PATR發動機發展歷程簡介及參數特性分析

馬海波,馬 元,南向誼,張蒙正,劉典多

(西安航天動力研究所,陜西 西安 710100)

0 引言

預冷組合循環發動機是指通過一定手段對來流空氣進行冷卻后再使其進入后續部件進行工作的一類動力裝置。采用空氣預冷裝置的動力系統可以寬范圍高效地利用大氣中的氧,提高發動機的性能。目前預冷組合循環發動機已經成為航空航天共同關注的問題,尤其是REL公司提出的SABRE(synergistic air breathing rocket engine)方案[1-2],獲得國內外廣泛認可,得到歐空局(European Space Agency,ESA)、美國空軍研究實驗室(Air Force Research Laboratory,AFRL)、美國國防高級研究計劃局(Defense Advanced Research Projects Agency,DARPA)、波音公司、羅羅公司、BAE系統公司等多家科研機構的技術、經費支持[3-5]。近年來,SABRE發動機的發展不斷加速,2019年REL公司先后完成了預冷器3.3Ma工況[6]和5Ma工況的換熱試驗[7],2021年完成了氦加熱器(HX3)和氫氣預燃室的測試[8-9]。

針對我國可重復使用天地往返運輸系統領域對動力系統的迫切需求,西安航天動力研究所在2014年提出了預冷空氣渦輪火箭發動機(pre-cooling air turbo rocket engine,PATR)方案。PATR發動機具有熱力循環性能優、工作包線寬、模態轉換簡捷、應用潛力大等優勢,是水平起降天地往返運輸系統的理想動力方案,既可作為水平起降兩級入軌運輸系統的一級動力,也可集成火箭模態后助力飛行器實現單級入軌。以PATR發動機作為動力的飛行器采用水平起降方式,執行任務可推廣至全國范圍內的普通軍用、民用機場,全天候通行效率高,具備實現航班化運輸模式的應用潛力。

本文首先對PATR發動機發展歷程及研究進展進行簡要描述,重點針對系統參數特性進行詳細分析。主要包括:開展設計點輸入參數影響分析,計算分析熱容比、渦輪機等熵效率、換熱器換熱有效度、換熱器總壓恢復系數共4類21個輸入指標取值變化對系統熱力循環方案的影響;開展發動機典型工況點的工作特性研究,完成彈道特性、高度特性、轉速特性的仿真計算和變化規律分析。

1 PATR發動機發展歷程簡介

PATR發動機的相關研究最早起源于“十一五”期間,西安航天動力研究所對SABRE發動機進行了跟蹤性研究,持續進行了多輪熱力循環方案優化。在充分調研國內關鍵技術的基礎上,2014年提出了符合我國技術基礎的PATR發動機方案,系統方案原理如圖1所示。

圖1 PATR發動機系統方案Fig.1 System scheme of PATR engine

與SABRE-3方案相比,PATR發動機為了提升工程可行性,主要做了以下優化。

1)PATR方案中火箭模態與吸氣模態解耦,不需要采用雙模態共用推力室,壓氣機增壓比可以降至10左右,使推力室和壓氣機的設計難度大大降低。SABRE-3包含吸氣模態、火箭模態,兩個模態共用一套推力室組件,推力室需要適應氣/氣、液/液等多種流態的介質,對于噴注結構、燃燒組織結構設計要求較高,同時要求壓氣機具備150+的增壓比,才能保證兩個模態下推力室的室壓適配。

2)為了保證氦渦輪全包線內的做功能力,PATR方案中利用推力室壁面再生冷卻通道加熱氦氣,減少了組件數量,提升了發動機結構緊湊度。SABRE-3中設置了富燃預燃室、氦加熱器組件,在低馬赫工作區間,當氦氣在預冷器中的吸熱量不足時,利用高溫燃氣給氦氣補充熱量。

3)針對空氣預冷程度開展對比研究,發現采用壓比10左右的壓氣機,則更適宜將空氣適度冷卻,保證壓氣機入口空氣溫度處于目前壓氣機常規工作溫度區間(288～450 K),從而可以避免空氣結霜、低溫空氣壓縮等技術難點,提升方案的工程研制可行性。如果采用空氣深度冷卻的設計思路,主要的優勢在于相同功率消耗下,可以實現更高的壓氣機增壓比,適用于SABRE-3的高壓比壓氣機方案,但是會帶來空氣結霜控制技術、低溫空氣高效增壓技術等技術難點。

基于上述優化思路,文獻[10]完成了PATR的參數匹配計算,結果表明:在0～5Ma、0～25 km 范圍內,PATR方案比沖為1 400～2 800 s,余氣系數范圍為0.33～1.32。2016年英國REL公司首次公布了其優化方案SABRE-4的熱力循環原理[11],采用了空氣適度預冷、雙模態推力室解耦、降低壓氣機壓比等優化措施,與西安航天動力研究所在PATR方案中的優化思路不謀而合。同時,SABRE-4中針對氦流路的循環方式進行了優化,采用了分路、分級換熱的思路,綜合以上措施,氫燃料消耗與SABRE-3相比降低了40%[11],大幅提升了系統性能。借鑒SABRE-4方案,西安航天動力研究所進行了PATR參數調整與熱力循環優化,提出了PATR發動機優化方案(見圖2)[12],確定了一種能充分發揮性能特點的控制規律[13]。

圖2 PATR熱力循環優化方案Fig.2 Optimization scheme of thermal cycle for PATR engine

針對PATR發動機中存在的各項關鍵技術,西安航天動力研究所已經開展了多年的攻關研究及原理驗證。完成了寬范圍進氣道方案研究,5Ma工況下總壓恢復系數超過SABRE進氣道71%;完成預冷器4.5Ma工況的換熱特性試驗,試驗獲得的換熱系數達到800 W/(m2·K);針對微細通道氫氦換熱技術,開展了仿真分析、原理試驗件研制及原理驗證試驗,實現了0.96的換熱有效度和103 kW/kg的換熱芯體功質比;針對氫空氣燃燒組織技術開展了地面驗證試驗,成功實現了余氣系數0.2～2.5條件下的點火穩焰,單次熱試時間達到60 s。同時針對高壓比空氣渦輪機、超臨界氦渦輪機、寬范圍可調噴管等關鍵技術,也開展了相關研究工作。

2 設計點參數影響分析

以PATR發動機為代表的預冷組合循環發動機中,高馬赫數工況是其吸氣模態循環方案的典型工作點,因此本文以PATR發動機速域上限(5Ma)作為設計點。在PATR發動機設計點熱力循環方案設計過程中,需要預先給定部分關鍵參數作為輸入指標,本節將進行預設輸入參數取值變化對系統性能和熱力循環方案的影響分析。

針對圖2所示熱力循環方案,建立發動機組件模型,引入系統關鍵節點流量、壓力及功率平衡等約束條件,進行設計點參數計算分析。本文計算中,涉及的主要部件包括進氣道、換熱器、渦輪機械、燃燒室、噴管等部件,相關計算模型及方法參考文獻[14-15]。

2.1 熱容比

熱容比k定義為換熱器中冷側流體熱容(qm×cp)cool與熱側流體熱容(qm×cp)hot的比值。PATR發動機熱力循環中,通常根據低溫預冷器HX2的熱容比kHX2確定發動機中空氣與氦氣的流量比,根據氫氦回熱器HX4a處的熱容比kHX4a確定發動機中氦氣與氫氣的流量比。保證其他輸入參數不變,改變kHX2、kHX4a,系統性能參數變化趨勢如圖3所示。

圖3 熱容比對性能影響Fig.3 Effect of heat capacity ratio on performance

根據圖3可以看出,kHX2、kHX4a增加對系統性能有如下明顯影響。

1)kHX2從-4%增加至4%時,比沖從2.32%降低至-2.39%,單位推力從-1.70%增加至1.42%。主要原因在于:kHX2的增加意味著在空氣流量不變的前提下,系統中循環流動的氦氣流量增加,氦氣在預冷器中吸熱后的溫升變低,氦渦輪入口溫度降低,但由于氦氣流量增高,最終使得氦渦輪膨脹功增加,對應的空氣壓氣機增壓比增高,燃燒室壓力升高,因此發動機單位推力增加;在保證kHX4a及其余參數不變的條件下,氦流量增加意味著消耗的氫氣流量增加,因此發動機比沖呈現下降趨勢。

2)kHX4a從-4%增加至4%時,比沖從2.81%降低至-2.71%,單位推力從-1.27%增加至1.05%。主要原因在于:kHX4a增加意味著在空氣流量、氦氣流量保證不變的前提下,發動機消耗的氫氣流量增加,因此換熱器HX4a中氦氣出口溫度降低,并導致后續流路中的氦氣溫度整體降低,最終的影響是氦氣進入預冷器的溫度降低,氦氣冷卻能力增強,可以將空氣預冷至更低溫度,在同樣的功率消耗下空氣壓氣機增壓比增加,燃燒室壓力變高,因此發動機單位推力增加;由于氫流量的增加,發動機比沖降低。

根據本節分析,熱容比增加對比沖提升和單位推力降低均有明顯影響,方案優化設計過程中應結合發動機性能需求和系統循環平衡要求選擇合適的取值。

2.2 渦輪機械等熵效率

PATR發動機中,渦輪機械包括空氣壓氣機C、氦渦輪T1、氦壓氣機S、氫渦輪TH。保證其他輸入參數不變,改變空氣壓氣機效率ηC、氦渦輪效率ηT1、氦壓氣機效率ηS、氫渦輪效率ηTH,系統性能參數變化趨勢如圖4所示。

圖4 渦輪機械等熵效率對性能影響Fig.4 Effect of turbine isentropic efficiency on performance

根據圖4可以看出,ηC、ηT1增加對系統性能有一定影響,ηS、ηTH增加對系統性能基本無影響。

1)ηC從-4%增加至4%時,比沖從-0.47%增加至0.51%,單位推力從-0.46%增加至0.49%。主要原因在于:在空氣壓氣機入口溫度、消耗功率等其余參數保持恒定的條件下,ηC增加意味著空氣壓氣機的增壓比增高,燃燒室壓力變高,因此發動機單位推力增加;同時由于氫氣流量不變,因此發動機比沖也呈增加趨勢。

2)ηT1從-4%增加至4%時,比沖從-0.65%增加至0.67%,單位推力從-0.57%增加至0.59%。主要原因在于:在其余參數保持恒定的條件下,ηT1增加意味著渦輪膨脹輸出功增加,同時渦輪出口氦氣溫度降低,并在經過循環流動后使得進入預冷器的氦氣溫度降低,將空氣預冷至更低溫度,最終使得空氣壓氣機增壓比增高,燃燒室壓力變高,發動機單位推力增加;同時由于氫氣流量基本不變,因此發動機比沖也呈增加趨勢。

3)ηS、ηTH變化時,對系統性能基本不會產生影響。主要原因在于:ηS增加時,氦壓氣機壓縮后的氦氣溫度略有降低,并且壓縮過程消耗的功率降低,氫渦輪膨脹做功導致的溫降變小,進入氫氦回熱器HX5的氫氣溫度升高,反而使得經HX5換熱后的氦氣出口溫度升高,多路氦氣摻混后溫度變化相互抵消,最終對空氣流路的參數和系統性能幾乎不會產生影響。ηTH增加時主要影響幾組氫渦輪的膨脹比,氫路溫度變化較小,對系統性能基本不會產生影響。

根據本節分析,空氣壓氣機效率ηC、氦渦輪效率ηT1增加對比沖和單位推力提升均有一定影響,優化設計過程中在組件設計能力允許的前提下取值應盡可能高。氦壓氣機效率ηS、氫渦輪效率ηTH增加對系統性能基本無影響,優化設計過程中可以適當降低取值以降低組件設計難度。

2.3 換熱有效度

PATR發動機中包含多組換熱器,選擇高溫預冷器HX1、低溫預冷器HX2、氫氦回熱器HX4a和HX5,氦氦回熱器HX4b進行換熱有效度影響分析,保證其他輸入參數不變,改變上述換熱器的換熱有效度,系統性能參數變化趨勢如圖5所示。

圖5 換熱有效度對性能影響Fig.5 Effect of heat exchanger efficiency on performance

根據圖5可以看出,各換熱器換熱有效度增加對系統性能有一定影響。

1)εHX1從-4%增加至4%時比沖從-0.21%增加至0.21%,單位推力從-0.24%增加至0.25%;εHX2從-4%增加至4%時比沖從-0.16%增加至0.21%,單位推力從-0.17%增加至0.22%。主要原因在于:εHX1、εHX2增加后高溫預冷器中空氣與氦氣的熱量交換更加充分,氦氣從空氣中吸收的熱量增加,進入氦渦輪膨脹做功能力增強,同時空氣進入壓氣機的溫度降低,二者綜合影響使得空氣壓氣機增壓比增加,因此發動機單位推力增加;由于其余參數不變,氫氣流量未受影響,因此發動機比沖也呈增加趨勢。

2)εHX4a從-4%增加至4%時,比沖從0.11%降低至-0.05%,單位推力從-0.05%增加至0.04%。主要原因在于:εHX4a增加后氫氦回熱器HX4a中氫氣與氦氣的換熱更加充分,氦氣出口溫度降低,相當于提升了后續各組氦氦回熱器冷側介質的冷卻能力,受此影響流經HX4a、HX4b、HX4c支路的氦氣進入氦壓氣機的溫度均有明顯降低,氦壓氣機壓縮消耗的功率下降,氫氣在氫渦輪中膨脹做功導致的溫降減小,同時εHX4a增加還會使得進入氫渦輪膨脹做功前的氫氣溫度升高,因此最終進入氫氦回熱器HX5的氫氣溫度升高,對應的流經HX5支路的氦氣進入氦壓氣機的溫度升高,摻混平衡后,進入預冷器的氦氣溫度變化較小,對空氣路參數幾乎無影響,最終發動機單位推力僅有小幅的變化。εHX4a增加會對氫路參數有明顯的影響,如前文所述由于氦壓氣機功率降低,各組氫渦輪的落壓比顯著降低,因此需要的氫泵揚程降低,進而導致液氫在泵出口的物性參數發生一定變化,為了保證熱容比kHX4a不變,相應的液氫流量略有增加,最終導致發動機比沖呈小幅降低趨勢。

3)εHX4b從-4%增加至4%時,比沖從-0.19%增加至0.24%,單位推力從-0.10%增加至0.15%。主要原因在于:與εHX4a增加后的影響相似,εHX4b的增加也對下游組件產生了同樣趨勢的影響,不同之處在于εHX4b變化不會影響進入氫渦輪膨脹做功前的氫氣溫度,使得HX4b、HX4c處對應的氦壓氣機溫度降幅大于HX5處對應的氦壓氣機溫度增幅,最終的影響就是進入預冷器的氦氣溫度略有降低,可以將空氣預冷至更低溫度,在同樣的功率消耗下壓氣機增壓比增加,發動機單位推力提升,同時由于氫氣流量基本不變,發動機比沖也呈增加趨勢。

4)εHX5從-4%增加至4%時,比沖從-0.20%增加至0.23%,單位推力從-0.11%增加至0.13%。主要原因在于:εHX5增加后氫氦回熱器HX5中氫氣與氦氣的換熱更加充分,對應的流經HX5支路的氦氣進入氦壓氣機的溫度降低,并使得最終進入預冷器的氦氣溫度降低,可以將空氣預冷至更低溫度,在同樣的功率消耗下壓氣機增壓比增加,發動機單位推力提升,同時由于氫氣流量基本不變,發動機比沖也呈增加趨勢。

根據本節分析,高溫預冷器HX1、低溫預冷器HX2、氫氦回熱器HX5、氦氦回熱器HX4b換熱有效度增加對比沖和單位推力提升均有一定影響,優化設計過程中在組件設計能力允許的前提下取值應盡可能高。氫氦回熱器HX4a換熱有效度增加對比沖提升和單位推力降低有一定影響,方案優化設計過程中,應結合發動機性能需求和系統循環平衡要求選擇合適的取值。

2.4 換熱器總壓恢復系數

PATR發動機中包含多組換熱器,選擇高溫預冷器HX1、低溫預冷器HX2、氫氦回熱器HX4a和HX5,氦氦回熱器HX4b進行總壓恢復系數影響分析,保證其他輸入參數不變,改變上述換熱器的總壓恢復系數,系統性能參數變化趨勢如圖6所示。

圖6 總壓恢復系數對性能影響Fig.6 Effect of pressure recovery coefficient on performance

根據圖6可以看出,HX1熱側總壓恢復系數σh,HX1、HX2熱側總壓恢復系數σh,HX2增加對系統性能有一定影響,其余換熱器總壓恢復系數增加對系統性能基本無影響。

1)σh,HX1從-4%增加至4%時比沖從-0.47%增加至0.48%,單位推力從-0.46%增加至0.46%;σh,HX2從-4%增加至4%時比沖從-0.48%增加至0.48%,單位推力從-0.46%增加至0.46%。主要原因在于:預冷器空氣側總壓恢復系數增加,進入壓氣機的空氣總壓等比例增加,經壓比增益后總壓增幅放大,最終使得燃燒室壓力明顯變高,發動機單位推力增加;同時由于氫氣流量等其余參數保持不變,因此發動機比沖也呈相等幅度的增加趨勢。

2)圖6中其余的換熱器總壓恢復系數變化對系統性能基本不產生影響。其中氦氣側總壓恢復系數增加后,主要影響是對應流路的氦壓氣機增壓要求降低,增壓消耗的功率降低,相應的氫渦輪膨脹比降低,氫泵揚程要求降低。氫氣側總壓恢復系數增加后,主要影響是氫泵的揚程要求降低。

根據本節分析,HX1熱側總壓恢復系數σh,HX1、HX2熱側總壓恢復系數σh,HX2增加對比沖和單位推力提升均有一定影響,換熱器設計中應保證設計值盡可能高。其余換熱器總壓恢復系數對系統性能影響較小,優化設計過程中可以適當降低取值以降低組件設計難度。

2.5 小結

本節分析了PATR發動機中的主要輸入對于性能的影響,可以看出低溫預冷器HX2的熱容比kHX2、氫氦回熱器HX4a處的熱容比kHX4a直接決定了各路介質的流量比值,對于發動機性能影響最為顯著。空氣壓氣機效率ηC、氦渦輪效率ηT1、HX1熱側總壓恢復系數σh,HX1、HX2熱側總壓恢復系數σh,HX2直接影響著空氣流路的狀態參數,參數提升都可以轉化為空氣壓氣機壓比的增益,并最終轉化為噴管膨脹比的增加,對發動機性能參數有明顯影響。在發動機性能優化提升過程中,可以重點考慮上述參數的選擇。

其余輸入參數增加對發動機性能影響相對較小,但是對于氦路、氫路的參數匹配與組件設計難度的平衡有決定性的作用,尤其是對于氦壓氣機增壓比、氫渦輪落壓比、氫泵揚程等參數的選取有顯著影響。選取過程中應重點參考關聯組件的工程設計難度。

3 發動機工作特性分析

根據前文確定PATR發動機各輸入參數取值,開展發動機在不同工況下的參數匹配,完成發動機彈道特性、高度特性、轉速特性的仿真計算與變化規律分析。

3.1 彈道特性

參考REL公司公布的SKYLON飛行彈道開展計算分析,并與SABRE發動機的變化規律進行對比,計算結果如圖7所示。

圖7 PATR發動機彈道特性Fig.7 Trajectory characteristics of PATR engine

根據圖7可以看出:隨著飛行速度增加,比沖相對值在0～1Ma范圍內由1降低至0.91,在1～2Ma時比沖相對值跳躍式增加至1.03,之后隨著飛行速度增加比沖繼續呈降低趨勢,在4～5Ma時比沖降幅增大,5Ma比沖相對值為0.64;單位推力相對值在0～1Ma范圍內由1降低至0.89,在1～2Ma時突降至0.37,之后隨著飛行速度增加先降低后增加,5Ma比沖相對值為0.48。性能參數在1～2Ma、4～5Ma范圍內的跳躍式的變化主要是由于外涵沖壓流路的啟動和關閉導致。PATR發動機中,在0～1Ma范圍內,比沖、單位推力均呈相同的降低趨勢,與航空發動機、ATR發動機相比單位推力和比沖的變化趨勢具有獨特性。主要原因在于PATR發動機中氫氣流量變化趨勢不僅與渦輪機功率相關,同時也受到閉式氦循環工作特性、空氣預冷換熱平衡、氫氦換熱平衡等多處約束的影響,在來流條件、轉速等參數變化后,渦輪機特性變化導致的推力變化幅度較大,而氫氣流量變化幅度較小,因此比沖變化趨勢更接近于推力而非氫氣流量,該特點在后文高度特性、轉速特性分析中也有多次體現。

將PATR彈道特性與SABRE3、SABRE4進行對比,其中SABRE3比沖、單位推力來源于REL公司公布的參數,SABRE4比沖來源于文獻[11](未找到SABRE4單位推力數據)。PATR發動機比沖變化趨勢與SABRE3、SABRE4相似,但是變化幅度明顯小于SABRE3、SABRE4;單位推力總體變化趨勢與SABRE3相似,主要區別在于SABRE3單位推力在0.5Ma時即產生突降,可以推測其在0.5Ma時外涵沖壓流路已經開始工作,與PATR外涵沖壓流路啟動區間存在差異。圖7中為便于對比將數值進行了無量綱處理,實際結果中在0～5Ma的工作范圍內,PATR平均比沖為4 735 s、平均單位推力為909 N·s/kg,SABRE3平均比沖為2 462 s、平均單位推力為865 N·s/kg,SABRE4平均比沖為4 394 s,PATR發動機在性能方面具有明顯優勢。

3.2 高度特性

在彈道的基礎上,改變各馬赫數對應的飛行高度,分析PATR發動機高度特性,計算結果如圖8所示。

根據圖8可以看出,各馬赫數下增加飛行高度會使得比沖下降,單位推力增加。比沖降低的原因為:高度增加后環境靜壓及飛行動壓降低,內涵流路、外涵流路關鍵特征截面上的空氣密度降低,相同條件下空氣流量減少,發動機產生的推力降低;由于壓氣機空氣流量減少,因此壓氣機消耗的功率降低,相對應的氦渦輪中的氦氣流量減少,并最終使得氫氣消耗量減少;其中,推力降低趨勢明顯大于比沖趨勢,以0Ma為例,高度每增加1 km,推力平均降低7.8%,氫流量僅降低2.1%,因此二者綜合后比沖呈降低趨勢。單位推力增加是由于壓氣機前溫度降低,使得相同轉速下的壓氣機增壓比提升,壓氣機前溫度降低的影響因素為:在低空域的大氣對流層(h<10 km,預冷器不工作)中,進入發動機的空氣溫度隨著高度增加后環境溫度的下降而降低;在高速高空區域(h≥10 km,預冷器開始工作),高度增加后空氣密度下降,空氣壓氣機流量減小、功率降低,所對應的氦渦輪落壓比降低,閉式氦循環中需要補償的增壓比也成比例降低,氦氣增壓過程造成的溫升下降,意味著最終進入預冷器的氦氣溫度更低,經預冷器換熱后進入壓氣機的空氣溫度降低。

3.3 轉速特性

PATR發動機渦輪機轉速變化特性如圖9所示,各轉速下發動機沿彈道點的工作特性變化趨勢基本一致,轉速變化后的工作特性在各馬赫數下呈不同趨勢。

圖9 PATR發動機轉速特性Fig.9 Speed characteristics of PATR engine

在0～1Ma工作范圍內,發動機外涵沖壓流路尚未啟動,發動機推力全部由內涵渦輪流路提供,當渦輪機轉速從100%降低至80%時,發動機比沖、單位推力均呈降低趨勢且降幅明顯。以0Ma為例,比沖無量綱值從1降低至0.62,單位推力無量綱值從1降低至0.80。單位推力變化趨勢與渦噴發動機相似,主要是由于渦輪機轉速降低后壓氣機增壓比降低導致。比沖變化趨勢則與渦噴發動機存在明顯差異,主要原因在于PATR發動機中氫氣流量變化趨勢不僅與渦輪機功率相關,同時也受到閉式氦循環工作特性、空氣預冷換熱平衡、氫氦換熱平衡等多處約束的影響,渦輪機轉速變化導致的氫氣流量變化幅度遠小于渦噴發動機燃油流量變化幅度,因此在渦輪機轉速降低后,推力降幅較大而氫氣流量降幅較小,使得比沖呈大幅度降低趨勢,例如地面工況下,轉速下降20%,推力下降約20%但比沖下降約40%。

在2～4Ma工作范圍內,發動機外涵沖壓流路啟動,發動機推力由內涵渦輪流路、外涵沖壓流路共同提供,當渦輪機轉速從100%降低至80%時,發動機比沖、單位推力均呈降低趨勢但降幅較小。以3Ma為例,比沖無量綱值從0.92降低至0.88,單位推力無量綱值從0.28降低至0.25。渦輪機轉速降低后,流經渦輪流路的空氣流量和分配至渦輪流路燃燒的氫氣流量減小,而進入外涵沖壓流路的空氣流量和氫氣流量增加,因此渦輪流路產生的推力降低、外涵沖壓流路產生的推力反而增加,二者互相抵消后削弱了渦輪機轉速對發動機工作特性的影響。

在4～5Ma時,發動機外涵沖壓流路關閉,發動機推力由內涵渦輪流路提供,渦輪機轉速從100%降低至80%時,發動機比沖、單位推力均呈降低趨勢且降幅明顯。以5Ma為例,比沖無量綱值從0.57降低至0.37,單位推力無量綱值從0.52降低至0.21,工作特性變化的原因與0～1Ma工作范圍一致。

4 結論

PATR發動機是2014年針對水平起降天地往返運輸系統的動力需求提出的創新動力方案,采取了雙模態推力室解耦、降低壓氣機增壓比,并采用推力室再生冷卻通道加熱氦氣等措施提升方案的工程可行性,率先進行了空氣適度冷卻的思路探索,進而對PATR發動機熱力循環進行了優化。本文在此基礎上對其參數特性進行了計算分析,主要得出以下結論。

1)在PATR發動機設計點的關鍵輸入參數中,熱容比對于發動機性能影響最為顯著。kHX2從-4%增加至4%時,比沖降低4.71%,單位推力增加3.12%;kHX4a從-4%增加至4%時,比沖降低5.52%,單位推力增加2.32%。空氣壓氣機和氦渦輪等熵效率、預冷器空氣側總壓恢復系數對發動機性能參數也有明顯影響。ηC從-4%增加至4%時,比沖增加0.98%,單位推力增加0.95%;ηT1從-4%增加至4%時,比沖增加1.32%,單位推力增加1.16%;σh,HX1從-4%增加至4%時比沖增加0.95%,單位推力增加0.92%;σh,HX2從-4%增加至4%時比沖增加0.96%,單位推力增加0.92%。文中所列其余輸入參數對發動機性能影響相對較小。

2)在PATR發動機沿彈道飛行過程中,隨著飛行馬赫數增加,PATR發動機比沖總體呈下降趨勢,單位推力在外涵開始工作時會產生跳躍式下降,之后基本保持不變。性能相對變化趨勢與SABRE3、SABRE4相似,性能絕對值具有明顯優勢。

3)飛行高度增加會使發動機比沖升高,單位推力降低;轉速降低后發動機比沖和單位推力均會降低,并且內涵渦輪流路、外涵沖壓流路共同工作時的降幅明顯小于內涵單獨工作時的降幅。

4)PATR發動機中氫氣流量變化趨勢受到閉式氦循環工作特性、空氣預冷換熱平衡、氫氦換熱平衡等多處約束的影響,因此在飛行工況、轉速等參數改變后,渦輪機特性變化導致的推力變化幅度較大,而氫氣流量變化幅度較小,二者綜合后導致PATR發動機的比沖性能與航空發動機、ATR發動機等其他典型渦輪發動機相比,具有獨有的變化特性。