PATR發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)展歷程簡介及參數(shù)特性分析

馬海波,馬 元,南向誼,張蒙正,劉典多

(西安航天動(dòng)力研究所,陜西 西安 710100)

0 引言

預(yù)冷組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)是指通過一定手段對(duì)來流空氣進(jìn)行冷卻后再使其進(jìn)入后續(xù)部件進(jìn)行工作的一類動(dòng)力裝置。采用空氣預(yù)冷裝置的動(dòng)力系統(tǒng)可以寬范圍高效地利用大氣中的氧,提高發(fā)動(dòng)機(jī)的性能。目前預(yù)冷組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)已經(jīng)成為航空航天共同關(guān)注的問題,尤其是REL公司提出的SABRE(synergistic air breathing rocket engine)方案[1-2],獲得國內(nèi)外廣泛認(rèn)可,得到歐空局(European Space Agency,ESA)、美國空軍研究實(shí)驗(yàn)室(Air Force Research Laboratory,AFRL)、美國國防高級(jí)研究計(jì)劃局(Defense Advanced Research Projects Agency,DARPA)、波音公司、羅羅公司、BAE系統(tǒng)公司等多家科研機(jī)構(gòu)的技術(shù)、經(jīng)費(fèi)支持[3-5]。近年來,SABRE發(fā)動(dòng)機(jī)的發(fā)展不斷加速,2019年REL公司先后完成了預(yù)冷器3.3Ma工況[6]和5Ma工況的換熱試驗(yàn)[7],2021年完成了氦加熱器(HX3)和氫氣預(yù)燃室的測試[8-9]。

針對(duì)我國可重復(fù)使用天地往返運(yùn)輸系統(tǒng)領(lǐng)域?qū)?dòng)力系統(tǒng)的迫切需求,西安航天動(dòng)力研究所在2014年提出了預(yù)冷空氣渦輪火箭發(fā)動(dòng)機(jī)(pre-cooling air turbo rocket engine,PATR)方案。PATR發(fā)動(dòng)機(jī)具有熱力循環(huán)性能優(yōu)、工作包線寬、模態(tài)轉(zhuǎn)換簡捷、應(yīng)用潛力大等優(yōu)勢,是水平起降天地往返運(yùn)輸系統(tǒng)的理想動(dòng)力方案,既可作為水平起降兩級(jí)入軌運(yùn)輸系統(tǒng)的一級(jí)動(dòng)力,也可集成火箭模態(tài)后助力飛行器實(shí)現(xiàn)單級(jí)入軌。以PATR發(fā)動(dòng)機(jī)作為動(dòng)力的飛行器采用水平起降方式,執(zhí)行任務(wù)可推廣至全國范圍內(nèi)的普通軍用、民用機(jī)場,全天候通行效率高,具備實(shí)現(xiàn)航班化運(yùn)輸模式的應(yīng)用潛力。

本文首先對(duì)PATR發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)展歷程及研究進(jìn)展進(jìn)行簡要描述,重點(diǎn)針對(duì)系統(tǒng)參數(shù)特性進(jìn)行詳細(xì)分析。主要包括:開展設(shè)計(jì)點(diǎn)輸入?yún)?shù)影響分析,計(jì)算分析熱容比、渦輪機(jī)等熵效率、換熱器換熱有效度、換熱器總壓恢復(fù)系數(shù)共4類21個(gè)輸入指標(biāo)取值變化對(duì)系統(tǒng)熱力循環(huán)方案的影響;開展發(fā)動(dòng)機(jī)典型工況點(diǎn)的工作特性研究,完成彈道特性、高度特性、轉(zhuǎn)速特性的仿真計(jì)算和變化規(guī)律分析。

1 PATR發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)展歷程簡介

PATR發(fā)動(dòng)機(jī)的相關(guān)研究最早起源于“十一五”期間,西安航天動(dòng)力研究所對(duì)SABRE發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行了跟蹤性研究,持續(xù)進(jìn)行了多輪熱力循環(huán)方案優(yōu)化。在充分調(diào)研國內(nèi)關(guān)鍵技術(shù)的基礎(chǔ)上,2014年提出了符合我國技術(shù)基礎(chǔ)的PATR發(fā)動(dòng)機(jī)方案,系統(tǒng)方案原理如圖1所示。

圖1 PATR發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)方案Fig.1 System scheme of PATR engine

與SABRE-3方案相比,PATR發(fā)動(dòng)機(jī)為了提升工程可行性,主要做了以下優(yōu)化。

1)PATR方案中火箭模態(tài)與吸氣模態(tài)解耦,不需要采用雙模態(tài)共用推力室,壓氣機(jī)增壓比可以降至10左右,使推力室和壓氣機(jī)的設(shè)計(jì)難度大大降低。SABRE-3包含吸氣模態(tài)、火箭模態(tài),兩個(gè)模態(tài)共用一套推力室組件,推力室需要適應(yīng)氣/氣、液/液等多種流態(tài)的介質(zhì),對(duì)于噴注結(jié)構(gòu)、燃燒組織結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)要求較高,同時(shí)要求壓氣機(jī)具備150+的增壓比,才能保證兩個(gè)模態(tài)下推力室的室壓適配。

2)為了保證氦渦輪全包線內(nèi)的做功能力,PATR方案中利用推力室壁面再生冷卻通道加熱氦氣,減少了組件數(shù)量,提升了發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)緊湊度。SABRE-3中設(shè)置了富燃預(yù)燃室、氦加熱器組件,在低馬赫工作區(qū)間,當(dāng)氦氣在預(yù)冷器中的吸熱量不足時(shí),利用高溫燃?xì)饨o氦氣補(bǔ)充熱量。

3)針對(duì)空氣預(yù)冷程度開展對(duì)比研究,發(fā)現(xiàn)采用壓比10左右的壓氣機(jī),則更適宜將空氣適度冷卻,保證壓氣機(jī)入口空氣溫度處于目前壓氣機(jī)常規(guī)工作溫度區(qū)間(288～450 K),從而可以避免空氣結(jié)霜、低溫空氣壓縮等技術(shù)難點(diǎn),提升方案的工程研制可行性。如果采用空氣深度冷卻的設(shè)計(jì)思路,主要的優(yōu)勢在于相同功率消耗下,可以實(shí)現(xiàn)更高的壓氣機(jī)增壓比,適用于SABRE-3的高壓比壓氣機(jī)方案,但是會(huì)帶來空氣結(jié)霜控制技術(shù)、低溫空氣高效增壓技術(shù)等技術(shù)難點(diǎn)。

基于上述優(yōu)化思路,文獻(xiàn)[10]完成了PATR的參數(shù)匹配計(jì)算,結(jié)果表明:在0～5Ma、0～25 km 范圍內(nèi),PATR方案比沖為1 400～2 800 s,余氣系數(shù)范圍為0.33～1.32。2016年英國REL公司首次公布了其優(yōu)化方案SABRE-4的熱力循環(huán)原理[11],采用了空氣適度預(yù)冷、雙模態(tài)推力室解耦、降低壓氣機(jī)壓比等優(yōu)化措施,與西安航天動(dòng)力研究所在PATR方案中的優(yōu)化思路不謀而合。同時(shí),SABRE-4中針對(duì)氦流路的循環(huán)方式進(jìn)行了優(yōu)化,采用了分路、分級(jí)換熱的思路,綜合以上措施,氫燃料消耗與SABRE-3相比降低了40%[11],大幅提升了系統(tǒng)性能。借鑒SABRE-4方案,西安航天動(dòng)力研究所進(jìn)行了PATR參數(shù)調(diào)整與熱力循環(huán)優(yōu)化,提出了PATR發(fā)動(dòng)機(jī)優(yōu)化方案(見圖2)[12],確定了一種能充分發(fā)揮性能特點(diǎn)的控制規(guī)律[13]。

圖2 PATR熱力循環(huán)優(yōu)化方案Fig.2 Optimization scheme of thermal cycle for PATR engine

針對(duì)PATR發(fā)動(dòng)機(jī)中存在的各項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù),西安航天動(dòng)力研究所已經(jīng)開展了多年的攻關(guān)研究及原理驗(yàn)證。完成了寬范圍進(jìn)氣道方案研究,5Ma工況下總壓恢復(fù)系數(shù)超過SABRE進(jìn)氣道71%;完成預(yù)冷器4.5Ma工況的換熱特性試驗(yàn),試驗(yàn)獲得的換熱系數(shù)達(dá)到800 W/(m2·K);針對(duì)微細(xì)通道氫氦換熱技術(shù),開展了仿真分析、原理試驗(yàn)件研制及原理驗(yàn)證試驗(yàn),實(shí)現(xiàn)了0.96的換熱有效度和103 kW/kg的換熱芯體功質(zhì)比;針對(duì)氫空氣燃燒組織技術(shù)開展了地面驗(yàn)證試驗(yàn),成功實(shí)現(xiàn)了余氣系數(shù)0.2～2.5條件下的點(diǎn)火穩(wěn)焰,單次熱試時(shí)間達(dá)到60 s。同時(shí)針對(duì)高壓比空氣渦輪機(jī)、超臨界氦渦輪機(jī)、寬范圍可調(diào)噴管等關(guān)鍵技術(shù),也開展了相關(guān)研究工作。

2 設(shè)計(jì)點(diǎn)參數(shù)影響分析

以PATR發(fā)動(dòng)機(jī)為代表的預(yù)冷組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)中,高馬赫數(shù)工況是其吸氣模態(tài)循環(huán)方案的典型工作點(diǎn),因此本文以PATR發(fā)動(dòng)機(jī)速域上限(5Ma)作為設(shè)計(jì)點(diǎn)。在PATR發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)點(diǎn)熱力循環(huán)方案設(shè)計(jì)過程中,需要預(yù)先給定部分關(guān)鍵參數(shù)作為輸入指標(biāo),本節(jié)將進(jìn)行預(yù)設(shè)輸入?yún)?shù)取值變化對(duì)系統(tǒng)性能和熱力循環(huán)方案的影響分析。

針對(duì)圖2所示熱力循環(huán)方案,建立發(fā)動(dòng)機(jī)組件模型,引入系統(tǒng)關(guān)鍵節(jié)點(diǎn)流量、壓力及功率平衡等約束條件,進(jìn)行設(shè)計(jì)點(diǎn)參數(shù)計(jì)算分析。本文計(jì)算中,涉及的主要部件包括進(jìn)氣道、換熱器、渦輪機(jī)械、燃燒室、噴管等部件,相關(guān)計(jì)算模型及方法參考文獻(xiàn)[14-15]。

2.1 熱容比

熱容比k定義為換熱器中冷側(cè)流體熱容(qm×cp)cool與熱側(cè)流體熱容(qm×cp)hot的比值。PATR發(fā)動(dòng)機(jī)熱力循環(huán)中,通常根據(jù)低溫預(yù)冷器HX2的熱容比kHX2確定發(fā)動(dòng)機(jī)中空氣與氦氣的流量比,根據(jù)氫氦回?zé)崞鱄X4a處的熱容比kHX4a確定發(fā)動(dòng)機(jī)中氦氣與氫氣的流量比。保證其他輸入?yún)?shù)不變,改變kHX2、kHX4a,系統(tǒng)性能參數(shù)變化趨勢如圖3所示。

圖3 熱容比對(duì)性能影響Fig.3 Effect of heat capacity ratio on performance

根據(jù)圖3可以看出,kHX2、kHX4a增加對(duì)系統(tǒng)性能有如下明顯影響。

1)kHX2從-4%增加至4%時(shí),比沖從2.32%降低至-2.39%,單位推力從-1.70%增加至1.42%。主要原因在于:kHX2的增加意味著在空氣流量不變的前提下,系統(tǒng)中循環(huán)流動(dòng)的氦氣流量增加,氦氣在預(yù)冷器中吸熱后的溫升變低,氦渦輪入口溫度降低,但由于氦氣流量增高,最終使得氦渦輪膨脹功增加,對(duì)應(yīng)的空氣壓氣機(jī)增壓比增高,燃燒室壓力升高,因此發(fā)動(dòng)機(jī)單位推力增加;在保證kHX4a及其余參數(shù)不變的條件下,氦流量增加意味著消耗的氫氣流量增加,因此發(fā)動(dòng)機(jī)比沖呈現(xiàn)下降趨勢。

2)kHX4a從-4%增加至4%時(shí),比沖從2.81%降低至-2.71%,單位推力從-1.27%增加至1.05%。主要原因在于:kHX4a增加意味著在空氣流量、氦氣流量保證不變的前提下,發(fā)動(dòng)機(jī)消耗的氫氣流量增加,因此換熱器HX4a中氦氣出口溫度降低,并導(dǎo)致后續(xù)流路中的氦氣溫度整體降低,最終的影響是氦氣進(jìn)入預(yù)冷器的溫度降低,氦氣冷卻能力增強(qiáng),可以將空氣預(yù)冷至更低溫度,在同樣的功率消耗下空氣壓氣機(jī)增壓比增加,燃燒室壓力變高,因此發(fā)動(dòng)機(jī)單位推力增加;由于氫流量的增加,發(fā)動(dòng)機(jī)比沖降低。

根據(jù)本節(jié)分析,熱容比增加對(duì)比沖提升和單位推力降低均有明顯影響,方案優(yōu)化設(shè)計(jì)過程中應(yīng)結(jié)合發(fā)動(dòng)機(jī)性能需求和系統(tǒng)循環(huán)平衡要求選擇合適的取值。

2.2 渦輪機(jī)械等熵效率

PATR發(fā)動(dòng)機(jī)中,渦輪機(jī)械包括空氣壓氣機(jī)C、氦渦輪T1、氦壓氣機(jī)S、氫渦輪TH。保證其他輸入?yún)?shù)不變,改變空氣壓氣機(jī)效率ηC、氦渦輪效率ηT1、氦壓氣機(jī)效率ηS、氫渦輪效率ηTH,系統(tǒng)性能參數(shù)變化趨勢如圖4所示。

圖4 渦輪機(jī)械等熵效率對(duì)性能影響Fig.4 Effect of turbine isentropic efficiency on performance

根據(jù)圖4可以看出,ηC、ηT1增加對(duì)系統(tǒng)性能有一定影響,ηS、ηTH增加對(duì)系統(tǒng)性能基本無影響。

1)ηC從-4%增加至4%時(shí),比沖從-0.47%增加至0.51%,單位推力從-0.46%增加至0.49%。主要原因在于:在空氣壓氣機(jī)入口溫度、消耗功率等其余參數(shù)保持恒定的條件下,ηC增加意味著空氣壓氣機(jī)的增壓比增高,燃燒室壓力變高,因此發(fā)動(dòng)機(jī)單位推力增加;同時(shí)由于氫氣流量不變,因此發(fā)動(dòng)機(jī)比沖也呈增加趨勢。

2)ηT1從-4%增加至4%時(shí),比沖從-0.65%增加至0.67%,單位推力從-0.57%增加至0.59%。主要原因在于:在其余參數(shù)保持恒定的條件下,ηT1增加意味著渦輪膨脹輸出功增加,同時(shí)渦輪出口氦氣溫度降低,并在經(jīng)過循環(huán)流動(dòng)后使得進(jìn)入預(yù)冷器的氦氣溫度降低,將空氣預(yù)冷至更低溫度,最終使得空氣壓氣機(jī)增壓比增高,燃燒室壓力變高,發(fā)動(dòng)機(jī)單位推力增加;同時(shí)由于氫氣流量基本不變,因此發(fā)動(dòng)機(jī)比沖也呈增加趨勢。

3)ηS、ηTH變化時(shí),對(duì)系統(tǒng)性能基本不會(huì)產(chǎn)生影響。主要原因在于:ηS增加時(shí),氦壓氣機(jī)壓縮后的氦氣溫度略有降低,并且壓縮過程消耗的功率降低,氫渦輪膨脹做功導(dǎo)致的溫降變小,進(jìn)入氫氦回?zé)崞鱄X5的氫氣溫度升高,反而使得經(jīng)HX5換熱后的氦氣出口溫度升高,多路氦氣摻混后溫度變化相互抵消,最終對(duì)空氣流路的參數(shù)和系統(tǒng)性能幾乎不會(huì)產(chǎn)生影響。ηTH增加時(shí)主要影響幾組氫渦輪的膨脹比,氫路溫度變化較小,對(duì)系統(tǒng)性能基本不會(huì)產(chǎn)生影響。

根據(jù)本節(jié)分析,空氣壓氣機(jī)效率ηC、氦渦輪效率ηT1增加對(duì)比沖和單位推力提升均有一定影響,優(yōu)化設(shè)計(jì)過程中在組件設(shè)計(jì)能力允許的前提下取值應(yīng)盡可能高。氦壓氣機(jī)效率ηS、氫渦輪效率ηTH增加對(duì)系統(tǒng)性能基本無影響,優(yōu)化設(shè)計(jì)過程中可以適當(dāng)降低取值以降低組件設(shè)計(jì)難度。

2.3 換熱有效度

PATR發(fā)動(dòng)機(jī)中包含多組換熱器,選擇高溫預(yù)冷器HX1、低溫預(yù)冷器HX2、氫氦回?zé)崞鱄X4a和HX5,氦氦回?zé)崞鱄X4b進(jìn)行換熱有效度影響分析,保證其他輸入?yún)?shù)不變,改變上述換熱器的換熱有效度,系統(tǒng)性能參數(shù)變化趨勢如圖5所示。

圖5 換熱有效度對(duì)性能影響Fig.5 Effect of heat exchanger efficiency on performance

根據(jù)圖5可以看出,各換熱器換熱有效度增加對(duì)系統(tǒng)性能有一定影響。

1)εHX1從-4%增加至4%時(shí)比沖從-0.21%增加至0.21%,單位推力從-0.24%增加至0.25%;εHX2從-4%增加至4%時(shí)比沖從-0.16%增加至0.21%,單位推力從-0.17%增加至0.22%。主要原因在于:εHX1、εHX2增加后高溫預(yù)冷器中空氣與氦氣的熱量交換更加充分,氦氣從空氣中吸收的熱量增加,進(jìn)入氦渦輪膨脹做功能力增強(qiáng),同時(shí)空氣進(jìn)入壓氣機(jī)的溫度降低,二者綜合影響使得空氣壓氣機(jī)增壓比增加,因此發(fā)動(dòng)機(jī)單位推力增加;由于其余參數(shù)不變,氫氣流量未受影響,因此發(fā)動(dòng)機(jī)比沖也呈增加趨勢。

2)εHX4a從-4%增加至4%時(shí),比沖從0.11%降低至-0.05%,單位推力從-0.05%增加至0.04%。主要原因在于:εHX4a增加后氫氦回?zé)崞鱄X4a中氫氣與氦氣的換熱更加充分,氦氣出口溫度降低,相當(dāng)于提升了后續(xù)各組氦氦回?zé)崞骼鋫?cè)介質(zhì)的冷卻能力,受此影響流經(jīng)HX4a、HX4b、HX4c支路的氦氣進(jìn)入氦壓氣機(jī)的溫度均有明顯降低,氦壓氣機(jī)壓縮消耗的功率下降,氫氣在氫渦輪中膨脹做功導(dǎo)致的溫降減小,同時(shí)εHX4a增加還會(huì)使得進(jìn)入氫渦輪膨脹做功前的氫氣溫度升高,因此最終進(jìn)入氫氦回?zé)崞鱄X5的氫氣溫度升高,對(duì)應(yīng)的流經(jīng)HX5支路的氦氣進(jìn)入氦壓氣機(jī)的溫度升高,摻混平衡后,進(jìn)入預(yù)冷器的氦氣溫度變化較小,對(duì)空氣路參數(shù)幾乎無影響,最終發(fā)動(dòng)機(jī)單位推力僅有小幅的變化。εHX4a增加會(huì)對(duì)氫路參數(shù)有明顯的影響,如前文所述由于氦壓氣機(jī)功率降低,各組氫渦輪的落壓比顯著降低,因此需要的氫泵揚(yáng)程降低,進(jìn)而導(dǎo)致液氫在泵出口的物性參數(shù)發(fā)生一定變化,為了保證熱容比kHX4a不變,相應(yīng)的液氫流量略有增加,最終導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)比沖呈小幅降低趨勢。

3)εHX4b從-4%增加至4%時(shí),比沖從-0.19%增加至0.24%,單位推力從-0.10%增加至0.15%。主要原因在于:與εHX4a增加后的影響相似,εHX4b的增加也對(duì)下游組件產(chǎn)生了同樣趨勢的影響,不同之處在于εHX4b變化不會(huì)影響進(jìn)入氫渦輪膨脹做功前的氫氣溫度,使得HX4b、HX4c處對(duì)應(yīng)的氦壓氣機(jī)溫度降幅大于HX5處對(duì)應(yīng)的氦壓氣機(jī)溫度增幅,最終的影響就是進(jìn)入預(yù)冷器的氦氣溫度略有降低,可以將空氣預(yù)冷至更低溫度,在同樣的功率消耗下壓氣機(jī)增壓比增加,發(fā)動(dòng)機(jī)單位推力提升,同時(shí)由于氫氣流量基本不變,發(fā)動(dòng)機(jī)比沖也呈增加趨勢。

4)εHX5從-4%增加至4%時(shí),比沖從-0.20%增加至0.23%,單位推力從-0.11%增加至0.13%。主要原因在于:εHX5增加后氫氦回?zé)崞鱄X5中氫氣與氦氣的換熱更加充分,對(duì)應(yīng)的流經(jīng)HX5支路的氦氣進(jìn)入氦壓氣機(jī)的溫度降低,并使得最終進(jìn)入預(yù)冷器的氦氣溫度降低,可以將空氣預(yù)冷至更低溫度,在同樣的功率消耗下壓氣機(jī)增壓比增加,發(fā)動(dòng)機(jī)單位推力提升,同時(shí)由于氫氣流量基本不變,發(fā)動(dòng)機(jī)比沖也呈增加趨勢。

根據(jù)本節(jié)分析,高溫預(yù)冷器HX1、低溫預(yù)冷器HX2、氫氦回?zé)崞鱄X5、氦氦回?zé)崞鱄X4b換熱有效度增加對(duì)比沖和單位推力提升均有一定影響,優(yōu)化設(shè)計(jì)過程中在組件設(shè)計(jì)能力允許的前提下取值應(yīng)盡可能高。氫氦回?zé)崞鱄X4a換熱有效度增加對(duì)比沖提升和單位推力降低有一定影響,方案優(yōu)化設(shè)計(jì)過程中,應(yīng)結(jié)合發(fā)動(dòng)機(jī)性能需求和系統(tǒng)循環(huán)平衡要求選擇合適的取值。

2.4 換熱器總壓恢復(fù)系數(shù)

PATR發(fā)動(dòng)機(jī)中包含多組換熱器,選擇高溫預(yù)冷器HX1、低溫預(yù)冷器HX2、氫氦回?zé)崞鱄X4a和HX5,氦氦回?zé)崞鱄X4b進(jìn)行總壓恢復(fù)系數(shù)影響分析,保證其他輸入?yún)?shù)不變,改變上述換熱器的總壓恢復(fù)系數(shù),系統(tǒng)性能參數(shù)變化趨勢如圖6所示。

圖6 總壓恢復(fù)系數(shù)對(duì)性能影響Fig.6 Effect of pressure recovery coefficient on performance

根據(jù)圖6可以看出,HX1熱側(cè)總壓恢復(fù)系數(shù)σh,HX1、HX2熱側(cè)總壓恢復(fù)系數(shù)σh,HX2增加對(duì)系統(tǒng)性能有一定影響,其余換熱器總壓恢復(fù)系數(shù)增加對(duì)系統(tǒng)性能基本無影響。

1)σh,HX1從-4%增加至4%時(shí)比沖從-0.47%增加至0.48%,單位推力從-0.46%增加至0.46%;σh,HX2從-4%增加至4%時(shí)比沖從-0.48%增加至0.48%,單位推力從-0.46%增加至0.46%。主要原因在于:預(yù)冷器空氣側(cè)總壓恢復(fù)系數(shù)增加,進(jìn)入壓氣機(jī)的空氣總壓等比例增加,經(jīng)壓比增益后總壓增幅放大,最終使得燃燒室壓力明顯變高,發(fā)動(dòng)機(jī)單位推力增加;同時(shí)由于氫氣流量等其余參數(shù)保持不變,因此發(fā)動(dòng)機(jī)比沖也呈相等幅度的增加趨勢。

2)圖6中其余的換熱器總壓恢復(fù)系數(shù)變化對(duì)系統(tǒng)性能基本不產(chǎn)生影響。其中氦氣側(cè)總壓恢復(fù)系數(shù)增加后,主要影響是對(duì)應(yīng)流路的氦壓氣機(jī)增壓要求降低,增壓消耗的功率降低,相應(yīng)的氫渦輪膨脹比降低,氫泵揚(yáng)程要求降低。氫氣側(cè)總壓恢復(fù)系數(shù)增加后,主要影響是氫泵的揚(yáng)程要求降低。

根據(jù)本節(jié)分析,HX1熱側(cè)總壓恢復(fù)系數(shù)σh,HX1、HX2熱側(cè)總壓恢復(fù)系數(shù)σh,HX2增加對(duì)比沖和單位推力提升均有一定影響,換熱器設(shè)計(jì)中應(yīng)保證設(shè)計(jì)值盡可能高。其余換熱器總壓恢復(fù)系數(shù)對(duì)系統(tǒng)性能影響較小,優(yōu)化設(shè)計(jì)過程中可以適當(dāng)降低取值以降低組件設(shè)計(jì)難度。

2.5 小結(jié)

本節(jié)分析了PATR發(fā)動(dòng)機(jī)中的主要輸入對(duì)于性能的影響,可以看出低溫預(yù)冷器HX2的熱容比kHX2、氫氦回?zé)崞鱄X4a處的熱容比kHX4a直接決定了各路介質(zhì)的流量比值,對(duì)于發(fā)動(dòng)機(jī)性能影響最為顯著。空氣壓氣機(jī)效率ηC、氦渦輪效率ηT1、HX1熱側(cè)總壓恢復(fù)系數(shù)σh,HX1、HX2熱側(cè)總壓恢復(fù)系數(shù)σh,HX2直接影響著空氣流路的狀態(tài)參數(shù),參數(shù)提升都可以轉(zhuǎn)化為空氣壓氣機(jī)壓比的增益,并最終轉(zhuǎn)化為噴管膨脹比的增加,對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)性能參數(shù)有明顯影響。在發(fā)動(dòng)機(jī)性能優(yōu)化提升過程中,可以重點(diǎn)考慮上述參數(shù)的選擇。

其余輸入?yún)?shù)增加對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)性能影響相對(duì)較小,但是對(duì)于氦路、氫路的參數(shù)匹配與組件設(shè)計(jì)難度的平衡有決定性的作用,尤其是對(duì)于氦壓氣機(jī)增壓比、氫渦輪落壓比、氫泵揚(yáng)程等參數(shù)的選取有顯著影響。選取過程中應(yīng)重點(diǎn)參考關(guān)聯(lián)組件的工程設(shè)計(jì)難度。

3 發(fā)動(dòng)機(jī)工作特性分析

根據(jù)前文確定PATR發(fā)動(dòng)機(jī)各輸入?yún)?shù)取值,開展發(fā)動(dòng)機(jī)在不同工況下的參數(shù)匹配,完成發(fā)動(dòng)機(jī)彈道特性、高度特性、轉(zhuǎn)速特性的仿真計(jì)算與變化規(guī)律分析。

3.1 彈道特性

參考REL公司公布的SKYLON飛行彈道開展計(jì)算分析,并與SABRE發(fā)動(dòng)機(jī)的變化規(guī)律進(jìn)行對(duì)比,計(jì)算結(jié)果如圖7所示。

圖7 PATR發(fā)動(dòng)機(jī)彈道特性Fig.7 Trajectory characteristics of PATR engine

根據(jù)圖7可以看出:隨著飛行速度增加,比沖相對(duì)值在0～1Ma范圍內(nèi)由1降低至0.91,在1～2Ma時(shí)比沖相對(duì)值跳躍式增加至1.03,之后隨著飛行速度增加比沖繼續(xù)呈降低趨勢,在4～5Ma時(shí)比沖降幅增大,5Ma比沖相對(duì)值為0.64;單位推力相對(duì)值在0～1Ma范圍內(nèi)由1降低至0.89,在1～2Ma時(shí)突降至0.37,之后隨著飛行速度增加先降低后增加,5Ma比沖相對(duì)值為0.48。性能參數(shù)在1～2Ma、4～5Ma范圍內(nèi)的跳躍式的變化主要是由于外涵沖壓流路的啟動(dòng)和關(guān)閉導(dǎo)致。PATR發(fā)動(dòng)機(jī)中,在0～1Ma范圍內(nèi),比沖、單位推力均呈相同的降低趨勢,與航空發(fā)動(dòng)機(jī)、ATR發(fā)動(dòng)機(jī)相比單位推力和比沖的變化趨勢具有獨(dú)特性。主要原因在于PATR發(fā)動(dòng)機(jī)中氫氣流量變化趨勢不僅與渦輪機(jī)功率相關(guān),同時(shí)也受到閉式氦循環(huán)工作特性、空氣預(yù)冷換熱平衡、氫氦換熱平衡等多處約束的影響,在來流條件、轉(zhuǎn)速等參數(shù)變化后,渦輪機(jī)特性變化導(dǎo)致的推力變化幅度較大,而氫氣流量變化幅度較小,因此比沖變化趨勢更接近于推力而非氫氣流量,該特點(diǎn)在后文高度特性、轉(zhuǎn)速特性分析中也有多次體現(xiàn)。

將PATR彈道特性與SABRE3、SABRE4進(jìn)行對(duì)比,其中SABRE3比沖、單位推力來源于REL公司公布的參數(shù),SABRE4比沖來源于文獻(xiàn)[11](未找到SABRE4單位推力數(shù)據(jù))。PATR發(fā)動(dòng)機(jī)比沖變化趨勢與SABRE3、SABRE4相似,但是變化幅度明顯小于SABRE3、SABRE4;單位推力總體變化趨勢與SABRE3相似,主要區(qū)別在于SABRE3單位推力在0.5Ma時(shí)即產(chǎn)生突降,可以推測其在0.5Ma時(shí)外涵沖壓流路已經(jīng)開始工作,與PATR外涵沖壓流路啟動(dòng)區(qū)間存在差異。圖7中為便于對(duì)比將數(shù)值進(jìn)行了無量綱處理,實(shí)際結(jié)果中在0～5Ma的工作范圍內(nèi),PATR平均比沖為4 735 s、平均單位推力為909 N·s/kg,SABRE3平均比沖為2 462 s、平均單位推力為865 N·s/kg,SABRE4平均比沖為4 394 s,PATR發(fā)動(dòng)機(jī)在性能方面具有明顯優(yōu)勢。

3.2 高度特性

在彈道的基礎(chǔ)上,改變各馬赫數(shù)對(duì)應(yīng)的飛行高度,分析PATR發(fā)動(dòng)機(jī)高度特性,計(jì)算結(jié)果如圖8所示。

根據(jù)圖8可以看出,各馬赫數(shù)下增加飛行高度會(huì)使得比沖下降,單位推力增加。比沖降低的原因?yàn)?高度增加后環(huán)境靜壓及飛行動(dòng)壓降低,內(nèi)涵流路、外涵流路關(guān)鍵特征截面上的空氣密度降低,相同條件下空氣流量減少,發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的推力降低;由于壓氣機(jī)空氣流量減少,因此壓氣機(jī)消耗的功率降低,相對(duì)應(yīng)的氦渦輪中的氦氣流量減少,并最終使得氫氣消耗量減少;其中,推力降低趨勢明顯大于比沖趨勢,以0Ma為例,高度每增加1 km,推力平均降低7.8%,氫流量僅降低2.1%,因此二者綜合后比沖呈降低趨勢。單位推力增加是由于壓氣機(jī)前溫度降低,使得相同轉(zhuǎn)速下的壓氣機(jī)增壓比提升,壓氣機(jī)前溫度降低的影響因素為:在低空域的大氣對(duì)流層(h<10 km,預(yù)冷器不工作)中,進(jìn)入發(fā)動(dòng)機(jī)的空氣溫度隨著高度增加后環(huán)境溫度的下降而降低;在高速高空區(qū)域(h≥10 km,預(yù)冷器開始工作),高度增加后空氣密度下降,空氣壓氣機(jī)流量減小、功率降低,所對(duì)應(yīng)的氦渦輪落壓比降低,閉式氦循環(huán)中需要補(bǔ)償?shù)脑鰤罕纫渤杀壤档?氦氣增壓過程造成的溫升下降,意味著最終進(jìn)入預(yù)冷器的氦氣溫度更低,經(jīng)預(yù)冷器換熱后進(jìn)入壓氣機(jī)的空氣溫度降低。

3.3 轉(zhuǎn)速特性

PATR發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪機(jī)轉(zhuǎn)速變化特性如圖9所示,各轉(zhuǎn)速下發(fā)動(dòng)機(jī)沿彈道點(diǎn)的工作特性變化趨勢基本一致,轉(zhuǎn)速變化后的工作特性在各馬赫數(shù)下呈不同趨勢。

圖9 PATR發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速特性Fig.9 Speed characteristics of PATR engine

在0～1Ma工作范圍內(nèi),發(fā)動(dòng)機(jī)外涵沖壓流路尚未啟動(dòng),發(fā)動(dòng)機(jī)推力全部由內(nèi)涵渦輪流路提供,當(dāng)渦輪機(jī)轉(zhuǎn)速從100%降低至80%時(shí),發(fā)動(dòng)機(jī)比沖、單位推力均呈降低趨勢且降幅明顯。以0Ma為例,比沖無量綱值從1降低至0.62,單位推力無量綱值從1降低至0.80。單位推力變化趨勢與渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)相似,主要是由于渦輪機(jī)轉(zhuǎn)速降低后壓氣機(jī)增壓比降低導(dǎo)致。比沖變化趨勢則與渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)存在明顯差異,主要原因在于PATR發(fā)動(dòng)機(jī)中氫氣流量變化趨勢不僅與渦輪機(jī)功率相關(guān),同時(shí)也受到閉式氦循環(huán)工作特性、空氣預(yù)冷換熱平衡、氫氦換熱平衡等多處約束的影響,渦輪機(jī)轉(zhuǎn)速變化導(dǎo)致的氫氣流量變化幅度遠(yuǎn)小于渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)燃油流量變化幅度,因此在渦輪機(jī)轉(zhuǎn)速降低后,推力降幅較大而氫氣流量降幅較小,使得比沖呈大幅度降低趨勢,例如地面工況下,轉(zhuǎn)速下降20%,推力下降約20%但比沖下降約40%。

在2～4Ma工作范圍內(nèi),發(fā)動(dòng)機(jī)外涵沖壓流路啟動(dòng),發(fā)動(dòng)機(jī)推力由內(nèi)涵渦輪流路、外涵沖壓流路共同提供,當(dāng)渦輪機(jī)轉(zhuǎn)速從100%降低至80%時(shí),發(fā)動(dòng)機(jī)比沖、單位推力均呈降低趨勢但降幅較小。以3Ma為例,比沖無量綱值從0.92降低至0.88,單位推力無量綱值從0.28降低至0.25。渦輪機(jī)轉(zhuǎn)速降低后,流經(jīng)渦輪流路的空氣流量和分配至渦輪流路燃燒的氫氣流量減小,而進(jìn)入外涵沖壓流路的空氣流量和氫氣流量增加,因此渦輪流路產(chǎn)生的推力降低、外涵沖壓流路產(chǎn)生的推力反而增加,二者互相抵消后削弱了渦輪機(jī)轉(zhuǎn)速對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)工作特性的影響。

在4～5Ma時(shí),發(fā)動(dòng)機(jī)外涵沖壓流路關(guān)閉,發(fā)動(dòng)機(jī)推力由內(nèi)涵渦輪流路提供,渦輪機(jī)轉(zhuǎn)速從100%降低至80%時(shí),發(fā)動(dòng)機(jī)比沖、單位推力均呈降低趨勢且降幅明顯。以5Ma為例,比沖無量綱值從0.57降低至0.37,單位推力無量綱值從0.52降低至0.21,工作特性變化的原因與0～1Ma工作范圍一致。

4 結(jié)論

PATR發(fā)動(dòng)機(jī)是2014年針對(duì)水平起降天地往返運(yùn)輸系統(tǒng)的動(dòng)力需求提出的創(chuàng)新動(dòng)力方案,采取了雙模態(tài)推力室解耦、降低壓氣機(jī)增壓比,并采用推力室再生冷卻通道加熱氦氣等措施提升方案的工程可行性,率先進(jìn)行了空氣適度冷卻的思路探索,進(jìn)而對(duì)PATR發(fā)動(dòng)機(jī)熱力循環(huán)進(jìn)行了優(yōu)化。本文在此基礎(chǔ)上對(duì)其參數(shù)特性進(jìn)行了計(jì)算分析,主要得出以下結(jié)論。

1)在PATR發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)點(diǎn)的關(guān)鍵輸入?yún)?shù)中,熱容比對(duì)于發(fā)動(dòng)機(jī)性能影響最為顯著。kHX2從-4%增加至4%時(shí),比沖降低4.71%,單位推力增加3.12%;kHX4a從-4%增加至4%時(shí),比沖降低5.52%,單位推力增加2.32%?？諝鈮簹鈾C(jī)和氦渦輪等熵效率、預(yù)冷器空氣側(cè)總壓恢復(fù)系數(shù)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)性能參數(shù)也有明顯影響。ηC從-4%增加至4%時(shí),比沖增加0.98%,單位推力增加0.95%;ηT1從-4%增加至4%時(shí),比沖增加1.32%,單位推力增加1.16%;σh,HX1從-4%增加至4%時(shí)比沖增加0.95%,單位推力增加0.92%;σh,HX2從-4%增加至4%時(shí)比沖增加0.96%,單位推力增加0.92%。文中所列其余輸入?yún)?shù)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)性能影響相對(duì)較小。

2)在PATR發(fā)動(dòng)機(jī)沿彈道飛行過程中,隨著飛行馬赫數(shù)增加,PATR發(fā)動(dòng)機(jī)比沖總體呈下降趨勢,單位推力在外涵開始工作時(shí)會(huì)產(chǎn)生跳躍式下降,之后基本保持不變。性能相對(duì)變化趨勢與SABRE3、SABRE4相似,性能絕對(duì)值具有明顯優(yōu)勢。

3)飛行高度增加會(huì)使發(fā)動(dòng)機(jī)比沖升高,單位推力降低;轉(zhuǎn)速降低后發(fā)動(dòng)機(jī)比沖和單位推力均會(huì)降低,并且內(nèi)涵渦輪流路、外涵沖壓流路共同工作時(shí)的降幅明顯小于內(nèi)涵單獨(dú)工作時(shí)的降幅。

4)PATR發(fā)動(dòng)機(jī)中氫氣流量變化趨勢受到閉式氦循環(huán)工作特性、空氣預(yù)冷換熱平衡、氫氦換熱平衡等多處約束的影響,因此在飛行工況、轉(zhuǎn)速等參數(shù)改變后,渦輪機(jī)特性變化導(dǎo)致的推力變化幅度較大,而氫氣流量變化幅度較小,二者綜合后導(dǎo)致PATR發(fā)動(dòng)機(jī)的比沖性能與航空發(fā)動(dòng)機(jī)、ATR發(fā)動(dòng)機(jī)等其他典型渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)相比,具有獨(dú)有的變化特性。