航空發動機在超聲速引射系統中的應用分析

徐大川，陽 玲，史 煜,顧蘊松，任澤斌

(1. 南京航空航天大學 航空學院， 江蘇 南京 210016；2． 中國空氣動力研究與發展中心 設備設計及測試技術研究所， 四川 綿陽 621000)

超聲速引射系統具有體積緊湊、準備時間短、運行時間長等優點，因而在工程領域有著廣泛應用，主要用作排氣系統或者壓力恢復系統等，例如在暫沖式超聲速風洞、火箭發動機高空試車臺、化學激光器壓力恢復系統等領域中[1-2]。

超聲速引射器是超聲速引射系統的重要組成之一。根據超聲速引射器的研制經驗，對其性能影響較大的參數主要為引射介質參數和被引射介質參數。而引射器的驅動氣源，直接決定了引射介質的溫度和氣體熱物性參數，對提高引射氣體馬赫數也有很大影響，是引射器的關鍵技術之一。常見的引射器驅動氣源有高壓壓縮空氣氣源和燃氣發生器。

高壓壓縮空氣氣源是引射器常用的一種氣源，具有技術成熟度高、系統簡單、安全、可靠等特點，同時還具有環境友好、對其他系統影響小等優點。采用高壓壓縮空氣氣源作為引射器驅動氣源的不足主要有兩點，一是規模龐大，特別是連續長時間需要引射器時；二是壓縮空氣的工作溫度較低，難以進一步提升引射器的引射效率。

燃氣發生器是通過燃燒一定比例的燃料及氧化劑，獲得相應溫度、壓力、流量等參數的混合燃氣，以實現特定目的的燃氣生成裝置[3]。采用燃氣發生器作為引射器的驅動氣源成為近年來引射器氣源技術的研究熱點之一。國內外學者通過理論分析、數值計算、試驗研究等手段[4-15]，針對燃氣發生器開展了大量研究，主要集中在燃氣發生器的點火、出口均勻性以及結構優化等方面[16-18]。鐘戰[3]對燃氣發生器的研究現狀進行了詳細的闡述，同時以低濃度酒精及氧氣或空氣作為推進劑開展了試驗研究，分析了影響燃氣發生器點火及燃燒效率的因素，得到了提高其點火和燃燒效率的方法。馮軍紅[19]、趙芳[20]利用數值模擬與試驗的方法研究了噴嘴結構參數對空氣/酒精/氧氣三組元燃氣發生器噴注面板熱防護和燃燒性能的影響，并提出利用篩錐提高燃氣發生器出口燃氣的均勻性。

使用燃氣發生器作為引射器驅動氣源，可以有效提高氣體的溫度，有利于進一步提高引射器的引射效率。但是通常燃氣發生器仍然需要高壓空氣作為氧化劑或推進劑，并不能根本上解決氣源規模龐大的問題。

航空發動機含有壓氣機、燃燒室等部件，可以有效提高氣體的壓力和溫度。航空發動機進氣口氣體為常壓空氣，不需要額外的高壓氣源，且航空發動機技術成熟、安全可靠，理論上可以作為排氣系統或者超聲速引射系統的驅動氣源。目前尚未見到有關航空發動機在超聲速引射系統中應用研究的公開報道。

本文以幾種較為常見的國外航空發動機為例，結合理論分析與工程計算的方法比較分析了航空發動機在超聲速引射系統中可能的應用方案，對將航空發動機應用于超聲速引射系統做了有益的探索。

1 氣源對引射器性能的影響

氣源決定了引射器引射氣體的溫度、壓力以及熱物參數，對引射器的性能有重要影響。

圖1給出了某引射器的引射系數與溫度比(引射氣體溫度和被引射氣體溫度之比)的變化曲線。在一定范圍內，提高溫度比，可以顯著提高引射器的效率。另一方面，當引射氣體的溫度低于被引射氣體溫度時，降低溫度比，會大大降低引射器的效率。

圖1 氣流溫度比對引射系數的影響Fig.1 Effect of air flow temperature contrast on ejecting coefficient

另外，引射器的效率隨著引射馬赫數的增加而增加。因此為了提高引射器的效率，應盡可能地采用高引射馬赫數。但是隨著引射馬赫數的提高，引射壓力也在提高，這對氣源的設計會帶來困難。

提高引射馬赫數帶來的另一個問題是引射氣體中的水分(甚至是引射氣體本身組分)可能隨著氣流膨脹溫度下降而發生冷凝現象。例如：引射馬赫數為5、總壓為1 MPa、總溫為288 K的空氣膨脹之后的靜壓和靜溫分別為1 890 Pa和48 K。此時空氣中氧氣當地靜壓已經高于氣體的飽和蒸氣壓，有可能發生液化。發生液化之后，會導致引射馬赫數發生變化或波動，影響引射器的性能。

2 引氣對航空發動機的影響

飛機的空氣系統一般從發動機中引氣，將具有一定壓力和溫度的氣體用于飛機環境控制、發動機進口防除冰以及發動機熱端部件冷卻等方面，對飛機和發動機的可靠性和安全性有重要影響。隨著飛機和發動機技術的發展，發動機中的引氣量不斷增加[21-22]。空氣系統的流量占發動機總流量的比例從20世紀40年代末的4%提高到目前的25%[22-24]。其中用于發動機熱端部件冷卻的引氣量最高，可占到發動機壓氣機入口流量的15%左右，且大部分由高壓壓氣機出口位置引出[25]。

航空發動機的空氣系統屬于發動機的關鍵技術，其關鍵參數很少公布。從目前掌握的公開發表的資料來看，空氣系統絕大部分氣流引自高壓壓氣機出口之后的擴壓器以及燃燒室的兩股氣流。雖然這部分氣流量較大，但是從位置上看處于壓氣機流道之外，對發動機性能的影響研究也未見報道，可以忽略其影響[26]。

3 航空發動機在超聲速引射系統中可能的布局方式

探討航空發動機在超聲速引射系統中應用的可能性，其實就是討論如何將航空發動機布置在超聲速引射系統中，并發揮作用。一般來說，超聲速引射系統上游流動的壓力很低，在某些流動中氣流溫度也較高，這些都給航空發動機布局方案以及參數的選擇帶來了大量困難。

最直接的布局方式(布局方案1)為將航空發動機直接布置在排氣通道內，利用發動機內的壓縮機對氣流增壓，如圖2所示。為了降低對壓縮機增壓比的要求，可以在發動機入口上游注入主動氣體(如環境空氣)，以提高進入發動機的氣流壓力。

(a) 無引射布局(a) Layout of no ejector

(b) 引射布局(b) Layout of ejector before aero engine圖2 引射系統中的航空發動機布局方案1Fig.2 Layout 1 of aero engine in ejector systems

布局方案2和布局方案3均是將航空發動機作為引射器的氣源使用，如圖3和圖4所示。不同的是，在方案2中，一級引射器的氣源為航空發動機高壓渦輪之后的引氣，二級引射器的氣源為航空發動機的排氣。而在方案3中，兩級引射器的氣源均為航空發動機的排氣。

圖3 引射系統中的航空發動機布局方案2Fig.3 Layout 2 of aero engine in ejector systems

圖4 引射系統中的航空發動機布局方案3Fig.4 Layout 3 of aero engine in ejector systems

4 計算分析

本節介紹了應用在某領域內的超聲速引射系統的參數要求，并以此計算了對航空發動機的性能要求。計算的方法為理論計算結合工程估算，在計算中做了如下假設：

1)壁面為絕熱壁面；

2)壁面為光滑壁面，無摩擦；

3)氣流在引射器混合室中形成混合完全的氣流；

4)氣體為理想氣體；

5)氣流的流動為一維流動。

常見的引射器設計方法有等面積引射器和等壓引射器[27-28]。其中等面積引射器技術較為成熟，計算過程簡單，應用最為廣泛。而等壓引射器的引射效率要高于等面積引射器，但不適合被引射氣流參數變化較大的工況。在接下來的計算中，如無特殊說明，均采用等面積引射器的計算方法，具體可參見文獻[1]，而有關高溫燃氣的理論與工程計算方法可參見文獻[29]。

表1 上游排氣參數Tab.1 Parameters of exhaust gas

4.1 方案1

方案1是在氣流通道內布置一臺發動機，利用發動機直接將上游尾氣抽走。

在計算分析中，為了降低對發動機增壓比的要求，在發動機或壓縮機上游布置一級超聲速引射器(如圖2(b)所示)，引射器采用環境空氣為引射氣源，即引射氣體總壓為1.01×105Pa。尾氣經過發動機或者壓縮機后的壓力要求比環境壓力高5%。

表2給出了不同引射系數時的主要計算結果，表中的參數依次為引射系數、尾氣和空氣混合后的總流量、混合氣流的總壓，以及所需的發動機或壓縮機的壓比和功率。從表中數據可以發現，當發動機上游布置一級引射壓力為環境大氣壓的引射器時，引射器的作用反而會增加發動機的負擔，原因是隨著引射系數的減小(即引射流量增加)，混合氣流的總壓雖然在增加，但是混合氣流的總流量增加得更快，因此所需發動機或壓縮機的功率也不斷上升。

表2 方案1主要參數計算結果Tab.2 Main calculation parameters of layout 1

表3列出了幾種典型的航空發動機的參數，圖5則給出了引射器流量與壓比曲線以及表3中各發動機的狀態點。從中可以看出，表中給出的幾種典型的航空發動機的性能參數點均在引射器流量與壓比曲線之下。這說明，如果將航空發動機直接布置在氣流通道內，單獨使用這幾種航空發動機均不能滿足要求。但是如果采用兩臺R35-300發動機，就能既滿足流量的要求，也滿足壓比的要求。

表3 幾種典型航空發動機的性能參數Tab.3 Performance of typical aero engines

圖5 流量與壓比曲線Fig.5 Variation of pressure ratio with mass flow

4.2 方案2

方案2是將航空發動機作為引射器的氣源使用，其中發動機高壓渦輪之后壓力較高的部分氣流作為一級引射器的氣源，發動機的排氣作為二級引射器的氣源。在本節的計算中，將以RD-33發動機為例。

RD-33發動機空氣流量為77 kg/s[30]，排氣壓強2.35×105Pa，排氣溫度為800 K。氣流高壓渦輪之后的壓強最高可達21×105Pa，溫度為650 K。

對方案2的討論可以轉化為在已知引射氣體的壓強、溫度等參數以及一級、二級引射器總引射流量的情況下，如何選擇其他引射參數以及一級、二級引射流量分配的問題。

第一級引射氣體為RD-33發動機高壓渦輪之后抽取的部分氣體，壓強為16.28×105Pa，溫度為650 K。第二級引射氣體為RD-33發動機的排氣，壓強為2.35×105Pa。一級和二級總的流量為77 kg/s，其中一級為7～11 kg/s，二級為66～70 kg/s。計算采用等面積引射器設計計算方法。

圖6給出了當二級引射馬赫數(Ma2)為2.0時，引射器出口總壓在不同的一級引射馬赫數(Ma1)及引射流量下的變化曲線。圖中結果表明兩個變化規律：一是在同樣的一級引射流量下，隨著Ma1的增加，引射器出口總壓反而下降；二是當Ma1較小時(小于4.7)，隨著一級引射流量的增加，引射器出口總壓不斷上升，而當Ma1較大時(大于等于4.7)，隨著一級引射流量的增加，引射器出口總壓不斷下降。

圖6 不同Ma1時出口總壓變化曲線(Ma2=2.0)Fig.6 Curves of total pressure versus mass flow of the first stage (Ma2=2.0)

根據引射器設計理論，引射氣流和被引射氣流在混合室出口處將形成一股混合均勻的超聲速氣流，隨后經過一道正激波變為亞聲速氣流。一級引射氣體總壓、流量都確定的情況下，增大Ma1會增大引射氣流的動能，從而增加一級出口處超聲速混合氣流的總壓。但同時如圖7和圖8所示，當一級和二級引射流量分別確定的情況下，一級出口處和二級出口處的混合氣流的速度系數隨著Ma1的增大而增大。速度系數的增大則意味著由超聲速氣流變為亞聲速氣流的激波損失更大。二者因素導致引射器出口總壓隨著Ma1的增大而減小。

圖7 不同Ma1時λ1變化曲線(Ma2=2.0)Fig.7 Curve of λ1 versus Ma1 (Ma2=2.0)

圖8 不同Ma1時λ2變化曲線(Ma2=2.0)Fig.8 Curve of λ2 versus Ma1 (Ma2=2.0)

表4和表5分別給出了Ma1為4.9和4.2時的引射器中間計算參數。其中ˉP01為以不同的一級引射流量得到的一級出口超聲速混合氣流總壓為與一級引射流量為7 kg/s時的一級出口超聲速混合氣流總壓之比。通過對比表4和表5中的數據可以發現，當Ma1較高時(Ma1=4.9)，隨著一級引射流量的增加，一級出口超聲速混合氣流總壓增長較為緩慢；而當Ma1較低時(Ma1=4.2)，隨著一級引射流量的增加，一級出口超聲速混合氣流總壓增長則較為迅速。Ma1=4.2時各一級引射流量狀態點下的λ1、λ2均小于Ma1=4.9時的λ1、λ2，這表明較低的一級引射馬赫數的激波損失更低。綜合上述因素，可以解釋當Ma1較高時，隨著一級引射流量的增加，引射器出口總壓不斷下降，而當Ma1較低時，隨著一級引射流量的增加，引射器出口總壓在不斷上升。

表4 Ma1=4.9時中間計算參數Tab.4 Procedure parameters (Ma1=4.9)

表5 Ma1=4.2時中間計算參數Tab.5 Procedure parameters (Ma1=4.2)

圖9給出了在一級引射流量為9 kg/s時，Ma2分別為1.5、2.0、2.5時的出口總壓變化曲線。圖中結果表明，隨著Ma1和Ma2的增加，出口總壓不斷下降。原因與之前的分析類似。注意到，當Ma2=1.5且Ma1≤4.4時，出口氣壓高于102 kPa，尾氣可以順利排放至大氣。但此時由于Ma2較低，引射氣流在噴嘴出口處的靜壓較高，與當地的被引射氣流的靜壓之比超過2，這會產生明顯的氣動喉道現象，引射氣流與被引射氣流相互作用，容易導致引射器不能正常工作。當Ma2=2.5時，引射器出口氣壓普遍低于85 kPa，尾氣不能排放至大氣。當Ma2=2.0時，引射氣流與被引射氣流的靜壓比接近1，但此時出口氣壓略低于環境大氣壓，尾氣是不能排放至大氣的。

圖9 不同Ma2時出口總壓變化曲線Fig.9 Curves of total pressure with Ma2

但是上述計算結果是基于等面積混合的假設得到的，如果采用等壓混合假設，可以進一步提高引射效率，相信可以在Ma2=2.0時得到高于標準大氣壓的引射器出口壓力。

另一種提高引射器出口氣流壓力的方法是進一步增加第二級引射氣體的溫度，例如在發動機排氣中噴注燃料(如酒精)，使其在排氣中燃燒，由此得到的燃氣作為第二級引射器的引射氣體。適當控制空燃比，可以得到溫度為1 100 K的燃氣。當第二級引射氣體的溫度為1 100 K時，引射器出口總壓變化如圖10所示。圖中的計算結果仍是基于等面積混合的假設得到的。圖中結果表明：將二級引射氣體溫度提高到1 100 K后，當Ma1≤4.4時，普遍可以得到高于100 kPa的引射器出口氣壓。但需要說明的是，由于需要引射氣流和被引射氣流的靜壓不過于懸殊，Ma1的選擇也不宜過大或過小。

圖10 T02=1 100 K時出口總壓變化曲線(Ma2=2.0)Fig.10 Curves of total pressure (Ma2=2.0, T02=1 100 K)

4.3 方案3

方案3也是將航空發動機作為引射器的氣源，與方案2的不同之處是方案3中兩級引射器的引射氣體均來自發動機的排氣，而不像方案2中部分引射氣體為發動機高壓渦輪之后的高壓氣體。在本節的計算中，仍以RD-33發動機為例。

相比于發動機高壓渦輪之后的氣體，發動機的排氣一般溫度會有所增加，而壓力則會大幅降低。針對表1給出的排氣參數，如果不對發動機排氣做任何處理，而只采用一臺發動機的排氣作為兩級引射器的氣源，這種方案很難實現。增加發動機的臺數，可以增加排氣流量，降低方案的難度，但是會增加真實系統的規模和成本。

考慮到發動機排氣的溫度只有幾百K，而燃氣發生器產生的高溫燃氣的溫度一般可超過1 000 K。因此在本節的計算中，將嘗試這樣一種方案，即采用一臺發動機的排氣作為兩級引射器的氣源，為了提高引射效率，在排氣中噴注燃料燃燒，同時噴注水蒸氣，提高排氣溫度和流量。在此情況下，得到的燃氣參數，即一級、二級引射氣體的總壓均為2.94×105Pa，總溫均為1 300 K，一級和二級總的引射流量為102 kg/s。

圖11給出了Ma2=2.0時引射器出口總壓的變化曲線。圖中結果表明，減小一級引射流量可以提高引射器出口總壓，同時降低Ma1也可以提高引射器出口總壓。

圖11 方案3出口總壓變化曲線(Ma2=2.0)Fig.11 Curves of total pressure in layout 3 (Ma2=2.0)

圖12則給出了一級引射流量為8 kg/s時，不同Ma2的引射器出口總壓變化曲線。圖中結果表明降低Ma2可以進一步提高引射器出口總壓。但Ma1和Ma2的選擇仍然應有一定范圍，避免引射氣流和被引射氣流靜壓相差過大導致引射器不能正常工作的現象發生。

圖12 方案3出口總壓變化曲線(一級引射流量8 kg/s)Fig.12 Curves of total pressure in layout 3 (mass flow rate of the first stage is 8 kg/s)

圖11和圖12給出的計算結果表明，在發動機中添加燃料燃燒并噴注一定量的水蒸氣，經過合理選擇兩級引射器設計參數，使用一臺RD-33發動機分別向兩級引射器提供引射氣體，可以得到高于標準大氣壓的引射器出口壓力，尾氣可以順利排放至大氣。

4.4 上游氣壓更低的工況

在上述計算中，上游氣壓均為0.044×105Pa，在本節中討論上游氣壓更低的工況。

假設上游氣流的氣壓降為0.029 3×105Pa，其余參數保持不變。本節的計算將采用航空發動機為兩級引射器提供引射氣體的方案，仍以RD-33發動機為例。

首先考慮使用一臺發動機分別為兩級引射器提供引射氣體，第一級引射氣體為發動機高壓渦輪之后的高壓氣體，第二級引射氣體為發動機的排氣。一級引射氣體流量為9 kg/s，氣壓為16.28×105Pa，溫度為650 K。發動機尾氣在進入第二級引射器之前，先向其噴注燃料燃燒，并噴入水蒸氣。第二級引射氣體總流量為84 kg/s，氣壓為2.35×105Pa，溫度為1 300 K。

圖13給出了在此參數下不同一級和二級引射馬赫數下的引射器出口氣壓變化曲線。圖中結果表明，采用單臺發動機時大部分計算工況得到的引射器出口氣壓均低于環境大氣壓。只有在低Ma1和低Ma2的個別工況下，引射器出口氣壓高于100 kPa，但此時兩級引射器的引射氣流靜壓與當地的被引射氣流靜壓相差較大，會對引射器的正常運行帶來不利影響。

圖13 上游氣壓更低時單臺發動機得到的出口氣壓Fig.13 Pressure of outlet with single aero engine and lower upstream pressure

如果將引射器的設計計算改為等壓混合的假設，并適當增加引射氣體的壓力，相信可以獲得高于標準大氣壓力的引射器出口壓力。

下面再來考慮另外一種方案，即使用兩臺RD-33發動機分別向第一級引射器和第二級引射器提供引射氣體。其中，第一級引射氣體為第一臺發動機高壓渦輪之后抽取的高壓氣體，流量約為9 kg/s，氣壓為16.28×105Pa，溫度為650 K。第二級引射氣體為第二臺發動機的排氣，并且向排氣中噴注燃料和水蒸氣，流量為102 kg/s，氣壓為2.94×105Pa，溫度為1 300 K。

圖14給出了在此參數下不同一級和二級引射馬赫數下的引射器出口氣壓變化曲線。圖中結果表明，采用兩臺發動機時大部分計算工況得到的引射器出口氣壓均高于環境大氣壓。由此表明，第二級引射氣體采用單獨的一臺RD-33發動機的排氣，經過合理選擇兩級引射器的設計參數，可以將系統排氣順利排放至環境大氣。

圖14 上游氣壓更低時兩臺發動機得到的出口氣壓Fig.14 Pressure of outlet with two aero engines and lower upstream pressure

5 結論

本文對航空發動機在超聲速引射系統的應用布局方式進行了計算分析，可以得到以下結論：

1)航空發動機在超聲速引射系統中的應用在理論上具有可行性。

2)當上游氣壓為0.044×105Pa時，采用基于方案1的兩臺R35-300發動機可以滿足要求。

3)當上游氣壓為0.044×105Pa時，采用基于方案2的一臺RD-33發動機，并在發動機排氣中噴注燃料和水蒸氣，可以得到高于標準大氣壓力的排氣壓力。

4)當上游氣壓降為0.029 3×105Pa時，采用兩臺RD-33發動機，并在發動機排氣中噴注燃料和水蒸氣，可以得到高于標準大氣壓力的排氣壓力。