涡轮增压固体冲压发动机热力循环分析①

莫 然，刘佩进，刘 洋，杨 飒

(西北工业大学燃烧、热结构与内流场重点实验室，西安 710072)

符号说明:T 静温，K p 静压，Pa π 压比ω0 比循环功，J/kg ηt 热效率κ 定熵指数Rg 气体常数，J/(kg K)cp 比定压热容，J/(kg K)L 功率，J m· 质量流量，kg/s上标’ 实际参数下标及主要截面符号0 来流空气1 压气机出口2 补燃室出口3 喷管出口4 驱涡推进剂初始状态5 驱涡燃气发生器出口6 涡轮出口7 富燃推进剂初始状态8 富燃燃气燃烧室出口9 富燃燃气发生器出口l进气道N 喷管C 压气机T 涡轮V 富燃燃气发生器喷管air 空气gas 驱涡燃气pro 富燃燃气

0 引言

现代军事技术的发展，使宽包线、高性能、大机动、低成本的武器系统成为各国军工部门的研制对象和追逐目标。传统单一形式的动力系统在满足其等要求方面出现困难。因此，将优势互补的2种或2种以上动力系统进行集成，成为了重要思路。

固体火箭冲压发动机(Solid Propellant Ramjet，SPR)以其结构简单、高速(Ma＞2)时比冲性能好等优点，受到了广大科研单位的高度关注［1］，但固体冲压发动机存在低速时推力小、不能自起动、对状态参数的变化敏感、稳定工作范围窄等缺点［1－3］。

空气涡轮火箭发动机(Air Turbo-Rocket，ATR)的工作原理:涡轮靠上游单独的燃气发生器产生的高压、富燃料燃气驱动，给压气机提供动力，增加进气流的压力。富燃料燃气驱动涡轮后与压气机压入的空气相混合，在燃烧室中完全燃烧，经喷管排出而产生推力［4］。ATR能在宽的速度、高度范围内工作，具有自加速到Ma=2的能力;但ATR的涡轮材料不耐高温，若使用高热值的硼基推进剂，硼能从燃气发生器中以固体颗粒或熔化液滴形式析出，腐蚀涡轮叶片或堵塞涡轮，使涡轮性能降低［5］。因此，难以使用高热值含硼推进剂，提高比冲困难。

通过对固体火箭冲压发动机(SPR)和空气涡轮火箭发动机(ATR)的结构及性能特点的初步分析，鉴于两者在性能上的优势互补性，本学科组提出了将两者集成的涡轮增压固体冲压发动机(Turbocharged Solid Propellant Ramjet，TSPR)的概念。本文通过对TSPR新型推进系统进行热力循环分析，以验证其原理的可行性及概念的优越性。

1 TSPR的概念

TSPR由进气道、驱动涡轮燃气发生器、涡轮机组、富燃燃气发生器、补燃室、尾喷管等几部分构成。其结构形式及工作原理如图1所示，驱涡燃气发生器产生洁净、低温、高压的燃气驱动涡轮做功;涡轮通过联轴带动压气机压缩空气，对进入进气道的空气进行增压;驱动涡轮的燃气和增压后的空气在补燃室中进行混合，同时富燃燃气发生器中的含硼富燃燃气通过燃气导管也进入补燃室;3股气流在补燃室中共同组织燃烧，最后通过喷管膨胀做功并产生推力。

图1 TSPR结构形式及工作原理示意图Fig.1 Schematic representation of TSPR

TSPR借鉴了ATR中驱动涡轮燃气发生器和涡轮机组的结构及固冲中的含硼富燃燃气发生器和补燃的形式。对于这种新型的推进装置，首先进行热力循环分析，以验证其原理的可行性，建立其热力循环分析模型，为进一步结构设计及性能优化提供依据。

2 TSPR热力循环分析

TSPR是一种新型的动力推进装置，其热力循环方式的探究是不可逾越的重要环节。理论上，对于每种新型的热力装置，对其热力循环的分析，首先需把实际循环抽象概括成可逆理论循环，然后基于该理论循环分析影响循环热效率的主要因素及提高该循环效率的途径，以指导实际循环的改善，为整个发动机合理的构型及结构参数的设计提供依据。

针对TSPR，首先将3股气流的热力循环分别进行考虑，然后对其进行总体性能的分析，以寻找提高TSPR总体比循环功、热效率的途径。

图2为TSPR发动机空气、驱动涡轮燃气和富燃燃气的理想及实际循环p-V图［6］。

图2 TSPR理想及实际循环p-V图Fig.2 p-V scheme of ideal and actual cycle for TSPR

2.1 空气循环

TSPR是吸气式推进系统，主要工质为空气，对于TSPR中的来流空气，理想循环类似于涡轮喷气发动机的理想循环，其p-V图如图2中0-1-2-3-0所示。空气首先经过进气道和压气机的等熵压缩过程0-1，然后在燃烧室中与其余2股燃气混合燃烧，相当于等压加热过程1-2，接下来在喷管中等熵膨胀2-3，最终燃气在喷出喷管后等压放热回到0状态。

上述理想循环中，压缩和膨胀过程均视为可逆过程，燃烧室内的各组分燃烧充分，但由于进气道和喷管的损失不可避免，压气机是“速度式”的叶轮机械，气流速度大、摩擦大，在压缩中会产生不可逆的熵增。这些不可逆损失通常用进气道和压气机的定熵效率η1、ηC和喷管效率ηN来考虑，虚线0-1’和2’-3’分别表示实际不可逆压缩和膨胀过程，3股燃气在燃烧室中受燃烧室压强等因素的影响，实际为不充分燃烧，1’-2’表示实际的燃烧放热过程，则实际空气循环的比循环功和热效率分别为

总压比π为进气道的冲压比π1和压气机增压比πC之积，喷管完全膨胀时的膨胀比也为π。

2.2 驱动涡轮燃气循环

对于驱动涡轮燃气，其理想循环p-V图如图2中4-5-6-2-3-4所示。首先，燃气发生器中推进剂燃烧产生驱动涡轮燃气，等效于等压加热过程4-5，然后经过驱动涡轮的等熵膨胀过程5-6，涡轮落压比为πT;接下来，做功后的燃气在燃烧室内与另外2股工质掺混燃烧，相当于等压加热过程6-2，最后燃气在喷管中等熵膨胀做功为2-3过程，膨胀比为πN。

考虑实际循环中，驱动涡轮燃气在驱动涡轮的膨胀过程中，并非等熵膨胀，其中的碳颗粒等凝相成分，无法驱动涡轮做功，通过涡轮叶片做功的过程中膨胀效率为ηT，在喷管中的定熵膨胀效率为ηN，此时驱动涡轮燃气实际循环4-5’-6’-2’-3’-4的比循环功和热效率为

2.3 富燃燃气循环

TSPR富燃燃气理想循环p-V图如图2中7-8-9-2-3-7所示，其过程类似于驱涡燃气。首先，含硼富燃推进剂在燃气发生器中进行燃烧，为等压加热过程7-8;然后，经过燃气发生器喷管膨胀比为πV的等熵膨胀过程8-9，再在燃烧室内继续燃烧，相当于等压加热过程9-2;最后，2-3为燃气在喷管中的等熵膨胀做功，膨胀比为πN。考虑富燃燃气发生器喷管的等熵膨胀效率ηV及喷管等熵膨胀效率 ηN，其实际循环7-8’-9’-2’-3’-7 比循环功和热效率为

2.4 TSPR发动机整体循环分析模型

基于以上对3股工质的热力循环过程的分析，对TSPR发动机进行整体工作过程分析可知，TSPR整体循环的吸热量q1为驱动涡轮燃气发生器、富燃燃气发生器内的燃烧放热和3股工质掺混燃烧的放热量之和。其所做的功为3股燃气做功之和，其能量载体为整个循环的工质。故利用热力学第一定律及循环热效率定义，发动机整体热效率为

TSPR性能计算模型需满足来流空气、富燃燃气发生器流量、驱动涡轮燃气发生器3股工质与喷管出口流量的质量守恒，以及涡轮机组功率平衡［7－10］和混合室(4-5截面之间)进口(4截面)静压匹配条件，将上述条件需满足的方程联立得

同时考虑3股工质配比的不同，其对补燃室燃烧放热的影响;驱动涡轮燃气、富燃燃气及补燃室燃气温度通过热力计算获得，驱动涡轮燃气中的凝相成分不做功。

2.5 压气机增压比对TSPR热力循环性能的影响

TSPR是一个协调统一的整体，单一部件设计参数的变化将同时引起3股工质比循环功和热效率的变化，进而引起TSPR总体性能的变化。图3为设计飞行高度10 km、Ma=3的TSPR，压气机增压比变化引起3种工质的质量流量百分比、比循环功及热效率变化的曲线，以此解释部件参数的变化如何通过3股工质，对TSPR总体热力循环性能产生影响。

由图3(a)可知，3股工质中，空气的质量百分含量始终最大;驱涡燃气流量在压比较小时最小，随增压比的增加，增压相同质量空气所需的驱涡燃气流量增加，驱涡燃气质量流量百分比增加，空气及富燃燃气的质量流量百分比减小。

图3 TSPR工质质量流量百分比、比循环功和热效率随增压比的变化Fig.3 Mass percentage，specific net work output during a cycle and thermal efficiency versus pressure ratio for TSPR

3股工质及TSPR整体的比循环功随压比变化如图3(b)所示。由图2可知，3股工质中驱动涡轮燃气的曲线4-5’-6’-2’-3’-4面积最大，因此其比循环功最大，富燃燃气其次，空气比循环功最小，而总体的比循环功是3股工质比循环功根据质量流量百分比加权平均的结果，随压气机增压比的增加而增加。在压比较小时，总体比循环功增加较快，随着压比的增加，总体比循环功的增加减缓。

3股工质及整体的热效率随增压比变化的曲线如图3(c)所示，也是3股工质热效率的综合体现，热效率随增压比的增大而略有下降。

3 ATR、SPR和TSPR热力性能比较

ATR、SPR和TSPR的主要工质均为空气，为等压膨胀循环。TSPR比ATR多一路富燃燃气，较SPR多一路驱涡燃气，燃气均为二次燃烧的火箭发动机循环。3种工质基本的循环方式并没有创新，三者的不同之处在于它们的组合方式不同，造成了3种发动机整体比循环功与热效率的变化。本文计算针对3种发动机整体热力学性能进行。计算中，ATR与TSPR使用相同的驱动涡轮燃气，压气机增压比同为2，SPR与TSPR使用相同富燃燃气。

在不同的飞行状态下，空气经进气道减速增压后气体状态参数变化较大，ATR、SPR和TSPR整体的循环性能随之变化。因此，对这几种推进系统热力循环性质的探究不能脱离飞行状态。文献［10］显示，吸气式推进系统ATR比冲高于自行携带氧化剂的固体火箭发动机，相比于一般地-空导弹使用火箭助推，ATR零速起飞的发射方式，更具质量优势。因此，对TSPR与ATR这2种吸气式推进系统进行从水平面零速起飞到巡航高度马赫数的热力性能计算，而对SPR进行大于启动马赫数后的热力计算，得到图4所示循环功和热效率在表1所示弹道上的变化情况。

由图4(a)可知，ATR、SPR、TSPR三者的比循环功均随马赫数和高度的增加而增加。在相同的马赫数和高度条件下，TSPR的比循环功最大，ATR比TSPR稍小，而SPR的比循环功远小于ATR和TSPR。随高度和马赫数的增加，ATR的比循环功逐渐接近TSPR，在水平零速起飞时TSPR比循环功较ATR高29.8%，当它们的飞行高度为15 km、Ma=4时，TSPR的比循环功较ATR仅高2.8%。

由图4(b)可知，ATR、SPR、TSPR三者的热效率均随飞行马赫数和高度的增加而增加，ATR和TSPR的热效率性能相似。在水平零速起飞时，TSPR热效率比ATR低11.0%，当飞行高度为15 km、Ma=4时，热效率仅比ATR低1.9%。SPR的热效率性能在高空高马赫数下最好，但随着飞行马赫数和高度的减小，热效率下降明显。在小于2.6 Ma时，它的热效率性能在三者中最差。从热力循环的角度解释了SPR高速性能好、空速域范围窄、对飞行状态敏感的特性。

总之，在典型弹道上，TSPR比循环功最高，热效率略低于ATR，它们的差距随高度马赫数的增大而减小。SPR在高空高速时热效率性能最佳，将其用于高空高速巡航是最佳选择，但其对飞行参数变化较敏感，高度速度的下降使热效率下降较快，且比循环功小。因此，在要求零速起飞或大机动飞行时，SPR无法保证全弹道优越的热效率性能。此时，TSPR全弹道的热力性能较优越。

表1 典型马赫数和高度弹道参数Table 1 Assumed Mach number and altitude for a flight trace

TSPR发动机本质上改善了固冲SPR的工作条件，3种工质均为气相，理论上其掺混并不困难，且驱动涡轮后的燃气经旋转部件后的湍流度增加，能促进掺混燃烧。但其增加了一路驱动涡轮燃气，导致管路和结构的复杂。对于TSPR的性能分析，需进一步综合考虑其性能增加的优势及结构复杂度的消极影响。

4 结论

(1)对性能优势互补的固体火箭冲压发动机(SPR)和空气涡轮火箭(ATR)进行集成，提出了涡轮增压固体冲压发动机(TSPR)的概念。

(2)分析TSPR 3股工质理想及实际热力循环过程，综合得到了总体热力循环分析模型。

(3)通过对ATR、SPR、TSPR推进系统的热力循环性能比较可知，TSPR与ATR的热力循环性能接近，TSPR比循环功最大，热效率稍小于ATR，热效率性能在低空低速时较SPR高，在大空速域范围飞行时，综合性能优越。

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