第１ｌ卷第３４期２０１１年１２月科学技术与工程
ＶｏＬ１１Ｎｏ．３４Ｄｅｃ．２０１１
１６７ｌ—１８１５（２０１１）３４－８５３３一０７
ＳｃｉｅｎｃｅＴｅｃｈｎｏｌｏｇ）ｒ锄ｄＥｎｇｉｎｅｅｒｉＩｌｇ
＠２０ｌｌ蹦．Ｔｋｈ．Ｅｎ鹳
航空航天
涡轮增压固体火箭冲压发动机
（ＴＳＰＲ）性能研究
杨飒何国强
刘
洋
潘宏亮
（西北工业大学燃烧、热结构与内流场重点实验室，西安７１００７２）
摘要涡轮增压固体火箭冲压发动机（ＴＩｌｒｂｏｃｈ蜊汕ｄ
ＰＴｏｐｅｕ明ｔＲａｍｊｅｔ，髑ＰＲ）是将固体燃气发生器驱动Ａ１Ｒ与冲压发
动机相结合的新型发动机循环，是加力ＡＴＲ的特有形式。建立髑ＰＲ热力分析模型，分析了关键部件参数对发动机性能的影响规律。在发动机部件约束条件下对比ＡＴＲ和髑ＰＲ的工作包线以及比冲、比推力性能，确定了偈ＰＲ在工作范围和能量特性的优势，提出了ＴＳＰＲ三个应用领域。对比四种不同加力推进剂的ＴｓＰＲ性能，获得了髑ＰＲ不同工作要求的加力推进剂的
优选标准。
关键词髑ＰＲ固体ＡＴＲ加力模式性能分析
中图法分类号Ｖ４３８．５；文献标志码Ａ
随着现代作战技术和作战理念的发展，新型远行研究，设计了高落压比的单级涡轮系统［５］，提出射武器、巡航导弹、无人机、靶机等飞行器的动力系了固体ＡＴＲ对推进剂系统的详细要求【６］。固体统需满足宽包线、高性能、大机动的要求，激发了动ＡｒＩ＇Ｒ性能提高的瓶颈在于其对推进剂燃气的双重力系统界对传统弹用动力系统的重新审视和整合，要求：一方面燃气要驱动涡轮，要求推进剂产气量以提出能满足未来需求的新型动力装置。燃气涡大、不含凝相成份、燃温低于涡轮叶片材料耐受温轮增压固冲发动机（ＴＳＰＲ）的概念就是在这一需求度，另一方面燃气要在燃烧室与空气掺混燃烧，要下产生的。髑ＰＲ发动机是将固体冲压发动机和固
求推进剂能量高，需要推进剂中含高能金属成分，体』蠕发动机结合的新型推进系统概念。
为满足发动机涡轮系统的工作安全性，只有牺牲能ＡＴＲ飞行包线宽，技术成熟度较高，特别是固量特性，选用低能清洁推进剂。所以固体ＡＴＲ的理体ＡＴＲ结构简单，成本低和存储性能优异，可用于论比冲很高，但实际研究ＡＴＲ的比冲明显低于涡新型战术导弹的推进系统。美国ＡＥＲＯＪＥＴ公司在喷、固体冲压发动机。提高固体ＡＴＲ的能量特性可２０世纪８０年代对固体ＡＴＲ性能进行理论研究…，以扩展固体ＡＴＲ的应用范围，参考涡喷发动机加力利用肼燃料ＡＴＲ试验系统开展多次固体ＡＴＲ的点形式，通过燃烧室加力高热值推进剂提高发动机能火试验心Ｊ。但未能在燃烧室形成稳定燃烧，主要原量特性，而驱涡推进剂主要满足高做功性能，在不因为驱涡燃气做功能力差，燃烧室为富燃状态。２０
增加涡轮系统和推进剂配方设计难度的基础上提
世纪９０年代ＣＦＤＲＣ公司确定Ａ１限为战术导弹的
出了一种高性能、宽工作范围的推进剂系统——涡
备用推进系统∞’４Ｊ，针对燃气发生器及涡轮系统进
轮增压同体火箭冲压发动机（髑ＰＲ），文献［７］已经确定了该推进系统的热力循环的合理性，本文建立２０１１年９月１４日收到
国家８６３－７０５项目资助
ＴＳＰＲ性能分析模型，确定了喝ＰＲ的关键设计参第一作者简介：杨飒（１９８４一），女，博士研究生。研究方向：航空
数，分析了髑ＰＲ的包线范围及比冲、比推力性能，宇航推进理论与工程，Ｅ一ⅫＩｉｌ：ｙ∞ｇ∞．ｃ∞＠１２６．ｃｏｍ。
为幡ＰＲ设计及未来应用的研究提供基础。
科学技术与工程
１ｌ卷
确定表ｌ列出的发动机的各独立设计参数，根据鸭ＰＲ压气机和涡轮功率平衡，不考虑轴损失，压气机放气和涡轮的冷却，根据压气机涡轮设计参数
．ＩｓＰＲ的组成结构概念示意图如图１，发动机主要部件为进气道、驱涡发生器、富燃发生器、压气机、涡轮、燃烧室、尾喷管。驱涡燃气驱动涡轮带动压气机增压来流空气，燃烧室内来流空气与驱涡燃气、加力富燃燃气掺混燃烧，经喷管膨胀产生推力。
入口
ｒ
计算得到驱涡流量与空气流量比值正为
Ｊ１
２—————————■百
吒ｌＣｍ（口。１ｉ）
ｔ盯一１
Ｌ１Ｊ
…
伽五。ｏ，（１一（击）ｋ）
式（１）中ｃｐ一＆ｉ，和白。％。分别为压气机人口空
气和涡轮入口燃气的等压热容可燃气比热比。由式（１）可见，减小压气机增压比或增加涡轮落压比，驱涡流量与空气流量比值，ｌ都会减小，与ＡＴＲ不同，鹏ＰＲ的驱涡燃气主要作用为驱动涡轮，热值低，减少驱涡流量可提高发动机的能量特性，由于增压比的设计要保障稳定高效燃烧及满足燃烧室压强与环境压强满足壅塞，减小的空间不大，增加涡轮落压比是在不影响燃烧室工作稳定性条件下减小工的有效途径。
当驱涡推进剂和富燃推进剂的配方确定，其理
涡轮机
燃烧机
Ｉ喷管
蓬晤孽囊二图擎
０
１２
３４
５
６
ｇ
图ｌＴｓＰＲ概念示意图
根据ＴｓＰＲ的工作原理，与Ａ１ｍ工作原理的不同，碍ＰＲ的燃烧室的余气系数为设计的参数，通过主动调节富燃燃气流量满足燃烧室高效燃烧的余
气系数，鸭ＰＲ两个燃气发生器的不同分工，其推进
剂的驱涡燃气主要作用为对涡轮做功，选择燃气温度低、分子量量小、燃气组分“清洁”的推进剂配方；富燃推进剂作为加力燃料，要求热值高、燃温高，可选择含高能组分的固体或液体燃料。确定推进剂，其燃气参数确定，进气道性能参数参考文献［８］。
论空气￡。￡。。确定，根据设计的燃烧室的余气系数
可计算加力的富燃燃气质量流量与空气流量比
．丘为
偈ＰＲ的独立设计参数，主要设计参数及各界面的性
能参数如表１。
表１
ＴⅢ哏部件独立设计参数殛计算性能变量
五２｝
÷一ｋ—ｚ
（２）
五依赖飞行工况及燃烧室高效燃烧的要求，当来流总压较高，需要的增压比小，只有与涡燃气工作的燃烧室贫燃，可加入富燃燃气，增加燃烧室的燃温，提高发动机能量特性；当设计的来流总压降低，要求高增压比Ｚ增压，根据燃烧室余气系数的要求以减小，当，ｌ增加到一定值，单独驱涡燃气已经使燃烧室达到化学当量比，五＝ｏ，加力富燃燃气无法在燃烧室释放能量，单独驱涡燃气发生器工作的性能优于两个燃气发生器共同工作，鸭ＰＲ蜕化为Ａ７ｒＲ工作模式。
根据公式（１）、式（２）推导出发动机的理论比推力风与，ｌ、ａ及其他部件参数的关系式如公式（３）。
只＝［，＋壶“（・一乏）√净讯【１－（玎］＋
厂———————二—矿
３４期杨飒，等：涡轮增压固体火箭冲压发动机（鸭ＰＲ）性能研究
（只一只）４（３）
式（３）中Ｐ。为燃烧室压强；ｔ为燃烧室燃温；Ｐ，为喷管出口压强。等号右侧第一部分为燃烧室燃气燃烧后经喷管由燃烧室压强膨胀至喷管出口产生的推力，右式第二和第三部分为喷管出口面积Ａ．处压差产生的推力及来流空气冲压阻力，占推力比例远小于第一部分。分析部件参数对比推力的影响，当推进剂参数确定，在不考虑燃烧室参数的变化，影响比推力的主要参数为补燃室余气系数ｎ和驱涡燃气与空气流量比一：随增ａ加比推力减小；比推力与■的关系与ＡＴＲ不同，由驱涡燃气与富燃燃气的理论空气量比值确定，当驱涡燃气与富燃燃气理
论空气量比值小于ｌ，比推力随Ｚ增加而增加，反之
则随Ｚ增加而减小。从能量特性分析，驱涡燃气热值低于富燃燃气，选择理论空气量小的驱涡推进剂有益于提高富燃燃气的比例，提高发动机的能量特性。通过减小余气系数可满足发动机加速的需要。
根据比推力与比冲的关系换算得到发动机的比冲表达式为公式（４）。
却＝［１＋士＋＿ｆ１
０且Ｄｍ
＼
√净飘…孝）＿］
（Ｐ。一Ｐ。）Ａ。
匕．。
赤＋＾（・一毛）去＋＾（・一是）。
比冲随“和＾变化与比推力相反，对于需要远距离巡航的发动机可在燃烧室工作稳定的条件下尽可能取较大的余气系数和最小Ｚ的值，尽可能提高其比冲，以提高发动机巡航性能。
２工作包线及性能分析
２．１部件选择及约束条件
由于１＇ｓＰＲ发动机中工作部件多，参数调节复杂且相互影响，理论研究阶段，根据发动机工作原理，为获得结构简单的发动机结构，选择单级压气
机和单级涡轮作为鸭ＰＲ发动机的涡轮增压系统，在分析发动机性能时综合考虑了工程上的可实现性，主要限制条件为：（１）单级压气机压比范围为１．３—６；（２）单级涡轮落压比范围为５—＿２０；（３）压气机前端温度不高于８００Ｋ，（４）涡轮前端温度不高于
１３００
Ｋ；（５）驱涡燃气发生器压强不大于１５
ＭＰａ；
（６）燃烧室压力在保证喷管壅塞的条件下压力不低
于Ｏ．２ＭＰａ。
３５
３０
２５
三２０越
挺ｌ５
１０
５
２
ｍ
（ａ）比冲
４０
３５
３０
重２５
摧：ｏ
１５１０
５
２３
№
（ｂ）比推力
图２Ⅳｍ发动机性能
根据涡轮材料限制选取驱涡推进剂配方，参考文献［８］燃气温度１
３００
Ｋ，燃气理论空气量为５，热
值为１５啪／ｋｇ；富燃推进剂选择含硼富燃推进剂，热值３３枷／ｋｇ，理论空气量为６．４；增压比根据燃烧室最低压强和压气机增压比范围共同确定，取满足
科学技术与工程ｌｌ卷
约束条件的最小值。涡轮落压比由燃气发生器最大压强、涡轮落压比范围及燃烧室压强共同确定，满足约束条件下取的最大值；为获取理论最大燃温，假设燃烧室掺混均匀，取燃烧室余气系数“＝ｌ，燃烧效率仉为９５％。燃烧室的压强为压气机出口压强的９５％，组分比为：空气：驱涡燃气：加力富燃燃气＝ｌ正以，根据化学平衡法计算燃烧室的燃气参数，设喷管为完全膨胀，利用公式（３）一式（４）可得偈ＰＲ在各部件约束条件下的理论比冲、比推力
性能。
２．２计算结果分析
３０
２５
２０
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谊１５
＿喔
１０
５
臃ｉ
３０
利用本文所建模型计算不加富燃燃气的ＡＴＲ
２５
及加力富燃燃气的偈ＰＲ在朋口Ｏ～４，高度为０—
３０
ｋｍ范围的比冲比推力性能，对比髑ＰＲ与ＡＴＲ
２０暑
包线和性能，与ＴｓＰＲ不同，ＡＴＲ的燃烧室余气系数由压气机涡轮参数确定，其比冲比推力随压气机涡轮压比的变化趋势与鸭ＰＲ一致，所以采用相同的约束条件，计算得到ＡＴＲ和ＴｓＰＲ的比冲、比推力结
果如图２、图３。
螽１５
坦
ｌＯ
５
偈ＰＲ与ＡＴＲ工作包线基本一致，主要差别在
高于２５ｋｍ的邻近区域，ＡＴＲ的最高工作高度为
３３
一
图３晒ＰＲ发动机性能
０００
ｋｍ，而鸭ＰＲ的最高工作高度为２８ｋｍ，主要原因
（１）ＴｓＰＲ在朋口２—３．７，高度０—２０ｋｍ的工作范围内比冲比推力性能优越，整个涵盖了冲压发动机的飞行最佳飞行包线，平均比冲＞８
Ｎ・ｓ／ｋｇ，与
为该区域海拔高，来流总压总温低，需要高增压比满足燃烧室的稳定燃烧，此时单一驱涡燃气已使燃烧室达到化学当量甚至富燃状态，ＴｓＰＲ已经退化为ＡＴＲ的工作模式。对比偈ＰＲ与ＡＴＲ的比冲、比推力性能，鸭ＰＲ在整个包线内的比冲、比推力性能明显优于ＡＴＲ，平均比冲为ＡＴＲ的富燃燃气增加了燃烧室了能量，总体提高发动机的能量性能，证明ＴｓＰＲ既继承了ＡＴＲ宽包线的优势，又弥补了ＡＴＲ能量上劣势，具有极大的应ｆ｝＝Ｉｊ前景。
分析ＴＳＰＲ的比冲、比推力图，可见在朋ｎ
３
＞５０００
０～
文献［９］中固冲发动机设计点比冲值相当，比推力大于固冲发动机，加速性能优于固冲发动机，可弥补固冲发动机包线小和加速性能低的缺点，可应用于作大
机动的战术空空导弹。
（２）偈ＰＲ在飞行高度大于２０ｋｍ的邻近空间区发动机比冲＞６
５００
Ｎ・ｓ／ｋｇ，可为飞行器提供持
久动力，比推力＞１
２００
Ｎ・ｓ／ｋｇ，可提供较大推力，
７，高度为ｏ～２８ｋｍ的飞行包线内最小比冲
具有临近可应用于临近空间飞行器动力系统。邻近空间战略飞行器对动力系统要求动力系统可自
由出入２０ｋｍ以上的『临近空间，具有高空巡航能力。
Ｎ・ｓ／ｋｇ是一般固体火箭比冲的２倍多，最
８０６
大比冲为９Ｎ・ｓ／ｋｇ，最小比推力＞７００
４４３
Ｎ・ｓ／
ｋｇ，最大比推力为ｌＮ・ｓ／ｋｇ，整个包线内具备
（３）码ＰＲ在整个飞行包线性能稳定，可通过采用可调节进气道和喷管，实现发动机从零速起飞至飞人预定轨道保持较高性能，可应用于零速起飞进人邻近空间的飞行器的推进系统。
良好的比冲和推力性能，分析比冲、比推力在包线内的分布情况，确定ＴｓＰＲ在三方面的应用前景：
３４期杨飒，等：涡轮增压固体火箭冲压发动机（１ｓＰＲ）性能研究
３不同加力燃料系统发动机性能
高性能推进剂系统的选择可以大幅提高发动
机的性能，由于驱涡燃气受涡轮材料的限制，选择局限于燃气发生剂类推进剂，可通过筛选加力的富燃推进剂的配方提高发动机性能，参考文献［１１］，选择液体、固体两种推进剂体系的计算四种典型推进剂的作为髑ＰＲ的加力富燃燃气，计算飞行高度
Ｈ为５ｋｍ和２０ｋｍ两个代表中低空和临近空间随
飞行速度变化的比冲比推力性能。四种推进剂的基本参数如表２。
表２加力燃料热值及理论空气量
燃烧室余气系数为常数，根据部件参数约束，
随慨增加压气机增压比由上限向下限移动，工减
小；厶增加，当燃烧室压强＞１５ＭＰａ／２０，涡轮落压比降低Ｚ增加以减小，发动机的性能由Ｚ以、燃烧室效率及推进剂性能共同决定。
高度５ｋｍ的空域大气总压较高，阻力大，在该
空域为战术导弹的作战区和巡航导弹的加速区，计
算得到该空域ＴＳＰＲ的速度范围为讹０＿３．７。四
种加力推进剂计算的比冲与比推力随来流讹的增
加一致表现为先减小再增加再减小。来流』Ｉ忆较小时，增压比较大，驱涡燃气为主体，驱涡燃气减小的能量大于富燃燃气增加的能量，发动机总体的比推
力和比冲减小；当讹增加到一定值，富燃燃气成为
燃烧室能量输入的主体，比冲比推力增加；直至燃气发生器压强限制使得落压比减小，导致驱涡流量增加，高能量富燃燃气流流量减小，发动机比冲比推力再次降低。发动机的比冲随加力推进剂的热值增压而增加，比推力则随理论空气量的增加而减
小，液体加力推进剂适用于需要长时问巡航的发动
机，而低热值低理论空气量的含铝贫氧丁羟适用于
需要大推力的助推系统。导弹的低空飞行一般为助推加速阶段，应选取含铝贫氧丁羟作为加力推
进剂。
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（ｂ）比推力
图４四种加力燃料髑ＰＲ比冲、比推力性能一５
ｋｍ
高度为２０ｋｍ空域为临近空间的下限，该空域
空气稀薄，压强低，阻力小，导弹在该空域作巡航飞行可有效增加导弹的航行距离，计算得到ＴｓＰＲ在
该空域的工作速度范围为讹２．２＿３．６，与５ｋｍ计
算结果一致，随讹增加，增压比减小，比冲与加力
推进剂热值呈正比，比推力与空燃比呈反比，对于髑ＰＲ在此空域巡航的最佳加力燃料为燃料Ｄ，考虑到液体燃料的引入增加了推进系统的复杂性，对于弹用推进系统可用含硼贫氧丁羟推进剂作为加力燃料系统，比冲达到液体煤油加力的８５％以上而对于临近空间的飞行器动力系统，液体加力可作为被选方案。
科学技术与工程ｌｌ卷
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（ｂ）比推力
图５四种加力燃料偈ＰＲ比冲、比推力性能一２０ｋｍ
４总结
本文建立ＴＳＰＲ性能分析方法，通过参数分析、包线性能分析及加力燃料系统的对比分析，得到ＴＳＰＲ的工作特点及部件选择规律如下：
（１）影响ｒＩＩｓＰＲ工作性的主要参数为压气机增压比、涡轮落压比及燃烧室余气系数，增压比和余气系数的设计受限制与燃烧室工作要求，增加提高涡轮落压比是提高ｒＩ＇ＳＰＲ性能的最重要途径；
（２）在各成熟部件限制条件下髑ＰＲ发动机可
在０＿３．７讹，０—２８ｋｍ范围高效工作，且在２＿３．７讹，０＿２０ｋｍ，比冲＞８０００Ｎ／（ｓ．ｋｇ），证明了在
没有增加部件设计难度和部件的条件下，ＴＳＰＲ有机
地结合ＡＴＲ和冲压发动机优势，形成新型组合发动
机系统；
（３）确定碣ＰＲ三方面的应用前景：ｒＩ＇ｓＰＲ在肘砣－３．７，高度５—１５ｋｍ范围可应用于机动的战
术导弹，高度大于２０ｋｍ可应用于临近空间巡航飞行系统，在选用可调进气道和喷管后可用于无需助
推的临近空间飞行器；
（４）选择不同加力燃料，偈ＰＲ可以满足不同的应用需求。选择高热值高理论空气量的可适于作远程巡航的飞行任务，选用低热值低理论空气量的
加力燃料系统适于大推力大机动的飞行任务。
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杨飒，等：涡轮增压固体火箭冲压发动机（鸭ＰＲ）性能研究
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（上接第８５３２页）
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涡轮增压固体火箭冲压发动机(TSPR)性能研究
作者：作者单位：刊名：英文刊名：年，卷(期)：被引用次数：
杨飒， 何国强， 刘洋， 潘宏亮， YANG Sa， HE Guo-qiang， LIU Yang， PAN Hong-liang西北工业大学燃烧、热结构与内流场重点实验室,西安,710072科学技术与工程
Science Technology and Engineering2011,11(34)2次
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引用本文格式：杨飒.何国强.刘洋.潘宏亮.YANG Sa.HE Guo-qiang.LIU Yang.PAN Hong-liang 涡轮增压固体火箭冲压发动机(TSPR)性能研究[期刊论文]-科学技术与工程 2011(34)
第１ｌ卷第３４期２０１１年１２月科学技术与工程
ＶｏＬ１１Ｎｏ．３４Ｄｅｃ．２０１１
１６７ｌ—１８１５（２０１１）３４－８５３３一０７
ＳｃｉｅｎｃｅＴｅｃｈｎｏｌｏｇ）ｒ锄ｄＥｎｇｉｎｅｅｒｉＩｌｇ
＠２０ｌｌ蹦．Ｔｋｈ．Ｅｎ鹳
航空航天
涡轮增压固体火箭冲压发动机
（ＴＳＰＲ）性能研究
杨飒何国强
刘
洋
潘宏亮
（西北工业大学燃烧、热结构与内流场重点实验室，西安７１００７２）
摘要涡轮增压固体火箭冲压发动机（ＴＩｌｒｂｏｃｈ蜊汕ｄ
ＰＴｏｐｅｕ明ｔＲａｍｊｅｔ，髑ＰＲ）是将固体燃气发生器驱动Ａ１Ｒ与冲压发
动机相结合的新型发动机循环，是加力ＡＴＲ的特有形式。建立髑ＰＲ热力分析模型，分析了关键部件参数对发动机性能的影响规律。在发动机部件约束条件下对比ＡＴＲ和髑ＰＲ的工作包线以及比冲、比推力性能，确定了偈ＰＲ在工作范围和能量特性的优势，提出了ＴＳＰＲ三个应用领域。对比四种不同加力推进剂的ＴｓＰＲ性能，获得了髑ＰＲ不同工作要求的加力推进剂的
优选标准。
关键词髑ＰＲ固体ＡＴＲ加力模式性能分析
中图法分类号Ｖ４３８．５；文献标志码Ａ
随着现代作战技术和作战理念的发展，新型远行研究，设计了高落压比的单级涡轮系统［５］，提出射武器、巡航导弹、无人机、靶机等飞行器的动力系了固体ＡＴＲ对推进剂系统的详细要求【６］。固体统需满足宽包线、高性能、大机动的要求，激发了动ＡｒＩ＇Ｒ性能提高的瓶颈在于其对推进剂燃气的双重力系统界对传统弹用动力系统的重新审视和整合，要求：一方面燃气要驱动涡轮，要求推进剂产气量以提出能满足未来需求的新型动力装置。燃气涡大、不含凝相成份、燃温低于涡轮叶片材料耐受温轮增压固冲发动机（ＴＳＰＲ）的概念就是在这一需求度，另一方面燃气要在燃烧室与空气掺混燃烧，要下产生的。髑ＰＲ发动机是将固体冲压发动机和固
求推进剂能量高，需要推进剂中含高能金属成分，体』蠕发动机结合的新型推进系统概念。
为满足发动机涡轮系统的工作安全性，只有牺牲能ＡＴＲ飞行包线宽，技术成熟度较高，特别是固量特性，选用低能清洁推进剂。所以固体ＡＴＲ的理体ＡＴＲ结构简单，成本低和存储性能优异，可用于论比冲很高，但实际研究ＡＴＲ的比冲明显低于涡新型战术导弹的推进系统。美国ＡＥＲＯＪＥＴ公司在喷、固体冲压发动机。提高固体ＡＴＲ的能量特性可２０世纪８０年代对固体ＡＴＲ性能进行理论研究…，以扩展固体ＡＴＲ的应用范围，参考涡喷发动机加力利用肼燃料ＡＴＲ试验系统开展多次固体ＡＴＲ的点形式，通过燃烧室加力高热值推进剂提高发动机能火试验心Ｊ。但未能在燃烧室形成稳定燃烧，主要原量特性，而驱涡推进剂主要满足高做功性能，在不因为驱涡燃气做功能力差，燃烧室为富燃状态。２０
增加涡轮系统和推进剂配方设计难度的基础上提
世纪９０年代ＣＦＤＲＣ公司确定Ａ１限为战术导弹的
出了一种高性能、宽工作范围的推进剂系统——涡
备用推进系统∞’４Ｊ，针对燃气发生器及涡轮系统进
轮增压同体火箭冲压发动机（髑ＰＲ），文献［７］已经确定了该推进系统的热力循环的合理性，本文建立２０１１年９月１４日收到
国家８６３－７０５项目资助
ＴＳＰＲ性能分析模型，确定了喝ＰＲ的关键设计参第一作者简介：杨飒（１９８４一），女，博士研究生。研究方向：航空
数，分析了髑ＰＲ的包线范围及比冲、比推力性能，宇航推进理论与工程，Ｅ一ⅫＩｉｌ：ｙ∞ｇ∞．ｃ∞＠１２６．ｃｏｍ。
为幡ＰＲ设计及未来应用的研究提供基础。
科学技术与工程
１ｌ卷
确定表ｌ列出的发动机的各独立设计参数，根据鸭ＰＲ压气机和涡轮功率平衡，不考虑轴损失，压气机放气和涡轮的冷却，根据压气机涡轮设计参数
．ＩｓＰＲ的组成结构概念示意图如图１，发动机主要部件为进气道、驱涡发生器、富燃发生器、压气机、涡轮、燃烧室、尾喷管。驱涡燃气驱动涡轮带动压气机增压来流空气，燃烧室内来流空气与驱涡燃气、加力富燃燃气掺混燃烧，经喷管膨胀产生推力。
入口
ｒ
计算得到驱涡流量与空气流量比值正为
Ｊ１
２—————————■百
吒ｌＣｍ（口。１ｉ）
ｔ盯一１
Ｌ１Ｊ
…
伽五。ｏ，（１一（击）ｋ）
式（１）中ｃｐ一＆ｉ，和白。％。分别为压气机人口空
气和涡轮入口燃气的等压热容可燃气比热比。由式（１）可见，减小压气机增压比或增加涡轮落压比，驱涡流量与空气流量比值，ｌ都会减小，与ＡＴＲ不同，鹏ＰＲ的驱涡燃气主要作用为驱动涡轮，热值低，减少驱涡流量可提高发动机的能量特性，由于增压比的设计要保障稳定高效燃烧及满足燃烧室压强与环境压强满足壅塞，减小的空间不大，增加涡轮落压比是在不影响燃烧室工作稳定性条件下减小工的有效途径。
当驱涡推进剂和富燃推进剂的配方确定，其理
涡轮机
燃烧机
Ｉ喷管
蓬晤孽囊二图擎
０
１２
３４
５
６
ｇ
图ｌＴｓＰＲ概念示意图
根据ＴｓＰＲ的工作原理，与Ａ１ｍ工作原理的不同，碍ＰＲ的燃烧室的余气系数为设计的参数，通过主动调节富燃燃气流量满足燃烧室高效燃烧的余
气系数，鸭ＰＲ两个燃气发生器的不同分工，其推进
剂的驱涡燃气主要作用为对涡轮做功，选择燃气温度低、分子量量小、燃气组分“清洁”的推进剂配方；富燃推进剂作为加力燃料，要求热值高、燃温高，可选择含高能组分的固体或液体燃料。确定推进剂，其燃气参数确定，进气道性能参数参考文献［８］。
论空气￡。￡。。确定，根据设计的燃烧室的余气系数
可计算加力的富燃燃气质量流量与空气流量比
．丘为
偈ＰＲ的独立设计参数，主要设计参数及各界面的性
能参数如表１。
表１
ＴⅢ哏部件独立设计参数殛计算性能变量
五２｝
÷一ｋ—ｚ
（２）
五依赖飞行工况及燃烧室高效燃烧的要求，当来流总压较高，需要的增压比小，只有与涡燃气工作的燃烧室贫燃，可加入富燃燃气，增加燃烧室的燃温，提高发动机能量特性；当设计的来流总压降低，要求高增压比Ｚ增压，根据燃烧室余气系数的要求以减小，当，ｌ增加到一定值，单独驱涡燃气已经使燃烧室达到化学当量比，五＝ｏ，加力富燃燃气无法在燃烧室释放能量，单独驱涡燃气发生器工作的性能优于两个燃气发生器共同工作，鸭ＰＲ蜕化为Ａ７ｒＲ工作模式。
根据公式（１）、式（２）推导出发动机的理论比推力风与，ｌ、ａ及其他部件参数的关系式如公式（３）。
只＝［，＋壶“（・一乏）√净讯【１－（玎］＋
厂———————二—矿
３４期杨飒，等：涡轮增压固体火箭冲压发动机（鸭ＰＲ）性能研究
（只一只）４（３）
式（３）中Ｐ。为燃烧室压强；ｔ为燃烧室燃温；Ｐ，为喷管出口压强。等号右侧第一部分为燃烧室燃气燃烧后经喷管由燃烧室压强膨胀至喷管出口产生的推力，右式第二和第三部分为喷管出口面积Ａ．处压差产生的推力及来流空气冲压阻力，占推力比例远小于第一部分。分析部件参数对比推力的影响，当推进剂参数确定，在不考虑燃烧室参数的变化，影响比推力的主要参数为补燃室余气系数ｎ和驱涡燃气与空气流量比一：随增ａ加比推力减小；比推力与■的关系与ＡＴＲ不同，由驱涡燃气与富燃燃气的理论空气量比值确定，当驱涡燃气与富燃燃气理
论空气量比值小于ｌ，比推力随Ｚ增加而增加，反之
则随Ｚ增加而减小。从能量特性分析，驱涡燃气热值低于富燃燃气，选择理论空气量小的驱涡推进剂有益于提高富燃燃气的比例，提高发动机的能量特性。通过减小余气系数可满足发动机加速的需要。
根据比推力与比冲的关系换算得到发动机的比冲表达式为公式（４）。
却＝［１＋士＋＿ｆ１
０且Ｄｍ
＼
√净飘…孝）＿］
（Ｐ。一Ｐ。）Ａ。
匕．。
赤＋＾（・一毛）去＋＾（・一是）。
比冲随“和＾变化与比推力相反，对于需要远距离巡航的发动机可在燃烧室工作稳定的条件下尽可能取较大的余气系数和最小Ｚ的值，尽可能提高其比冲，以提高发动机巡航性能。
２工作包线及性能分析
２．１部件选择及约束条件
由于１＇ｓＰＲ发动机中工作部件多，参数调节复杂且相互影响，理论研究阶段，根据发动机工作原理，为获得结构简单的发动机结构，选择单级压气
机和单级涡轮作为鸭ＰＲ发动机的涡轮增压系统，在分析发动机性能时综合考虑了工程上的可实现性，主要限制条件为：（１）单级压气机压比范围为１．３—６；（２）单级涡轮落压比范围为５—＿２０；（３）压气机前端温度不高于８００Ｋ，（４）涡轮前端温度不高于
１３００
Ｋ；（５）驱涡燃气发生器压强不大于１５
ＭＰａ；
（６）燃烧室压力在保证喷管壅塞的条件下压力不低
于Ｏ．２ＭＰａ。
３５
３０
２５
三２０越
挺ｌ５
１０
５
２
ｍ
（ａ）比冲
４０
３５
３０
重２５
摧：ｏ
１５１０
５
２３
№
（ｂ）比推力
图２Ⅳｍ发动机性能
根据涡轮材料限制选取驱涡推进剂配方，参考文献［８］燃气温度１
３００
Ｋ，燃气理论空气量为５，热
值为１５啪／ｋｇ；富燃推进剂选择含硼富燃推进剂，热值３３枷／ｋｇ，理论空气量为６．４；增压比根据燃烧室最低压强和压气机增压比范围共同确定，取满足
科学技术与工程ｌｌ卷
约束条件的最小值。涡轮落压比由燃气发生器最大压强、涡轮落压比范围及燃烧室压强共同确定，满足约束条件下取的最大值；为获取理论最大燃温，假设燃烧室掺混均匀，取燃烧室余气系数“＝ｌ，燃烧效率仉为９５％。燃烧室的压强为压气机出口压强的９５％，组分比为：空气：驱涡燃气：加力富燃燃气＝ｌ正以，根据化学平衡法计算燃烧室的燃气参数，设喷管为完全膨胀，利用公式（３）一式（４）可得偈ＰＲ在各部件约束条件下的理论比冲、比推力
性能。
２．２计算结果分析
３０
２５
２０
互
谊１５
＿喔
１０
５
臃ｉ
３０
利用本文所建模型计算不加富燃燃气的ＡＴＲ
２５
及加力富燃燃气的偈ＰＲ在朋口Ｏ～４，高度为０—
３０
ｋｍ范围的比冲比推力性能，对比髑ＰＲ与ＡＴＲ
２０暑
包线和性能，与ＴｓＰＲ不同，ＡＴＲ的燃烧室余气系数由压气机涡轮参数确定，其比冲比推力随压气机涡轮压比的变化趋势与鸭ＰＲ一致，所以采用相同的约束条件，计算得到ＡＴＲ和ＴｓＰＲ的比冲、比推力结
果如图２、图３。
螽１５
坦
ｌＯ
５
偈ＰＲ与ＡＴＲ工作包线基本一致，主要差别在
高于２５ｋｍ的邻近区域，ＡＴＲ的最高工作高度为
３３
一
图３晒ＰＲ发动机性能
０００
ｋｍ，而鸭ＰＲ的最高工作高度为２８ｋｍ，主要原因
（１）ＴｓＰＲ在朋口２—３．７，高度０—２０ｋｍ的工作范围内比冲比推力性能优越，整个涵盖了冲压发动机的飞行最佳飞行包线，平均比冲＞８
Ｎ・ｓ／ｋｇ，与
为该区域海拔高，来流总压总温低，需要高增压比满足燃烧室的稳定燃烧，此时单一驱涡燃气已使燃烧室达到化学当量甚至富燃状态，ＴｓＰＲ已经退化为ＡＴＲ的工作模式。对比偈ＰＲ与ＡＴＲ的比冲、比推力性能，鸭ＰＲ在整个包线内的比冲、比推力性能明显优于ＡＴＲ，平均比冲为ＡＴＲ的富燃燃气增加了燃烧室了能量，总体提高发动机的能量性能，证明ＴｓＰＲ既继承了ＡＴＲ宽包线的优势，又弥补了ＡＴＲ能量上劣势，具有极大的应ｆ｝＝Ｉｊ前景。
分析ＴＳＰＲ的比冲、比推力图，可见在朋ｎ
３
＞５０００
０～
文献［９］中固冲发动机设计点比冲值相当，比推力大于固冲发动机，加速性能优于固冲发动机，可弥补固冲发动机包线小和加速性能低的缺点，可应用于作大
机动的战术空空导弹。
（２）偈ＰＲ在飞行高度大于２０ｋｍ的邻近空间区发动机比冲＞６
５００
Ｎ・ｓ／ｋｇ，可为飞行器提供持
久动力，比推力＞１
２００
Ｎ・ｓ／ｋｇ，可提供较大推力，
７，高度为ｏ～２８ｋｍ的飞行包线内最小比冲
具有临近可应用于临近空间飞行器动力系统。邻近空间战略飞行器对动力系统要求动力系统可自
由出入２０ｋｍ以上的『临近空间，具有高空巡航能力。
Ｎ・ｓ／ｋｇ是一般固体火箭比冲的２倍多，最
８０６
大比冲为９Ｎ・ｓ／ｋｇ，最小比推力＞７００
４４３
Ｎ・ｓ／
ｋｇ，最大比推力为ｌＮ・ｓ／ｋｇ，整个包线内具备
（３）码ＰＲ在整个飞行包线性能稳定，可通过采用可调节进气道和喷管，实现发动机从零速起飞至飞人预定轨道保持较高性能，可应用于零速起飞进人邻近空间的飞行器的推进系统。
良好的比冲和推力性能，分析比冲、比推力在包线内的分布情况，确定ＴｓＰＲ在三方面的应用前景：
３４期杨飒，等：涡轮增压固体火箭冲压发动机（１ｓＰＲ）性能研究
３不同加力燃料系统发动机性能
高性能推进剂系统的选择可以大幅提高发动
机的性能，由于驱涡燃气受涡轮材料的限制，选择局限于燃气发生剂类推进剂，可通过筛选加力的富燃推进剂的配方提高发动机性能，参考文献［１１］，选择液体、固体两种推进剂体系的计算四种典型推进剂的作为髑ＰＲ的加力富燃燃气，计算飞行高度
Ｈ为５ｋｍ和２０ｋｍ两个代表中低空和临近空间随
飞行速度变化的比冲比推力性能。四种推进剂的基本参数如表２。
表２加力燃料热值及理论空气量
燃烧室余气系数为常数，根据部件参数约束，
随慨增加压气机增压比由上限向下限移动，工减
小；厶增加，当燃烧室压强＞１５ＭＰａ／２０，涡轮落压比降低Ｚ增加以减小，发动机的性能由Ｚ以、燃烧室效率及推进剂性能共同决定。
高度５ｋｍ的空域大气总压较高，阻力大，在该
空域为战术导弹的作战区和巡航导弹的加速区，计
算得到该空域ＴＳＰＲ的速度范围为讹０＿３．７。四
种加力推进剂计算的比冲与比推力随来流讹的增
加一致表现为先减小再增加再减小。来流』Ｉ忆较小时，增压比较大，驱涡燃气为主体，驱涡燃气减小的能量大于富燃燃气增加的能量，发动机总体的比推
力和比冲减小；当讹增加到一定值，富燃燃气成为
燃烧室能量输入的主体，比冲比推力增加；直至燃气发生器压强限制使得落压比减小，导致驱涡流量增加，高能量富燃燃气流流量减小，发动机比冲比推力再次降低。发动机的比冲随加力推进剂的热值增压而增加，比推力则随理论空气量的增加而减
小，液体加力推进剂适用于需要长时问巡航的发动
机，而低热值低理论空气量的含铝贫氧丁羟适用于
需要大推力的助推系统。导弹的低空飞行一般为助推加速阶段，应选取含铝贫氧丁羟作为加力推
进剂。
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（ｂ）比推力
图４四种加力燃料髑ＰＲ比冲、比推力性能一５
ｋｍ
高度为２０ｋｍ空域为临近空间的下限，该空域
空气稀薄，压强低，阻力小，导弹在该空域作巡航飞行可有效增加导弹的航行距离，计算得到ＴｓＰＲ在
该空域的工作速度范围为讹２．２＿３．６，与５ｋｍ计
算结果一致，随讹增加，增压比减小，比冲与加力
推进剂热值呈正比，比推力与空燃比呈反比，对于髑ＰＲ在此空域巡航的最佳加力燃料为燃料Ｄ，考虑到液体燃料的引入增加了推进系统的复杂性，对于弹用推进系统可用含硼贫氧丁羟推进剂作为加力燃料系统，比冲达到液体煤油加力的８５％以上而对于临近空间的飞行器动力系统，液体加力可作为被选方案。
科学技术与工程ｌｌ卷
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（ｂ）比推力
图５四种加力燃料偈ＰＲ比冲、比推力性能一２０ｋｍ
４总结
本文建立ＴＳＰＲ性能分析方法，通过参数分析、包线性能分析及加力燃料系统的对比分析，得到ＴＳＰＲ的工作特点及部件选择规律如下：
（１）影响ｒＩＩｓＰＲ工作性的主要参数为压气机增压比、涡轮落压比及燃烧室余气系数，增压比和余气系数的设计受限制与燃烧室工作要求，增加提高涡轮落压比是提高ｒＩ＇ＳＰＲ性能的最重要途径；
（２）在各成熟部件限制条件下髑ＰＲ发动机可
在０＿３．７讹，０—２８ｋｍ范围高效工作，且在２＿３．７讹，０＿２０ｋｍ，比冲＞８０００Ｎ／（ｓ．ｋｇ），证明了在
没有增加部件设计难度和部件的条件下，ＴＳＰＲ有机
地结合ＡＴＲ和冲压发动机优势，形成新型组合发动
机系统；
（３）确定碣ＰＲ三方面的应用前景：ｒＩ＇ｓＰＲ在肘砣－３．７，高度５—１５ｋｍ范围可应用于机动的战
术导弹，高度大于２０ｋｍ可应用于临近空间巡航飞行系统，在选用可调进气道和喷管后可用于无需助
推的临近空间飞行器；
（４）选择不同加力燃料，偈ＰＲ可以满足不同的应用需求。选择高热值高理论空气量的可适于作远程巡航的飞行任务，选用低热值低理论空气量的
加力燃料系统适于大推力大机动的飞行任务。
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涡轮增压固体火箭冲压发动机(TSPR)性能研究
作者：作者单位：刊名：英文刊名：年，卷(期)：被引用次数：
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引用本文格式：杨飒.何国强.刘洋.潘宏亮.YANG Sa.HE Guo-qiang.LIU Yang.PAN Hong-liang 涡轮增压固体火箭冲压发动机(TSPR)性能研究[期刊论文]-科学技术与工程 2011(34)