基于燃料热力学性质的液冲发动机性能预示

康剑飞

(中国航天科技集团公司四院四十一所燃烧、流动和热结构国家级重点实验室， 陕西 西安 710025)

基于燃料热力学性质的液冲发动机性能预示

康剑飞

(中国航天科技集团公司四院四十一所燃烧、流动和热结构国家级重点实验室， 陕西 西安 710025)

文中针对液体亚燃冲压发动机进行了性能建模，并引入了真实燃料特性和热力计算模型，针对常用的JP-4、JP-5，JP-10，RP-1和Jet-A液体燃料开展了发动机性能对比，分析了燃料当量比以及飞行马赫数和高度对发动机性能的影响规律。研究结果表明：采用JP-4液体燃料的发动机性能比采用其它燃料的好；考虑发动机性能、热防护性能以及燃料本身的裂解和积炭特性，选取0.6 ～ 0.7的当量比较合适；无论飞行高度如何，发动机比冲在马赫数3.5附近达到最大，飞行高度增加，比冲性能也会增加。

亚燃冲压发动机；性能预示；数值仿真

引 言

近几十年来，由于其出色的比冲特性和宽广的飞行包线，冲压发动机作为超声速巡航导弹的首选动力受到了广泛的关注。其中亚燃冲压发动机的性能预示是发动机设计工作的一项重要内容，它为总体参数选择、结构布局和设计以及部件参数的确定提供了依据。文献[1]采用能量法针对超声速巡航导弹和冲压发动机开展了一体化研究，分析了超声速导弹和发动机性能之间的合理匹配关系。文献[2]采用Simulink仿真平台搭建了亚燃冲压发动机模块化的稳态仿真模型，并进行了不同飞行条件下的特性分析。文献[3]建立了煤油燃料的弹用液体冲压发动机性能分析模型，分析了马赫数、高度和余气系数等参数对发动机性能的影响。国内外学者针对冲压发动机的循环分析和性能预示开展了大量的研究，获得了部件性能参数对发动机总体性能的影响规律。但很多研究基于假设过多，没有将燃料本身的特性引入到发动机性能预示中，而燃料特性直接影响各部件和发动机的工作效能，因此发动机性能预示不能简单地理解为进行发动机的气动热力计算，而是应全面分析发动机的特性，通过反复计算和分析，最后确定发动机的总体方案。

本文针对液体燃料冲压发动机建立性能分析模型，考虑燃料的真实热力工作过程，结合分部件模块模型，开展发动机整体性能的速度和高度特性分析，旨在为发动机部件和整体工作参数的确定提供可靠依据。

1 液体冲压发动机性能预示模型

1.1 发动机总体模型

图1给出了液体冲压发动机几何模型以及性能分析用特征截面，并作如下假设和约定：

1)发动机工作过程呈稳态，无摩擦，绝热，简单考虑燃料喷射和气流之间混合造成的压力损失；

2)发动机主要由进气道、燃烧室和尾喷管组成，控制体包括整个发动机，共假定了7个特征截面，分别为来流空气入口截面、进气道入口截面、压气机出口截面、燃烧室入口截面、燃烧室出口截面、喷管喉部截面和喷管出口截面；

3)气体在同一截面上参数均匀分布，属性一致，并符合理想气体假设；

4)考虑比热容随温度变化，在每个截面处根据温度修正热容。

图1 液体冲压发动机几何模型和特征截面

1.2 来流空气模型

来流空气的参数可根据来流马赫数(Ma)、飞行高度来确定。可按给定的飞行高度H，根据式(1)计算大气温度T0和大气压力P0：

(1)

(2)

式中，k为气体的比热比。

1.3 进气道模型

在没有进气道部件真实模型的情况下，可采用式(3)来计算进气道出口的总压恢复系数，并假设此过程等熵，进气道出口的总温不变。若已知进气道特性曲线，可嵌入到计算模型中，可得到更为精确的热力学参数σ1：

(3)

1.4 混合面模型

(4)

1.5 燃烧室热力模型

1.6 性能模型

(5)

(6)

式中，ISP为发动机的比冲。

2 性能预示结果及其分析

2.1 燃料特性比较

为了对比不同燃料条件下发动机特性的影响规律，本文以飞行高度10 km，飞行速度3马赫为标准状态，进行了燃料特性的对比分析，表1给出了常见的几种液体燃料性能参数和性能计算结果，其中，性能数据是在化学恰当比条件下计算得到的，进气道总压恢复系数为0.54，流量系数为1.0，进气道捕获面积为0.030 8 m2，燃烧室总压恢复系数为0.95，燃烧效率为99%。

表1 常见液体燃料属性及发动机性能计算结果(化学恰当比)

从以上计算结果可以看出，采用JP-4燃料的发动机性能是最高的，但由于在化学恰当比条件下进行反应，燃烧室总温较高，这对于长时间工作的发动机来说热防护难度较大。

液体冲压发动机在飞行时，为了提高性能，一般采用当量比较低的条件工作，因此本文针对JP-4燃料进行了当量比分别为0.6、0.7、0.8和0.9的发动机性能计算，表2中给出了计算结果。从计算结果可以看出，随着当量比的减小，发动机比冲性能明显上升，燃烧室温度也随之下降。根据液体冲压发动机的使用经验，燃烧室温度一般选取在2 000 K附近，既能保证较高的性能和较好的燃烧室热防护效果，液体碳氢燃料也不会因为燃料喷嘴温度过高而裂解和积炭。从以上计算分析可知，当量比取在0.6～0.7比较合适。

表2 在不同当量比条件下JP-4液体燃料发动机性能计算结果

2.2 性能影响因素分析

对不同类型燃料计算后的发动机性能结果进行分析发现， JP-4燃料性能较好，综合考虑发动机性能以及使用特性发现，当量比取0.65比较合理，在此条件下本文开展了不同飞行高度、马赫数条件下的性能比较分析。图2给出了发动机比冲随飞行马赫数和飞行高度的变化规律。从计算结果可以看出：在该计算条件下，无论飞行高度如何，在马赫数为3.5附近比冲达到最大值；随着飞行高度的增加， 比冲也逐渐增加，可见液体冲压发动机更适合在高空条件下工作。

图2 发动机比冲随飞行马赫数和飞行高度的变化规律

3 结束语

本文建立了考虑燃料真实热力学特性的液体燃料冲压发动机性能模型。燃料性能对比分析表明：JP-4燃料要优于其它燃料；综合考虑各种因素发现，选取0.6～0.7的当量比较适宜；无论飞行高度如何，发动机比冲在马赫数3.5附近达到最大，比冲性能会随着飞行高度的增加而增加。

[1] 崔高峰. 超声速巡航导弹/冲压发动机一体化研究[D]. 西安: 西北工业大学, 2008.

[2] 王伟，郭迎清.亚燃冲压发动机建模及性能研究[J]. 计算机仿真, 2012, 29 (9):53-56.

[3] 范玉珠，张为华. 超声速弹用液体冲压发动机一体化性能建模与仿真[J]. 弹箭与制导学报, 2009, 29 (1):177-180.

康剑飞 (1980-)，男，工程师，主要从事发动机实验研究工作。

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