,超聲速燃燒正常建立。

4 結論

根據上述研究結果和分析,主要得到以下結論:

1)根據部件特性和特征參數對發動機性能的影響規律可知,超燃流道主要影響發動機性能,亞燃流道主要作用是點火和穩定燃燒;

2)地面試驗結果表明,采用固體燃料的雙燃燒室發動機亞燃/超燃點火成功,燃燒組織穩定;

3)從性能分析和試驗結果看,本方案發動機性能對亞燃流道不敏感,超燃點火燃燒得到試驗驗證,因此采用固體燃料的徑向布局軸對稱雙燃燒室沖壓發動機方案是可行的。

[1] 王自勇, 牛文, 李文杰. 2012年美國高超聲速項目進展及趨勢分析 [J]. 戰術導彈技術, 2013(1): 6-13.

[2] 張蒙正, 鄒宇. 美國典型高超飛行器項目研發及啟示 [J]. 火箭推進, 2012, 38(2): 1-9.

[3] Grindle L. Hyper-X/X-43A: Dryden’s Role:DFRC-E-DAA-TN5721 [R]. [S.l.:s.n.],2012.

[4] HANK Joseph M, MURPHY James S, MUTZMAN Richard C. The X-51A scramjet engine flight demonstration program: AIAA 2008-2540 [R]. [S.l.:s.n.],2008.

[5] WALTRUP P J, WHITE M E, ZARLINGO F, et al. History of U. S. Navy ramjet, scramjet, mixed cycle propulsion development: AIAA 96-3152 [R]. [S.l.:s.n.],1996.

[6] BILLING F S, WALTRUP P J, STOCKBRIDGE R D. Integral-rocket dual-combustion ramjets: A new propulsion concept [J]. Journal of Spacecraft and Rockets, 1980, 17(5): 416-424.

[7] 譚慧俊, 郭榮偉. 高超聲速混合模塊沖壓發動機亞燃模塊進氣道的高焓風洞試驗研究 [J]. 航空學報, 2007, 28(4): 783-790.

[8] BENYAKAR A, NATAN B, GANY A. Investigation of a Solid Fuel Scramjet Combustor [J]. Journal of Propulsion and Power, 2012, 14(4): 447-455.

[9] VAUGHT C, WITT M, NETZER D, et al. Investigation of Solid-fuel, Dual-mode Combustion Ramjets [J]. Journal of Propulsion and Power, 1971, 8(5): 1004-1011.

StudyonSolidPropellantDualCombustorRamjet

XU Donglai, SUN Zhenhua

(China Airborne Missile Academy, Henan Luoyang 471009, China)

As a significant alternative of supersonic ramjet, a kind of solid propellant dual combustor ramjet is investigated in this paper. The performance and characteristic parameters of subsonic duct and supersonic duct effects on the engine overall performance are analyzed through performance calculations and experiment As the calculation results illustrated, the supersonic duct dominates the ramjet performance, while the subsonic duct is more important in ignition and steady combustion. According to the ground experiment, both subsonic and supersonic combustion was stably established, which means this scheme of solid propellant dual combustor ramjet is feasible

ramjet; dual combustor; supersonic combustion; solid propellant; radial layout

V435

A

2016-06-14

徐東來(1970-),男,河南修武人,研究員,博士,研究方向:彈用動力裝置及一體化設計。