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为了促进ATR(Air Turbo Rocket)发动机在地面起飞和巡航状态下的性能提高,本文对ATR发动机的多变量稳态和动态调节规律展开了研究。为了进一步改善ATR发动机对不同飞行任务的适应性,探讨了一种将ATR-GG和ATR-Ex耦合的变循环ATR方案(ATR-GE),并对该发动机的变循环性能展开了研究。主要开展了如下工作:首先建立了 ATR非设计点求解模型,分别分析了 ATR在地面条件和巡航条件下,当压气机折合转速和燃空比保持不变时,ATR部件匹配规律和性能参数关于氧燃比的调节特性。结果表明,在地面条件下,随着氧燃比的减小,压气机工作点沿着等折合转速线向下方移动,推力随压气机压比的减小而减小,比冲增加;当调节规律为物理转速、燃烧室温度和涡轮进口温度等于最大许可值时,推力达到最大值。在巡航条件下,随着氧燃比的减小,压气机工作点沿着等折合转速线向右下方移动,推力随空气流量的增加而增加,比冲增加;当调节规律为物理转速和燃烧室温度等于最大许可值,并且压气机工作点处于特性图下边界时,推力达到最大值。然后,在ATR非设计点求解模型基础上建立了优化模型,分别分析了 ATR在地面条件和巡航条件下,当燃料流量、氧化剂流量和尾喷管喉道面积均可调时,对给定推力下的比冲进行多变量优化。结果表明,在地面条件下,当给定的推力接近设计值时,获得最大比冲时的物理转速等于最大许可值。随着给定推力的减小,压气机工作点沿着等转速线向下移动。当压气机工作点达到特性图下边界时,获得最大比冲时的燃烧室温度等于最大许可值。在巡航条件下,获得最大比冲时的燃烧室温度等于最大许可值,并且压气机工作点处于特性图下边界。其次通过在压气机、燃气发生器和涡轮之后连接容积室,建立了考虑部件容积影响的ATR动态模型,分析了燃料流量和尾喷管喉道面积变化对ATR加速过程的影响。增大尾喷管喉道面积能减小压气机功率和增大涡轮功率,从而减少加速时间和该过程中的燃料消耗量,同时能使ATR的压气机工作线远离喘振线。增大燃料流量能增加涡轮功率,从而减少加速时间和燃料消耗量,但会使ATR的压气机工作线靠近喘振线,并且增大燃烧室温度。最后,定义了温比因子作为表征ATR-GE循环状态的参数,分析了温比因子和燃烧室余油系数对ATR-GE性能的影响。通过调节温比因子,能使ATR-GE在ATR-GG循环和ATR-Ex循环之间进行平滑过渡。在起飞等低速飞行条件下,选择较低的温比因子和较高的余油系数,能获得较高的比推。在高速巡航时,选择较大的温比因子和较低的余油系数,能获得较高的比冲。