①
莫 然，刘佩进，刘 洋，杨 飒
( 西北工业大学 燃烧、热结构与内流场重点实验室，西安 710072)
摘要: 针对未来导弹对推进系统高比冲、宽马赫、大空域的要求，将空速域宽广的空气涡轮火箭( ATR ) 和比冲性能好的 固体火箭冲压发动机( SPR ) 进行集成，提出了涡轮增压固体冲压发动机( TSPR ) 的概念，对其进行热力循环分析，验证此组 合概念发动机的原理可行性，建立了其热力循环分析模型。利用该模型在典型弹道上对 ATR 、SPR 和 TSPR 的热力循环性 能进行了比较。结果表明，T S P R 比循环功最大，热效率稍低于 A T R ，在大空速域范围飞行时，综合性能优越。 关键词: 涡轮增压固体冲压发动机; 固体火箭冲压发动机; 空气涡轮火箭; 热力循环分析; 比循环功; 热效率 中图分类号: V 435
文献标识码: A
文章编号: 1006-
2793( 2011) 05-0598-05 A na l y s i s on t h e r m o d y nam i c c y c l e p e r f o r man ce f o r t u r b o c ha r g e d s o l i d p r o p e ll an t r am j e t
MO R a n ，L I U P e i -ji n ，L I U Y a n g ，YA NG Sa
( Sc i e n ce and T ec hn o l og y on C o mbu s t i o n ，I nt e r n a l F l o w and T her mo-Struct ure L a b o r a t o r y ，
Northwest ern P o l yt ec hn i ca l Un i v e r s i ty ，X i ’a n 710072，C h i n a )
A b s t r a c t : The concept of turbocharged so li d p r o p e ll a nt r a m j e t ( TSPR ) ，a co mb i n e d e n g i n e of SPR an d ATR i s p r o p ose d ． Th i s e n g i n e needs to meet the r e qu i r e m e nt s for future p r o p e ll a nt system i n c l ud i n g a h i g h e r s p ec i f i c i mpu l se ，a broader Mach numb er o p e r - a t i o n a l range and f li g ht a l t i tud e v a r i a t i o n ． The th e r m o dyn a m i c a n a l y s i s of TSPR was d i sc u sse d ，a nd co rr es p o nd i n g th e r m o dyn a m i c c y- c l e m o d e l was d e v e l o p e d ． The th e r m o dyn a m i c performance of TSPR ，ATR and SPR was co mp ared in a f li g ht t r ace ． The r es u l t s s h o w that TSPR ，has the h i g h es t s p ec i f i c net work output du r i n g a c y c l e ，a nd t he th e r m a l e ff i c i e n c y i s s li g ht l y l o w e r than A T R ． It p ossesses s up e r i o r i nt eg r a t e d perform an ce when f l
y i n g in a bro ad er Mach n um ber o p e r a t i o n a l r a n ge ．
K e y wo r d s : turbocharg ed so li d p r o p e ll a nt r a m j e t ( TSPR ) ; a i r -tu r b o -r oc k e t ( ATR ) ; so li d p r o p e ll a nt r a m j e t ( SPR ) ; th e r m o dy- n a m i c c y c l e a n a l y s i s ; s p ec i f i c net work outp ut du r i n g a c y c l e ; th e r m a l e ff i c i e n c y
符号说明:
T 静温，K
上标
8 9
l
N
C
T V a i r gas p r o
富燃燃气燃烧室出口 富燃燃气发生器出口 ’ 实际参数 下标及主要截面符号 进气道 喷管 压气机 涡轮
富燃燃气发生器喷管 空气 驱涡燃气
富燃燃气
静压，P a
压比 比循环功，J / k g 热效率
定熵指数 气体常数，J / ( kg K ) 比定压热容，J / ( kg K ) 功率，J 质量流量，k g / s p
π ω0 ηt κ R g c p L 0 1
2
3
4
led背光屏
5 6 7 来流空气 压气机出口 补燃室出口 喷管出口 驱涡推进剂初始状态 驱涡燃气发生器出口 涡轮出口 富燃推进剂
初始状态
同温同压下·
m
引言
现代军事技术的发展，使宽包线、高性能、大机动、 低成本的武器系统成为各国军工部门的研制对象和追 逐目标。传统单一形式的动力系统在满足其等要求方
0 ①
收稿日期: 2010-12-21; 修回日期: 2011-01-17。 作者简介: 莫然( 1986—) ，女，硕士生，主要从事航空宇航推进理论与工程研究。E-m ail : mr 860516@ 163． co m
— 598 —
莫然，等: 涡轮增压固体冲压发动机热力循环分析 2011 年 10 月 第 5 期
面出现困难。因此，将优势 互 补 的 2 种 或 2 种 以 上 动 力系统进行集成，成为了重要思路。
TSPR 借鉴了 ATR 中驱动涡轮燃气发生器和涡轮 机组的结构及固冲中的含硼富燃燃气发生器和补燃的 形式。对于这种新型的推进装 置，首先进行热力循环 分析，以验证其原理的可行性，建立其热力循环分析模 型，为进一步结构设计及性能优化提供依据。
固体 火 箭 冲 压 发 动 机 ( So li d P r ope ll a nt R a m j e t ，
SPR ) 以其结构简单、高速( Ma ＞ 2 ) 时比冲性能好等优
点，受到了广大科研单位的高度关注［1］，但固体冲压发
动机存在低速时推力小、不能自起动、对状态参数的变 化敏感、稳定工作范围窄等缺点
［1 － 3］
。
空气涡轮 火 箭 发 动 机 ( Air Tu r bo -
R oc k e t ，A T R ) 的 工作原理: 涡轮靠上游单独的燃气发生器产生的高压、 富燃料燃气驱动，给压气机提供动力，增加进气流的压 力。富燃料燃气驱动涡轮后与压气机压入的空气相混
合，在燃烧室中完全燃烧，经喷管排出 而 产 生 推 力［4］。 ATR 能在宽的 速 度、高度范围内工作，具 有 自 加 速 到
Ma = 2 的能力; 但 ATR 的涡轮材料不 耐 高 温，若 使 用
高热值的硼基推进剂，硼能从燃气发生器中以固体颗 粒或熔化液滴形式析出，腐蚀涡轮叶片或堵塞涡轮，使 涡轮性能降低［5］
。因此，难以使用高热值含硼推进剂， 提高比冲困难。
通过对固体火箭冲压发动机( SPR ) 和空气涡轮火 箭发动机( ATR ) 的结构及性能特点的初步分析，鉴 于 两者在性能上的优势互补性，本学科组提出了将两者 集成的涡轮增压固体冲压发动机 ( Turbocharged So li d P r ope ll a nt R a m j e t ，T S P R ) 的概念。本文通过对 TSPR 新 型推进系统进行热力循环分析，以验证其原理的可行 性及概念的优越性。
2 TSPR 热力循环分析
TSPR 是一种新型的动力推进装置，其热力循环方
式的探究是不可逾越的重要 环 节。理 论 上，对 于 每 种 新型的热力装置，对其热力循环的分析，首先需把实际 循环抽象概括成可逆理论循环，然后基于该理论循环 分析影响循环热效率的主要因素及提高该循环效率的 途径，以指导实际循环的改善，为整个发动机合理的构 型及结构参数的设计提供依据。
针对 T S P R ，首先将 3 股气流的热力循环分别进行
考虑，然后对其进行总体性能的分 析，以 寻 提 高 TSPR 总体比循环功、热效率的途径。
图 2 为 TSPR 发动机空气、驱动涡轮燃气和富燃燃 气的理想及实际循环 p-
V 图［6］。 1 TSPR 的概念
TSPR 由进气道、驱动涡轮燃气发生器、涡轮机组、 图 2 TSPR 理想及实际循环 p -V 图 F i g ． 2 p -V scheme of i d e a l and a c tu a l c y c l e f o r T SP R
富燃燃气发生器、补燃室、尾喷管等几部分构成。其结 构形式及工作原理如图 1 所示，驱涡燃气发生器产生 洁净、低温、高压的燃气驱动涡 轮 做 功; 涡 轮 通 过 联 轴 带动压气机压缩空气，对进入进气道的空气进行增压; 驱动涡轮的燃气和增压后的空气在补燃室中进行混 合，同时富燃燃气发生器中的含硼富燃燃气通过燃气 导管也进入补 燃 室; 3 股气流在补燃室中共同组织燃 烧，最后通过喷管膨胀做功并产生推力。
2． 1 空气循环
TSPR 是吸气式推进系统，主要工质为空气，对 于 TSPR 中的来流空气，理想循环类似于涡轮喷气发动机 的理想循环，其 p-V 图如图 2 中 0-1-2-3-0 所 示。空 气 首先经过进气道和压气机的等熵压缩过程 0-1，然后在
燃烧室中与其余 2 股燃气混合燃烧，相当于等压加热 过程 1-2，接下来在喷管中等熵膨胀 2-3，最终燃气在喷 出喷管后等压放热回到 0 状态。
上述理想循环中，压缩和膨胀过程均视为可逆过 程，燃烧室内的各组分燃烧充分，但由于进气道和喷管 的损失不可避 免，压 气 机 是“速 度 式”的 叶 轮 机 械，气 流速度大、摩擦大，在压缩中会产生不可逆的熵增。这 些不可逆损失通常用进气道和压气机的定熵效率 η1 、
ηC 和喷管效率 ηN 来考虑，虚线 0-1’和 2’-3’分别表示 实际不可逆压 缩 和 膨 胀 过 程，
3 股燃气在燃烧室中受 — 599 —
图 1 TSPR 结构形式及工作原理示意图
F i g ． 1 S c h e m a t i c r e p r e se n t a t i on of T SP R
2011 年 10 月 固体火箭技术 第 34 卷
燃烧室压强等因素的影响，实际为不充 分 燃 烧，1 ’-2 ’ 表示实际的燃烧放热过程，则实际空气循环的比循环 3’-7 比循环功 ω' '
0，p r o 和热效率 ηt ，pr o 为
κp r o ηV R g T ' κp r o ηN R g T ' 1 1 8 2 ( 1 － ω'
( 1 －
) )
0，pro =
+
κp r o － 1
κ p r o －1
κp r o － 1 κ p r o －1 功 ω' 和热效率 η'
分别为 π π 0，a i r t ，a i r
V κp r o
N κp r o
' ' κa ir R g T 2 ηN 1 ) － κa ir R g T 0 κ a i r －1 ( 7) ( 8)
ω' 0，a ir = 1 － ( π κa ir － 1)
－ 1) － 1 κa ir －1 π κa ir
η η ( κ a ir
1 C a ir
'
η R T '
κ κp r o R g T 2 + 1
q ' pro V g 8
( 1 －
) 1，pro =
κp r o －1 κp r o － 1
κp r o － 1 ( 1)
( 2)
π κ
p r o V q '
' ' 0，a ir = c p a ir ( T 2 － T 1 )
κp r o η V R g T ' κp r o η N R g T ' 8 1
1 2 ( 1 － ) + 1 － ) κp r o － 1 κ p r o －1 κp r o － 1 κ p r o －1
κa ir R g T ' N a ir R g T ' '
，
2 η 1 － ) 1 κ κa ir －1 ω0 p r o
π V κ π N κ = 0 p r o p
r o －
( π κ － 1) η ' a ir t ，
a ir κa ir － 1 κa ir －1 π κa ir η1 ηC ( κa ir － 1) q ' 1 '
1，p r o
pro V g 8
pro g 2 ω0，a ir ) +
( 1 － κ κ η'
t ，air = =
p r o －1κp r o － 1 pro － 1 q '
电脑防尘罩c ( T ' － T '
) π V κp r o
0，a i r
p a i r 2 1
( 9)
( 3)
总压比 π 为进气道的冲压比 π1 和压气机增压比 πC 之积，喷管完全膨胀时的膨胀比也为 π。 2． 2 驱动涡轮燃气循环
对于驱动涡轮 燃 气，其 理 想 循 环 p-V 图 如 图 2 中 4-5-6-2-3-4 所示。首 先，燃气发生器中推 进 剂 燃 烧 产 生驱动涡轮燃气，等效于等压加热过程 4-5，然后经过
驱动涡轮的等熵膨胀过程 5-6，涡轮落压比为 πT ; 接下 来，做功后的燃气在燃烧室内与另外 2 股 工 质 掺 混 燃 烧，相当于等压加热过程 6-2，最后燃气在喷管中等熵 膨胀做功为 2-3 过程，膨胀比为 πN 。
考虑实际循环中，驱动涡轮燃气在驱动涡轮的膨
胀过程中，并非等熵膨胀，其中的碳颗粒等凝相成分，
无法驱动涡轮做功，通过涡轮叶片做功的过程中膨胀 效率为 ηT ，在喷管中的定熵膨胀效率为 ηN ，此时驱动 2． 4 TSPR 发动机整体循环分析模型
基于以上对 3 股工质的热力循环过程的分析，对 TSPR 发动机进行整体工作过程分析可知，T S P R 整体 循环的吸热量 q 1 为驱动涡轮燃气发生器、富燃燃气发 生器内的燃 烧 放 热 和 3 股工质掺混燃烧的放热量之 和。其所做的功为 3 股燃气 做 功 之 和，其 能 量 载 体 为 整个循环的工质。故利用热力学第一定律及循环热效
率定义，发动机整体热效率为
·
·
·
' ' '
ω0，a i r m a i r + ω0，gas m g as + ω0，pro m pr o
ω0 ( 10)
ηt q 1
q
'
'
'
0，a i r m a i r
+ q
0，g a s m g as
+ q
0，p r o m
pr o
离心喷雾干燥塔TSPR 性能计算模型需满足来流空气、富燃燃气发 生器流量、驱动涡轮燃气发生器 3 股工质与喷管出口
流量的质量守恒，以及涡轮机组功率平衡［7 － 10］ 和混合
室( 4-5 截面之间) 进 口 ( 4 截 面) 静 压 匹 配 条 件，将 上
述条件需满足的方程联立得
涡轮燃气实际循环 4-5’-6’-2’-3’-4 的比循环功 ω'
0，g a s 和热效率 η'
为 · · · ·
{
m = m + m + m t ，g a s
N air gas pr o '
' κga s ηT R g T 5
κga s ηN R g T 2
+ 1
1 ( 11)
L = L ω'
( 1 － ( 1 － ) κga s －1 0，ga s = C T
κga s －1 πT κga s κ － 1 κ － 1 ga s ga s πN κga s
p a i r = p gas = p pr o
( 4)
( 5)
同时考虑 3 股工质配比的不同，其对补燃室燃烧
放热的影响; 驱动涡轮燃气、富燃燃气及补燃室燃气温 度通过热力计算获得，驱动涡轮燃气中的凝相成分不 做功。
2． 5 压气机增压比对 TSPR 热力循环性能的影响
TSPR 是一个协调统一的整体，单一部件设计参数 的变化将同 时 引 起 3 股工质比循环功和热效率的变 化，进而引起 TSPR 总体性能的变化。图 3 为设计飞行 高度 10 km 、Ma = 3 的 T S P R ，压气机增压比变化引起 3 种工质的质量流量百分比、比循环功及热效率变化的 曲线，以此解释部件参数的变化如何通过 3 股工质，对 TSPR 总体热力循环性能产生影响。
由图 3( a ) 可知，3 股工质中，空气的质量百分含量
始终最大; 驱涡燃气流量在压比较小时最小，随增压比 的增加，增压相同质量空气所需的驱涡燃气流量增加，
驱涡燃气质量流量百分比增加，空气及富燃燃气的质 ' ' κga s ηT R g T 5
κga s R g T 2 +
1 ) q ' ( 1 － 1，ga s =
κ － 1
κga s －1
πT κga s
κ － 1
ga s ga s κga s η T R g T ' 1 ga s N R g T ' κ ) + η 1 5( 1 － 2( 1 － ) κga s － 1 κga s －1 κga s － 1 κga s －1 ω0，ga s = π T κ ga s π N κ g a s ' η ' t ，ga s = q ' ga s T R g T ' ga s R g T ' κ η κ 1 1，ga s 5
( 1 － 2 ) + κga s － 1
κ g a s －1 － 1 κ ga s π T κga s
( 6)
2． 3 富燃燃气循环
TSPR 富燃燃气理想循环 p-V 图如图 2 中 7-8-9-2- 3-7 所示，其过程类似于驱涡燃气。首先，含 硼 富 燃 推 进剂在燃气发生器中进行燃烧，为等压加热过 程 7-8; 然后，经过燃气发生器喷管膨胀比为 πV 的等熵膨胀过 程 8-9，再在燃烧室内继续燃烧，相当于等压加热过程
9-2; 最后，2-3 为燃气在喷管中的等 熵 膨 胀 做 功，膨 胀 比为 πN 。考虑富燃燃气发生器喷管的等熵膨胀效率 ηV 及喷管等熵 膨 胀 效 率 ηN ，其 实 际 循 环 7-8 ’-9 ’-2 ’- — 600 —
莫然，等: 涡轮增压固体冲压发动机热力循环分析 2011 年 10 月 第 5 期
量流量百分比减小。
3 股工质及整体的热效率随增压比变化的曲线如
图 3( c ) 所示，也 是 3 股工质热效率的综合体现，热 效 率随增压比的增大而略有下降。
3 ATR 、SPR 和 TSPR 热力性能比较
ATR 、SPR 和 TSPR 的主要工质均为空气，为 等 压 膨胀循 环。TSPR 比 ATR 多一路富燃燃气，较 SPR 多 一路驱涡燃气，燃气均为二次燃烧的火箭发动机循环。 3 种工质基本 的 循 环方式并没有创新，三 者 的 不 同 之 处在于它们的组合方式不同，造成了 3 种 发 动 机 整 体
比循环功与热效率的变化。本文计算针对 3 种发动机 整体热力学性能进行。计 算 中，
ATR 与 TSPR 使 用 相 同的驱动涡轮燃气，压气机增压比同为 2，SPR 与 T S P R 使用相同富燃燃气。
在不同的飞行状态 下，空气经进气道减速增压后 气体状态参数变化较大，
A T R 、S P R 和 TSPR 整体的循 环性能随之变化。因此，对这几种推进系统热力循环 性质的探究不能脱离飞行状态。文献［10］显示，吸气 式推进系统 ATR 比冲高于自行携带氧化 剂 的 固 体 火 箭发动机，相 比 于 一 般 地-空导弹使用火箭助推，A T R 零速起飞的发 射 方 式，更 具 质 量 优 势。因 此，对 T S P R 与 ATR 这 2 种吸气式推进系统进行从 水 平 面 零 速 起 飞到巡航高度马赫数的热力性能计算，而对 SPR 进行 大于启动马赫数后的热力计算，得到 图 4 所 示 循 环 功 和热效率在表 1 所示弹道上的变化情况。
由图 4( a ) 可知，
ATR 、SPR 、TSPR 三者的比循环功 均随马赫数和高度的增加而增加。在相同的马赫数和 高度条件 下，TSPR 的 比 循 环 功 最 大，ATR 比 TSPR 稍 小，而 SPR 的比循环功远小于 ATR 和 T S P R 。
随 高 度 和马赫数的增加，ATR 的比循环功逐渐 接 近 T S P R ，在 水平零速起飞时 TSPR 比循环功较 ATR 高 29． 8% ，当
它们的 飞 行 高 度 为 15 km 、
Ma = 4 时，TSPR 的 比 循 环 功较 ATR 仅高 2． 8% 。
由图 4( b ) 可知，ATR 、SPR 、TSPR 三者的热效率均 随飞行马赫数和高度的增加而增加，
ATR 和 TSPR 的 热效率性能相似。在水平零速起飞时，
T S P R 热效率比 ATR 低 11． 0% ，当飞行高度为 15 km 、Ma = 4 时，热效 率仅比 ATR 低 1． 9% 。SPR 的热效率性能在高空高马 赫数下最好，但随着飞行马赫数和高度的减小，热效率 下降明显。在小于 2． 6 Ma 时，它的热效率性能在三者 中最差。从热力循环的角度解释了 SPR 高速性能好、 空速域范围窄、对飞行状态敏感的特性。
总之，在典 型 弹 道 上，TSPR 比 循 环 功 最 高，热 效 率略低于 A T R ，它们的差距随高度马赫数的增大而减 小。SPR 在高空高速时热效率性能最佳，将 其 用 于 高
— 601 —
( a ) 质量流量百分比
( b ) 比循环功
( c ) 热效率
图 3 TSPR 工质质量流量百分比、比循环功和
热效率随增压比的变化
F i g ． 3 M a ss p e r ce n t ag e ，s p ec i f i c ne t wo r k o ut p ut
d u r i ng a c y c l
e and th e r m a l e f
f i c i e n c y
虹吸式咖啡壶
v e r s u s p r e ss u r e r a t i o f o r T SP R
3 股工质及 T S P R 整体的比循环功随压比变化如 图 3( b ) 所示。由图 2 可知，
3 股工质中驱动涡轮燃气 的曲线 4-5’-6’-2’-3’-
4 面积最大，因此其比循环功最 大，富燃燃气其次，空气比循环 功 最 小，而 总 体 的 比 循
环功是 3 股工质比循环功根据质量流量百分比加权平 均的结果，随压气机增压比的 增 加 而 增 加。在 压 比 较 小时，总体比循环功增加较快，随着压比的增加，总 体 比循环功的增加减缓。
2011 年 10 月 固体火箭技术 第 34 卷
空高速巡航是最佳选择，但其对飞行参数变化较敏感， 高度速度的下降使热效率下降较快，且 比 循 环 功 小。 因此，在要求零速起飞或大机动飞行时，
新型玉米膨化机S P R 无法保证 全弹道优越的热效率性能。此时，T S P R 全弹道的热力 性能较优越。
燃烧。但其增加了一路驱动涡 轮 燃 气，导 致 管 路 和 结 构的复杂。对 于 TSPR 的 性 能 分 析，需进一步综合考 虑其性能增加的优势及结构复杂度的消极影响。
4 结论
( 1 ) 对性能优势互补的固体火箭冲压发动机 ( SPR ) 和空气涡轮火 箭 ( ATR ) 进 行 集 成，提 出 了 涡 轮 增压固体冲压发动机( TSPR ) 的概念。
( 2) 分 析 TSPR 3 股工质理想及实际热力 循 环 过 程，综合得到了总体热力循环分析模型。
( 3) 通过对 ATR 、SPR 、TSPR 推进系统的热力循环 性能 比 较 可 知，TSPR 与 ATR 的 热 力 循 环 性 能 接 近， TSPR 比循环功最大，热效率稍小于 ATR ，热 效 率 性 能 在低空 低 速 时 较 SPR 高，在 大 空 速 域 范 围 飞 行 时，综
合性能优越。
( a ) 比循环功
参考文献:
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712．
( 编辑: 崔贤彬)
［2］ ［3］
［4］ ( b ) 热效率
图 4 ATR 、SPR 、TSPR 的循环功和热效率随
高度和马赫数的变化
F i g ． 4 Sp ec i f i c net wo r k output d u r i ng a c y c l e and
th e r m a l e ff i c i e n c y v e r s u s M a c h n um b e r and a l t i tu d e f o r ATR ，SPR and T SP R
［5］ ［6］ ［7］ 表 1 典型马赫数和高度弹道参数
T ab l e 1 A ss um e d M a c h n um b e r and a l t i tu d e
f o r a flight t r a ce
［8］ 高度 / km 0 5 8 10 15 ［9］
马赫数
0． 7
2
3
4
［10］ TSPR 发动机本质上改善了固冲 SPR 的工作条件， 3 种工质均为气相，理论上其掺混并不困难，且驱动涡 轮后的燃气经旋转部件后的湍流度增加，能促进掺混
— 602 —
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