RBCC发动机火箭-冲压模态理想热力循环优化分析

张留欢，杜　泉，张蒙正（西安航天动力研究所，陕西西安710100）



RBCC发动机火箭-冲压模态理想热力循环优化分析

张留欢，杜泉，张蒙正
（西安航天动力研究所，陕西西安710100）

摘要：基于RBCC发动机工作原理，开展了特定燃烧组织模式下，RBCC发动机火箭-冲压模态的理想热力循环优化分析。根据火箭-冲压模态发动机工作特点，建立了工质热力循环过程模型，计算获得了最佳压缩点温度及其对应的最佳压缩比、最大循环功、热效率等参数。同时，给出了燃烧室最高温度、空燃比对最佳压缩比、最大循环功和热效率的影响规律，以及RBCC发动机热力循环的优化方向。研究结果表明，通过提高一级燃烧室最高温度、降低引射比、调整进气道压缩比至最佳压缩比等措施均可有效提高RBCC发动机最大循环功及循环效率。

关键词：RBCC；火箭-冲压模态；理想热力循环；优化分析

0　引言

从热力学角度看，RBCC发动机是一种在火箭发动机热力循环基础上组合冲压发动机循环的热力推进装置，其将燃料化学能通过燃烧转换为推动飞行器前进的推进功［1-6］。优化RBCC发动机热力循环过程的热效率、循环功等是提高RBCC发动机推力性能的最根本途径。

目前，有关吸气式发动机的热力循环研究较多。郭海波等开展了复合预冷吸气式火箭发动机、空气涡轮火箭发动机等热力循环分析，指出了上述发动机热力循环优化方向［7-8］；张强等对脉冲爆震发动机进行了理想热力循环分析，获得了放热比对循环热效率和单位推力的影响规律［9］；莫然等给出了涡轮增压固体冲压发动机的总体热力循环模型，对比了多种推进系统的热力循环性能［10］；樊巍等对比研究了不同热力循环参数的涡轴发动机方案，实现了发动机总体/组件的耦合设计［11］。然而，关于RBCC发动机热力循环研究的公开文献较少。其中，鲍文等对RBCC发动机引射模态开展了理想热力循环分析，给出了引射模态发动机性能的计算过程［12］。

RBCC发动机处于火箭-冲压模态时，火箭发动机的高焓喷流及其本身的工作，可起到冲压流道点火稳焰及明显增大推力的作用，有利于整个发动机系统结构的简单化及总体飞行弹道的多样化。因此，本文基于气动热力过程，开展了一定燃烧组织模式下，RBCC发动机火箭-冲压模态的理想热力循环优化分析，可为后续RBCC发动机性能优化方向提供参考。

1　特定RBCC理想热力循环

1.1RBCC组成及工作原理

RBCC发动机主要由进气道（含隔离段）、燃烧室、尾喷管、火箭发动机等组成。其中，燃烧室为两级结构，火箭发动机采用中心布局方式，如图1所示。

为便于分析，表1给出了在火箭-冲压模态下，RBCC发动机各特征截面命名代号。

图1　RBCC组成及特征截面示意图Fig.1　Sketch for composition and characteristic section of RBCC

表1RBCC特征截面Tab.1　Characteristic section of RBCC

在本研究的火箭-冲压工作模态下，来流新鲜空气经进气道压缩后进入一级燃烧室与通过壁面或支板喷入的燃油掺混并完全燃烧，并在一级燃烧室形成热力壅塞。之后进入二级燃烧室与火箭发动机出口燃气掺混，并沿着二级燃烧室扩张流道膨胀至尾喷管入口。最后，混合燃气经尾喷管加速膨胀至外界环境。RBCC发动机工质流程见图2。

图2　RBCC发动机工质流程Fig.2　Flow chart of working medium for RBCC engine

1.2热力循环假设

为便于理论分析，在研究RBCC发动机理想热力循环时，作如下假设［13］：

1）工质唯一且在完成各种过程时，其比热容和绝热指数等热力学参数均为常数，不随压力和温度变化；

2） 对工质的加热是由外界热源来完成的，而不是由燃料和空气燃烧来实现的；

3） 工质流经发动机的进气道、尾喷管时，忽略流阻损失，加热热阻和机械摩擦损失，工质与外界之间没有热量交换，即空气的压缩过程和膨胀过程均为等熵绝热过程；

4）工质在尾喷管中完全膨胀，即它离开尾喷管出口处的压力等于外界大气压力；

5）工质在一级燃烧室和火箭发动机内实现完全燃烧，二级燃烧室只进行混气的等熵膨胀过程；在一级燃烧室出口和火箭发动机喷管出口截面，工质实现即时完全掺混，热力状态保持一致。

1.3热力循环过程

首先，定义进气道捕获工质（空气）与火箭发动机工质的质量流量之比为引射比，符号为f，即

基于以上假设，在火箭-冲压模态，进气道捕获空气流量为1 kg/s时，RBCC发动机的热力循环过程可用以下一系列基本热力过程来表征：

0′-1′：一定质量（1/f kg/s）的工质在火箭发动机供应系统中的定容增压过程；

1′-2′：工质在火箭发动机推力室中的等压燃烧过程；

2-3（3）：火箭发动机工质在喷管中的等熵膨胀过程；

0-1：1 kg/s工质（空气）在进气道（含隔离段）中的等熵压缩过程；

1-2：1 kg/s工质（忽略燃油）在一级燃烧室中的亚声速等压燃烧过程；

2-3（3′）：1 kg/s工质在一级燃烧室出口附近由亚声速向超声速过渡的等熵膨胀过程；

3（3′）-4：一定质量混气（1+1/f kg/s）在二级燃烧室中的超声速等熵膨胀过程；

4-5：混气在发动机尾喷管中的等熵膨胀过程；

5-0：混气在大气环境中的等压放热过程。

由此得到，在火箭-冲压模态下，RBCC发动机理想热力循环过程示意图见图3。图中曲线的粗细表示工质质量流量的大小。

图3　RBCC理想热力循环过程示意图Fig.3　Schematic diagram for ideal thermodynamics cycle process of RBCC

2　RBCC热力循环优化分析

由图3（b）知，火箭-冲压模态RBCC发动机在整个循环中的吸热量q1有

式中：Cp为工质定压比热容；Rg为气体常数；T为工质温度，下同。

在整个循环中的放热量q2有

由于整个过程中的循环功w有

因此

产生的循环功最大，此时，得到循环功为极大值时的最佳压缩点温度T1为

此时，进气道最佳压缩比π01，opt有

可见，在假设条件下，发动机最佳压缩比仅与一级燃烧室最高温度、引射比等参数有关。

同时，由式（8）得到

将式（7）和式（9）代入式（4），得到最大循环功wopt如下：

进一步有

由式（11）知，假定在来流与火箭发动机温度参数恒定的条件下，最大循环功与一级燃烧室工质的最高温度和引射比有关。最大循环功反映了发动机进、出口气流动能的最大增加量，直接影响发动机所能产生的最大推力。

另，整个循环过程中最佳压缩比对应的热效率ηt有

将式（1）和式（2）代入式（12），则有

将式（7）和式（9）代入式（13），则有

由式（14）知，在来流与火箭发动机温度参数恒定的条件下，最大循环功对应的热效率同样与一级燃烧室工质的最高温度和引射比有关。热效率表示热力循环过程中对燃料化学能的利用程度，是衡量发动机经济性的重要指标之一。

根据以上关系式，分别研究了一级燃烧室最高温度T2、引射比f对最佳压缩比π01，opt、最大循环功wopt及其对应的热效率ηt等参数的影响规律。假设Cp=1 004 J/（kg·K），Rg=287，T0=222.5 K，T0′=300 K，Tt1′=350 K，T2′=2 000 K。当f=6.25，T2在2 300～3 000 K范围内变化时，π01，opt，wopt及其对应的ηt等参数的变化规律见图4（a）；当Tt2= 2 500 K， 在1～10范围内变化时，π01，opt，wopt及其对应的ηt等参数的变化规律见图 4（b）。

图4（a）显示，随着 逐渐增加，π01，opt，wopt，ηt均逐渐增加，且变化曲线接近斜直线。其中，当T2=2 500 K时，对应的π01，opt为89.4，wopt为1.4 MW，ηt为0.724。事实上，由于进气道粘性摩擦、激波-附面层相互作用造成的不可逆损失，其压缩比往往小于最佳压缩比，导致可转化为动能的循环功减小，热效率降低。

图4（b）显示，随着f逐渐增加，π01，opt，wopt，ηt均逐渐减小，且曲线斜率先大后小。其中，当f=5时，对应的π01，opt为95，wopt为1.49 MW，ηt为0.729。在空气流量不变的条件下，适当提高火箭发动机流量可提高最大循环功及热效率。

图4　不同参数对最佳增压比、最大循环功、最大热效率的影响曲线Fig.4　Influence of different parameters on optimum compression ratio，maximum cycle work and maximum thermal efficiency

综上，当f=6.25，在2 300～3 000 K范围内变化时，随着T2逐渐增加π01，opt，wopt和ηt均逐渐增加，且变化曲线接近斜直线。其中，当T2= 2 500 K时，对应的 π01，opt为 89.4，wopt为 1.4 MW，ηt为0.724；当T2=2 500 K，在1～10范围内变化时，随着T2逐渐增加，π01，opt，wopt和ηt均逐渐减小，且曲线斜率先大后小。其中，当f=5时，对应的 π01，opt为95，wopt为1.49 MW，ηt为0.729。

3　结论

在火箭-冲压模态下，RBCC发动机热力循环的主要优化方向有：

1）提高一级燃烧室最高温度，使一级燃烧室内空气与燃油实现恰当完全燃烧；

2）降低引射比，适当提高火箭发动机燃气流量；

3）调整进气道气流压缩比，使其接近最佳压缩比。

本文仅针对特定燃烧组织模式的RBCC发动机火箭-冲压模态进行了研究，若燃烧组织模式不同，则热力循环过程将改变。同时，后续应考虑不同燃烧模式、工质物性变化、不可逆损失等对RBCC发动机热力循环的影响。

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［13］王丰.热力学循环优化分析［M］.北京：国防工业出版社，2014.

（编辑：陈红霞）

中图分类号：V434-34

文献标识码：A

文章编号：1672-9374（2016）03-0021-05

收稿日期：2015-12-10；修回日期：2016-01-15

基金项目：国家863项目（2012AA705302）

作者简介：张留欢（1986—），男，工程师，研究领域为吸气式发动机气动热力学

Optimum analysis on ideal thermodynamic cycle of RBCC engine at special rocket-ramjet mode

ZHANG Liuhuan，DU Quan，ZHANG Mengzheng （Xi'an Aerospace Propulsion Institute，Xi'an 710100，China）

Abstract:Based on the working principle of rocket based combined cycle（RBCC），the optimum analysis on ideal thermodynamic cycle of RBCC engine at rocket-ramjet mode under the special combustion organization pattern is presented in this paper.The model of thermodynamic cycle process of working substance is built according to the characteristic of rocket-ramjet mode.The parameters of temperature at optimum compression point，and its corresponding optimum compression ratio，maximum cycle work and thermal efficiency are obtained by calculation.The influence of top temperature in combustor and ejection ratio on optimum compression ratio，maximum cycle work and thermal efficiency are given.The optimization direction of RBCC thermodynamic cycle is pointed out. The research results show that maximum cycle work and thermal efficiency can be improved by enhancing the top temperature of first combustor，reducing the ejection ratio or adjusting the compression ratio to the best.

Keywords:RBCC；rocket-ramjet mode；ideal thermodynamic cycle；optimum analysis