膨胀式空气涡轮冲压发动机部件匹配及性能优化研究

发布时间：2020-07-09 18:42

【摘要】：膨胀式空气涡轮冲压发动机(Air Turbo Ramjet of Expander cycle,ATREX)能够从海平面直接起飞工作至30km,Ma5.0状态,无需模态转换,并且在飞行轨迹上可保持较优的比冲与推力,是高超声速飞行器动力装置的一种技术途径。本文的研究目标是形成ATREX发动机热力循环及变工况性能计算与分析方法,为开展ATREX发动机整机调节规律及部件匹配机制研究奠定基础。本文首先讨论了预冷型组合动力发动机工质、部件及热力循环建模方法。基于亥姆霍兹自由能状态方程及变比热方法建立了发动机工质模型,通过化学平衡方法模拟循环中离解、燃烧反应,根据组合动力发动机各部件匹配及约束关系,建立了预冷 ATR-GG(Air Turbo Rocket gas generator)发动机、PCTJ(Precooled TurboJet)发动机、SABRE(Synergetic Air Breathing Rocket Engine)及 ATREX 发动机热力循环模型。基于所建立组合动力发动机热力循环模型,分析了化学反应产物组分对地面状态及Ma5.0状态下发动机总体性能的影响。对比分析了预冷ATR-GG发动机、PCTJ发动机、SABRE及ATREX发动机热力循环性能,参数化研究了压气机压比、燃空比及涡轮前温度等关键循环参数对发动机循环性能的影响,获得了ATREX发动机关键循环参数选取规律,阐述了 ATREX发动机性能特点,揭示了 ATREX发动机对于高速动力的适应性。基于换热有效度-NTU(Number of Transfer Units)方法建立了考虑换热有效度随发动机工况变化的预冷器模型,采用压气机、涡轮特性图插值方法获得其变工况性能,根据部件特性及部件间匹配关系完成了 ATREX发动机变工况建模。根据ATREX发动机关键循环参数选取规律选取了部件设计点参数,基于所建立的ATREX变工况模型,阐述了通过增大燃料泵压比、燃料流量及缩小尾喷管喉道使压气机压比沿等物理转速线增大的调节规律。采用多目标遗传算法优化ATREX发动机飞行轨迹上推力、比冲,首先针对NSGAⅡ(ImprovedNon-dominated Sorting Genetic Algorithm)算法在拥挤距离函数中存在的缺陷,加入基于个体优化目标间直线距离的筛选函数,改善优化结果的分布度;然后基于改进的NSGA Ⅱ算法建立以ATREX发动机推力、比冲为优化目标,发动机物理转速、涡轮前温度及压气机工作点位置为优化变量的多变量、多目标优化模型;最后通过该模型获得了给定飞行条件下关于发动机推力、比冲的最优解,有效提升了给定飞行条件下发动机最大推力与最大比冲。
【学位授予单位】：中国科学院大学(中国科学院工程热物理研究所)
【学位级别】：博士
【学位授予年份】：2018
【分类号】：V235.21
【图文】：

日本航空,发动机,巡航导弹,航天

的ＡＴＲＥＸ发动机最大推力为５１５０Ｎ，最大比冲为１４４００Ｎ－ｓｅｃ／ｋｇ［２５］。由于在研逡逑发碳－碳材料的叶尖涡轮上遇到氧化问题迟迟得不到解决，在２０００年前后，该种逡逑涡轮结构被放弃，改为使用传统的后置涡轮（图１－２所示），涡轮前允许温度由逡逑１４７０Ｋ降至１２００Ｋ［２６，２７，２８，２９］，在２００１年以后的地面试车试验中，研究人员注意到逡逑预冷管道的结冰问题，采用在预冷器前端注入甲醇气体的方法来解决这一问题［３叱逡逑Ｐｒｅｃｏｏｌｅｒ逦Ｔｉｐ邋Ｔｕｒｂｉｎ＊邋Ｈｅａｔ邋Ｅｘｃｈａｎｇｅｒ逡逑＼＿邋，二邋／邋，逡逑Ａｉｒ邋Ｉｎｔａｋｅ邋＼逦，逦／逦｜逡逑？逦－■逦ｆ逦ｐ，ｕｇ邋Ｎ0ｚｚＪｅ逡逑ＬＨｇ－＾邋ｓＭｉ邋ＣｏｍｂｕｓＵｏｎ邋Ｃｈａｍｂｅｒ逡逑Ｔｕｒｂｏ邋Ｐｕｍｐ逡逑ａ）

发动机原理

－－－＾＾ＣＯＭＰＲＥＳＳＯＲ邋ＴＵＲＢＩＮＥ邋ＮＯＺＺＬＥ逡逑ＩＮＬＥＴ逡逑图１－１使用ＡＴＲ－ＧＧ发动机的巡航导弹逡逑ＡＴＲＥＸ发动机则是由日本航空航天研究局（Ｊａｐａｎ邋Ａｅｒｏｓｐａｃｅ邋ｅｘｐｌｏｒａｔｉｏｎ逡逑Ａｇｅｎｃｙ，邋ＪＡＸＡ）下属日本宇航研宄院（ＩＳＡＳ）研宄人员提出，在早期的ＡＴＲＥＸ方逡逑案中，尝试了使用碳－碳材料的叶尖涡轮结构，目的是为了降低涡轮重量，提高发逡逑动机紧凑度，提高发动机推重比。在１９９０至１９９２年度，利用１／４缩比的ＡＴＲＥＸ逡逑发动机一共进行了邋３０次累计时间１１９０ｓ的地面试车试验（该阶段叶尖涡轮材料逡逑为泰坦合金），成功测得了邋ＡＴＲＥＸ发动机的重要数据，试验所测得最大比冲为逡逑１４００ｓ，最大推力为４６０ｋｇｆ，该阶段实验并未有安装预冷器ｐ４］。在１９９５年进行的逡逑地面试车试验中，ＡＴＲＥＸ发动机安装了预冷装置，而在１９９６年进行的试验中，逡逑改进了预冷装置，并且采用回热冷却技术改进了燃烧室，在这两次试验中所测得逡逑的ＡＴＲＥＸ发动机最大推力为５１５０Ｎ

原理图,原理图,发动机,加力燃烧室

动机循环原理图，发动机由变几何进气道、预冷器、核心机、加力燃烧室及变几逡逑何尾喷管组成，从图中可看出ＰＣＴＪ发动机采用低温氢燃料，部分氢燃料直接进逡逑入主燃烧室中与压气机出口空气反应，另一部分氢燃料进入预冷器中冷却自由来逡逑流空气，预冷器出口氢工质对加力燃烧室壁面冷却后进入加力燃烧室中进行加力逡逑燃烧［３３］。而从相关文献中可知，该发动机存在两套冷却方案，第一套方案采用燃逡逑料直接冷却，即上文所述；第二套方案则采用双重冷却系统，包含氢／氦换热器及逡逑氦／空气换热器，第二套系统结构相对复杂但更加安全［３４］。逡逑２００４邋年日本国家航空航天实验室（Ｎａｔｉｏｎａｌ邋Ａｅｒｏｓｐａｃｅ邋Ｌａｂｏｒａｔｏｒｉｅｓ）Ｔａｇｕｃｈｉ邋团逡逑队开始研制ｌｋＮ等级ＰＣＴＪ发动机（Ｓｕｂ－ｓｃａｌｅ邋ｅｎｇｉｎｅ，邋Ｓ－ｅｎｇｉｎｅ）；邋２００８年以液氢为逡逑燃料及冷质的ＰＴＣＪ发动机成功进行了地面试车（试验用结构简图如图１－４中所逡逑示）；２００９年在秋留野研宄中高度测试设施内进行了飞行前的验证试验；２０１０年逡逑９月开展了邋Ｍａ２．０的飞行试验［３５］，ＰＣＴＪ发动机在Ｍａ２．０状态点火，并持续工作逡逑了邋２０ｓ［３６］；邋２０１４年２月，在ＪＡＸＡ角田航天中心冲压发动机测试装置内进行了逡逑Ｍａ４．０邋—级的风洞试验，在试验过程中验证了邋ＰＣＴＪ发动机的风车起动性能［３４，３７，３８］。逡逑Ｐｒｅｃｏｐｉｅｒ逡逑

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