冲压发动机的工作时间

推进技术 图1　Kholod高超声速飞行实验室系统准备进行第二次试验 图2　几次DMR试验的结果(CIAM) 在亚声速和超声速工作模式 下, 氢燃料都能实现在燃烧室中 燃烧。 在项目的第二阶段, 为了能 够将飞行马赫数增加到6. 5, 研 究人员对SA25导弹进行了改进。 在计划第三阶段(和法国合作) , 由于机载系统问题, 发动机的喷 射系统没有装填氢燃料。 然后NASA又完成了两次飞 行试验。第五次飞行的最大飞行 速度为1 830 m / s, 最大飞行高 度为29 km。飞行过程中超燃冲压发动机的工作时间为77 s。超 燃发动机一直工作到飞行结束。 超燃冲压发动机的推力和燃烧室 工作过程的其它参数通过飞行器 上的测量系统数据处理获得。 为了提高飞行马赫数, 了解 双模冲压发动机在全部飞行通道 的工作性能, 对多种方法进行了 研究。CIAM为了进行相关试验, 选用了“阶段3”和“阶段4”类试 验。作为能在更高马赫数条件下 (马赫数为8)工作的试验系统, Hyshot试验也采用了和Kholod 相同的设计思想, 但是飞行剖面 和未冷却理论流道研究提供了一 些关于附面层超声速燃烧的详细 数据, 并与CFD 分析结果和地 面试验装置短时间试验结果进行 比较。即使是采用以前的DMR 设计, 20 世纪90 年代进行的 Kholod飞行试验也可给出大量 的实际数据(更高当量比, 燃料 冷却流道, 实际进气道, 燃烧室 与喷管, 亚声速燃烧与超声速燃 烧过程间转换的验证) 。下面对 Kholod飞行试验结果进行分析。 4　Kholod试验结果分析 可以使用的测量结果主要有 弹道图(高度和速度随时间的变 化) 、燃料质量流、压力和温度, 进气道的壁上、燃烧室和内部喷 管上70 个压力计测量结果, 以 及50个热电偶测量结果, 这些 热电偶许多分布在2个不同的冷 却回路上。先前的地面发动机测 试中也测量了这些数据。 根据发动机飞行试验和地面 试验分析, CIAM得出了下面结 论: 1) 进气道按预期启动; 2) 实现了亚声速和超声速 燃烧; 3) 根据计算结果, 在自主飞 行情况下推力能够将飞行器加速; ·66· 飞航导弹　2010年第2期 推进技术　图3　计算所得的12D马赫数( t = 57. 5 s, 第二次飞行) 4) 地面试验燃烧情况和第 一次飞行很接近, 尽管存在来流 损失效应。 在CIAM开展的工作包括整 个发动机的CFD 计算, 该计算 结果可用于检查平直气流数据系 统分析的数据: 对不同飞行条件 假设情况下(尤其是迎角)的三 维非反应气流进行了计算, 并将 计算结果同流道上的压力测量结 果进行比较。 研发人员采用来自Kholod 的数据, 同时使用自己的设计工 具和设计方法进行设计。 为了进行第三和第四次飞行 试验, NASA也进行了一些CFD 分析。 根据先前的Kholod 试验, 法国MBDA 公司开展了一些半 经验性的分析, 一方面研究双模 冲压发动机燃烧过程, 另一方面 研究双模冲压发动机冷却回路的 冷却效率。为了获得燃烧室入口 条件的数学模型, 还进行了进气 道计算。 例如, 法国MBDA公司利用 PUMA工具对第二次Kholod 飞 行进行了分析。法国MBDA公司 广泛使用12D 程序PUMA 对超 燃冲压发动机进行预先研究, 以 提供初步试验结果分析, 例如 CHAMO IS。 对于这种初步分析, 通常必 须先假设给定截面上的阻力, 而 且它的数值对采用壁面压力测量 结果推导的燃烧室效率有显著影 响。由于Kholod 燃烧室的特殊 内部形状, C IAM和MBDA公司 估算出气流中的支撑件阻力, 用 于Kholod飞行主动段轨道的12D 计算。 由试验测量结果推导出的局 部热通量是12D 计算数值的两 倍, 可能是由局部激波/边界层 间相互作用引起的, 因为这种局 部现象也在其它燃烧室分析中出 现过。 这确认了C IAM结果和在试 验弹道第二部分获得“12D 超声 速”燃烧的能力。在57. 5 s时对 应的飞行条件下(见图3) , 发动 机仍然处在接近跨声速燃烧过程 中。 利用这些结果并增加一个喷 管, 可进行一些计算以评估 Kholod发动机的推力能否足以 使发动机与助推器分离。计算所 得的相应推力系数为0. 25 ～ 0. 75 (对应的参考进气道面积为 0. 0415 m2 ) , 分别对应第二次飞 行43 s～61 s过程中不同的时 间。在马赫数3 /马赫数6范围飞 行时, 相应的燃料比冲大小也与 采用氢燃料的DMR 的值相当。 这些结果至少定性地确认了C I2 AM单独进行的分析结果。 一个备受关注的问题是: 能 不能制造出这样的发动机, 并评 估其稳定性和质量。针对这个问 题, 法国MBDA 公司对飞行中 Kholod发动机冷却回路进行了 简单的分析。分析采用NANCY 程序进行。该内部程序可以估计 两个同向流动或异向流动流体之 间的热交换。流动冷却介质可以 是空气、水和氢, 但也可以通过 定义热力学特性同温度和压力的 关系对其它流动介质进行建模。 程序一步步计算每个截面的壁温 和燃料温度, 进而获得壁板的冷 却情况。此外, 程序还可以估计 冷却液管道材料的热2机械应力, 并计算压力下降情况。管道可以 选用很多结构(例如钉头或矩形 截面管道) 。利用解析公式将侧 壁中的热传导也考虑了进来, 并 单独用22D 传导计算结果验证。 可以使用几种关系描述冷却液管 道中层流和紊流流动过程的 热交换。利用1 2D计算程序 飞航导弹　2010年第2期·67· 推进技术 Kholod冷却结构计算结果举例 t = 58. 5 s第二次 飞行整流罩回路 飞行中 测量值 计算 参考值 较低的 H2 压力时 较高的 壁导热率时 较大的 壁厚度时 定高度 冷却管道 H2 出口温度/K 550 600 604 620 585 665 767 最大壁温/K 1 240 1 237 1 237 1 200 1 293 1 040 880 图4　冷却回路分析结果举例(CIAM测量结果, MBDA NANCY计算结果) PUMA进行迭代计算, 可以引入 再冷却等因素。NANCY计算机 程序结果已经过不同管道结构的 多次试验结果的验证, 并同试验 结果和32D 计算结果进行了比 较。Kholod发动机整流罩和机身 中段氢冷却回路工作情况都使用 了NANCY工程工具进行了分 析。 由于加工误差, 需要结合一 些参数分析对实际回路进行简化 (由于支架区域会引起的32D效 应, 特别是在燃烧室的第二段) 。 表1给出了整流罩(环形流路的 外部)第二次自主飞行相应状态 下的冷却回路采用不同计算方法 获得的一些结果。 图4给出了采用NANCY法 计算获得的热表面温度, 并同冷 却管道中接近热表面小范围内的 热电偶测量结果进行了对比。 5　飞行试验计划现状和未来 除了在Kholod 发动机马赫 数3 /马赫数7 非自主飞行试验 中获得一些重要的结果, 研究人 员还设想采用多种方案验证 DMR气动设计方法。 为对先前进行的绝大多数飞 行试验进行进一步研究, 必须对 试验自主飞行器进行飞行试验, 以评估其气动平衡。缩比简化飞 行器就可以完全满足这些基本验 证要求, 尽管该飞行器无法满足 其它飞行试验要求。NASA 于 2004年成功进行的X243A 飞行 试验中就采用了该方法。 如今在欧洲由法国MBDA 公司和法国航空航天研究院 (ONERA)合作进行的LEA项目 就采用了相似的方法, 该项目由 法国政府资助并于2003 年1 月 启动。为了控制成本, 飞行试验 项目将采用最小的试验飞行器 (长0. 8 m) , 该试验飞行器为一 次性的, 并不带有任何技术验证 目的(尽可能地采用现有技术) 。 LEA项目计划于2009—2012 年 期间进行6次飞行试验, 飞行马 赫数范围为4～8。 在空间运载器领域, 该研究 方法和相应的飞行验证将会扩展 到更高飞行速度, 即马赫数8～ 12的范围。一种可能的方案是 使LEA飞行器达到更高飞行马 赫数(流道、结构和材料等) , 即 通过某种方法将其助推到马赫数 9、10或12, 而不只是马赫数8。 这种方法就是图5 中给出的 “LEA + ”。这就需要对气动设计 方法进行改进, 还需要改进LEA 项目中使用的其它地面试验设 施, 因为它们只适用于飞行马赫 数8以下飞行器的试验。 除了需要对气动平衡建立过 程有更详细的了解外, 可能增加 一个中间步骤即一次非自主飞行 试验, 就像Kholod 高超声速飞 行实验室一样, 但是必须采用更 能代表实际情况的流道。 HFL31就是这样一种方案。 ·68· 飞航导弹　2010年第2期 推进技术　图5　欧洲EAST方案的设计思想 俄罗斯以技术方案的方式详细地 描述了图2中提及的氢燃料超燃 冲压发动机飞行试验的第三阶 段。该HFL 被称为“HFL231”或 “GLL31”, 由CIAM和俄罗斯飞 行研究所( FR I或L II)共同研究。 它安装在超声速运载机上, 并装 有一个不可分离的助推器。因 此, HFL231 的助推过程包括2 个阶段: 先由载机加速到飞行马 赫数2, 然后再由其固体助推器 加速到飞行马赫数9。HFL231虽 然不能检验整个过程的气动平 衡, 但可验证加速到飞行马赫数 9的整个工作过程中的绝大多数 吸气式试验流道(实际机身前 部、进气道、燃烧室、内部喷 管) 。 另一个例子是欧洲的EAST 技术方案。该方案把源于LEA 的缩尺寸流道与Kholod 或Hy2 shot中马赫数9～12的试验相结 合, 以获得可用于实际发动机设 计的高速飞行数据, 但所需预算 有限。图5的左边部分对该方法 进行了说明, 而右边部分是 EAST研究的一种结构。 还有一种方案是使用IGLA 飞行器(对应图2中的阶段4) , 从火箭上发射并返回地面,在其 减速过程中对DMR 进行较长的 试验, 如可从马赫数15到马赫数 3。研究人员已经设计了氢燃料超 燃冲压发动机, 并利用IGLA 进 行试验, 在飞行过程中飞行马赫 数从6. 0 ～14. 0, 并在MAKS299 国际航空展上展出了IGLA全尺 寸工程样机。假设发动机特别是 其喷射系统能够承受更高飞行马 赫数, 虽然不能验证这些飞行试 验中的气动平衡情况, 但在很宽 的飞行马赫数范围上绝大多数气 动过程都能够实现。 无论飞行试验结果如何, 最 大程度利用飞行试验的另一个关 键是研究测量、遥测和记录数据 再现技术。 Kholod试验为基本FADS系 统的分析提供了大量经验, 以及 提供利用机身某些地方的压力来 估计实际飞行状态的方法。 传统测量装置(流量计、压 力表、热电偶) 在地面试验和 Kholod飞行试验中都获得成功 的使用。但是还需要使用其它测 量装置(燃烧效率、火焰可视化 或量化、直接摩擦力或热传递的 测量装置) , 首先是在地面工业 试验设施中使用这些测量装置, 然后在飞行试验中使用。特别要 指出的是, 稳定高效的机载测量 设备技术正在研究之中。 6　结束语 Kholod试验给出了20 世纪 90年代的氢主动冷却双模冲压 发动机飞行中工作情况的许多重 要数据。它采用火箭发动机助 推, 试验验证了进气道的启动能 力, 并能够进行有效的亚声速燃 烧。同地面试验一样, 发动机能 转换到有效的超声速燃烧状态, 同时检验了冷却回路的效率。 Kholod 飞行试验( 1992— 1998年)也是俄罗斯和法国研究 所的合作成果, 后来美国也参加 了该项合作。项目的每个参与者 都将Kholod试验取得的数据用 于检验自己的设计方法, 并对自 主飞行器和完全可再生冷却双模 冲压发动机的地面试验以及飞行 试验作出了贡献(2004年美国的 X243 飞行获得成功, 按计划 LEA将于2009—2012 年进行飞 行试验) 。 下一步的主要工作是通过采 用多项技术(如HFL31、IGLA和 EAST等)拓展Kholod发动机获 得的初步成果, 以获得更高的飞 行马赫数。 推进系统工作小组由Kholod 双模冲压发动机第一次飞行试验 获得一些经验, 将进行更多更先 进的飞行验证, 这些经验对美国 的X243成功地在马赫数7和马 赫数10下应用吸气式发动机进 行了几秒钟的自主飞行作出了显 著的贡献。