康劍飛

(中國航天科技集團公司四院四十一所燃燒、流動和熱結(jié)構(gòu)國家級重點實驗室， 陜西 西安 710025)

基于燃料熱力學(xué)性質(zhì)的液沖發(fā)動機性能預(yù)示

康劍飛

(中國航天科技集團公司四院四十一所燃燒、流動和熱結(jié)構(gòu)國家級重點實驗室， 陜西 西安 710025)

文中針對液體亞燃沖壓發(fā)動機進行了性能建模，并引入了真實燃料特性和熱力計算模型，針對常用的JP-4、JP-5，JP-10，RP-1和Jet-A液體燃料開展了發(fā)動機性能對比，分析了燃料當(dāng)量比以及飛行馬赫數(shù)和高度對發(fā)動機性能的影響規(guī)律。研究結(jié)果表明：采用JP-4液體燃料的發(fā)動機性能比采用其它燃料的好；考慮發(fā)動機性能、熱防護性能以及燃料本身的裂解和積炭特性，選取0.6 ～ 0.7的當(dāng)量比較合適；無論飛行高度如何，發(fā)動機比沖在馬赫數(shù)3.5附近達到最大，飛行高度增加，比沖性能也會增加。

亞燃沖壓發(fā)動機；性能預(yù)示；數(shù)值仿真

引 言

近幾十年來，由于其出色的比沖特性和寬廣的飛行包線，沖壓發(fā)動機作為超聲速巡航導(dǎo)彈的首選動力受到了廣泛的關(guān)注。其中亞燃沖壓發(fā)動機的性能預(yù)示是發(fā)動機設(shè)計工作的一項重要內(nèi)容，它為總體參數(shù)選擇、結(jié)構(gòu)布局和設(shè)計以及部件參數(shù)的確定提供了依據(jù)。文獻[1]采用能量法針對超聲速巡航導(dǎo)彈和沖壓發(fā)動機開展了一體化研究，分析了超聲速導(dǎo)彈和發(fā)動機性能之間的合理匹配關(guān)系。文獻[2]采用Simulink仿真平臺搭建了亞燃沖壓發(fā)動機模塊化的穩(wěn)態(tài)仿真模型，并進行了不同飛行條件下的特性分析。文獻[3]建立了煤油燃料的彈用液體沖壓發(fā)動機性能分析模型，分析了馬赫數(shù)、高度和余氣系數(shù)等參數(shù)對發(fā)動機性能的影響。國內(nèi)外學(xué)者針對沖壓發(fā)動機的循環(huán)分析和性能預(yù)示開展了大量的研究，獲得了部件性能參數(shù)對發(fā)動機總體性能的影響規(guī)律。但很多研究基于假設(shè)過多，沒有將燃料本身的特性引入到發(fā)動機性能預(yù)示中，而燃料特性直接影響各部件和發(fā)動機的工作效能，因此發(fā)動機性能預(yù)示不能簡單地理解為進行發(fā)動機的氣動熱力計算，而是應(yīng)全面分析發(fā)動機的特性，通過反復(fù)計算和分析，最后確定發(fā)動機的總體方案。

本文針對液體燃料沖壓發(fā)動機建立性能分析模型，考慮燃料的真實熱力工作過程，結(jié)合分部件模塊模型，開展發(fā)動機整體性能的速度和高度特性分析，旨在為發(fā)動機部件和整體工作參數(shù)的確定提供可靠依據(jù)。

1 液體沖壓發(fā)動機性能預(yù)示模型

1.1 發(fā)動機總體模型

圖1給出了液體沖壓發(fā)動機幾何模型以及性能分析用特征截面，并作如下假設(shè)和約定：

1)發(fā)動機工作過程呈穩(wěn)態(tài)，無摩擦，絕熱，簡單考慮燃料噴射和氣流之間混合造成的壓力損失；

2)發(fā)動機主要由進氣道、燃燒室和尾噴管組成，控制體包括整個發(fā)動機，共假定了7個特征截面，分別為來流空氣入口截面、進氣道入口截面、壓氣機出口截面、燃燒室入口截面、燃燒室出口截面、噴管喉部截面和噴管出口截面；

3)氣體在同一截面上參數(shù)均勻分布，屬性一致，并符合理想氣體假設(shè)；

4)考慮比熱容隨溫度變化，在每個截面處根據(jù)溫度修正熱容。

圖1 液體沖壓發(fā)動機幾何模型和特征截面

1.2 來流空氣模型

來流空氣的參數(shù)可根據(jù)來流馬赫數(shù)(Ma)、飛行高度來確定?？砂唇o定的飛行高度H，根據(jù)式(1)計算大氣溫度T0和大氣壓力P0：

(1)

(2)

式中，k為氣體的比熱比。

1.3 進氣道模型

在沒有進氣道部件真實模型的情況下，可采用式(3)來計算進氣道出口的總壓恢復(fù)系數(shù)，并假設(shè)此過程等熵，進氣道出口的總溫不變。若已知進氣道特性曲線，可嵌入到計算模型中，可得到更為精確的熱力學(xué)參數(shù)σ1：

(3)

1.4 混合面模型

(4)

1.5 燃燒室熱力模型

1.6 性能模型

(5)

(6)

式中，ISP為發(fā)動機的比沖。

2 性能預(yù)示結(jié)果及其分析

2.1 燃料特性比較

為了對比不同燃料條件下發(fā)動機特性的影響規(guī)律，本文以飛行高度10 km，飛行速度3馬赫為標(biāo)準(zhǔn)狀態(tài)，進行了燃料特性的對比分析，表1給出了常見的幾種液體燃料性能參數(shù)和性能計算結(jié)果，其中，性能數(shù)據(jù)是在化學(xué)恰當(dāng)比條件下計算得到的，進氣道總壓恢復(fù)系數(shù)為0.54，流量系數(shù)為1.0，進氣道捕獲面積為0.030 8 m2，燃燒室總壓恢復(fù)系數(shù)為0.95，燃燒效率為99%。

表1 常見液體燃料屬性及發(fā)動機性能計算結(jié)果(化學(xué)恰當(dāng)比)

從以上計算結(jié)果可以看出，采用JP-4燃料的發(fā)動機性能是最高的，但由于在化學(xué)恰當(dāng)比條件下進行反應(yīng)，燃燒室總溫較高，這對于長時間工作的發(fā)動機來說熱防護難度較大。

液體沖壓發(fā)動機在飛行時，為了提高性能，一般采用當(dāng)量比較低的條件工作，因此本文針對JP-4燃料進行了當(dāng)量比分別為0.6、0.7、0.8和0.9的發(fā)動機性能計算，表2中給出了計算結(jié)果。從計算結(jié)果可以看出，隨著當(dāng)量比的減小，發(fā)動機比沖性能明顯上升，燃燒室溫度也隨之下降。根據(jù)液體沖壓發(fā)動機的使用經(jīng)驗，燃燒室溫度一般選取在2 000 K附近，既能保證較高的性能和較好的燃燒室熱防護效果，液體碳氫燃料也不會因為燃料噴嘴溫度過高而裂解和積炭。從以上計算分析可知，當(dāng)量比取在0.6～0.7比較合適。

表2 在不同當(dāng)量比條件下JP-4液體燃料發(fā)動機性能計算結(jié)果

2.2 性能影響因素分析

對不同類型燃料計算后的發(fā)動機性能結(jié)果進行分析發(fā)現(xiàn)， JP-4燃料性能較好，綜合考慮發(fā)動機性能以及使用特性發(fā)現(xiàn)，當(dāng)量比取0.65比較合理，在此條件下本文開展了不同飛行高度、馬赫數(shù)條件下的性能比較分析。圖2給出了發(fā)動機比沖隨飛行馬赫數(shù)和飛行高度的變化規(guī)律。從計算結(jié)果可以看出：在該計算條件下，無論飛行高度如何，在馬赫數(shù)為3.5附近比沖達到最大值；隨著飛行高度的增加， 比沖也逐漸增加，可見液體沖壓發(fā)動機更適合在高空條件下工作。

圖2 發(fā)動機比沖隨飛行馬赫數(shù)和飛行高度的變化規(guī)律

3 結(jié)束語

本文建立了考慮燃料真實熱力學(xué)特性的液體燃料沖壓發(fā)動機性能模型。燃料性能對比分析表明：JP-4燃料要優(yōu)于其它燃料；綜合考慮各種因素發(fā)現(xiàn)，選取0.6～0.7的當(dāng)量比較適宜；無論飛行高度如何，發(fā)動機比沖在馬赫數(shù)3.5附近達到最大，比沖性能會隨著飛行高度的增加而增加。

[1] 崔高峰. 超聲速巡航導(dǎo)彈/沖壓發(fā)動機一體化研究[D]. 西安: 西北工業(yè)大學(xué), 2008.

[2] 王偉，郭迎清.亞燃沖壓發(fā)動機建模及性能研究[J]. 計算機仿真, 2012, 29 (9):53-56.

[3] 范玉珠，張為華. 超聲速彈用液體沖壓發(fā)動機一體化性能建模與仿真[J]. 彈箭與制導(dǎo)學(xué)報, 2009, 29 (1):177-180.

康劍飛 (1980-)，男，工程師，主要從事發(fā)動機實驗研究工作。

Performance Prediction of Liquid Fuel Ramject Engine Based on Real Thermodynamics Property of Fuel

KANG Jian-fei

(NationalKeyLaboratoryofCombustion,FlowandThermo-structure,the41stInstituteoftheAcademyofChinaAerospaceScienceandTechnologyCorporation，Xi′an710025,China)

In this paper the performance model of liquid ramjet engine based on real thermodynamics property of liquid fuel is established. The engine performance comparison is carried out aiming at the commonly used JP-4, JP-5, JP-10, RP-1 and Jet-A liquid fuel. And the effect of fuel equivalence ratio, Mach number and the flight height on engine performance is analyzed. The results show that the performance of JP-4 liquid fuel is better than other fuels. Given the cracking and coking characteristics of engine performance, thermal protective performance and fuel itself, equivalence ratio from 0.6 to 0.7 is appropriate. Whatever flight height it is, the engine specific impulse reaches the maximum near Mach number 3.5. As the altitude increases, the specific impulse performance also increases.

ramjet engine; performance prediction; numerical simulation

2013-05-08

V231.1

A

1008-5300(2013)04-0058-03