徐東來, 孫振華

(中國空空導(dǎo)彈研究院, 河南洛陽 471009)

固體燃料雙燃燒室沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)研究*

徐東來, 孫振華

(中國空空導(dǎo)彈研究院, 河南洛陽 471009)

雙燃燒室沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)是超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)研究的一個(gè)重要方向,有很高的應(yīng)用價(jià)值。文中對一種固體燃料雙燃燒室沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行了性能計(jì)算和試驗(yàn)研究,分析了亞燃流道和超燃流道的部件特性和特征參數(shù)對發(fā)動(dòng)機(jī)總體性能的影響。計(jì)算結(jié)果表明,在所研究的范圍內(nèi),超燃流道主要影響發(fā)動(dòng)機(jī)性能,亞燃流道主要作用是點(diǎn)火和穩(wěn)定燃燒。開展了發(fā)動(dòng)機(jī)地面試驗(yàn),亞燃/超燃點(diǎn)火和燃燒組織穩(wěn)定,驗(yàn)證了固體燃料雙燃燒室發(fā)動(dòng)機(jī)方案的可行性。

沖壓發(fā)動(dòng)機(jī);雙燃燒室;超聲速燃燒;固體燃料;徑向布局

0 引言

高超聲速飛行器具有突防成功率高、可快速全球打擊等特點(diǎn),有著巨大的軍事價(jià)值和潛在的經(jīng)濟(jì)價(jià)值,已成為各國競相角逐的競爭領(lǐng)域[1]。

在臨近空間區(qū)域,若要實(shí)現(xiàn)吸氣式高超聲速飛行,需采用超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī),如X-43A、X51、HyFly等[2-5]。超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的一個(gè)研究方向是雙燃燒室沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)[6-7],將亞燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)和超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)巧妙的組合在一起,既有效提高了超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)低馬赫數(shù)工作時(shí)的燃燒穩(wěn)定性和燃燒效率,又避免了純亞燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)高馬赫數(shù)工作時(shí)流道沿程損失過大、燃燒注入熱量困難的缺點(diǎn),在兩者間取得了較好的折衷,因而在馬赫數(shù)為3.5～6.5的范圍內(nèi)具有較強(qiáng)的生命力。

美國的HyFly采用了雙燃燒室沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)方案,其為軸對稱設(shè)計(jì),進(jìn)氣布局為周向間隔布置的4個(gè)超

燃進(jìn)氣模塊、兩個(gè)亞燃進(jìn)氣模塊,使用JP-10液態(tài)碳?xì)淙剂?。HyFly已進(jìn)行了多次飛行演示驗(yàn)證,在超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的多項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)上取得突破。2008年在HyFly計(jì)劃的基礎(chǔ)上,美國提出的新一代先進(jìn)雙任務(wù)制空導(dǎo)彈ADRAM計(jì)劃,旨在發(fā)展空空導(dǎo)彈或反輻射導(dǎo)彈,也采用了雙燃燒室沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)為推進(jìn)裝置方案。

國內(nèi)外對超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)的研究大多集中于氣體燃料和液體燃料的超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī),但若采用固體燃料方案,發(fā)動(dòng)機(jī)將具有結(jié)構(gòu)簡單、維護(hù)使用方便、體積小等優(yōu)點(diǎn),更適合導(dǎo)彈武器用。固體燃料超燃沖壓[8-9]由以色列的Ben-Yakar等提出,研究主要集中在單燃燒室的固體燃料超聲速燃燒穩(wěn)定性等基礎(chǔ)技術(shù)方面。

文中提出了一種采用徑向布局的雙燃燒室沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)方案,使用固體碳?xì)淙剂?分析了各部件參數(shù)對發(fā)動(dòng)機(jī)性能的影響,并開展了相關(guān)地面試驗(yàn)驗(yàn)證工作。

1 物理模型和計(jì)算方法

1.1 物理模型

雙燃燒室發(fā)動(dòng)機(jī)具有雙模塊進(jìn)氣系統(tǒng),其亞燃/超燃模塊的進(jìn)氣布局可根據(jù)需求設(shè)計(jì)為不同的型式,主要有徑向分布和周向分布兩種方案。徑向分布方案的優(yōu)點(diǎn)是亞/超燃流道設(shè)計(jì)簡單,結(jié)構(gòu)易于實(shí)現(xiàn),但不同工作狀態(tài)對兩個(gè)模塊的流量特性影響較大;周向分布方案的優(yōu)點(diǎn)是各模塊相對獨(dú)立,兩個(gè)模塊的流量特性無耦合作用,但流道設(shè)計(jì)困難且不易實(shí)現(xiàn)。在文中,選擇徑向布局的進(jìn)氣方案開展研究。

圖1給出了徑向布局雙燃燒室沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)方案示意圖。發(fā)動(dòng)機(jī)為軸對稱設(shè)計(jì),進(jìn)氣采用徑向布局,內(nèi)環(huán)為亞燃進(jìn)氣模塊,外環(huán)為超燃進(jìn)氣模塊;燃?xì)獍l(fā)生器位于超燃室周圍,可利用最大的空間;燃?xì)馔ㄟ^燃?xì)馔ǖ肋M(jìn)入亞燃室;亞燃燃燒室位于超燃進(jìn)氣道下方中心位置;超燃燃燒室位于彈體中心。

圖2為雙燃燒室沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)簡化示意圖,通過簡化的性能分析模型,計(jì)算發(fā)動(dòng)機(jī)的總體性能。其中Sec0截面為自由來流條件;Sup1和Sub1截面分別為超燃/亞燃流道壓縮起始截面;Sup2和Sub2截面分別為超燃/亞燃進(jìn)氣道出口截面;Sub3和Sub4截面分別為亞燃室燃燒段進(jìn)口截面和出口截面;Sub5截面為亞燃室噴管喉道截面;Sub6截面為亞燃室噴管出口截面;Sup3截面為超燃室出口截面;Sup4截面為發(fā)動(dòng)機(jī)噴管出口截面。

1.2 計(jì)算方法

在初步分析雙燃燒室沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)性能時(shí),不宜采用過于復(fù)雜的流場計(jì)算。一維流場分析模型對于超燃發(fā)動(dòng)機(jī)流動(dòng)分析有明顯的優(yōu)點(diǎn),在超聲速燃燒性能估算時(shí)被廣泛使用。首先,因?yàn)橹豢紤]流動(dòng)變量在氣流方向的變化,分析過程被大大簡化了;其次,超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室的結(jié)構(gòu)非常簡單,沒有旋轉(zhuǎn)機(jī)械,因此流動(dòng)變量在每一個(gè)截面上分布均勻,且流動(dòng)可視為定常流動(dòng)。因此,可以采用一維流計(jì)算方程求解相關(guān)特性截面參數(shù),從而獲得發(fā)動(dòng)機(jī)性能。

求解面積變化、加熱、摩擦帶來的一維參數(shù)變化時(shí),其方程可以寫作微分方程的形式。

連續(xù)方程為:

(1)

動(dòng)量方程為:

(2)

能量方程為:

(3)

狀態(tài)方程為:

(4)

馬赫數(shù)方程為:

(5)

總靜壓關(guān)系方程為:

(6)

熵方程為:

(7)

沖量方程為:

(8)

2 計(jì)算結(jié)果及分析

根據(jù)上述模型和計(jì)算方法,分析相關(guān)部件性能和特征參數(shù)對雙燃燒室沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)性能的影響規(guī)律。

首先假定雙燃燒室沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)部件性能參數(shù),作為基本方案,如下所示:

1)固體碳?xì)淙剂系臒嶂禐?3 MJ/kg;

2)亞燃進(jìn)氣道出口總壓恢復(fù)系數(shù)0.17,出口馬赫數(shù)0.4;

3)超燃進(jìn)氣道出口總壓恢復(fù)系數(shù)0.40,出口馬赫數(shù)2.5;

4)亞燃室燃燒效率為0.95,亞燃室噴管出口馬赫數(shù)1.5;超燃室燃燒效率為0.8;

5)超燃/亞燃流道面積比為4∶1。

以Ma=6.0為計(jì)算狀態(tài),主要考慮了超燃流道流動(dòng)及燃燒參數(shù)、亞燃流道流動(dòng)及燃燒參數(shù)、超燃/亞燃進(jìn)氣道面積比等的影響。

圖3為發(fā)動(dòng)機(jī)比沖隨超燃燃燒效率的變化曲線。隨著超燃燃燒效率的增加,發(fā)動(dòng)機(jī)比沖近似線性提高;同時(shí),在相同釋熱量的條件下,隨著超聲速燃燒室壓強(qiáng)的提高,燃燒室出口馬赫數(shù)下降,加熱過程的熵增減小,熱循環(huán)效率增大,使得發(fā)動(dòng)機(jī)比沖增大。

圖4為發(fā)動(dòng)機(jī)比沖隨超燃進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)的變化曲線。隨著超燃進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)的提高,發(fā)動(dòng)機(jī)比沖不斷增大。這歸因于兩方面原因,一是總壓恢復(fù)系數(shù)提高,內(nèi)流道損失減小,同時(shí)出口壓比也會(huì)增大,這兩者都使得發(fā)動(dòng)機(jī)熱力循環(huán)效率有所提高,發(fā)動(dòng)機(jī)比沖增大。

圖5為發(fā)動(dòng)機(jī)比沖隨亞燃燃燒效率的變化曲線。隨著亞燃燃燒效率的增加,發(fā)動(dòng)機(jī)比沖近似線性提高,但相比超燃燃燒效率的增加,亞燃對發(fā)動(dòng)機(jī)比沖性能影響較小。

圖6為發(fā)動(dòng)機(jī)比沖隨亞燃進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)的變化曲線。亞燃燃燒室總壓恢復(fù)系數(shù)對比沖的影響較小,即使和亞燃室燃燒效率的影響敏感性對比,進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)的影響因子也較低?？梢哉J(rèn)為亞燃流道進(jìn)氣道的性能影響并不是很嚴(yán)重,只要保證亞燃室的點(diǎn)火和穩(wěn)定燃燒,其設(shè)計(jì)目的即已達(dá)到。

圖7為發(fā)動(dòng)機(jī)比沖隨超燃/亞燃進(jìn)氣道面積比的變化曲線。隨著超燃流道面積的加大,發(fā)動(dòng)機(jī)比沖不斷增大,且不同的超燃室等壓燃燒狀態(tài)下其變化趨勢基本相同,高反壓下發(fā)動(dòng)機(jī)比沖略大。從熱力循環(huán)的角度分析,超燃流道進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)較高,即使考慮隔離段的反壓作用超燃流道的總壓恢復(fù)系數(shù)仍然要高,因而熵增較小。但在面積比為2～5的范圍內(nèi),比沖增大幅度并不是很大。

3 試驗(yàn)驗(yàn)證

根據(jù)上述基準(zhǔn)發(fā)動(dòng)機(jī)方案,設(shè)計(jì)了地面試驗(yàn)樣機(jī),驗(yàn)證固體燃料的亞燃/超燃點(diǎn)火及燃燒組織可行性。

為達(dá)到試驗(yàn)驗(yàn)證的目的,地面試驗(yàn)樣機(jī)設(shè)計(jì)應(yīng)保證在所有限制條件下,發(fā)動(dòng)機(jī)超燃室內(nèi)流動(dòng)Ma>1。設(shè)計(jì)超燃室為擴(kuò)張通道,入口馬赫數(shù)約為2.5;亞燃室為突擴(kuò)通道,燃燒室內(nèi)流動(dòng)馬赫數(shù)為0.3～0.5;超燃室與亞燃室的燃?xì)鈸交烊紵笈懦觥?/p>

在試驗(yàn)樣機(jī)設(shè)計(jì)時(shí),燃?xì)獍l(fā)生器為外置方式,通過燃?xì)鈱?dǎo)管將燃?xì)馑腿雭喨际抑行膮^(qū)域;而圖1所示樣機(jī)燃?xì)獍l(fā)生器為環(huán)向布置,燃?xì)馔ǖ缽闹П谶M(jìn)入亞燃室。地面試驗(yàn)采用外置燃?xì)獍l(fā)生器設(shè)計(jì)方案,結(jié)構(gòu)簡單,且不影響試驗(yàn)驗(yàn)證的目的。

圖8為雙燃燒室發(fā)動(dòng)機(jī)地面試驗(yàn)樣機(jī)示意圖。其整體結(jié)構(gòu)共分為燃?xì)饽K、來流模塊、亞音速進(jìn)氣模塊、超音速進(jìn)氣模塊、亞燃燃燒室模塊、超燃燃燒室模塊六部分。

地面試驗(yàn)時(shí),為了保證熱氣流品質(zhì),采用純凈空氣加熱系統(tǒng)。

圖9為地面試驗(yàn)系統(tǒng)示意圖。試驗(yàn)系統(tǒng)通過換熱器的方式實(shí)現(xiàn)來流空氣的間接加熱,通過射流噴管實(shí)現(xiàn)空氣流量的控制。

圖10為雙燃燒室發(fā)動(dòng)機(jī)地面點(diǎn)火試驗(yàn)圖。在地面試驗(yàn)中,來流空氣總溫900 K,超燃通道空氣流量1.2 kg/s,亞燃通道空氣流量為0.3 kg/s,燃?xì)饬髁?.1 kg/s。

從試驗(yàn)壓強(qiáng)測點(diǎn)數(shù)據(jù)可以看出,超燃進(jìn)氣道在發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)不受影響,出口仍為超聲速流;超燃燃燒室內(nèi)一直保持超聲速流動(dòng),在其中發(fā)生的摻混燃燒過程為超聲速燃燒。

試驗(yàn)中,在燃?xì)獍l(fā)生器沒有點(diǎn)火時(shí),由于燃燒室出口反壓較高,在超燃室尾端形成正激波;燃燒時(shí),超燃室內(nèi)壓強(qiáng)升高,將結(jié)尾激波推出燃燒室外,整個(gè)燃燒室內(nèi)均為超聲速流動(dòng),燃燒室出口馬赫數(shù)約1.65,這也驗(yàn)證了試驗(yàn)中超聲速燃燒正常建立。

表1給出了地面試驗(yàn)中燃燒室的性能數(shù)據(jù),可以看出,雖然亞燃/超燃燃燒組織穩(wěn)定,但超燃燃燒效率仍較低。

表1 地面試驗(yàn)燃燒室性能數(shù)據(jù)

根據(jù)試驗(yàn)數(shù)據(jù)分析,固體燃料在亞燃/超燃燃燒室內(nèi)的點(diǎn)火及燃燒組織穩(wěn)定,超聲速燃燒正常建立。

4 結(jié)論

根據(jù)上述研究結(jié)果和分析,主要得到以下結(jié)論:

1)根據(jù)部件特性和特征參數(shù)對發(fā)動(dòng)機(jī)性能的影響規(guī)律可知,超燃流道主要影響發(fā)動(dòng)機(jī)性能,亞燃流道主要作用是點(diǎn)火和穩(wěn)定燃燒;

2)地面試驗(yàn)結(jié)果表明,采用固體燃料的雙燃燒室發(fā)動(dòng)機(jī)亞燃/超燃點(diǎn)火成功,燃燒組織穩(wěn)定;

3)從性能分析和試驗(yàn)結(jié)果看,本方案發(fā)動(dòng)機(jī)性能對亞燃流道不敏感,超燃點(diǎn)火燃燒得到試驗(yàn)驗(yàn)證,因此采用固體燃料的徑向布局軸對稱雙燃燒室沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)方案是可行的。

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StudyonSolidPropellantDualCombustorRamjet

XU Donglai, SUN Zhenhua

(China Airborne Missile Academy, Henan Luoyang 471009, China)

As a significant alternative of supersonic ramjet, a kind of solid propellant dual combustor ramjet is investigated in this paper. The performance and characteristic parameters of subsonic duct and supersonic duct effects on the engine overall performance are analyzed through performance calculations and experiment As the calculation results illustrated, the supersonic duct dominates the ramjet performance, while the subsonic duct is more important in ignition and steady combustion. According to the ground experiment, both subsonic and supersonic combustion was stably established, which means this scheme of solid propellant dual combustor ramjet is feasible

ramjet; dual combustor; supersonic combustion; solid propellant; radial layout

V435

A

2016-06-14

徐東來(1970-),男,河南修武人,研究員,博士,研究方向:彈用動(dòng)力裝置及一體化設(shè)計(jì)。