空氣渦輪火箭發(fā)動(dòng)機(jī)熱力過程及工作特性

南向誼，劉 軼，馬 元，楊順華，馬繼承

(1. 西安航天動(dòng)力研究所，西安 710100；2. 中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心，綿陽 621000)

0 引 言

近年來，國外空天軌道飛行器、超高速滑翔飛行器、吸氣式高速飛行器頻繁試飛，部分核心技術(shù)得到飛行驗(yàn)證，帶動(dòng)了可重復(fù)使用軌道飛行器動(dòng)力、超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)和組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)等動(dòng)力技術(shù)的快速發(fā)展[1-2]。組合循環(huán)動(dòng)力以其綜合性能高、適應(yīng)范圍廣等優(yōu)勢逐漸成為動(dòng)力技術(shù)未來發(fā)展的主流。目前得到重點(diǎn)研究的組合循環(huán)動(dòng)力主要包括火箭基組合循環(huán)動(dòng)力（Rocket Based Combined Cycle，RBCC）和渦輪基組合循環(huán)動(dòng)力（Turbo Based Combined Cycle，TBCC），此外美國和日本也對一種特殊的TBCC動(dòng)力方案ATR發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行了深入研究[3-5]。ATR發(fā)動(dòng)機(jī)的工作原理是：使用獨(dú)立于空氣系統(tǒng)的燃?xì)獍l(fā)生器產(chǎn)生富燃燃?xì)?，?qū)動(dòng)渦輪帶動(dòng)壓氣機(jī)工作，空氣經(jīng)過壓氣機(jī)增壓后直接進(jìn)入渦輪后面的燃燒室，在燃燒室內(nèi)與經(jīng)過渦輪做功后的富燃燃?xì)膺M(jìn)行燃燒，生成高溫燃?xì)馔ㄟ^噴管產(chǎn)生推力。ATR發(fā)動(dòng)機(jī)可采用多種燃料體系，比沖范圍600～1 500 s，推重比10～20，飛行空域0～25 km，飛行速域?yàn)轳R赫數(shù)0～4，是滿足臨近空間可重復(fù)使用飛行器動(dòng)力要求的組合循環(huán)動(dòng)力方案之一[6-7]。

相比而言，TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)低速段采用渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)模式，高速段采用沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)模式，均會(huì)產(chǎn)生“死重”，造成推重比降低，而ATR發(fā)動(dòng)機(jī)全域以一種模式工作，沒有“死重”問題。一般在與TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)的比較中，在低速段往往是以航空發(fā)動(dòng)機(jī)耗油率做對比參數(shù)，在高速段以沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)速度和耗油率做對比參數(shù)，對比的基準(zhǔn)本質(zhì)上并不對等。比較而言，RBCC依然是依賴于發(fā)射裝置實(shí)現(xiàn)加速工作（比如火箭模式起飛、電磁彈射等等），無法實(shí)現(xiàn)ATR動(dòng)力的飛行器從跑道上水平起降的應(yīng)用方式，屬于使用方式顯著不同的兩條技術(shù)路線。就當(dāng)前國內(nèi)外的組合動(dòng)力方案及其發(fā)展而言，高馬赫數(shù)下基本都是采用沖壓模式工作。實(shí)際上組合動(dòng)力的瓶頸在于馬赫數(shù)0～4的加速問題，也就是如何去與沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行接力，就這個(gè)思路而言，ATR發(fā)動(dòng)機(jī)以較高的耗油率實(shí)現(xiàn)馬赫數(shù)4工作能力、高的加速能力，是一個(gè)極具潛力的發(fā)展方向。通過與沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行耦合，拓展提高性能后可用于高超聲速巡航飛行器和空天往返飛行器的主動(dòng)力，也是發(fā)展SSTO運(yùn)載器預(yù)冷組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)的基礎(chǔ)。

ATR發(fā)動(dòng)機(jī)在美國和日本得到重點(diǎn)研究。美國進(jìn)行了大量熱試車研究和總體應(yīng)用論證工作。Aerojet公司開展了4 000 N級ATR發(fā)動(dòng)機(jī)試車，MICOM完成了70～1 525 N的ATR變推力試驗(yàn)，CFD RC研制了3 000 N級ATR樣機(jī)并進(jìn)行了地面試車[8]。美國在進(jìn)行ATR發(fā)動(dòng)機(jī)方案研究的過程中，開展了以液體火箭動(dòng)力和固體火箭動(dòng)力升級、小型巡航武器動(dòng)力系統(tǒng)及小衛(wèi)星運(yùn)載器ATR發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)總體研究[9-12]。日本分別在武器和運(yùn)載領(lǐng)域開展了ATR發(fā)動(dòng)機(jī)研究工作，完成了累計(jì)超過63次的系統(tǒng)直連試車和組件考核試驗(yàn)，整機(jī)和進(jìn)氣道模擬速度分別達(dá)到馬赫數(shù)3和馬赫數(shù)6[13-16]。另外，德國、瑞典、丹麥、印度等國也開展了ATR理論研究工作[17]。

國內(nèi)相關(guān)單位也積極開展臨近空間動(dòng)力系統(tǒng)技術(shù)研究，其中包括ATR發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)研究[18]—主要是固體燃料ATR發(fā)動(dòng)機(jī)性能仿真及參數(shù)優(yōu)化[19-20]、膨脹循環(huán)ATR發(fā)動(dòng)機(jī)的穩(wěn)態(tài)性能仿真[21]、ATR發(fā)動(dòng)機(jī)的理論性能研究[22-23]。目前，國內(nèi)尚未見到ATR發(fā)動(dòng)機(jī)的理論仿真結(jié)果與試驗(yàn)進(jìn)行比對以驗(yàn)證仿真模型的精度，也未見開展ATR發(fā)動(dòng)機(jī)的起動(dòng)特性及試驗(yàn)研究等。國外也未有相關(guān)方面的詳細(xì)資料公開發(fā)表。

為了更好地促進(jìn)ATR發(fā)動(dòng)機(jī)理論研究的不斷深入，本文從ATR發(fā)動(dòng)機(jī)熱力循環(huán)、關(guān)鍵參數(shù)優(yōu)化、性能仿真與試驗(yàn)對比、起動(dòng)特性及試驗(yàn)對比，以及拓展應(yīng)用中與沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)接力工作所面臨的模態(tài)轉(zhuǎn)換關(guān)鍵基礎(chǔ)技術(shù)進(jìn)行了研究，給出了主要研究結(jié)果，對ATR發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)展前景進(jìn)行了分析，以期能夠促進(jìn)ATR發(fā)動(dòng)機(jī)研究的深入開展和未來拓展。

1 ATR發(fā)動(dòng)機(jī)工作特性研究

1.1 ATR發(fā)動(dòng)機(jī)熱力循環(huán)分析

ATR發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)熱力循環(huán)特性分析是進(jìn)行研究的基礎(chǔ)和關(guān)鍵。ATR發(fā)動(dòng)機(jī)熱力循環(huán)過程特殊，在熱力過程分析中，需特別關(guān)注組件特性對系統(tǒng)性能的影響。國內(nèi)外現(xiàn)有的ATR發(fā)動(dòng)機(jī)性能研究及其仿真建模大多針對某一特定目標(biāo)，在ATR發(fā)動(dòng)機(jī)全包線范圍內(nèi)熱力學(xué)參數(shù)對總體性能的影響規(guī)律以及熱力學(xué)參數(shù)選擇原則方面的相關(guān)工作較少。ATR發(fā)動(dòng)機(jī)的特征截面劃分見圖1。

圖1 ATR發(fā)動(dòng)機(jī)特征截面示意圖Fig. 1 Sketch of ATR characteristic sections

ATR發(fā)動(dòng)機(jī)的理想熱力循環(huán)的p-v圖和h-s圖如圖2所示。燃料經(jīng)0'-2'-4-5-6-7-9-0'完成火箭發(fā)動(dòng)機(jī)理想循環(huán)，單位質(zhì)量空氣經(jīng)0-2-3-6-7-9-0完成燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)理想循環(huán)。過程如下：

0'- 2'：液體推進(jìn)劑定容增壓過程；

2'- 4：發(fā)生器中的等壓燃燒過程；

4 - 5：渦輪中的等熵膨脹過程；

5 - 6：燃料等壓放熱過程；

0 - 2：進(jìn)氣道中的等熵壓縮過程；

2 - 3：壓氣機(jī)中的等熵壓縮過程；

3 - 6：空氣的等壓吸熱過程；

6 - 7：燃燒室中的等壓燃燒過程；

7 - 9：尾噴管中的等熵膨脹過程；

9 - 0：大氣中的等壓放熱過程。

與理想循環(huán)相比，ATR發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)際熱力循環(huán)過程的特點(diǎn)是：（1）循環(huán)工質(zhì)在發(fā)動(dòng)機(jī)各部件中的流動(dòng)過程都不是理想過程，而是伴隨有流動(dòng)損失的熵增過程，例如在總的壓縮過程中不是等熵壓縮而是多變壓縮，在渦輪和噴管中的膨脹過程不是等熵膨脹而是多變膨脹；（2）在燃?xì)獍l(fā)生器和燃燒室中由于流動(dòng)阻力和熱阻的存在，使得加熱過程伴隨有氣流總壓的降低；（3）實(shí)際循環(huán)工質(zhì)的比熱隨氣體成分和溫度是變化的。ATR實(shí)際循環(huán)的各個(gè)過程都存在不可逆因素，圖2（c）中，虛線0-3'、4-5'和7-9'分別表示實(shí)際的壓氣機(jī)不可逆壓縮、渦輪不可逆膨脹和噴管不可逆膨脹過程。

圖2 ATR發(fā)動(dòng)機(jī)熱力循環(huán)過程Fig. 2 Thermodynamic cycles in ATR

1.2 ATR發(fā)動(dòng)機(jī)特征參數(shù)影響分析

ATR發(fā)動(dòng)機(jī)循環(huán)熱效率和循環(huán)功隨馬赫數(shù)的變化見圖3。隨著馬赫數(shù)的增加，ATR發(fā)動(dòng)機(jī)熱效率增大，并逐漸逼近1.0。循環(huán)功和比沖的變化趨勢與燃?xì)獍l(fā)生器溫比τgg及流量mMa0=0相 關(guān)；mMa0=0增大，循環(huán)功增大，比沖降低；循環(huán)功和比沖隨飛行馬赫數(shù)的增加逐漸由“先增大、后減小”的變化趨勢變?yōu)椤霸龃蟆壁厔?，因此，隨著mMa0=0的增大，ATR熱效率提高，循環(huán)功增大，比沖降低。

圖3 ATR熱效率、循環(huán)功隨馬赫數(shù)的變化過程Fig. 3 Thermal efficiency and work output of ATR versus Mach number

提高發(fā)生器的溫比（即對發(fā)生器燃?xì)鉁囟鹊谋碚鳎?，可以提高燃?xì)獾淖龉δ芰Γ档腿細(xì)饬髁?，進(jìn)而提高發(fā)動(dòng)機(jī)的比沖。但是在ATR發(fā)動(dòng)機(jī)中，燃?xì)鉁囟鹊奶嵘?，同時(shí)也伴隨著燃?xì)馕镄缘淖兓?，主要是cp的降低，同時(shí)會(huì)造成燃?xì)庾龉δ芰Φ南陆?，因此在溫比提高過程中，比沖呈現(xiàn)先增大后減小的趨勢，如圖4（a）所示。

提高渦輪落壓比 πt，比沖增加，且增加幅度隨 πt的提高而逐漸減小。壓氣機(jī)壓比對發(fā)動(dòng)機(jī)比沖的影響。除了與渦輪落壓比的匹配相關(guān)，還受到渦輪燃?xì)馓匦缘挠绊?，在渦輪進(jìn)口溫度限制條件下，即cp×T的限制條件下，燃?xì)庠跍u輪進(jìn)口處于貧氧區(qū)，隨著壓氣機(jī)壓比的增加，發(fā)動(dòng)機(jī)比沖呈增加的趨勢；燃?xì)庠跍u輪進(jìn)口處于富氧區(qū)，隨著壓氣機(jī)壓比的增加，發(fā)動(dòng)機(jī)比沖呈下降的趨勢。變化規(guī)律如圖4（b）所示。

圖4 比沖隨發(fā)生器溫比、壓氣機(jī)壓比和渦輪落壓比變化關(guān)系Fig. 4 Variations of specific impulse with temperature ratio of gas generator, pressure ratio of compressor,and pressure ratio of turbine

壓氣機(jī)壓比影響燃燒室壓力，從而影響比沖。燃燒室壓力與壓氣機(jī)出口壓力近似相等，壓氣機(jī)出口壓力越低，燃燒室壓力和比沖也將隨之降低。另一方面，當(dāng)渦輪特性不變時(shí)，壓氣機(jī)壓比減小，所需要的壓氣機(jī)功和渦輪功將減少，對于給定渦輪，燃?xì)饬髁侩S之減小，所以壓氣機(jī)壓比減小有利于增大比沖。當(dāng)渦輪特性隨壓氣機(jī)壓比關(guān)聯(lián)變化時(shí)，其比沖將呈現(xiàn)先升高再降低的過程，因?yàn)锳TR發(fā)動(dòng)機(jī)的渦輪進(jìn)口燃?xì)怏w積流量將會(huì)大幅度降低，渦輪的效率會(huì)出現(xiàn)顯著降低。

1.3 ATR發(fā)動(dòng)機(jī)工作包線性能仿真

為了對ATR發(fā)動(dòng)機(jī)的理論研究結(jié)果進(jìn)行驗(yàn)證，開展了500 kg·f 推力單組元推進(jìn)劑ATR樣機(jī)設(shè)計(jì)和試驗(yàn)，同時(shí)開展了雙組元推進(jìn)劑ATR樣機(jī)方案設(shè)計(jì)和性能仿真分析。

1.3.1 單組元推進(jìn)劑ATR發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)研究

單組元推進(jìn)劑ATR發(fā)動(dòng)機(jī)采用無水肼作為推進(jìn)劑，核心機(jī)由離心式壓氣機(jī)、單級沖擊式渦輪、液體單組元發(fā)生器、單壁燃燒室和收-擴(kuò)噴管構(gòu)成。單組元推進(jìn)劑ATR發(fā)動(dòng)機(jī)主要參數(shù)見表1，試驗(yàn)照片見圖5。

圖5 單組元推進(jìn)劑ATR發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)Fig. 5 Experiment image of ATR with monopropellant

表1 單組元推進(jìn)劑ATR發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)參數(shù)Table 1 Main parameters of ATR with monopropellant

表2給出了幾組不同來流工況、不同轉(zhuǎn)速下發(fā)動(dòng)機(jī)的地面試驗(yàn)驗(yàn)證和高空性能驗(yàn)證結(jié)果與理論結(jié)果的對比。試驗(yàn)中，發(fā)動(dòng)機(jī)空氣來流由試驗(yàn)臺(tái)供應(yīng)，在供應(yīng)中進(jìn)行流量測量，發(fā)生器流量（即渦輪燃?xì)饬髁浚┮矞y量獲得，可以得到燃燒室的燃料與空氣的混合比，同時(shí)對燃燒室的壓力和燃?xì)鉁囟冗M(jìn)行測量，通過燃燒室理論溫度和實(shí)際溫度的對比獲得燃燒室的效率，進(jìn)一步確定燃燒室產(chǎn)物的物性，根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)的推力計(jì)算公式獲得發(fā)動(dòng)機(jī)的性能參數(shù)。

表2 單組元推進(jìn)劑ATR性能計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果對比Table 2 Comparison between the results of numerical simulations and experiments for ATR with monopropellant

研究表明，仿真計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果的平均誤差在5%以內(nèi)，設(shè)計(jì)方法和性能仿真模型正確，可滿足ATR發(fā)動(dòng)機(jī)性能預(yù)估的需求。

利用仿真平臺(tái)對發(fā)動(dòng)機(jī)的高空、高速特性進(jìn)行了計(jì)算，結(jié)果如圖6所示。研究表明，采用單組元推進(jìn)劑作為ATR發(fā)動(dòng)機(jī)的燃料，最高比沖可以達(dá)到650 s左右，作為數(shù)學(xué)模型驗(yàn)證、系統(tǒng)匹配特性研究、技術(shù)演示較為合適，能夠?qū)TR發(fā)動(dòng)機(jī)的主要技術(shù)進(jìn)行快速驗(yàn)證。單組元ATR發(fā)動(dòng)機(jī)理論性能仿真結(jié)果表明，ATR發(fā)動(dòng)機(jī)的高空特性及最大速度上限受制于壓氣機(jī)增壓比在高速下折合壓比的限制，選取較低壓比發(fā)動(dòng)機(jī)的最大速度邊界低，反之最大速度邊界高。

圖6 單組元推進(jìn)劑ATR發(fā)動(dòng)機(jī)的推力和比沖特性Fig. 6 Thrust and specific impulse of ATR with monopropellant

1.3.2 雙組元推進(jìn)劑ATR性能研究

雙組元ATR發(fā)動(dòng)機(jī)采用液氧煤油推進(jìn)劑，由進(jìn)氣道、壓氣機(jī)、渦輪、燃燒室和噴管組成。發(fā)生器放置在發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部，高溫燃?xì)獬隹谂c渦輪進(jìn)口一體化連接。系統(tǒng)原理圖見圖7。

圖7 雙組元ATR發(fā)動(dòng)機(jī)方案示意Fig. 7 Sketch of ATR with bipropellant

雙組元ATR發(fā)動(dòng)機(jī)的壓氣機(jī)采用軸流式壓氣機(jī)方案。該方案的特點(diǎn)是：尺寸小的同時(shí)流通能力大；渦輪采用多級軸流式渦輪，以實(shí)現(xiàn)大落壓比和高效率的要求；燃燒室采用氣膜冷卻結(jié)構(gòu)，采用波瓣式混流器增強(qiáng)渦輪燃?xì)夂涂諝獾膿交欤坏孛嬖囼?yàn)采用固定結(jié)構(gòu)的進(jìn)排氣系統(tǒng)方案。雙組元ATR發(fā)動(dòng)機(jī)的推力和比沖特性計(jì)算結(jié)果見圖8。主要參數(shù)見表3。

表3 雙組元推進(jìn)劑ATR發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)參數(shù)Table 3 Main parameters of ATR with bipropellant

圖8 雙組元推進(jìn)劑ATR發(fā)動(dòng)機(jī)的推力和比沖特性Fig. 8 Thrust and specific impulse of ATR with bipropellant

對ATR發(fā)動(dòng)機(jī)在馬赫數(shù)0～4工作范圍內(nèi)的特性進(jìn)行了仿真。根據(jù)理論仿真結(jié)果，采用雙組元推進(jìn)劑，ATR發(fā)動(dòng)機(jī)的比沖可以達(dá)到800 s以上，這主要與壓氣機(jī)、渦輪、發(fā)生器、燃燒室的效率高度相關(guān)。在渦輪進(jìn)口溫度1200 K的條件下，比沖在800～900 s之間。

ATR發(fā)動(dòng)機(jī)非設(shè)計(jì)點(diǎn)特性的主要規(guī)律是：隨著高度、速度變化，推力降低幅度較小，在馬赫數(shù)0～4的爬升包線中能夠提供更大的剩余推力，對于飛行器的快速爬升具有較好的支撐作用。

2 ATR發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)特性研究

ATR發(fā)動(dòng)機(jī)區(qū)別于傳統(tǒng)航空發(fā)動(dòng)機(jī)，采用了火箭燃?xì)獍l(fā)生器產(chǎn)生富燃燃?xì)怛?qū)動(dòng)渦輪，燃?xì)鈮毫νǔ２恍∮? MPa，可以在數(shù)秒內(nèi)實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)的起動(dòng)和關(guān)機(jī)，發(fā)動(dòng)機(jī)無需配備專用的起動(dòng)系統(tǒng)。圖9給出了歷次地面試驗(yàn)統(tǒng)計(jì)的ATR發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)時(shí)間對比。

圖9 ATR發(fā)動(dòng)機(jī)典型工況起動(dòng)特性圖Fig. 9 Start-up characteristics of ATR under typical working conditions

經(jīng)地面試驗(yàn)考核，ATR發(fā)動(dòng)機(jī)在不同空域、典型目標(biāo)轉(zhuǎn)速下，起動(dòng)過程所需時(shí)間均在5 s以內(nèi)，使得ATR發(fā)動(dòng)機(jī)具有加速性優(yōu)、機(jī)動(dòng)性強(qiáng)的特點(diǎn)。

根據(jù)研究結(jié)果，影響ATR發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)速度的主要因素與發(fā)動(dòng)機(jī)的尺度規(guī)模有較大關(guān)系—尺度小的轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的慣性小，起動(dòng)速度快；尺度大的轉(zhuǎn)子系統(tǒng)慣性大，起動(dòng)速度慢。研究表明，隨著發(fā)動(dòng)機(jī)尺度的變大，轉(zhuǎn)子系統(tǒng)扭矩增大，需要采用分級起動(dòng)方式，以防止轉(zhuǎn)子系統(tǒng)瞬時(shí)沖擊過大，這會(huì)進(jìn)一步加長起動(dòng)時(shí)間，但是即便如此，其時(shí)間仍然可以保持在10 s以內(nèi)。

3 ATR發(fā)動(dòng)機(jī)高馬赫數(shù)特性研究

ATR發(fā)動(dòng)機(jī)與沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)在馬赫數(shù)3～4可無縫接力，兩者的組合形式是水平起降、可重復(fù)使用臨近空間飛行器的優(yōu)選動(dòng)力，其高馬赫數(shù)下的模態(tài)轉(zhuǎn)換技術(shù)是近年來的研究熱點(diǎn)。為驗(yàn)證ATR發(fā)動(dòng)機(jī)在高馬赫數(shù)下的工作特性，建立了高馬赫數(shù)下單組元ATR與進(jìn)排氣系統(tǒng)一體化計(jì)算模型，開展了進(jìn)氣道、燃?xì)獍l(fā)生器、燃燒室和尾噴管的匹配工作特性及影響分析，完成了單組元ATR發(fā)動(dòng)機(jī)馬赫數(shù)3.5自由射流試驗(yàn)驗(yàn)證工作。

ATR發(fā)動(dòng)機(jī)性能在高馬赫數(shù)下主要隨燃料流量、進(jìn)氣面積和排氣面積等變量的調(diào)整而變化。圖10給出了單獨(dú)調(diào)整某一變量對發(fā)動(dòng)機(jī)推力系數(shù)CT和物理轉(zhuǎn)速的影響。表4列出了具體的影響程度數(shù)值。從表4中可知，燃料流量對推力的貢獻(xiàn)比進(jìn)/排氣面積對推力的貢獻(xiàn)更大，而進(jìn)氣面積和燃?xì)饬髁繉ξ锢磙D(zhuǎn)速的影響程度相當(dāng)。高馬赫數(shù)下，進(jìn)氣面積、排氣面積單獨(dú)變化時(shí)，物理轉(zhuǎn)速和推力系數(shù)變化成反比，所以ATR發(fā)動(dòng)機(jī)在高馬赫數(shù)工作時(shí)轉(zhuǎn)速變化并不能表征發(fā)動(dòng)機(jī)推力的特性。ATR發(fā)動(dòng)機(jī)要獲得相應(yīng)的推力性能，還應(yīng)著重考慮進(jìn)氣狀態(tài)的匹配控制。

圖10 發(fā)動(dòng)機(jī)控制變量對推力系數(shù)和物理轉(zhuǎn)速的影響程度曲線Fig. 10 Influence of engine control variables on thrust coefficient and speed

表4 發(fā)動(dòng)機(jī)控制變量對推力和物理轉(zhuǎn)速的影響程度表Table 4 Influence of engine control variables on thrust and speed

圖11所示為ATR發(fā)動(dòng)機(jī)馬赫數(shù)3.5自由射流試驗(yàn)照片。試驗(yàn)工況如表5所示。依據(jù)ATR發(fā)動(dòng)機(jī)在高空高馬赫數(shù)下的特性分析結(jié)果，制定了燃?xì)饬髁?、進(jìn)氣面積以及排氣面積的協(xié)同調(diào)節(jié)方案。馬赫數(shù)3.5工況的試驗(yàn)結(jié)果表明：（1）ATR發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火迅速，系統(tǒng)各部組件在高空自由射流狀態(tài)下工作匹配、協(xié)調(diào)、穩(wěn)定；（2）進(jìn)氣道接近臨界狀態(tài)，工作穩(wěn)定；（3）渦輪機(jī)工作實(shí)測參數(shù)與仿真值相當(dāng)，進(jìn)氣量誤差為3.62%，渦輪效率誤差為1.47%；（4）發(fā)動(dòng)機(jī)推力增益相比計(jì)算值偏高約4.3%。

圖11 ATR發(fā)動(dòng)機(jī)馬赫數(shù)3.5自由射流試驗(yàn)Fig. 11 Free-jet test diagram ( Ma = 3.5)

表5 ATR發(fā)動(dòng)機(jī)馬赫數(shù)3.5自由射流試驗(yàn)?zāi)M工況Table 5 Parameters of a free-jet test

試驗(yàn)獲得的燃燒室壓力和推力增益變化見圖12。模態(tài)轉(zhuǎn)換風(fēng)洞試驗(yàn)研究表明，并聯(lián)式組合發(fā)動(dòng)機(jī)在低速通道起動(dòng)和關(guān)機(jī)過程較短的條件下，高速?zèng)_壓通道能夠快速地達(dá)到最優(yōu)工況。試驗(yàn)中模態(tài)轉(zhuǎn)換過程在3.5 s內(nèi)完成。通過對高速通道起動(dòng)工作時(shí)序點(diǎn)的精確控制，能夠?qū)崿F(xiàn)在模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中的推力連續(xù)，從而解決模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中出現(xiàn)的推力凹坑問題。

圖12 發(fā)動(dòng)機(jī)典型參數(shù)變化曲線Fig. 12 Time histories of typical engine parameters

4 結(jié)論及展望

空氣渦輪火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的工作范圍寬，在20 km以上的高空，最大飛行速度可以達(dá)到馬赫數(shù)4左右?？諝鉁u輪火箭發(fā)動(dòng)機(jī)中有壓氣機(jī)主動(dòng)增壓部件，可以在渦輪驅(qū)動(dòng)下自主吸入空氣并增壓，具備像航空發(fā)動(dòng)機(jī)一樣從地面靜止?fàn)顟B(tài)起動(dòng)工作的能力，可以推動(dòng)飛行器從地面跑道起飛，能夠多次、長時(shí)間重復(fù)使用。在空氣渦輪火箭發(fā)動(dòng)機(jī)中，經(jīng)壓氣機(jī)增壓后的空氣直接進(jìn)入燃燒室燃燒，沒有航空發(fā)動(dòng)機(jī)中的渦輪膨脹降壓過程，因此壓氣機(jī)的增壓比約為航空發(fā)動(dòng)機(jī)的1/8～1/5即可獲得較優(yōu)的綜合性能。壓氣機(jī)總增壓比低使得在高速飛行（來流總溫最高750～900 K）的條件下，經(jīng)壓氣機(jī)增壓后的空氣的溫升也在1000 K以內(nèi)，可以適應(yīng)更高、更寬的工作范圍，起動(dòng)速度快，加速性能優(yōu)，與沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)組合可實(shí)現(xiàn)推力無縫接力，可以形成新的寬域組合動(dòng)力，滿足臨近空間超聲速和高超聲速飛行器動(dòng)力需求，形成我國自主的組合動(dòng)力技術(shù)路線。研究得到的主要結(jié)論如下：

1）試驗(yàn)及理論研究表明，ATR發(fā)動(dòng)機(jī)的工作速域可為馬赫數(shù)0～4，在寬域爬升包線中推力衰減幅度小，能夠提供更大的剩余推力，對于飛行器的快速爬升具有較好的支撐能力。

2）中小推力ATR發(fā)動(dòng)機(jī)地面狀態(tài)起動(dòng)過程所需時(shí)間均在5 s以內(nèi)，該特性與轉(zhuǎn)子慣性相關(guān)，在不同空域、典型目標(biāo)轉(zhuǎn)速下略有變化，相對而言起動(dòng)十分迅速，更加適應(yīng)復(fù)雜的工作能力需求。但是快速起動(dòng)對于轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的扭轉(zhuǎn)負(fù)荷和穩(wěn)定可靠工作的影響還有待進(jìn)一步研究。

3）小尺度發(fā)動(dòng)機(jī)自由射流試驗(yàn)中，ATR到?jīng)_壓通道的模態(tài)轉(zhuǎn)換過程在3.5 s內(nèi)完成，通過對高速通道起動(dòng)工作時(shí)序點(diǎn)的精確控制，可以實(shí)現(xiàn)模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中的推力連續(xù)，從而解決寬域組合動(dòng)力模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中出現(xiàn)的推力凹坑問題。

4）ATR發(fā)動(dòng)機(jī)在國內(nèi)外發(fā)展了多年，在應(yīng)用研究方面，一直將ATR發(fā)動(dòng)機(jī)作為獨(dú)立的動(dòng)力裝置應(yīng)用，論證的幾類ATR動(dòng)力飛行器，既要實(shí)現(xiàn)速度邊界拓展，又要實(shí)現(xiàn)低油耗，兼顧的因素多，優(yōu)勢不突出。利用ATR發(fā)動(dòng)機(jī)加速性優(yōu)和速度上邊界高的優(yōu)勢，可以形成新型臨近空間高速投送平臺(tái)，也可以與沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)一步組合形成新型寬域組合動(dòng)力，是發(fā)揮其優(yōu)勢的技術(shù)途徑，有待從發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)性能和飛行器總體方面進(jìn)行深入的研究。