航空发动机在超声速引射系统中的应用分析

徐大川，阳 玲，史 煜,顾蕴松，任泽斌

(1. 南京航空航天大学 航空学院， 江苏 南京 210016；2． 中国空气动力研究与发展中心 设备设计及测试技术研究所， 四川 绵阳 621000)

超声速引射系统具有体积紧凑、准备时间短、运行时间长等优点，因而在工程领域有着广泛应用，主要用作排气系统或者压力恢复系统等，例如在暂冲式超声速风洞、火箭发动机高空试车台、化学激光器压力恢复系统等领域中[1-2]。

超声速引射器是超声速引射系统的重要组成之一。根据超声速引射器的研制经验，对其性能影响较大的参数主要为引射介质参数和被引射介质参数。而引射器的驱动气源，直接决定了引射介质的温度和气体热物性参数，对提高引射气体马赫数也有很大影响，是引射器的关键技术之一。常见的引射器驱动气源有高压压缩空气气源和燃气发生器。

高压压缩空气气源是引射器常用的一种气源，具有技术成熟度高、系统简单、安全、可靠等特点，同时还具有环境友好、对其他系统影响小等优点。采用高压压缩空气气源作为引射器驱动气源的不足主要有两点，一是规模庞大，特别是连续长时间需要引射器时；二是压缩空气的工作温度较低，难以进一步提升引射器的引射效率。

燃气发生器是通过燃烧一定比例的燃料及氧化剂，获得相应温度、压力、流量等参数的混合燃气，以实现特定目的的燃气生成装置[3]。采用燃气发生器作为引射器的驱动气源成为近年来引射器气源技术的研究热点之一。国内外学者通过理论分析、数值计算、试验研究等手段[4-15]，针对燃气发生器开展了大量研究，主要集中在燃气发生器的点火、出口均匀性以及结构优化等方面[16-18]。钟战[3]对燃气发生器的研究现状进行了详细的阐述，同时以低浓度酒精及氧气或空气作为推进剂开展了试验研究，分析了影响燃气发生器点火及燃烧效率的因素，得到了提高其点火和燃烧效率的方法。冯军红[19]、赵芳[20]利用数值模拟与试验的方法研究了喷嘴结构参数对空气/酒精/氧气三组元燃气发生器喷注面板热防护和燃烧性能的影响，并提出利用筛锥提高燃气发生器出口燃气的均匀性。

使用燃气发生器作为引射器驱动气源，可以有效提高气体的温度，有利于进一步提高引射器的引射效率。但是通常燃气发生器仍然需要高压空气作为氧化剂或推进剂，并不能根本上解决气源规模庞大的问题。

航空发动机含有压气机、燃烧室等部件，可以有效提高气体的压力和温度。航空发动机进气口气体为常压空气，不需要额外的高压气源，且航空发动机技术成熟、安全可靠，理论上可以作为排气系统或者超声速引射系统的驱动气源。目前尚未见到有关航空发动机在超声速引射系统中应用研究的公开报道。

本文以几种较为常见的国外航空发动机为例，结合理论分析与工程计算的方法比较分析了航空发动机在超声速引射系统中可能的应用方案，对将航空发动机应用于超声速引射系统做了有益的探索。

1 气源对引射器性能的影响

气源决定了引射器引射气体的温度、压力以及热物参数，对引射器的性能有重要影响。

图1给出了某引射器的引射系数与温度比(引射气体温度和被引射气体温度之比)的变化曲线。在一定范围内，提高温度比，可以显著提高引射器的效率。另一方面，当引射气体的温度低于被引射气体温度时，降低温度比，会大大降低引射器的效率。

图1 气流温度比对引射系数的影响Fig.1 Effect of air flow temperature contrast on ejecting coefficient

另外，引射器的效率随着引射马赫数的增加而增加。因此为了提高引射器的效率，应尽可能地采用高引射马赫数。但是随着引射马赫数的提高，引射压力也在提高，这对气源的设计会带来困难。

提高引射马赫数带来的另一个问题是引射气体中的水分(甚至是引射气体本身组分)可能随着气流膨胀温度下降而发生冷凝现象。例如：引射马赫数为5、总压为1 MPa、总温为288 K的空气膨胀之后的静压和静温分别为1 890 Pa和48 K。此时空气中氧气当地静压已经高于气体的饱和蒸气压，有可能发生液化。发生液化之后，会导致引射马赫数发生变化或波动，影响引射器的性能。

2 引气对航空发动机的影响

飞机的空气系统一般从发动机中引气，将具有一定压力和温度的气体用于飞机环境控制、发动机进口防除冰以及发动机热端部件冷却等方面，对飞机和发动机的可靠性和安全性有重要影响。随着飞机和发动机技术的发展，发动机中的引气量不断增加[21-22]。空气系统的流量占发动机总流量的比例从20世纪40年代末的4%提高到目前的25%[22-24]。其中用于发动机热端部件冷却的引气量最高，可占到发动机压气机入口流量的15%左右，且大部分由高压压气机出口位置引出[25]。

航空发动机的空气系统属于发动机的关键技术，其关键参数很少公布。从目前掌握的公开发表的资料来看，空气系统绝大部分气流引自高压压气机出口之后的扩压器以及燃烧室的两股气流。虽然这部分气流量较大，但是从位置上看处于压气机流道之外，对发动机性能的影响研究也未见报道，可以忽略其影响[26]。

3 航空发动机在超声速引射系统中可能的布局方式

探讨航空发动机在超声速引射系统中应用的可能性，其实就是讨论如何将航空发动机布置在超声速引射系统中，并发挥作用。一般来说，超声速引射系统上游流动的压力很低，在某些流动中气流温度也较高，这些都给航空发动机布局方案以及参数的选择带来了大量困难。

最直接的布局方式(布局方案1)为将航空发动机直接布置在排气通道内，利用发动机内的压缩机对气流增压，如图2所示。为了降低对压缩机增压比的要求，可以在发动机入口上游注入主动气体(如环境空气)，以提高进入发动机的气流压力。

(a) 无引射布局(a) Layout of no ejector

(b) 引射布局(b) Layout of ejector before aero engine图2 引射系统中的航空发动机布局方案1Fig.2 Layout 1 of aero engine in ejector systems

布局方案2和布局方案3均是将航空发动机作为引射器的气源使用，如图3和图4所示。不同的是，在方案2中，一级引射器的气源为航空发动机高压涡轮之后的引气，二级引射器的气源为航空发动机的排气。而在方案3中，两级引射器的气源均为航空发动机的排气。

图3 引射系统中的航空发动机布局方案2Fig.3 Layout 2 of aero engine in ejector systems

图4 引射系统中的航空发动机布局方案3Fig.4 Layout 3 of aero engine in ejector systems

4 计算分析

本节介绍了应用在某领域内的超声速引射系统的参数要求，并以此计算了对航空发动机的性能要求。计算的方法为理论计算结合工程估算，在计算中做了如下假设：

1)壁面为绝热壁面；

2)壁面为光滑壁面，无摩擦；

3)气流在引射器混合室中形成混合完全的气流；

4)气体为理想气体；

5)气流的流动为一维流动。

常见的引射器设计方法有等面积引射器和等压引射器[27-28]。其中等面积引射器技术较为成熟，计算过程简单，应用最为广泛。而等压引射器的引射效率要高于等面积引射器，但不适合被引射气流参数变化较大的工况。在接下来的计算中，如无特殊说明，均采用等面积引射器的计算方法，具体可参见文献[1]，而有关高温燃气的理论与工程计算方法可参见文献[29]。

表1 上游排气参数Tab.1 Parameters of exhaust gas

4.1 方案1

方案1是在气流通道内布置一台发动机，利用发动机直接将上游尾气抽走。

在计算分析中，为了降低对发动机增压比的要求，在发动机或压缩机上游布置一级超声速引射器(如图2(b)所示)，引射器采用环境空气为引射气源，即引射气体总压为1.01×105Pa。尾气经过发动机或者压缩机后的压力要求比环境压力高5%。

表2给出了不同引射系数时的主要计算结果，表中的参数依次为引射系数、尾气和空气混合后的总流量、混合气流的总压，以及所需的发动机或压缩机的压比和功率。从表中数据可以发现，当发动机上游布置一级引射压力为环境大气压的引射器时，引射器的作用反而会增加发动机的负担，原因是随着引射系数的减小(即引射流量增加)，混合气流的总压虽然在增加，但是混合气流的总流量增加得更快，因此所需发动机或压缩机的功率也不断上升。

表2 方案1主要参数计算结果Tab.2 Main calculation parameters of layout 1

表3列出了几种典型的航空发动机的参数，图5则给出了引射器流量与压比曲线以及表3中各发动机的状态点。从中可以看出，表中给出的几种典型的航空发动机的性能参数点均在引射器流量与压比曲线之下。这说明，如果将航空发动机直接布置在气流通道内，单独使用这几种航空发动机均不能满足要求。但是如果采用两台R35-300发动机，就能既满足流量的要求，也满足压比的要求。

表3 几种典型航空发动机的性能参数Tab.3 Performance of typical aero engines

图5 流量与压比曲线Fig.5 Variation of pressure ratio with mass flow

4.2 方案2

方案2是将航空发动机作为引射器的气源使用，其中发动机高压涡轮之后压力较高的部分气流作为一级引射器的气源，发动机的排气作为二级引射器的气源。在本节的计算中，将以RD-33发动机为例。

RD-33发动机空气流量为77 kg/s[30]，排气压强2.35×105Pa，排气温度为800 K。气流高压涡轮之后的压强最高可达21×105Pa，温度为650 K。

对方案2的讨论可以转化为在已知引射气体的压强、温度等参数以及一级、二级引射器总引射流量的情况下，如何选择其他引射参数以及一级、二级引射流量分配的问题。

第一级引射气体为RD-33发动机高压涡轮之后抽取的部分气体，压强为16.28×105Pa，温度为650 K。第二级引射气体为RD-33发动机的排气，压强为2.35×105Pa。一级和二级总的流量为77 kg/s，其中一级为7～11 kg/s，二级为66～70 kg/s。计算采用等面积引射器设计计算方法。

图6给出了当二级引射马赫数(Ma2)为2.0时，引射器出口总压在不同的一级引射马赫数(Ma1)及引射流量下的变化曲线。图中结果表明两个变化规律：一是在同样的一级引射流量下，随着Ma1的增加，引射器出口总压反而下降；二是当Ma1较小时(小于4.7)，随着一级引射流量的增加，引射器出口总压不断上升，而当Ma1较大时(大于等于4.7)，随着一级引射流量的增加，引射器出口总压不断下降。

图6 不同Ma1时出口总压变化曲线(Ma2=2.0)Fig.6 Curves of total pressure versus mass flow of the first stage (Ma2=2.0)

根据引射器设计理论，引射气流和被引射气流在混合室出口处将形成一股混合均匀的超声速气流，随后经过一道正激波变为亚声速气流。一级引射气体总压、流量都确定的情况下，增大Ma1会增大引射气流的动能，从而增加一级出口处超声速混合气流的总压。但同时如图7和图8所示，当一级和二级引射流量分别确定的情况下，一级出口处和二级出口处的混合气流的速度系数随着Ma1的增大而增大。速度系数的增大则意味着由超声速气流变为亚声速气流的激波损失更大。二者因素导致引射器出口总压随着Ma1的增大而减小。

图7 不同Ma1时λ1变化曲线(Ma2=2.0)Fig.7 Curve of λ1 versus Ma1 (Ma2=2.0)

图8 不同Ma1时λ2变化曲线(Ma2=2.0)Fig.8 Curve of λ2 versus Ma1 (Ma2=2.0)

表4和表5分别给出了Ma1为4.9和4.2时的引射器中间计算参数。其中¯P01为以不同的一级引射流量得到的一级出口超声速混合气流总压为与一级引射流量为7 kg/s时的一级出口超声速混合气流总压之比。通过对比表4和表5中的数据可以发现，当Ma1较高时(Ma1=4.9)，随着一级引射流量的增加，一级出口超声速混合气流总压增长较为缓慢；而当Ma1较低时(Ma1=4.2)，随着一级引射流量的增加，一级出口超声速混合气流总压增长则较为迅速。Ma1=4.2时各一级引射流量状态点下的λ1、λ2均小于Ma1=4.9时的λ1、λ2，这表明较低的一级引射马赫数的激波损失更低。综合上述因素，可以解释当Ma1较高时，随着一级引射流量的增加，引射器出口总压不断下降，而当Ma1较低时，随着一级引射流量的增加，引射器出口总压在不断上升。

表4 Ma1=4.9时中间计算参数Tab.4 Procedure parameters (Ma1=4.9)

表5 Ma1=4.2时中间计算参数Tab.5 Procedure parameters (Ma1=4.2)

图9给出了在一级引射流量为9 kg/s时，Ma2分别为1.5、2.0、2.5时的出口总压变化曲线。图中结果表明，随着Ma1和Ma2的增加，出口总压不断下降。原因与之前的分析类似。注意到，当Ma2=1.5且Ma1≤4.4时，出口气压高于102 kPa，尾气可以顺利排放至大气。但此时由于Ma2较低，引射气流在喷嘴出口处的静压较高，与当地的被引射气流的静压之比超过2，这会产生明显的气动喉道现象，引射气流与被引射气流相互作用，容易导致引射器不能正常工作。当Ma2=2.5时，引射器出口气压普遍低于85 kPa，尾气不能排放至大气。当Ma2=2.0时，引射气流与被引射气流的静压比接近1，但此时出口气压略低于环境大气压，尾气是不能排放至大气的。

图9 不同Ma2时出口总压变化曲线Fig.9 Curves of total pressure with Ma2

但是上述计算结果是基于等面积混合的假设得到的，如果采用等压混合假设，可以进一步提高引射效率，相信可以在Ma2=2.0时得到高于标准大气压的引射器出口压力。

另一种提高引射器出口气流压力的方法是进一步增加第二级引射气体的温度，例如在发动机排气中喷注燃料(如酒精)，使其在排气中燃烧，由此得到的燃气作为第二级引射器的引射气体。适当控制空燃比，可以得到温度为1 100 K的燃气。当第二级引射气体的温度为1 100 K时，引射器出口总压变化如图10所示。图中的计算结果仍是基于等面积混合的假设得到的。图中结果表明：将二级引射气体温度提高到1 100 K后，当Ma1≤4.4时，普遍可以得到高于100 kPa的引射器出口气压。但需要说明的是，由于需要引射气流和被引射气流的静压不过于悬殊，Ma1的选择也不宜过大或过小。

图10 T02=1 100 K时出口总压变化曲线(Ma2=2.0)Fig.10 Curves of total pressure (Ma2=2.0, T02=1 100 K)

4.3 方案3

方案3也是将航空发动机作为引射器的气源，与方案2的不同之处是方案3中两级引射器的引射气体均来自发动机的排气，而不像方案2中部分引射气体为发动机高压涡轮之后的高压气体。在本节的计算中，仍以RD-33发动机为例。

相比于发动机高压涡轮之后的气体，发动机的排气一般温度会有所增加，而压力则会大幅降低。针对表1给出的排气参数，如果不对发动机排气做任何处理，而只采用一台发动机的排气作为两级引射器的气源，这种方案很难实现。增加发动机的台数，可以增加排气流量，降低方案的难度，但是会增加真实系统的规模和成本。

考虑到发动机排气的温度只有几百K，而燃气发生器产生的高温燃气的温度一般可超过1 000 K。因此在本节的计算中，将尝试这样一种方案，即采用一台发动机的排气作为两级引射器的气源，为了提高引射效率，在排气中喷注燃料燃烧，同时喷注水蒸气，提高排气温度和流量。在此情况下，得到的燃气参数，即一级、二级引射气体的总压均为2.94×105Pa，总温均为1 300 K，一级和二级总的引射流量为102 kg/s。

图11给出了Ma2=2.0时引射器出口总压的变化曲线。图中结果表明，减小一级引射流量可以提高引射器出口总压，同时降低Ma1也可以提高引射器出口总压。

图11 方案3出口总压变化曲线(Ma2=2.0)Fig.11 Curves of total pressure in layout 3 (Ma2=2.0)

图12则给出了一级引射流量为8 kg/s时，不同Ma2的引射器出口总压变化曲线。图中结果表明降低Ma2可以进一步提高引射器出口总压。但Ma1和Ma2的选择仍然应有一定范围，避免引射气流和被引射气流静压相差过大导致引射器不能正常工作的现象发生。

图12 方案3出口总压变化曲线(一级引射流量8 kg/s)Fig.12 Curves of total pressure in layout 3 (mass flow rate of the first stage is 8 kg/s)

图11和图12给出的计算结果表明，在发动机中添加燃料燃烧并喷注一定量的水蒸气，经过合理选择两级引射器设计参数，使用一台RD-33发动机分别向两级引射器提供引射气体，可以得到高于标准大气压的引射器出口压力，尾气可以顺利排放至大气。

4.4 上游气压更低的工况

在上述计算中，上游气压均为0.044×105Pa，在本节中讨论上游气压更低的工况。

假设上游气流的气压降为0.029 3×105Pa，其余参数保持不变。本节的计算将采用航空发动机为两级引射器提供引射气体的方案，仍以RD-33发动机为例。

首先考虑使用一台发动机分别为两级引射器提供引射气体，第一级引射气体为发动机高压涡轮之后的高压气体，第二级引射气体为发动机的排气。一级引射气体流量为9 kg/s，气压为16.28×105Pa，温度为650 K。发动机尾气在进入第二级引射器之前，先向其喷注燃料燃烧，并喷入水蒸气。第二级引射气体总流量为84 kg/s，气压为2.35×105Pa，温度为1 300 K。

图13给出了在此参数下不同一级和二级引射马赫数下的引射器出口气压变化曲线。图中结果表明，采用单台发动机时大部分计算工况得到的引射器出口气压均低于环境大气压。只有在低Ma1和低Ma2的个别工况下，引射器出口气压高于100 kPa，但此时两级引射器的引射气流静压与当地的被引射气流静压相差较大，会对引射器的正常运行带来不利影响。

图13 上游气压更低时单台发动机得到的出口气压Fig.13 Pressure of outlet with single aero engine and lower upstream pressure

如果将引射器的设计计算改为等压混合的假设，并适当增加引射气体的压力，相信可以获得高于标准大气压力的引射器出口压力。

下面再来考虑另外一种方案，即使用两台RD-33发动机分别向第一级引射器和第二级引射器提供引射气体。其中，第一级引射气体为第一台发动机高压涡轮之后抽取的高压气体，流量约为9 kg/s，气压为16.28×105Pa，温度为650 K。第二级引射气体为第二台发动机的排气，并且向排气中喷注燃料和水蒸气，流量为102 kg/s，气压为2.94×105Pa，温度为1 300 K。

图14给出了在此参数下不同一级和二级引射马赫数下的引射器出口气压变化曲线。图中结果表明，采用两台发动机时大部分计算工况得到的引射器出口气压均高于环境大气压。由此表明，第二级引射气体采用单独的一台RD-33发动机的排气，经过合理选择两级引射器的设计参数，可以将系统排气顺利排放至环境大气。

图14 上游气压更低时两台发动机得到的出口气压Fig.14 Pressure of outlet with two aero engines and lower upstream pressure

5 结论

本文对航空发动机在超声速引射系统的应用布局方式进行了计算分析，可以得到以下结论：

1)航空发动机在超声速引射系统中的应用在理论上具有可行性。

2)当上游气压为0.044×105Pa时，采用基于方案1的两台R35-300发动机可以满足要求。

3)当上游气压为0.044×105Pa时，采用基于方案2的一台RD-33发动机，并在发动机排气中喷注燃料和水蒸气，可以得到高于标准大气压力的排气压力。

4)当上游气压降为0.029 3×105Pa时，采用两台RD-33发动机，并在发动机排气中喷注燃料和水蒸气，可以得到高于标准大气压力的排气压力。