組合循環(huán)動力系統(tǒng)的類型與關(guān)鍵技術(shù)

組合循環(huán)動力系統(tǒng)的類型與關(guān)鍵技術(shù)

0組合循環(huán)動力系統(tǒng)現(xiàn)有的動力系統(tǒng)包括各種航空發(fā)動機(jī)、壓縮引擎、彈頭引擎和活塞箱，它們都具有各自的性能優(yōu)勢和理想飛行空間。航空發(fā)動機(jī)的特點(diǎn)是性能高,但很難用于高度20km或速度3.0馬赫以上飛行器的動力系統(tǒng);沖壓發(fā)動機(jī)有較高的性能和飛行馬赫數(shù),但飛行機(jī)動性較差,且需借助助推器解決初始速度問題;火箭發(fā)動機(jī)工作不受高度和初速條件限制,但性能偏低,推進(jìn)劑消耗大。為能在更廣泛的空域工作,且有較好的性能,研究者提出了渦輪基組合循環(huán)發(fā)動機(jī)(TurbineBasedCombinedCycle,以下簡稱TBCC)、空氣渦輪火箭/沖壓組合循環(huán)發(fā)動機(jī)(AirTurboRocket/Ramjet、以下簡稱ATR)及火箭基組合循環(huán)發(fā)動機(jī)(RocketBasedCombinedCycle,以下簡稱RBCC)等各種組合循環(huán)動力系統(tǒng)的設(shè)想,并分別針對不同的研究目標(biāo),進(jìn)行了大量研究工作。就目前研究進(jìn)展來看,組合動力系統(tǒng)相關(guān)的基礎(chǔ)技術(shù)均取得了較大的進(jìn)展,但仍有許多問題尚待進(jìn)一步研究。1翠昌系統(tǒng)1.1進(jìn)氣道控制斜板控制TBCC動力系統(tǒng)由渦輪噴氣(或渦輪風(fēng)扇)發(fā)動機(jī)與沖壓發(fā)動機(jī)有機(jī)結(jié)合而成。起飛和加速期間,發(fā)動機(jī)起常規(guī)渦輪噴氣發(fā)動機(jī)的作用。在約3.0馬赫以下的飛行狀態(tài),加力燃燒室不工作。當(dāng)飛行器加速通過約3.0馬赫時(shí),渦輪噴氣發(fā)動機(jī)關(guān)閉,進(jìn)氣道的空氣直接進(jìn)入加力燃燒室,加力燃燒室成為沖壓發(fā)動機(jī)燃燒室。此時(shí),發(fā)動機(jī)起沖壓發(fā)動機(jī)的作用。就其結(jié)構(gòu)布局而言,TBCC有雙通道和單通道兩種布局方式。雙通道布局中,渦輪和沖壓發(fā)動機(jī)在飛行器機(jī)體上下分布,有各自的燃燒室和噴管收斂段,噴管擴(kuò)張段和進(jìn)氣道外壓縮部分共用(如圖1所示),通過進(jìn)氣道調(diào)節(jié)斜板的打開或閉合,實(shí)現(xiàn)渦輪模態(tài)、沖壓模態(tài)和共同工作模態(tài)。渦輪模態(tài)時(shí),通過進(jìn)氣道調(diào)節(jié)斜板,打開渦輪通道,氣流通過渦輪發(fā)動機(jī),渦輪發(fā)動機(jī)做功。此時(shí),沖壓通道可以打開或關(guān)閉。沖壓通道處于打開狀態(tài)時(shí),可作為多余空氣的放氣通道,減小飛行阻力,必要時(shí)也可在沖壓燃燒室內(nèi)噴入少量燃料,產(chǎn)生適當(dāng)推力。在沖壓模態(tài)時(shí),進(jìn)氣道調(diào)節(jié)斜板關(guān)閉,避免高溫空氣進(jìn)入渦輪發(fā)動機(jī)通道燒蝕壓縮部件。同時(shí),該調(diào)節(jié)斜板起到壓縮斜板的作用。氣流經(jīng)過下通道的沖壓燃燒室和喉部可調(diào)的尾噴管,沖壓發(fā)動機(jī)做功。單通道布局中,渦輪和沖壓有并聯(lián)和串聯(lián)兩種排列方式。并聯(lián)時(shí),渦輪和沖壓發(fā)動機(jī)有各自的燃燒室和排氣噴管,其優(yōu)點(diǎn)在于在低速段,沖壓通道可以參與工作并提供推力;缺點(diǎn)是飛行器迎風(fēng)面積大。串聯(lián)排列方式的特點(diǎn)是,沖壓發(fā)動機(jī)置于渦輪發(fā)動機(jī)后方,兩種發(fā)動機(jī)共用進(jìn)氣道、加力-沖壓燃燒室和噴管(如圖2所示)。在進(jìn)氣道下游,設(shè)置空氣調(diào)節(jié)閥門。低速飛行時(shí),渦輪發(fā)動機(jī)通道和沖壓發(fā)動機(jī)通道的壓差很大,需通過空氣調(diào)節(jié)閥門將沖壓發(fā)動機(jī)通道關(guān)閉,發(fā)動機(jī)完全以燃?xì)鉁u輪模態(tài)工作,此時(shí)發(fā)動機(jī)具有加力渦輪發(fā)動機(jī)的特性。而在高馬赫數(shù)條件下,沖壓條件下的氣動加熱對結(jié)構(gòu)有很大影響,為避免發(fā)動機(jī)受到熱破壞,需調(diào)節(jié)空氣閥門關(guān)閉渦輪發(fā)動機(jī)通道,將渦輪發(fā)動機(jī)通道與沖壓發(fā)動機(jī)通道隔離。此時(shí),發(fā)動機(jī)完全以沖壓模態(tài)工作。為避免動力系統(tǒng)推力出現(xiàn)劇烈波動,兩種發(fā)動機(jī)需共同工作一段時(shí)間,實(shí)現(xiàn)模態(tài)間的平穩(wěn)過渡。1.2潛在用途TBCC的主要特點(diǎn)在于利用空氣中的氧氣,能自主起飛和著陸,且飛行軌跡比較靈活,因此決定了其可能的用途有:(1)tbcc的技術(shù)優(yōu)勢無論是美國的“空天飛機(jī)計(jì)劃(Aerospaceplane)”、“國家空天飛機(jī)(NASP)”、“先進(jìn)航天運(yùn)輸計(jì)劃(ASTP)”、日本的“高超聲速運(yùn)輸機(jī)推進(jìn)系統(tǒng)研究計(jì)劃(HYPR)”,還是德國的“Sanger”計(jì)劃,TBCC研究均是圍繞可重復(fù)使用的天地往返運(yùn)輸系統(tǒng)而開展的[1~4],TBCC的技術(shù)優(yōu)勢就在于以其為動力的高速飛行器在滿足未來向太空運(yùn)送有效載荷方面具有相當(dāng)?shù)膬?yōu)勢。(2)中小型高速飛行試驗(yàn)平臺的動力目前,高速飛行器實(shí)驗(yàn)時(shí),飛行器的起飛一般是用火箭助推或飛機(jī)攜帶完成的。對來流進(jìn)行預(yù)冷卻的TBCC發(fā)動機(jī)做動力的飛行器可以達(dá)到6馬赫的飛行速度,基本能夠完成新型高速飛行器的飛行試驗(yàn),且能重復(fù)使用。美空軍對預(yù)冷卻的渦輪基組合循環(huán)動力系統(tǒng)(MIPCC-TBCC)感興趣的原因之一就是希望其能成為小型高速飛行試驗(yàn)平臺的動力裝置。由此可見,即使在近期無法實(shí)現(xiàn)軌道飛行器動力系統(tǒng)這樣的遠(yuǎn)大目標(biāo),TBCC技術(shù)研究還是可以得到一些其它有用的“副產(chǎn)品”。(3)tbcc動力系統(tǒng)發(fā)展高空高速有/無人偵察飛機(jī)是未來戰(zhàn)爭一個(gè)新方向,TBCC動力系統(tǒng)作為該類飛機(jī)的動力是最理想的。事實(shí)上,半個(gè)世紀(jì)前,J-58發(fā)動機(jī)的出色表現(xiàn)已經(jīng)展示了TBCC動力系統(tǒng)的可行性、優(yōu)勢和戰(zhàn)術(shù)用途。(4)航天器不能突出機(jī)動和控制方面的問題超燃沖壓發(fā)動機(jī)是當(dāng)前研究的熱點(diǎn),其飛行馬赫數(shù)可達(dá)到6馬赫以上,但作為巡航導(dǎo)彈的動力裝置尚有時(shí)日,并存在飛行器難以制導(dǎo)、機(jī)動和控制方面的問題。TBCC動力系統(tǒng)是巡航導(dǎo)彈動力裝置的理想選項(xiàng),優(yōu)點(diǎn)在于飛行器飛行剖面選擇余地較大,飛行速度可快慢兼顧,便于機(jī)動變軌,既克服了目前渦扇發(fā)動機(jī)為動力的亞音速巡航導(dǎo)彈易被攔截的不足,又避免了超燃沖壓發(fā)動機(jī)為動力的巡航導(dǎo)彈難以機(jī)動和控制的問題。1.3tbcc動力系統(tǒng)設(shè)計(jì)發(fā)展TBCC的初衷是希望能發(fā)揮渦輪和沖壓發(fā)動機(jī)的優(yōu)點(diǎn),將發(fā)動機(jī)的工作高度和速度延伸到30km和6馬赫,甚至更高,與此配套的飛行器可以在大氣層內(nèi)實(shí)現(xiàn)自主水平起飛、著陸,且有低的使用成本。當(dāng)飛行器以6倍音速以上速度在大氣層中飛行時(shí),急劇上升的空氣阻力要求其外形應(yīng)高度流線化,前機(jī)身需容納發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道,后機(jī)身要包容排氣噴管。飛行器機(jī)身與動力系統(tǒng)一體化設(shè)計(jì)中最復(fù)雜的是能使進(jìn)氣道與排氣噴管的幾何形狀隨飛行速度而變,以調(diào)節(jié)進(jìn)氣量,使動力系統(tǒng)在低速時(shí)能產(chǎn)生額定推力,高速時(shí)可降低耗油量,并保證進(jìn)氣道有足夠的剛度和耐高溫性能,能經(jīng)受住高速氣流和氣動力熱的作用,不致發(fā)生明顯變形。一般而言,高速飛行器的飛行軌跡是按等動壓(q)線設(shè)計(jì),最可能使用的等q值范圍為q=37.3~50kPa,如英國的HO-TOL航天飛機(jī)的q值選為37.3kPa,德國的Sanger取q值為49kPa。確定飛行軌跡上限(最小動壓)主要考慮的是載機(jī)在巡航或無動力返回時(shí)所需的最大升阻比;下限(最大動壓)主要考慮載機(jī)所能承受的氣動力和氣動熱載荷;飛行器過渡到超音速飛行的高度應(yīng)在噪音標(biāo)準(zhǔn)所允許的飛行高度;超音速巡航高度盡可能高,以減小對臭氧層的破壞。TBCC動力系統(tǒng)設(shè)計(jì)與飛行器飛行剖面上關(guān)鍵點(diǎn)的性能要求是密切相關(guān)的,在整個(gè)飛行范圍內(nèi),凈安裝推力的平衡是影響動力系統(tǒng)設(shè)計(jì)的主要因素,動力系統(tǒng)設(shè)計(jì)參數(shù)和工作模式選擇首先要保證的是飛行剖面關(guān)鍵點(diǎn)處飛行器安裝推力足夠大。起飛階段,大的起飛重量和轉(zhuǎn)速要求初始加速段有高的推力。同時(shí),起飛和亞音速加速過程中需盡量減小動力系統(tǒng)噪音,這就決定了起飛和亞音速巡航應(yīng)為不加力狀態(tài)。低超音速區(qū),飛行器阻力和安裝阻力都很大,動力系統(tǒng)凈推力小,這構(gòu)成了確定渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)尺寸的設(shè)計(jì)準(zhǔn)則。在渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)向沖壓發(fā)動機(jī)工作模式轉(zhuǎn)變馬赫數(shù)附近,轉(zhuǎn)換馬赫數(shù)取決于渦扇發(fā)動機(jī)內(nèi)部溫度以及進(jìn)氣道可能達(dá)到的壓力恢復(fù)情況。進(jìn)氣道溫度的升高,引起壓氣機(jī)換算轉(zhuǎn)速下降,使渦扇發(fā)動機(jī)的推力下降;另一方面,由于燃燒室面積限制了通過沖壓發(fā)動機(jī)的流量,其推力也很低。該點(diǎn)決定了沖壓加力燃燒室面積的大小。超音速巡航高度應(yīng)盡可能高,以減小對臭氧層的破壞(20公里附近,臭氧層濃度很大)。同時(shí),由于飛行馬赫數(shù)越大,相應(yīng)的熱問題越嚴(yán)重。因此,巡航馬赫數(shù)應(yīng)該限制在5馬赫以下,巡航高度不大于30km。接近最大馬赫數(shù),加速或巡航所需推力決定了進(jìn)氣道捕捉面積。由此,對渦扇發(fā)動機(jī)來說,主要設(shè)計(jì)參數(shù)為:涵道比、渦輪前溫度和增壓比。當(dāng)打開加力時(shí),加力燃燒室溫度也是一項(xiàng)主要設(shè)計(jì)參數(shù)。涵道比選擇主要考慮到推力性能、燃料消耗率以及發(fā)動機(jī)的重量尺寸。低的涵道比可獲得高的單位推力,但其低速條件下的燃料消耗率卻不如高涵道比的發(fā)動機(jī);高的涵道比對應(yīng)較大的結(jié)構(gòu)尺寸。一般而言,渦扇發(fā)動機(jī)在整個(gè)飛行范圍內(nèi)只起加速器的作用,使飛行器達(dá)到?jīng)_壓發(fā)動機(jī)單獨(dú)有效工作的飛行速度,在飛行過程的大部分時(shí)間里并不工作。因此,對加速器的動力,即渦扇發(fā)動機(jī),重量和尺寸應(yīng)盡可能小,而燃料消耗是次要因素。故,TBCC動力系統(tǒng)應(yīng)選擇帶加力的小涵道比渦扇發(fā)動機(jī)作為加速器。渦輪前溫度對加力風(fēng)扇發(fā)動機(jī)單位推力的影響呈單調(diào)函數(shù)關(guān)系,隨渦輪前溫度的提高,單位推力明顯增加,如渦輪前溫度從900K提高到1600K,單位推力將增加2.5~3.0倍。在超音飛行條件下,渦輪前溫度增加不僅可改善單位推力,而且可降低單位燃料消耗率,但關(guān)鍵在于渦輪前溫度受渦輪葉片材料和冷卻技術(shù)限制,且影響發(fā)動機(jī)壽命和可靠性。目前,渦輪前溫度控制在1600~1900K以內(nèi)。在一定涵道比和渦輪前溫度條件下,單位推力與壓氣機(jī)增壓比有一最佳關(guān)系,隨著渦輪前溫度的提高,對應(yīng)于最大單位推力的增壓比增加。但高增壓比會帶來發(fā)動機(jī)重量的增加,而且當(dāng)飛行馬赫數(shù)高時(shí),高增壓比渦扇發(fā)動機(jī)的推力特性不如低增壓比渦扇發(fā)動機(jī)的推力特性好。因此,增壓比的選擇需綜合考慮。目前使用的燃料主要是航空煤油,可以考慮的還有液氫、甲烷和碳?xì)淙剂稀θ剂峡紤]的主要因素是密度、熱值及冷卻性能。使用氫燃料獲得的比沖和冷卻性能遠(yuǎn)高于煤油,這正是一些研究人員推崇氫燃料的主要原因。實(shí)際上,飛行速度從0馬赫到6馬赫,飛行高度從地面到30km,如此大的飛行速度和工作環(huán)境變化無論對飛行器和發(fā)動機(jī)都存在很大的困難,就動力系統(tǒng)而言,面臨的主要挑戰(zhàn)包括:(1)進(jìn)氣道的新技術(shù):減少發(fā)動機(jī)起動敏感性;滿足亞、跨、超甚至高超音速條件下進(jìn)氣量、壓力損失和波系組織要求,且出口氣流畸變度小;共用通道和雙通道中不同推進(jìn)模式間的模態(tài)轉(zhuǎn)換控制。(2)旋轉(zhuǎn)部件的新技術(shù):包括輕質(zhì)的高壓比壓氣機(jī),陶瓷/復(fù)合材料渦輪部件等。(3)燃燒室新技術(shù):燃燒室內(nèi)的燃油分布、火焰保持、主動及被動燃燒控制,擴(kuò)展燃燒部件的適用范圍,使動力系統(tǒng)能在更寬廣的條件下工作。(4)先進(jìn)的冷卻:包括新的冷卻系統(tǒng)、燃燒室的熱管理和新型燃料。(5)新的可控噴管:高效率、推力矢量能力,包括研究幾何和化學(xué)反應(yīng)的噴管設(shè)計(jì)方法。(6)渦輪發(fā)動機(jī)模式向沖壓發(fā)動機(jī)模式平穩(wěn)轉(zhuǎn)換的合理方式及渦輪沖壓發(fā)動機(jī)穩(wěn)定工作的條件。(7)沖壓工作模式下,渦輪發(fā)動機(jī)處于風(fēng)車狀態(tài)的效益和性能特性。(8)加力/沖壓燃燒室進(jìn)口總壓流場畸變情況下,加力燃燒室的性能。(9)加力/沖壓燃燒室與空氣冷卻系統(tǒng)共同工作的條件,被冷卻的加力沖壓燃燒室的特性。(10)加力/沖壓燃燒室空氣冷卻對渦輪沖壓發(fā)動機(jī)推力性能的影響。1.4tbcc動力系統(tǒng)研究的基本思路發(fā)展TBCC動力系統(tǒng),首先需有良好的渦輪渦扇發(fā)動機(jī)和沖壓發(fā)動機(jī)技術(shù)基礎(chǔ)。渦輪發(fā)動機(jī)的設(shè)計(jì)增壓比應(yīng)在10~12左右,且應(yīng)能在3.0馬赫以上范圍工作,以適應(yīng)渦輪向沖壓模態(tài)轉(zhuǎn)換的約3.0馬赫的范圍,沖壓發(fā)動機(jī)也應(yīng)有寬的工作范圍。就研究方法而言,理論分析、地面實(shí)驗(yàn)和飛行實(shí)驗(yàn)需相互兼顧,互為補(bǔ)充。無疑,TBCC需要較大的經(jīng)費(fèi)投入,直接使用實(shí)際發(fā)動機(jī)進(jìn)行地面實(shí)驗(yàn)會帶來經(jīng)費(fèi)和技術(shù)風(fēng)險(xiǎn)。比較而言,渦輪模擬器也許是可行的方法之一,關(guān)鍵在于渦輪模擬器應(yīng)能真實(shí)的模擬渦輪發(fā)動機(jī)渦輪出口諸參數(shù)(總溫、總壓、流速、流量和氣體物性等參數(shù)及其空間分布)及其隨工作高度的變化,以確保地面實(shí)驗(yàn)?zāi)軠?zhǔn)確模擬TBCC動力系統(tǒng)不同模態(tài)沖壓加力燃燒室的性能、部件匹配,尤其動態(tài)的模態(tài)轉(zhuǎn)換過程,從而在接近實(shí)際條件下研究TBCC動力系統(tǒng)加力/沖壓模態(tài)過渡段燃燒室的工作穩(wěn)定性、熱力參數(shù)變化與部件間匹配關(guān)系,內(nèi)外涵靜壓平衡、噴管喉部和內(nèi)外涵流量總和之平衡等與模態(tài)轉(zhuǎn)換的關(guān)系,沖壓涵道閥門開度、噴管喉部面積的匹配關(guān)系等關(guān)鍵技術(shù)。發(fā)展組合推進(jìn)動力系統(tǒng)的初衷自然是發(fā)展高超聲速武器、高超聲速遠(yuǎn)程攻擊機(jī)、高速運(yùn)輸機(jī)和重復(fù)使用運(yùn)載器動力系統(tǒng)。就實(shí)用而言,首先應(yīng)在彈用和機(jī)上進(jìn)行應(yīng)用,積累一定經(jīng)驗(yàn)后,再進(jìn)行重復(fù)使用一級入軌飛行器動力系統(tǒng)研制。2r動態(tài)系統(tǒng)2.1jet空氣發(fā)動機(jī)部分ATR動力系統(tǒng)全稱為空氣渦輪火箭發(fā)動機(jī)(AirTurboRocket),也稱為空氣渦輪沖壓(AirTurboRamjet)系統(tǒng)(見圖3),二者的核心組件基本一致,包括壓氣機(jī)、渦輪、混流腔和燃燒室。空氣渦輪火箭發(fā)動機(jī)的基本工作原理是:A-TR使用獨(dú)立于空氣系統(tǒng)的富燃燃?xì)獍l(fā)生器,驅(qū)動渦輪帶動壓氣機(jī)工作,空氣經(jīng)過壓氣機(jī)增壓后直接進(jìn)入渦輪后的燃燒室,在燃燒室內(nèi)和經(jīng)過渦輪做功后的富燃燃?xì)膺M(jìn)行燃燒,高溫燃?xì)馔ㄟ^噴管產(chǎn)生推力?？諝鉁u輪沖壓與空氣渦輪火箭發(fā)動機(jī)不同的是,后面的燃燒室為沖壓燃燒室。2.2燃?xì)獍l(fā)動機(jī)的應(yīng)用與TBCC動力系統(tǒng)相同,ATR的特點(diǎn)也在于利用空氣中的氧氣,能自主起飛和著陸;使用火箭發(fā)動機(jī)產(chǎn)生的氣體或者膨脹氣體驅(qū)動渦輪,使渦輪介質(zhì)獨(dú)立于來自壓氣機(jī)的空氣,從而使渦輪工作條件有較大的選擇;通過沖壓進(jìn)氣道與壓氣機(jī)組合,進(jìn)一步提高來流的壓力。計(jì)算和分析表明,ATR利用了環(huán)境空氣,和火箭發(fā)動機(jī)相比可以有效減少飛行器推進(jìn)劑攜帶量,且有較高的比沖;采用火箭發(fā)動機(jī)產(chǎn)生的燃?xì)怛?qū)動渦輪,可以通過調(diào)節(jié)火箭發(fā)動機(jī)工況,控制燃?xì)鉁囟?在同樣的做功能力需求條件下,采用較低溫度燃?xì)?有利于渦輪選材;對進(jìn)氣道來流進(jìn)行預(yù)冷,有利于壓氣機(jī)選材和高效率,從而提高飛行馬赫數(shù);推重比大于渦輪發(fā)動機(jī),結(jié)構(gòu)復(fù)雜程度也低于現(xiàn)有常規(guī)渦輪發(fā)動機(jī)。其潛在的用途有:(1)軌道飛行器的第一級推進(jìn)系統(tǒng)日本尚在研究的基于氫燃料、預(yù)冷式膨脹循環(huán)的ATR(ATREX,見圖4)動力系統(tǒng)是圍繞可重復(fù)使用的天地往返運(yùn)輸系統(tǒng)而開展的,其特點(diǎn)在于采用軸對稱變幾何形狀的進(jìn)氣道;設(shè)置空氣預(yù)冷裝置,降低來流溫度,并在來流中加入可冷凝的乙醇和甲醇等,避免換熱管表面結(jié)霜,從而提高來流馬赫數(shù);氫作燃料和再生冷卻燃燒室的工質(zhì);渦輪盤和塞式噴管等高溫部件采用碳-碳復(fù)合材料。這些技術(shù)無疑提高了ATR的飛行馬赫數(shù)、高度和比沖性能,是此動力系統(tǒng)比較有希望的應(yīng)用之一。(2)低成本高速飛行試驗(yàn)平臺的動力裝置(3)靶機(jī)和巡航導(dǎo)彈的動力系統(tǒng)選項(xiàng)之一由于工質(zhì)獨(dú)立于來流,渦輪的工況和材料就有了較大的選擇余地。從而,在一定的飛行馬赫數(shù)內(nèi),ATR動力系統(tǒng)就具有了一定的優(yōu)勢,可以同時(shí)適應(yīng)低速滯空巡航和高速接近攻擊的要求,成為靶機(jī)和巡航導(dǎo)彈的動力系統(tǒng)選項(xiàng)之一。2.3開、發(fā)揮燃料調(diào)節(jié)和燃燒技術(shù)在大氣層范圍內(nèi)、當(dāng)飛行速度從0馬赫到6馬赫時(shí),除了TBCC系統(tǒng)渦輪機(jī)面臨的主要問題外,ATR動力系統(tǒng)還存在以下挑戰(zhàn):(1)大范圍的火箭發(fā)動機(jī)調(diào)節(jié)技術(shù),初步計(jì)算表明,從地面到20km高度飛行,火箭發(fā)動機(jī)工況調(diào)節(jié)能力需達(dá)到10倍以上。且為保障渦輪的工作環(huán)境,火箭發(fā)動機(jī)氧化劑和燃料需同步調(diào)節(jié)。(2)為了保證渦輪均勻受力,需開發(fā)環(huán)型火箭發(fā)動機(jī)或者耐高溫的環(huán)型集氣腔技術(shù)。(3)為利于渦輪選材和工作,火箭發(fā)動機(jī)溫度應(yīng)控制在2000K以下,此時(shí),火箭發(fā)動機(jī)富燃工作是有利的。但是,在流量和混合比一定的條件下,渦輪的功率是確定的,由此帶來的壓氣機(jī)功率和吸入的空氣量也是確定的。壓氣機(jī)吸入的空氣流量與火箭發(fā)動機(jī)燃?xì)庵邪娜剂狭髁坎⒉灰欢苓_(dá)到較優(yōu)或者希望值,此時(shí),工況的調(diào)節(jié)和參數(shù)匹配就是一個(gè)需要深入研究的問題。(4)燃燒室中,富燃燃?xì)馀c空氣的摻混與燃燒技術(shù)。(5)對預(yù)冷式的空氣渦輪沖壓動力系統(tǒng)而言,預(yù)冷器帶來的總壓損失和氣流畸變,預(yù)冷卻器表面的結(jié)冰及其預(yù)防等。2.4進(jìn)氣道和業(yè)壓燃燒技術(shù)就ATR而言,壓氣機(jī)與渦輪技術(shù)的難度相對小于TBCC,進(jìn)氣道和沖壓燃燒室的技術(shù)是相當(dāng)?shù)?。TBCC關(guān)鍵技術(shù)及突破途徑同樣適用于ATR動力系統(tǒng)。3rbcc動態(tài)系統(tǒng)論3.1動力系統(tǒng)的設(shè)計(jì)特點(diǎn)火箭基組合動力系統(tǒng)的共同特點(diǎn)是利用大氣中的氧氣,使吸入的空氣與火箭發(fā)動機(jī)工作過程相互作用,產(chǎn)生推力增益。典型的RBCC是將火箭與雙模態(tài)沖壓發(fā)動機(jī)有機(jī)結(jié)合形成的組合循環(huán)動力系統(tǒng),主要由沖壓流動通道和嵌于流道內(nèi)的火箭發(fā)動機(jī)構(gòu)成,如圖5所示。依據(jù)推進(jìn)過程中發(fā)揮的功用不同,動力系統(tǒng)的流動通道分為進(jìn)氣道、混合段、燃燒室和噴管。進(jìn)氣道主要功能是捕獲來流空氣,在超音速情況下對來流進(jìn)行有效壓縮,提高流動靜壓,為燃燒室內(nèi)的燃燒提供氧化劑和足夠高的燃燒室壓強(qiáng)。進(jìn)氣道可以依據(jù)飛行器總體,采用不同形式。混合段主要功能在于使火箭發(fā)動機(jī)一次主流與引入的二次空氣流混合。就目前的設(shè)計(jì)特點(diǎn)來看,如果是火箭發(fā)動機(jī)燃?xì)馀c引射進(jìn)入的空氣充分混合,然后進(jìn)行燃燒,則混合段應(yīng)取等截面設(shè)計(jì);如果考慮對引射空氣進(jìn)行補(bǔ)燃,使空氣一邊燃燒、一邊與火箭發(fā)動機(jī)燃?xì)膺M(jìn)行混合,則混合段應(yīng)采取擴(kuò)張型面。在亞燃沖壓模態(tài),噴管需用收擴(kuò)型噴管(機(jī)械式喉道或者熱力喉道),在超燃沖壓模態(tài),噴管直接用擴(kuò)張型面。就動力系統(tǒng)工作模式而言,可以分為火箭引射、亞燃沖壓、超燃沖壓和火箭模態(tài),也可以簡化為火箭發(fā)動機(jī)模態(tài)、亞燃沖壓模態(tài)和超燃沖壓模態(tài)。除此之外,已提出的其它火箭基組合循環(huán)或者火箭基動力系統(tǒng)還有管道火箭發(fā)動機(jī)、液化空氣循環(huán)火箭、深冷空氣火箭、液化或者深冷空氣超燃沖壓組合發(fā)動機(jī)、液化或者深冷空氣/雙模態(tài)沖壓發(fā)動機(jī)等,這里不再贅述。3.2增加了發(fā)動機(jī)工作的穩(wěn)定性、重新設(shè)計(jì)與前兩種系統(tǒng)相同,RBCC在大氣層內(nèi)也利用空氣中的氧氣,能自主起飛和著陸。不同在于自身攜帶了火箭發(fā)動機(jī)使用的推進(jìn)劑,故可在大氣層外飛行。就目前已提及的單/雙級入軌動力系統(tǒng)而言,RBCC無疑是最吸引人的,其優(yōu)勢在于:(1)火箭與沖壓優(yōu)勢互補(bǔ)按照設(shè)想的飛行剖面,對系統(tǒng)進(jìn)行分析發(fā)現(xiàn):起飛及加速階段,可充分利用火箭發(fā)動機(jī)加速好的優(yōu)點(diǎn),同時(shí),引射而來的空氣可產(chǎn)生一定的推力,提高發(fā)動機(jī)比沖[10~12];沖壓發(fā)動機(jī)工作階段,火箭發(fā)動機(jī)如能保持某種“低工況”,則可在沖壓發(fā)動機(jī)燃燒室中保持一股“火炬”,進(jìn)而起到穩(wěn)定火焰的作用,增加沖壓發(fā)動機(jī)工作的穩(wěn)定性和機(jī)動性。同時(shí),利用了沖壓發(fā)動機(jī)的高比沖優(yōu)勢。(2)可以大范圍變軌工作相對TBCC、ATR而言,由于自帶了火箭發(fā)動機(jī)需要的氧化劑,RBCC有更廣泛的飛行空域。(3)結(jié)構(gòu)尺寸方面的潛在優(yōu)點(diǎn)與渦輪機(jī)相比,火箭發(fā)動機(jī)推重比較大,尺寸較小,這就有可能縮小整個(gè)動力系統(tǒng)的尺寸。由此,決定了RBCC動力系統(tǒng)潛在的用途有:(1)單級入軌飛行器動力系統(tǒng)RBCC概念的提出來源于對單級入軌飛行器的渴望。無論先期的水平起飛、水平著陸或者隨后的垂直起飛、水平著陸,RBCC均是圍繞單級入軌飛行器研發(fā)而誕生的[13~14]。研究表明:對于入軌飛行器,RBCC集合了火箭的高推重比和吸氣式推進(jìn)裝置高比沖的優(yōu)勢,結(jié)構(gòu)簡單、空載質(zhì)量小、可靠性高。(2)高速飛行試驗(yàn)平臺的動力裝置同樣,作為高速飛行器實(shí)驗(yàn)平臺,RBCC動力系統(tǒng)的優(yōu)勢就在于加速性好。(3)臨近高速飛行器動力系統(tǒng)就目前的動力系統(tǒng)而言,如果希望飛行器在臨近空間領(lǐng)域能高速、且較長時(shí)間工作,比較好的是在20~30km高度使用沖壓發(fā)動機(jī)巡航,而在30km以上高度采用火箭發(fā)動機(jī)工作。采用乘波構(gòu)型氣動布局巡航飛行器,可以以10馬赫的速度實(shí)現(xiàn)滑躍式飛行。而就RBCC系統(tǒng)而言,亞燃沖壓發(fā)動機(jī)工作期間,噴管喉部為“熱力喉道”,而超燃沖壓發(fā)動機(jī)工作期間,整個(gè)流道是擴(kuò)張型的。如果采用火箭發(fā)動機(jī)與高馬赫數(shù)亞燃沖壓發(fā)動機(jī)組合,需要設(shè)計(jì)可調(diào)的沖壓發(fā)動機(jī)噴管喉部。3.3主要挑戰(zhàn)RBCC在有誘人潛力的同時(shí)也存在許多問題尚待研究,主要如下:(1)飛行馬赫數(shù)對引射增益的影響目前,地面0馬赫狀態(tài)的引射增益已經(jīng)進(jìn)行了多年的理論與實(shí)驗(yàn)研究工作,并取得了很大的成績[11~17],結(jié)果表明引射增益特性隨飛行馬赫數(shù)的增加而增加,但問題遠(yuǎn)不至此。引射特性不是新問題,但帶引射的進(jìn)氣道特性卻值得深入考慮。來流速度和密度不斷變化條件下,帶引射的進(jìn)氣道的波系組織、喉部位置設(shè)計(jì)、流量和總壓以及附面層特性等不僅與來流的速度、密度、溫度、氣體性質(zhì)有關(guān),且與引射流的速度、溫度、密度和壓力等參數(shù)密切有關(guān),非常復(fù)雜。(2)燃燒條件分析高速、高溫燃?xì)馀c引射和沖壓進(jìn)入的相對低速和低溫空氣的混合和燃燒是動力系統(tǒng)的另一個(gè)主要問題。混合長度取決于兩種氣流的速度、密度、氣體成分、氣流幾何以及混合方式。理論與仿真結(jié)果均表明,兩者的混合長度非常長,圖6是針對圓型混合段、地面條件、不同火箭發(fā)動機(jī)出口馬赫數(shù)(引射流速度)和徑向尺寸條件下,混合段出口馬赫數(shù)分布和混合段長度的變化關(guān)系。圖中,橫坐標(biāo)r/R表示混合室出口截面徑向尺寸(r)與出口截面半徑(R)之比,即表示徑向位置坐標(biāo)。如果考慮兩者先均勻混合,再組織燃燒的燃燒組織方式,動力系統(tǒng)的燃燒室長度將難以接受。但如果考慮富燃?xì)怏w與空氣邊混合邊燃燒,或者考慮分層燃燒后再進(jìn)行混合,則可以大大減少燃燒室的長度。于是,如何進(jìn)行分層組織燃燒將是動力系統(tǒng)面臨的另一個(gè)重大挑戰(zhàn)。(3)如何取得高效燃燒就吸氣式組合動力系統(tǒng)而言,最理想的冷卻方式是用空氣對燃燒室進(jìn)行氣膜冷卻。氣膜冷卻的組織與燃燒室的高效燃燒以及推進(jìn)效率之間存在矛盾,如何取得燃燒效率、推進(jìn)效率和可靠冷卻之間的平衡是動力系統(tǒng),尤其是重復(fù)使用動力系統(tǒng)面臨的又一個(gè)挑戰(zhàn)。這里,主流空氣與用于冷卻空氣氣流之間的合理分配和調(diào)節(jié)措施是問題的關(guān)鍵。(4)機(jī)動及發(fā)動機(jī)從可重復(fù)使用單級入軌(或者二級入軌飛行器的第一級)飛行器規(guī)劃的RBCC動力系統(tǒng)任務(wù)剖面來看,引射階段,火箭發(fā)動機(jī)應(yīng)取為高室壓、大推力,小面積比設(shè)計(jì)狀態(tài),以獲得較好的推力增益特性;沖壓發(fā)動機(jī)工作段,火箭發(fā)動機(jī)應(yīng)能維持某種“低工況”工作;大氣層外,火箭發(fā)動機(jī)應(yīng)有較大面積比和高比沖;再入飛行段,火箭發(fā)動機(jī)又可以逐步減小到低工況工作。這樣的任務(wù)需求勢必需要高度變工況的火箭發(fā)動機(jī),僅發(fā)動機(jī)噴管尺寸與沖壓發(fā)動機(jī)通道尺寸的協(xié)調(diào)就是一個(gè)比較困難的問題。(5)雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機(jī)飛行器的巡航段,沖壓發(fā)動機(jī)需要在0~8馬赫甚至更高范圍內(nèi)工作,沖壓發(fā)動機(jī)應(yīng)是雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機(jī)。雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機(jī)本身就是目前動力系統(tǒng)的重大挑戰(zhàn)之一。(6)空氣/燃?xì)饬髁勘鹊拇_定按給定的飛行軌跡,RBCC組合動力系統(tǒng)的初步計(jì)算表明,在火箭引射與沖壓工作階段,隨著飛行馬赫數(shù)增加,空氣流量與燃?xì)饬髁繒诤艽蠓秶鷥?nèi)變化,為保證系統(tǒng)有較好的性能,需要進(jìn)氣道、燃燒室喉部和噴管面積在很大范圍變化。3.4實(shí)驗(yàn)與實(shí)踐對比大范圍變工況火箭發(fā)動機(jī)和雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機(jī)是RBCC動力系統(tǒng)的基礎(chǔ)。一般而言,研究引射增益和引射條件下的進(jìn)氣道特性的方法有理論分析、數(shù)值模擬和實(shí)驗(yàn)研究,數(shù)值模擬需取決于符合實(shí)際的物理模型;來流速度和密度大范圍變化條件下的帶引射的進(jìn)氣道特性