混合式脉冲爆震发动机性能分析*

陈　鑫，朱晓彬，何立明，王育虔（　空军工程大学航空航天工程学院，西安　70038；2　先进航空发动机协同创新中心，北京　009）

混合式脉冲爆震发动机性能分析*

陈鑫1，2，朱晓彬1，何立明1，王育虔1
（1空军工程大学航空航天工程学院，西安710038；2先进航空发动机协同创新中心，北京100191）

针对一种小型涡喷发动机和脉冲爆震发动机（PDE）的混合推进系统，介绍了其结构组成及工作过程，建立了性能计算的简化数学模型，分析了其飞行性能及涡喷发动机效率特性的影响。结果表明，为降低耗油率，提高单位推力，涡喷发动机最佳增压比为5～8，最佳涡轮前燃气温度为1 200～1 300 K；保持PDE进口压力不变，随着飞行马赫数的提高和飞行高度的降低，发动机推力下降，总耗油率升高；随着压气机和涡轮效率的降低，PDE单位推力变化不大，耗油率明显升高。

混合式脉冲爆震发动机；工作原理；计算模型；参数优化；飞行性能

0　引言

脉冲爆震发动机（pulse detonation engine，PDE）作为一种经济、高效的新型动力装置，有望为航空带来革命性的进步。脉冲爆震发动机作为一种非稳态的推进装置，通过重复的爆震可以产生周期性的推力。与传统的推进系统相比，二者的主要区别在于脉冲爆震发动机处于一种非稳态的工作过程，燃烧室中进行的是一种近似于定容的爆震燃烧而不是定压燃烧。由于该爆震燃烧过程效率更高，污染更小，近年来这种推进装置备受瞩目。其中，混合式脉冲爆震发动机（hybrid pulse detonation engine，HPDE）作为PDE应用的一种重要形式，其结构设计及主要性能参数的计算分析也是研究的重点之一。

2005年，美国GE公司［1］提出了一种用爆震燃烧室代替传统航空燃气涡轮发动机主燃烧室的混合脉冲爆震发动机概念。2008年，蒋联友［2］等人建立了一种混合脉冲爆震发动机的初步设计方法，采用了离心式压气机和向心式涡轮，并对整个发动机性能作了估算。2010年，Fuhua Ma［3］等人对脉冲爆震涡轮发动机爆震燃烧室内的热力循环过程进行了计算分析。2012年，邱华［4-5］等人提出了一种涡轮前置的组合式爆震循环发动机，并对其性能参数进行了初步的计算分析；该发动机拥有两种工作模式，其中在一种模式下正是以混合式脉冲爆震发动机的状态工作。

文中针对一种小型涡喷发动机和脉冲爆震发动机的混合推进系统，介绍了它的结构及工作过程，建立了性能计算的简化数学模型，重点分析了其推力-经济性能，最后研究了小型涡喷发动机的效率特性对脉冲爆震发动机推力-经济性能的影响。

1　HPDE的结构及工作原理

HPDE的主要结构见图1所示，主要包括一个小型涡喷发动机和一个多管脉冲爆震发动机，其中PDE采用激波聚焦方式直接起爆［6］。空气经过小型涡喷发动机的压气机压缩后，部分压缩气体从压气机后被引入PDE中，用于爆震燃烧以产生推力；剩余气体进入涡喷发动机燃烧室参与燃烧，以推动涡轮做功，维持涡喷发动机的正常工作。

其工作过程可以分为两个阶段：第一阶段，在地面和低空低速时，小型涡喷发动机和PDE共同工作，涡喷发动机只为PDE提供压缩空气源，而不产生推力；第二阶段，在高空高速时，PDE单独工作，涡喷发动机退出工作。图2给出了PDE用作高声速飞行器动力装置时的飞行控制计划，可以看出，在飞行速度达到4 Ma、高度22 km时，混压式进气道的冲压作用已经能够满足PDE的工作需求，之后涡喷发动机关闭并退出工作，由PDE单独进行工作。因此，在计算HPDE飞行性能时，也必须分为上述两个阶段来计算。

图1　HPDE组成示意图

图2　PDE用作高声速飞行器动力装置时的飞行控制计划

2　性能计算模型的建立

在第一阶段的飞行中，涡喷发动机参与工作，为PDE供应所需的压缩空气，但并不产生推力，推力由PDE单独提供，而耗油率为涡喷发动机和PDE两部分之和。

对涡喷发动机，由转子功率平衡可得：

总空气流量为：

涡喷发动机涡轮出口燃气流量：

由此可得：

涡喷发动机中的油气比fI为：

PDE有效循环功为：

其中加热量为：

放热量q2为：

所以，HPDE的单位推力：

PDE的耗油率为：

涡喷发动机的耗油率为

总耗油率为二者之和，即：

3　涡喷发动机循环参数的优化

图3　Fs、sfc随涡轮喷气发动机πc的变化

4　飞行性能估算

图4　设计增压比πc，d=5.77的压气机特性曲线

图5　不同飞行高度、马赫数下涡轮喷气发动机增压比的变化规律（H=0～10 km）

图6　HPDE飞行特性（H=0～8 km）

5　涡喷发动机的效率特性对PDE推力-经济性能的影响

在本例中，涡轮喷气发动机的压气机效率ηc和涡轮效率ηT对PDE单位推力Fs和总耗油率sfcΣ的影响见图7、图8所示。可以看出压气机效率ηc对PDE单位推力的影响不大，涡轮效率ηT对PDE单位推力没有影响，而随着压气机效率ηc和涡轮效率ηT的减小，总耗油率却明显的增加。

图7　压气机效率对PDE单位推力和耗油率的影响

图8　涡轮效率对PDE单位推力和耗油率的影响

6　结论

文中针对一种混合式脉冲爆震发动机，介绍了其主要的结构和工作过程，建立了性能计算的数学模型，通过分析，得出了以下结论：

1）为了达到HPDE的最佳性能，需要对小型涡喷发动机的循环参数进行优化。通过计算分析，确定了最佳增压比为5～8，最佳涡轮前温度为1 200～1 300 K。

2）选取PDE进口气流压力P*m=const的控制规律，随着飞行速度增大和飞行高度下降，发动机的总推力下降，总耗油率升高，为满足HPDE的推力需求，必须采用多管PDE形式。

3）随着压气机效率ηc和涡轮效率ηT的减小，单位推力的变化不大，但耗油率明显增加。

［1］ ADAM Rasheed，ANTHONY Furman，ANTHNOY J Dean. Experimental investigations of an axial turbine driven by a multi-tube pulsed detonation combustor system：AIAA 2005-4209［R］.2005.

［2］MA Fuhua，THOMAS Lavertu，VENKAT Tangirala.Limit cycle investigations of pulse detonation combustor for pulse detonation turbine engine：AIAA 2010-6714［R］.2010.

［3］蒋联友，严传俊，邓君香，等.脉冲爆震与涡轮混合式发动机设计与性能计算［J］.机械科学与技术，2008，27（9）：1151-1154.

［4］QIU Hua，XIONG Cha，YAN Chuan-jun，et al.Propulsive performance of ideal detonation turbine based combine cycle engine［J］.Journal of Engineering for Gas Turbines and Power，2012，134（8）.

［5］邱华，熊姹，严传俊.前置涡轮组合脉冲爆震发动机性能分析［J］.推进技术，2012，33（2）：327-332.

［6］ LEVIN V A，NECHAEV J N，TARASOV A I.A new approach to organizing operation cycles in pulse detonation engines［C］∥ In：Roy G D，High-Speed Deflagration and Detonation：Fundamentals and Control.Moscow，2001：31 -44.

Performance Analysis of A Hybrid Pulse Detonation Engine

CHEN Xin1，2，ZHU Xiaobin1，HE Liming1，WANG Yuqian1
（1Aeronautics and Astronautics Engineering College，Air Force Engineering University，Xi’an 710038，China；2Collaborative Innovation Center of Advanced Aero-Engine，Beijing 100191，China）

Firstly，primary structure and operation process of a hybrid propulsion system of small-scale turbojet engine and pulse detonation engine（PDE）were introduced.Secondly，the simplified mathematical model was established to calculate its performance.Finally，fight performance and effect of efficiency characteristics of turbojet engine were analyzed.Results indicate that the optimal compressor ratio is 5 ～8，and the optimal turbine inlet temperature is 1 200～1 300 K to reduce the specific fuel consumption and to increase the specific thrust.Presetting the inlet pressure of PDE as const，thrust decreases and total specific fuel consumption increases with Mach increasing and flight altitude decreasing；Specific thrust of PDE shows little change but total specific fuel consumption shows significant rise when efficiency of compressor and turbine decreases.

hybrid pulse detonation engine；operation principle；calculation model；parameter optimization；flight performance

V231.22

A

10.15892/j.cnki.djzdxb.2016.01.025

2014-11-10

国家自然科学基金（51106178）资助

陈鑫（1976-），男，河南三门峡人，副教授，研究方向：航空燃气涡轮发动机和脉冲爆震发动机的原理及实验技术。