氨解离度对无水肼ATR发动机性能影响研究

张留欢，马化杰，周建平，南向谊，李光熙

(西安航天动力研究所，陕西 西安 710100)

0 引言

空气涡轮火箭发动机是一种新型组合循环发动机，其将火箭发动机和航空发动机有机融合[1-2]，采用独立火箭发动机产生高温高压燃气直接驱动涡轮带动压气机工作，实现了压气机空气路与涡轮燃气路的热力参数解耦，发动机飞行速域宽，加速性能优，可作为水平起降组合动力高超声速飞机低速段动力装置。

美国、日本[3-7]从上世纪80年代开始进行了多种ATR发动机总体方案设计和试验研究。其中，CFD研究公司(CFD Research Corporation)完成了ATR发动机的飞行试验。国内针对ATR发动机的研究多集中在理论计算和方案设计方面。李文龙[8]、屠秋野[9]等开展了ATR发动机热力循环特性分析，获得了涡轮落压比等热力参数对ATR发动机推力性能的影响规律；陈玉春[10-12]、潘宏亮[13]等进行了ATR发动机建模与仿真研究，获得了发动机设计点与非设计点性能计算方法。

本文着重从推进剂角度切入，研究液体推进剂特性变化对ATR发动机的影响规律。根据推进剂种类数量，ATR发动机可分为单组元(无水肼N2H4[14])、双组元(液氧/液氢、过氧化氢/煤油[15-16])发动机等。其中，单组元无水肼ATR发动机推进剂常温，方便贮存，且发动机调节参数单一，供应系统简单，具有较高的工程应用潜力。本文基于无水肼推进剂，给出了单组元ATR发动机工作方案，研究并获得了无水肼在燃气发生器催化分解中氨解离度变化对ATR发动机总体性能的影响规律，对ATR发动机研究具有一定参考意义。

1 无水肼ATR发动机

无水肼ATR发动机主要由进气道、压气机、单组元燃气发生器、涡轮、燃烧室、尾喷管及其附件系统组成。ATR发动机工作过程中，无水肼经独立于空气流路的燃气发生器催化分解产生高温高压富氢燃气，之后驱动涡轮带动压气机对来流空气做功，增压后的空气与涡轮后燃气进行掺混，在燃烧室实现点火燃烧，再通过喷管膨胀加速，产生推力。无水肼ATR发动机结构布局示意图如图1所示。

图1 无水肼ATR发动机结构布局示意图Fig.1 Structure sketch of hydrazine ATR

2 氨解离度的影响

无水肼在燃气发生器中催化分解为高温氨气(NH3)、氢气(H2)及氮气(N2)混合气体，在驱动涡轮做功后进入燃烧室与来流空气进行掺混燃烧。由于上述混合气体中存在NH3，高温条件下NH3会解离为N2和H2，该解离过程为吸热过程，解离程度不同，发生器燃气温度不同。用来衡量氨解离程度的参数叫氨解离度。氨解离度与气体温度及催化剂床长有关。气体温度升高，氨解离度增加；催化剂床长增加，氨解离度增加[17]。

2.1 氨解离度对涡轮前燃气物性影响

氨解离度不同将影响无水肼分解成分比例，使得涡轮前燃气物性存在差异，进而影响涡轮做功能力。单位摩尔无水肼催化分解化学方程式[17](忽略1%含水量[14])为：

(1)

式中x为氨解离度。式(1)和文献[17]计算了不同x对应的无水肼分解燃气温度和成分占比。图2给出了当x=0.29，0.42，0.55，0.67，0.8(对应的燃气总温分别为1 400 K，1 300 K，1 200 K，1 100 K，1 000 K)时无水肼分解燃气的物性参数等数据。图2中显示，随着氨解离度升高，无水肼分解燃气温度降低，主要是由于氨解离过程为吸热反应。同时，随着氨解离度增加，H2，N2在分解混合气中的质量百分比升高，燃气比热比k，气体常数R数值升高。

图2 无水肼分解燃气物性随氨解离度变化结果Fig.2 Parameters of dissociated gas with different dissociated ratios of NH3

2.2 氨解离度对发动机性能影响

氨解离度直接影响涡轮入口燃气物性，进而对ATR发动机工作性能产生影响。根据文献[13]建立了无水肼ATR发动机性能计算模型，给定发动机设计点(高度H=0 km，马赫数Ma=0)参数如表1所示，计算了不同氨解离度下ATR发动机比冲性能。

表1 无水肼ATR发动机设计点参数(部分)

图3给出了地面状态不同转速(70%，80%，90%，100%)条件下氨解离度变化对ATR发动机无水肼分解燃气流量及比冲影响结果。图3中显示，发动机比冲随发动机转速上升而增大。在同一转速下，氨解离度x越小，燃气流量越小，发动机比冲越高。在100%物理转速时x=0.29对应的发动机比冲最高且为808 s，无水肼流量为0.999 kg/s，较x=0.8发动机无水肼流量减小约7.33%，比冲提高最大约7.3%。

图3 地面状态不同转速时氨解离度变化影响Fig.3 Performance of ATR on ground state with different revs and dissociated ratios of NH3

图4给出了100%转速时不同高空状态下(7 km/0.8Ma，10 km/1.5Ma，12 km/2Ma，20 km/3Ma，22 km/3.5Ma)氨解离度变化对ATR发动机比冲影响结果。图4中显示，不同高空条件下发动机比冲范围约为550～761 s。同一高空条件下，氨解离度x越小，燃气流量越小，发动机比冲越高。其中：在12 km/2Ma条件下,x=0.29时，ATR发动机比冲达到最高，约为761 s；在22 km/3.5Ma条件下，x=0.29较x=0.8发动机比冲提高最大约14.6%，无水肼流量减小约8.2%。

图4 不同高空状态下氨解离度变化影响Fig.4 Performance of ATR at high altitude with different revs and dissociated ratios of NH3

式(2)、(3)分别给出了涡轮等熵膨胀功LT和涡轮输出功率NT的计算式[18]。在涡轮落压比πt，涡轮效率ηt不变的条件下，LT，NT大小与无水肼分解燃气定压比热容Cp，总温T*，比热比k直接相关，且LT越大，实现相同功率时需要的涡轮燃气流量(无水肼分解燃气流量)mf越小：

(2)

(3)

根据前文无水肼分解燃气物性参数，计算了不同氨解离度对应的涡轮等熵膨胀功，如图5所示。由图5可知，随着氨解离度逐渐减小，涡轮等熵膨胀功逐渐增大，则实现相同涡轮输出功率时需要的无水肼流量越小。又根据图3所示，无水肼流量越小，对应的发动机比冲越高。因此，在同一ATR发动机、同一转速下，氨解离度越低，无水肼流量越小，发动机比冲越高。

图5 不同氨解离度时涡轮参数变化结果Fig.5 Parameters of turbine with different dissociated ratios of NH3

3 结论

基于空气涡轮火箭发动机，开展了氨解离度对涡轮前燃气及发动机总体性能的影响研究，对不同氨解离度时无水肼ATR发动机性能进行计算对比，获得以下结论：

1)氨解离度越低，无水肼分解燃气温度越高，在同一ATR发动机、同一转速下，涡轮等熵功越大，无水肼流量越小，发动机比冲越高。

2)在地面状态同一转速下，氨解离度x越小，发动机比冲越高。在100%物理转速时，x=0.29对应的发动机比冲最高且为808 s，无水肼流量为0.999 kg/s，较x=0.8发动机比冲提高最大约7.3%，无水肼流量减小约7.33%。

3)同一高空条件100%转速下，氨解离度x越小，发动机比冲越高。