宋文艷, 張冬青, 呂重陽

(西北工業(yè)大學(xué) 動(dòng)力與能源學(xué)院, 西安 710072)

0 引 言

對于Ma6一級的大氣層內(nèi)飛行的高超聲速飛行器，TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)無疑是最為理想的動(dòng)力裝置。TBCC動(dòng)力通常采用渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)與雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)組合，但最為突出的問題是如何實(shí)現(xiàn)兩種發(fā)動(dòng)機(jī)的“推力銜接”?，F(xiàn)役渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)的最大工作馬赫數(shù)為2.0到2.3，而雙模態(tài)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)馬赫數(shù)一般在4.0左右。如何提高渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)的馬赫數(shù)上限、降低沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的馬赫數(shù)下限并實(shí)現(xiàn)兩種發(fā)動(dòng)機(jī)的“推力銜接”，是Ma6一級的TBCC的主要技術(shù)問題之一。目前，國內(nèi)外TBCC組合動(dòng)力存在多種技術(shù)方案，包括采用“超級燃燒室”的串聯(lián)TBCC技術(shù)方案[1-2]、預(yù)冷卻(射流預(yù)冷[3-4]和換熱預(yù)冷[5-9])渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)方案以及采用額外的引射火箭的三組合T/RBCC技術(shù)方案[10-11]等。針對上述組合動(dòng)力方案的對比分析研究相對較少，究竟何種組合動(dòng)力方案更加適合高超聲速巡航飛行器，需要開展相關(guān)研究。本文遵循“一種平臺，多種動(dòng)力”的研究思路，基于相同的高超聲速飛行器飛行任務(wù)和氣動(dòng)特性，對比分析渦輪/亞燃沖壓/雙模態(tài)超燃沖壓組合動(dòng)力方案、渦輪/引射沖壓/雙模超燃沖壓組合(Trijet)動(dòng)力方案、射流預(yù)冷渦輪/雙模態(tài)超燃沖壓組合動(dòng)力方案和空氣渦輪火箭(ATR)/雙模態(tài)超燃沖壓組合動(dòng)力方案，比較不同動(dòng)力方案下的飛行器航程、巡航距離和爬升加速時(shí)間等飛行性能參數(shù)。

1 多種組合動(dòng)力方案

1.1 渦輪/亞燃沖壓/雙模態(tài)超燃沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)(方案1)

在渦輪/亞燃沖壓/雙模態(tài)超燃沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)方案中，將渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)與亞燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)串聯(lián)作為低速通道，再與作為高速通道的雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)并聯(lián)，如圖1所示。該方案中，渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)工作馬赫數(shù)0～2.3，亞燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)工作馬赫數(shù)2.0～4.0，雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的工作馬赫數(shù)4.0～6.5。渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)采用小涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)，其與亞燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)在馬赫數(shù)2.0～2.3時(shí)進(jìn)行模態(tài)轉(zhuǎn)換。

1.2 渦輪/引射沖壓/雙模態(tài)超燃沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)(方案2)

在渦輪/引射沖壓/雙模態(tài)超燃沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)方案中，采用渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)、引射沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)與雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)三者并聯(lián)的形式，如圖2所示。該方案中，渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)工作馬赫數(shù)0～2.3；引射沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)工作馬赫數(shù)0.8～4.0。其中，馬赫數(shù)0.8～2.0時(shí)，引射沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)工作在引射模態(tài)，而在馬赫數(shù)2.0～4.0時(shí)，引射沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)工作在沖壓模態(tài)；雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)工作馬赫數(shù)4.0～6.5。

1.3 射流預(yù)冷渦輪/雙模態(tài)超燃沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)(方案3)

在射流預(yù)冷渦輪/雙模態(tài)超燃沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)方案中，采用射流預(yù)冷渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)與雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)并聯(lián)的形式，如圖3所示。射流預(yù)冷渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)工作馬赫數(shù)0～3.5，射流預(yù)冷的工質(zhì)為水；雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的工作馬赫數(shù)3.5～6.5。

1.4 空氣渦輪火箭/雙模態(tài)超燃沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)(方案4)

在空氣渦輪火箭/雙模態(tài)超燃沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)方案中，采用空氣渦輪火箭發(fā)動(dòng)機(jī)(ATR)與雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)并聯(lián)的形式，如圖4所示?？諝鉁u輪火箭發(fā)動(dòng)機(jī)工作馬赫數(shù)0～3.5，雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)工作馬赫數(shù)3.5～6.5。

表1給出了上述4種組合發(fā)動(dòng)機(jī)方案在不同馬赫數(shù)范圍工作的發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)。方案1和方案2中的渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)均基于現(xiàn)階段渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)水平，其工作馬赫數(shù)范圍0～2.3；方案3通過射流預(yù)冷手段將渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)的工作馬赫數(shù)上限提高到3.5；方案4的空氣渦輪火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的工作馬赫數(shù)上限為3.5。

表1 多種組合發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)及工作馬赫數(shù)Table 1 The modes of different combined cycle engines

2 組合動(dòng)力性能計(jì)算方法

2.1 渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)性能計(jì)算方法

針對組合動(dòng)力方案的評估，首先需要開展的是組合動(dòng)力的性能計(jì)算，獲得其高度、速度特性。參考文獻(xiàn)[12-14]，本文采用基于部件法的性能計(jì)算模型和計(jì)算方法進(jìn)行渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)和沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的高度、速度計(jì)算。

2.2 射流預(yù)冷渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)性能計(jì)算方法

隨著飛行馬赫數(shù)增加，自由流的總溫增加，導(dǎo)致傳統(tǒng)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)的換算轉(zhuǎn)速下降，壓氣機(jī)壓比和效率會(huì)有所下降，使得渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)性能下降；在渦輪前溫度和加力燃燒室出口溫度受限的情況下，燃燒室加熱量也會(huì)隨自由流總溫的增加而減小，這些因素都導(dǎo)致單位推力Fs隨著飛行馬赫數(shù)的增加而下降。射流預(yù)冷渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)與傳統(tǒng)發(fā)動(dòng)機(jī)的不同在于：在壓氣機(jī)前利用液體冷卻劑噴射裝置，蒸發(fā)冷卻進(jìn)入壓氣機(jī)的高溫氣流，使壓氣機(jī)前空氣總溫降低或維持在某一溫度，增大流量，從而擴(kuò)大發(fā)動(dòng)機(jī)的飛行包線。

在射流預(yù)冷發(fā)動(dòng)機(jī)性能計(jì)算過程中，除渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)計(jì)算模型外，還需要考慮熱交換系統(tǒng)計(jì)算模型。射流預(yù)冷的熱交換系統(tǒng)主要由熱交換器、射流冷卻器組成。不飽和態(tài)的水在熱交換器中通過熱交換轉(zhuǎn)化為過熱蒸汽，在射流冷卻器中通過對流摻混來冷卻來流總溫。射流預(yù)冷的熱交換系統(tǒng)相當(dāng)復(fù)雜，在對其特性的計(jì)算中，本文采用簡化數(shù)學(xué)模型[15]。

2.3 空氣渦輪火箭發(fā)動(dòng)機(jī)性能計(jì)算方法

空氣渦輪火箭發(fā)動(dòng)機(jī)性能計(jì)算方法，是在航空發(fā)動(dòng)機(jī)性能計(jì)算方法的基礎(chǔ)上建立的。在設(shè)計(jì)點(diǎn)計(jì)算時(shí)，依次計(jì)算進(jìn)氣道、壓氣機(jī)、渦輪、內(nèi)外涵混流器、燃燒室、尾噴管出口參數(shù)，由推力公式計(jì)算ATR的推力[16-18]。ATR的非設(shè)計(jì)點(diǎn)數(shù)學(xué)模型可由非線性方程組來描述[18]。方程組的自變量包括物理轉(zhuǎn)速、壓氣機(jī)壓比、渦輪前溫度和渦輪進(jìn)口燃?xì)饬髁俊TR必須滿足3個(gè)共同工作的條件：壓氣機(jī)與渦輪功率平衡、混流器進(jìn)口內(nèi)外涵氣流靜壓相等、燃燒室出口與尾噴管的流量平衡。在給定發(fā)動(dòng)機(jī)調(diào)節(jié)規(guī)律下(如渦輪前溫度)，通過求解這3個(gè)共同工作方程，即可確定ATR的共同工作點(diǎn)，再根據(jù)設(shè)計(jì)點(diǎn)的計(jì)算方法得到ATR的推力。

2.4 引射沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)性能計(jì)算方法

引射沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的基本工作機(jī)理是：高溫高壓的一次流的高速流動(dòng)通過引射作用吸入環(huán)境的二次流，兩股氣流之間的動(dòng)量和能量進(jìn)行組合分配形成一股氣流，再經(jīng)過燃燒釋熱并通過尾噴管將高溫燃?xì)馀懦?，從而產(chǎn)生推力。引射沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)主要包括進(jìn)氣道、燃?xì)獍l(fā)生器、引射器、燃燒室和尾噴管。燃?xì)獍l(fā)生器主氣流為超聲速，進(jìn)氣道二次流為亞聲速，引射器部分具有恒定的面積和幾何形狀，其出口平面氣流處于堵塞或臨界狀態(tài)。理想的引射沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)如圖5所示。

引射沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的性能計(jì)算采用準(zhǔn)一維計(jì)算方法?；鸺龂姽艹隹诘母邷厝?xì)庖淮瘟髋c從進(jìn)氣道進(jìn)入的空氣二次流在引射器內(nèi)充分混合，并假設(shè)在引射器出口(e截面)達(dá)到熱壅塞狀態(tài)(Ma=1)，充分混合的氣流在沖壓燃燒室內(nèi)組織燃燒，最后經(jīng)噴管排入大氣中。在引射器進(jìn)出口截面，一次流與二次流滿足流量守恒、動(dòng)量守恒和能量守恒，并且在i截面處一次流與二次流需要滿足靜壓相等，以此可以根據(jù)引射器進(jìn)口氣流參數(shù)確定其出口氣流參數(shù)。詳細(xì)計(jì)算過程見文獻(xiàn)[19]。

2.5 雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)性能計(jì)算方法

雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)性能計(jì)算采用一維計(jì)算方法。針對超聲速燃燒室求解流量平衡、動(dòng)量平衡和能量平衡的方程組獲得沿燃燒室軸向變化的氣流參數(shù)[26]。

(1)

其中，

式中：ρ為氣流密度；u為氣流速度；A為燃燒室橫截面積；Q為放熱量；m為質(zhì)量流量；d為水力直徑；y為噴氫后的氣流動(dòng)量增量，y=sinγ，其中γ為噴射角，垂直噴射時(shí)γ=90°，平行噴射時(shí)γ=0°；H為氣流總焓；Hr為燃燒總焓；p為氣流靜壓，假設(shè)其仍滿足熱狀態(tài)方程；E為總內(nèi)能。

采用MacCormack有限差分格式對式(1)進(jìn)行求解[26]。

2.6 同參數(shù)對比方法

發(fā)動(dòng)機(jī)熱力循環(huán)參數(shù)、部件參數(shù)和空氣流量等參數(shù)不同，則計(jì)算得到的發(fā)動(dòng)機(jī)性能也會(huì)不同。因此，針對上述多種組合動(dòng)力方案，盡可能在相同的熱力循環(huán)參數(shù)下進(jìn)行性能對比。射流預(yù)冷發(fā)動(dòng)機(jī)與傳統(tǒng)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)在設(shè)計(jì)點(diǎn)具有相同的熱力循環(huán)參數(shù)和空氣流量；ATR發(fā)動(dòng)機(jī)依靠燃?xì)獍l(fā)生器出口較小的燃?xì)饬髁框?qū)動(dòng)渦輪，帶動(dòng)壓氣機(jī)來壓縮較大流量的來流空氣，根據(jù)渦輪和壓氣機(jī)的功率平衡，該發(fā)動(dòng)機(jī)壓氣機(jī)的壓比一般比較低，而渦輪落壓比相對較大，因此，ATR發(fā)動(dòng)機(jī)無法具有與傳統(tǒng)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)完全相同的熱力循環(huán)參數(shù)，本文在計(jì)算中僅保持ATR與渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪前溫度和部件效率相同。此外，多種組合動(dòng)力方案之間的對比還基于以下同參數(shù)條件：

(1) 飛行馬赫數(shù)0～6.5；

(2) 飛行高度0～30km；

(3) 模態(tài)轉(zhuǎn)換前后兩種發(fā)動(dòng)機(jī)推力相等；

各種組合動(dòng)力方案均采用相同的燃料。

表2給出了部分發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)點(diǎn)的熱力循環(huán)參數(shù)。

表2 發(fā)動(dòng)機(jī)部分設(shè)計(jì)點(diǎn)熱力循環(huán)參數(shù)Table 2 Some thermodynamic cycle parameters of engines on design points

此外，針對上述不同發(fā)動(dòng)機(jī)類型，分別采用如下進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)模型進(jìn)行計(jì)算。低速流道發(fā)動(dòng)機(jī)采用式(2)和(3)的進(jìn)氣道模型，而高速流道發(fā)動(dòng)機(jī)則采用式(4)的進(jìn)氣道模型。

σi=0.97Ma≤1.0

(2)

σi=0.97[1-0.075(Ma-1)1.35]

1.0

(3)

σi=0.7-0.1(Ma-4) 4.0

(4)

3 高超聲速飛行器飛行性能計(jì)算方法

高超聲速飛行器的飛行性能與傳統(tǒng)飛行器一樣，是由作用其上的外力來決定的，這些力包括：發(fā)動(dòng)機(jī)推力(安裝推力)、空氣動(dòng)力(升力和阻力)和飛行器的重力。此外，當(dāng)飛行高度小于40km時(shí)，地球曲率和自轉(zhuǎn)對飛行性能的影響可以不加考慮。因此，針對本文研究對象，即大氣層內(nèi)的高超聲速巡航飛行器，可以采用傳統(tǒng)飛行器的平面平行地球引力場假設(shè)進(jìn)行性能計(jì)算。飛行器在鉛垂平面(飛行平面)內(nèi)的“質(zhì)點(diǎn)”受力分析如圖6所示，其中L為升力，D為阻力，T為發(fā)動(dòng)機(jī)推力，G為飛行器本身重力，θ為航跡傾角，α為迎角，V為飛行速度。

根據(jù)受力分析，可以得到飛行器運(yùn)動(dòng)控制方程為：

(5)

(6)

(7)

一般地，升力系數(shù)CL和阻力系數(shù)CD可以表示為飛行馬赫數(shù)Ma和迎角α的函數(shù)關(guān)系：

CL=f(Ma,α)

(8)

CD=f(Ma,α)

(9)

因此，在給定的飛行器推力和升阻特性下，可以根據(jù)式(5)～(9)計(jì)算出飛行器在該飛行狀態(tài)下的剩余功率Ps，則某一航段(從V1到V2，從h1到h2)的飛行時(shí)間為：

(10)

在計(jì)算過程中，每一任務(wù)航段飛行區(qū)間較小時(shí)，可用平均剩余功率Ps,avg進(jìn)行簡化計(jì)算：

(11)

在飛行過程中，由于燃油的消耗，飛行器自身重力不斷變化。重力變化的計(jì)算，將根據(jù)航段中剩余功率Ps的不同分為兩種形式[20]：

(12)

因此，在給定飛行器的起飛重力、燃油重力、發(fā)動(dòng)機(jī)推力和升阻特性以及飛行剖面后，沿任務(wù)剖面依次計(jì)算每一航段的飛行時(shí)間和飛行器重力變化，并將每一航段結(jié)束時(shí)的重力作為下一航段開始時(shí)的重力。最終根據(jù)剩余燃油重力計(jì)算其能夠維持的巡航時(shí)間(巡航階段Ps=0)，總的航程即為燃油完全消耗時(shí)所有任務(wù)航段的飛行距離之和：

(13)

4 多種組合動(dòng)力方案高度、速度特性分析

4.1 渦輪/亞燃沖壓/雙模態(tài)超燃沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)性能分析

圖7和8給出了渦輪/亞燃沖壓/雙模態(tài)超燃沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)的高度、速度特性。圖7為組合發(fā)動(dòng)機(jī)的推力特性(不同高度和不同速度下的推力，通過除以海平面推力進(jìn)行了無量綱化處理)。圖中左側(cè)紅色曲線、淺藍(lán)色曲線分別表示渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)的最大狀態(tài)(開加力狀態(tài))和中間狀態(tài)(不開加力狀態(tài))。從圖中可以看到：(1) 在最大狀態(tài)下，渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)推力隨著飛行馬赫數(shù)的增大而增大；當(dāng)馬赫數(shù)接近2.0時(shí)，推力變化趨于平緩；Ma=2.2時(shí)，推力達(dá)到最大；Ma=2.3時(shí)，推力略微下降。(2) 在中間狀態(tài)下，渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)推力在Ma=1.5時(shí)達(dá)到最大；隨著馬赫數(shù)繼續(xù)增大，推力開始下降。(3)Ma=2.3～4.0時(shí)，亞燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的推力隨著飛行馬赫數(shù)的增大而增大。(4) 雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的推力隨著飛行馬赫數(shù)的增大而增大。在相同馬赫數(shù)下，發(fā)動(dòng)機(jī)推力隨著飛行高度增大而下降，主要是由于飛行高度增大、空氣密度減小而使得發(fā)動(dòng)機(jī)空氣流量減小。

圖8為組合發(fā)動(dòng)機(jī)的比沖特性。在中間狀態(tài)下，渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)的比沖范圍在2000～4000s左右，在最大狀態(tài)下，比沖范圍在1400～1800s左右；沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的比沖范圍在1200～1400s左右；雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的比沖范圍在800～1000s左右。計(jì)算得到的發(fā)動(dòng)機(jī)比沖在其馬赫數(shù)范圍內(nèi)與典型的發(fā)動(dòng)機(jī)比沖范圍[21]一致。

4.2 渦輪/引射沖壓/雙模態(tài)超燃沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)性能分析

圖9和10給出了渦輪/引射沖壓/雙模態(tài)超燃沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)的高度、速度特性。圖9中的綠色曲線表示引射沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的推力變化。Ma=0.8～2.3時(shí)，引射沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)工作在引射模態(tài)下(即火箭開啟狀態(tài)下)，其推力如圖中綠色虛線表示，推力隨著馬赫數(shù)增大而增大；Ma=2.3～4時(shí)，引射沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的火箭關(guān)閉，此時(shí)引射沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)工作在沖壓模態(tài)下。Ma= 4～6.5時(shí)，雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的推力依然隨馬赫數(shù)增大而增大。

圖10為組合發(fā)動(dòng)機(jī)的比沖特性。Ma=0.8～2.3時(shí)，引射沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的比沖隨著馬赫數(shù)的增大而增大，火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的比沖明顯低于沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的比沖；而隨著馬赫數(shù)的增大，引射沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的沖壓能力增強(qiáng)，發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)中沖壓所占的比例也隨之提高，因此其比沖也隨之提高。當(dāng)火箭關(guān)閉時(shí)，引射沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)在沖壓模態(tài)下的比沖明顯提高。

4.3 射流預(yù)冷渦輪/雙模態(tài)超燃沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)性能分析

圖11和12給出了射流預(yù)冷渦輪/雙模態(tài)超燃沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)的高度、速度特性。圖11為組合發(fā)動(dòng)機(jī)的推力特性。Ma=0～2.2時(shí)，射流預(yù)冷渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)冷卻裝置不工作，此時(shí)作為傳統(tǒng)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)工作。Ma>2.2時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)的冷卻裝置開始工作，在進(jìn)氣道中噴入冷卻水，使得壓氣機(jī)入口總溫保持在420K，直到Ma=3.5。從其推力曲線的變化可以看到，在Ma=2.2～3.5時(shí)，射流預(yù)冷發(fā)動(dòng)機(jī)的推力隨著馬赫數(shù)增大而大幅度增加。其原因是：保持壓氣機(jī)入口總溫不變，則發(fā)動(dòng)機(jī)的共同工作點(diǎn)基本不變，此時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)能保持在一個(gè)固定的換算轉(zhuǎn)速和換算流量下工作，因此，發(fā)動(dòng)機(jī)的空氣流量隨著來流馬赫數(shù)的增大而顯著增大；雖然發(fā)動(dòng)機(jī)單位推力隨著馬赫數(shù)的增大而下降，但其下降程度小于空氣流量的增加程度，最終使得發(fā)動(dòng)機(jī)推力隨著馬赫數(shù)的增大而繼續(xù)增加。

圖12為組合發(fā)動(dòng)機(jī)的比沖特性。Ma=0～2.2時(shí)，射流預(yù)冷發(fā)動(dòng)機(jī)的比沖特性與傳統(tǒng)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)相同；Ma=2.2～3.5時(shí)，射流預(yù)冷發(fā)動(dòng)機(jī)的比沖明顯下降，這是因?yàn)槔鋮s水作為飛行器所攜帶的消耗工質(zhì)，需與發(fā)動(dòng)機(jī)燃料一同包含在比沖計(jì)算中；隨著飛行馬赫數(shù)增大，自由流總溫增加，單位空氣流量冷卻至420K時(shí)的冷卻水流量也隨之增加，因而其比沖隨馬赫數(shù)的增大而大幅度下降。Ma=3.5時(shí)，射流預(yù)冷發(fā)動(dòng)機(jī)的比沖已低于600s。

4.4 空氣渦輪火箭/雙模態(tài)超燃沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)性能分析

空氣渦輪火箭/雙模態(tài)超燃沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)的高度、速度特性如圖13和14所示。圖13為組合發(fā)動(dòng)機(jī)的推力特性。可以看到，空氣渦輪火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的推力隨著飛行馬赫數(shù)的增大而增大，與引射沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)相類似，隨著馬赫數(shù)的增大，其沖壓能力有所提高，同時(shí)渦輪機(jī)械的換算轉(zhuǎn)速下降，其風(fēng)扇壓比接近于1，此時(shí)空氣渦輪火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的工作模態(tài)類似于沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)，因此其推力隨著馬赫數(shù)的增大而增大。

圖14為組合發(fā)動(dòng)機(jī)的比沖特性。與引射沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)相類似，Ma=0～3.5時(shí)，空氣渦輪火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的比沖隨著飛行馬赫數(shù)的增大而增大，但Ma=2.6～3.0時(shí)，其比沖略微下降；與引射沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)在引射沖壓模態(tài)時(shí)的比沖相比，空氣渦輪火箭的比沖較高。與之類似的是文獻(xiàn)[19]在相同熱力參數(shù)下對比了空氣渦輪火箭發(fā)動(dòng)機(jī)和引射沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的性能，空氣渦輪火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的比沖要高于引射沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的比沖，這也說明了旋轉(zhuǎn)機(jī)械的能量傳遞機(jī)理比粘性能量的傳遞機(jī)理更加有效[19]。盡管空氣渦輪火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的比沖要高于引射火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，但在低飛行馬赫數(shù)范圍內(nèi)，其比沖相比于傳統(tǒng)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)要低得多。

4.5 多種組合動(dòng)力方案性能對比分析

為進(jìn)一步分析多種組合動(dòng)力方案性能的差異，在高度、速度特性圖上選取若干點(diǎn)進(jìn)行對比，選取的飛行馬赫數(shù)和飛行高度如表3所示。

表3 組合動(dòng)力方案性能對比的不同飛行馬赫數(shù)和高度Table 3 The flight conditions of different combined schemes

不同飛行馬赫數(shù)和高度下的多種組合動(dòng)力方案的推力和比沖分別如圖15和16所示。其中，推力均作了歸一化處理，即多種組合動(dòng)力均具有相同的起飛推力。從推力對比圖可以看到：Ma=1.0～2.0時(shí)，渦輪/引射沖壓/雙模態(tài)超燃沖壓組合動(dòng)力方案下的引射沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)與渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)共同工作，其推力明顯提高；Ma>3.0時(shí)，射流預(yù)冷渦輪/雙模態(tài)超燃沖壓組合動(dòng)力具有明顯的推力優(yōu)勢。從比沖對比圖可以看到：Ma=0～6.0時(shí)，渦輪/亞燃沖壓/雙模態(tài)超燃沖壓組合動(dòng)力具有較高的比沖；渦輪/引射沖壓/雙模態(tài)超燃沖壓組合動(dòng)力在引射火箭工作時(shí)，其比沖大幅度下降；Ma>3.0時(shí)，射流預(yù)冷渦輪/雙模態(tài)超燃沖壓組合動(dòng)力比沖較低。空氣渦輪火箭/雙模態(tài)超燃沖壓組合動(dòng)力的推力和比沖在4種組合動(dòng)力方案中處于中間水平。因此，多種組合動(dòng)力方案的推力和比沖無法在單獨(dú)的飛行狀態(tài)點(diǎn)上進(jìn)行一一比較，并進(jìn)而用來說明其性能優(yōu)劣。“產(chǎn)品”性能的優(yōu)劣，還需要從“用戶”體驗(yàn)角度進(jìn)一步評判。組合動(dòng)力的“用戶”是高超聲速飛行器，因此，需要開展基于多種組合動(dòng)力的高超聲速飛行器飛行性能對比研究。

5 不同動(dòng)力的高超聲速飛行器飛行性能對比分析

進(jìn)行高超聲速飛行器飛行性能計(jì)算，首先需要確定高超聲速飛行器的飛行軌跡。圖17中的紅色、綠色和藍(lán)色曲線分別給出了SR-71[22]、SteamJet[4]和Manta 2025[23]的飛行軌跡。雖然每個(gè)飛行器的飛行軌跡不盡相同，但一般包括：(1)從海面起飛，水平加速至Ma=0.8～0.9；(2)等馬赫數(shù)爬升至h=8～11km；(3)水平加速或俯沖加速至Ma=1.2～1.5的跨聲速航段；(4)爬升加速至等動(dòng)壓段的起始馬赫數(shù)和高度，等動(dòng)壓段范圍依據(jù)機(jī)體結(jié)構(gòu)、熱防護(hù)、燃燒室燃燒穩(wěn)定性等諸多因素，一般在24～96kPa之間選取[19]，SR-71、SteamJet和Manta 2025飛行器的等動(dòng)壓段范圍為34～96kPa；(5)等動(dòng)壓爬升至巡航馬赫數(shù)和高度；(6)等馬赫數(shù)和等高度巡航。

圖17 文獻(xiàn)[4, 22-23]高超聲速飛行器飛行軌跡和本文確定的飛行軌跡
Fig.17Flighttrajectoriesofhypersonicaircrafts

基于上述飛行軌跡，本文所確定的飛行軌跡如圖17中的黑色曲線所示。該飛行軌跡的關(guān)鍵航段包括：海平面起飛，爬升加速至Ma=0.8、h=0.5km；等速爬升至h=11km；水平加速至Ma=1.2；爬升加速至Ma=2.0、h=13km，此時(shí)動(dòng)壓為46.3kPa；等動(dòng)壓爬升至Ma=6.5、h=28km；此后飛行器開始進(jìn)行等馬赫數(shù)、等高度巡航。為了簡化計(jì)算，飛行軌跡中忽略了下滑和著陸航段，這是因?yàn)樵谙禄椭懞蕉沃胁恍枰l(fā)動(dòng)機(jī)做功，飛行器依靠自身阻力或減速傘減速下降，發(fā)動(dòng)機(jī)僅工作在慢車狀態(tài)，其對整個(gè)飛行任務(wù)的燃油消耗影響較小。詳細(xì)的飛行馬赫數(shù)和飛行高度沿飛行軌跡的變化如表4所示。

表4 高超聲速飛行器的飛行軌跡Table 4 The flight trajectories of hypersonic vehicle

在給定飛行軌跡后，還需要高超聲速飛行器的升阻特性作為飛行性能計(jì)算的輸入條件。高超聲速飛行器具有寬廣的飛行馬赫數(shù)范圍，必須采用具有高升阻比的氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)。目前，高超聲速飛行器常采用升力體、乘波體和高的長細(xì)比氣動(dòng)外形。不同氣動(dòng)外形的高超聲速飛行器所針對的飛行任務(wù)有所不同。對于高超聲速巡航飛行器，其氣動(dòng)外形應(yīng)綜合考慮不同馬赫數(shù)下的氣動(dòng)性能，在上述3種氣動(dòng)外形中進(jìn)行折中[24]。本文采用典型的高超聲速飛行器——S?nger飛行器的升阻特性[25]，如圖18所示?？梢钥吹剑擄w行器的阻力系數(shù)和升力系數(shù)在跨聲速附近(Ma=0.95)達(dá)到最大。

在上述給定的飛行任務(wù)、飛行器升阻特性以及相同的起飛重力和推進(jìn)劑重力下(推進(jìn)劑包含燃料、氧化劑和冷卻水等，共占飛行器起飛總重的45%)，分別計(jì)算了不同起飛推重比下的各組合動(dòng)力方案的飛行性能。

翼載為4000Pa時(shí)，起飛推重比分別為0.6、0.7和0.8下的不同組合動(dòng)力方案的航程和巡航距離如圖19所示。從圖中可以看到:飛行器的航程和巡航距離隨著起飛推重比的增大而增加;渦輪/亞燃沖壓/雙模態(tài)超燃沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)的航程和巡航距離最大，而射流預(yù)冷渦輪/雙模態(tài)超燃沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)和渦輪/引射沖壓/雙模態(tài)超燃沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)次之，空氣渦輪火箭/雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的航程和巡航距離最小。

圖20給出了不同起飛推重比下的多種組合動(dòng)力方案的總爬升加速時(shí)間和跨聲速時(shí)間。從圖中可以看到，隨著起飛推重比的增大，飛行器的加速時(shí)間明顯減少?？諝鉁u輪火箭/雙模態(tài)超燃沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)的總爬升加速時(shí)間最短；而在跨聲速段，渦輪/引射沖壓/雙模態(tài)超燃沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)的飛行時(shí)間最短。

圖20 不同起飛推重比下的多種組合動(dòng)力方案爬升加速時(shí)間和跨聲速時(shí)間

Fig.20Theclimbandaccelerationtimeandthetransonictimeofdifferenttakeoffthrust-loading

由上述結(jié)果可以看到，飛行器的飛行性能隨著起飛推重比的增大而提高，其原因?yàn)椋涸陲w行器升阻特性和發(fā)動(dòng)機(jī)高度、速度特性不變的情況下，在飛行過程中，隨著起飛推重比的增大，加速性能提高，飛行器可以更快地爬升加速至巡航點(diǎn)，因而有更多燃料可以用于巡航，巡航距離也因此增大。

從4種組合動(dòng)力方案的飛行性能比較可以看到：在相同的翼載和起飛推重比下，渦輪/亞燃沖壓/雙模態(tài)超燃組合沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)具有最大的航程和巡航距離，但其爬升加速時(shí)間也最長；而空氣渦輪火箭/雙模態(tài)超燃沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)的航程和巡航距離最短，但其加速性能較高，爬升加速的時(shí)間最短。

6 結(jié) 論

針對渦輪/亞燃沖壓/雙模態(tài)超燃沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)、渦輪/引射沖壓/雙模態(tài)超燃沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)、射流預(yù)冷渦輪/雙模態(tài)超燃沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)和空氣渦輪火箭/雙模態(tài)超燃沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)等4種組合動(dòng)力方案進(jìn)行了性能計(jì)算與對比分析，基于相同的高超聲速飛行器飛行任務(wù)和氣動(dòng)特性，比較了不同動(dòng)力組合方案下的飛行器航程、巡航距離和加速時(shí)間等性能參數(shù)。主要結(jié)論如下：

(1) 在4種方案中，渦輪/亞燃沖壓/雙模態(tài)超燃沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)方案具有較高的比沖。

(2)Ma=1.0～2.0時(shí)，渦輪/引射沖壓/雙模態(tài)超燃沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)方案下的引射沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)與渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)共同工作，推力明顯提高；Ma>3.0時(shí)，射流預(yù)冷渦輪/雙模態(tài)超燃沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)方案具有明顯的推力優(yōu)勢；在引射火箭工作時(shí)，渦輪/引射沖壓/雙模態(tài)超燃沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)方案的比沖大幅度下降；Ma>3.0時(shí)，射流預(yù)冷渦輪/雙模態(tài)超燃沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)方案的比沖較低；在4種方案中，空氣渦輪火箭/雙模態(tài)超燃沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)方案的推力和比沖處于中間水平。

(3) 在4種方案中，飛行器航程、巡航距離均隨著起飛推重比的增大而增大，而爬升加速時(shí)間隨著起飛推重比的增大而明顯縮短。

(4) 在相同的翼載和起飛推重比下，渦輪/亞燃沖壓/雙模態(tài)超燃沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)方案具有最大的航程和巡航距離，但其爬升加速時(shí)間也最長；而空氣渦輪火箭/雙模態(tài)超燃沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)方案的航程和巡航距離最短，但其加速性能較高，爬升加速的時(shí)間最短。