超燃冲压发动机性能的初步分析

第28卷　增刊　2007年　8月航　空　学　报

ACTAAERONAUTICAETASTRONAUTICASINICAVol128Sup.Aug.　2007

　　文章编号:100026893(2007)增20S35207

超燃冲压发动机性能的初步分析

郑小梅,徐大军,蔡国飙

(北京航空航天大学宇航学院,北京　100083)

APreliminaryStudyonHypersonicAirbreathingEnginePerformance

ZHENGXiao2mei,XUDa2jun,CAIGuo2biao

(SchoolofAstronautics,BeiingUniversityofAeronauticsandAstronautics,Beijing　100083,China)

摘　要:超燃冲压发动机是发展高超声速技术的关键,以其为动力装置的高超声速巡航导弹、高超声速飞机和空天飞机对于国防安全、未来空间作战和航天运输都有重要意义。用热力循环的方法对超燃冲压发动机的性能作了初步的分析,建立了超燃冲压发动机准一维性能计算分析模型,并分析了一些影响参数对发动机效率的影响。准一维的性能计算方法可作为多层次高超声速动力推进系统性能计算模型的第一层次的计算模型,具有简单、快捷的特点。影响参数的分析可应用于高超声速飞行器概念设计阶段飞行器主要的设计参数和飞行参数的计算和确定。

关键词:高超声速飞行器;超燃冲压发动机;性能分析;准一维中图分类号:V590125　　　文献标识码:A

Abstract:Scramjetisakeytechnologyindevelopingthe,aircraftandaerospaceplanearebasedonscramjetandbattleandtransportation.Thermodynamiccycleefficiencyofisusingthermalengineclosedcycleanalysis,aquasione2dimensionalofhypersonicairbreathingenginesisdevelopedbyone2dimensionalentiresetofcontrolvolumeconservationequations,andthein2fluenceofsomeparametersareanalyzed.Thequasione2dimensionalperformancecalcula2tionapproachasafirstleveledcalculationmodelintheperformancecalculationmodelofmulti2lev2eledhypersonicdynamicpropulsionsystem.It’sverysimpleandefficient,andcanbeusedtoconfirmsomemajorparametersandflightparametersinthephaseofconceptualdesignofthehypersonicaircraft.Sothismodelhasaveryimportantpracticalvaluetotheprimarydevelopmentofthefeasibilityschemeofthehyper2sonicaircraft.

Keywords:hypersonicvehicle;scramjet;performancecalculation;quasione2dimensional

　　吸气式高超声速技术的发展始于20世纪50

年代,通过几十年的发展,美国、俄罗斯、法国、德国、日本、印度、澳大利亚等国自20世纪90年代以来已在高超声速技术方面陆续取得了重大进展,并相续进行了地面试验和飞行试验[124]。高超声速技术已经从概念和原理探索阶段进入了以高超声速巡航导弹、高超声速飞机、跨大气层飞行器和空天飞机为应用背景的先期技术开发阶段。超燃冲压发动机技术是发展高超声速技术的关键。它涉及到空气动力学、气动热力学、燃烧学、材料学等多种学科的前沿问题及其交叉,是超声速燃烧、吸热型碳氢燃料、热防护、发动机/飞行器机体一体化、地面模拟试验和飞行试验等众多高新技

收稿日期:2006211215;修订日期:2007207206基金项目:国家863计划(2005AA721081)

通讯作者:郑小梅E2mail:[email protected]

术的集成,以其为动力装置的高超声速巡航导弹、空间作战飞行器/未来低成本可重复使用天地往返运输系统(空天飞机)对于国防安全、未来空间作战和航天运输都有重要意义。本文用热力循环的方法[5]对超燃冲压发动机的性能作了初步的分析,建立了超燃冲压发动机准一维性能计算分析模型,并分析了一些影响参数对发动机效率的影响。

1　理论模型

111　热力学循环分析模型

热力学闭循环分析的出发点是经典的热力学,所得的结果也非常的直观。运用热力学分析,必须遵循以下2条基本的规则。首先,必须能将工作介质看成是纯净物。假设空气一直都处于平衡状态,并且可用一个能提供相同能量的加热过

S

36　航　空　学　报第28卷

程来代替燃烧过程,不考虑质量的加入,成分也不改变。其次,工作介质在经过了一系列的平衡过程之后回到初始状态。图1表示了超燃冲压发动机参考点的标号和相关术语。图2表示了这个过程的温2熵图(T2s图)[6]。

件。为了方便分析,假设气体常数R在各点不变。

(1)压缩部分(点0—点3)①Sa0[流体推力函数[7]]

Sa0=V01+

2V0

(1)

②T3

T3=ψT0

(2)

式中:ψ为循环静温比。③V3[能量守恒]

V3=

0-2CpcT0(ψ-1)

2V3

(Cpc/R)

2

(3)

④Sa3[流体推力函数]

Sa3=V31+

图1　超燃冲压发动机参考点的标号和相关术语

Fig11　Scramjetreferencecross2sectionnumbersandrelatedter2

minologies

(4)

⑤p3/p0[轴向压缩过程]

p=

(1-ηp0c)(5)

点0—点3:绝热压缩过程,将静温为T0的自由气流压缩到燃烧室入口静温T3。

点3—点4:等压加热过程,将气体由静温T3

加热到静温T4,过程无摩擦,气流无质量增加点4—点10:绝热膨胀过程,,由燃烧室压强p4=p3=

p0。

⑥A3/A0[质量守恒]

A03V3

(6)

(点3—点4)

,分别进行2种分析。下面定义几个参数:

:燃料喷射的轴向速度与V3之比;V3

:燃料喷射的总速度与V3之比;V3

Cf:燃烧室有效阻力系数。

A3

点10—点0:。此过程恒压、无摩擦,多余的热量由出口气流放出,气流恢复原来的温度状态。

①恒压燃烧a.V4[动量守恒]

V4=V3

Cf-2(1+f)

1+f1+f

(7)

式中:f为燃料空气比。b.T4[能量守恒]

T4=fCpb

η

1+fhPR+fhf+

1+fCpbT3bT0+1+f2

V32

2

-2Cpb

2

(8)

式中:hPR为燃料的反应热值;hf为燃料进入燃烧

图2　吸气式发动机热力循环T2s图

Fig12　AirbreathingenginebraytoncycleT2sdiagram

室时的绝对焓(由于hf远小于hPR,通常可以忽略)。

c.A4/A3[质量守恒]

=(1+f)A3T3V4

112　部件分析

(9)

将发动机分为若干个独立的部位分别进行考

虑,按照热力循环的几个过程来划分发动机的部

　　②等面积燃烧

a.V4[动量守恒和能量守恒]

7　增刊　　　　　　　　　　　　　　　　　郑小梅等:超燃冲压发动机性能的初步分析　　　　　　　　　　　　　　　　　S3　

2

V4

=

2a

2Cpb

(10)

ηη式中:th为热效率,p为推进效率。

式中,

a=1-b=-1+fc=

2　计算结果

对于氢燃料冲压发动机,如果给定以下计算参数:

表1　输入参数

Table1　Inputparameters

ψ

710

T0/K

V0/(m・s-1)

T0/K

f

fst

hf

1+

+f--2

V3V322A3

η1+fhPR+fhf+

1+fCpbT3b

fCpbT+1+f2

V3

f

2

3048

Vfx/V3

222

Vf/V3

010291

Cf・010291

p10/p0

2

ηc

09

cpb

b.T4[动量守恒和能量守恒]

T4

=-R2Cpb

2

2220505

hPR/()

(11)

ηb

019

cpe(kJ・

ηe

019

01014

2-2

R/km・S・

-1

28913

cpc

c.p4/p0[质量守恒]

p4p3

p3=(1+f)T3V4p0

(12)

0191109

g0/(m・s-1)

1151

)

1151

-1)

γc

11362

γb

11238

γe

238

918

　　③恒压燃烧或等面积燃烧a.Sa4[流体推力函数]

Sa4=V41+

2V4

(2results,constantpressurecombustion

0/-1T3/K

V3/-1Sa3/-1pp0

　　(3)膨胀部分(点4—点10)①T10[T10=T1-pp0p(R/C)

pe

3069

A0

1554

V4

2527

T4

2705

A3

260

pp0

[1**********]

T10

3750

V10

2165

Sa10

260

A0

(14)

Sa4

　V10[能量守恒]

V10=

4-2Cpe(T4-T10)

2V10

2

[***********]695

Isp/s

(15)

②Sa10[流体推力函数]

Sa10=V101+

(16)

m0

η0

014933

ηth

014466

ηp

11105

5651981

恒面积燃烧的结果如下:

表3　恒面积燃烧时的计算结果Table3　Calculationresults,constantareacombustion

Sa0/-1T3/K

V3/-1Sa3/-1pp0

③A10/A0[质量守恒]

pp=(1+f)A0p10p00V10

(17)

113　发动机性能参数

3069

A0

1554

V4

2527

T4

2705

A3

260

pp0

发动机的质量推力:

=(1+f)Sa10-Sa0-m