ANALYSIS OF PERFORMANCE OF AMMONIA AIR-BREATHING VARIABLE CYCLE ENGINE
-
摘要: 针对飞行马赫数0 ~ 10的宽域飞行器对吸气式动力的需求, 提出了一种以氨为燃料和冷却剂的宽域吸气式变循环发动机, 其工作模态可有3种: 涡轮模态、预冷模态和冲压模态. 首先通过对该发动机各模态热力循环过程进行建模, 计算得到发动机比推力、比冲和总效率等性能参数, 初步验证其在马赫数0 ~ 10范围内工作的可行性; 然后, 选取甲烷和正癸烷为低温低密度和煤油类碳氢燃料的典型代表, 对比各模态下氨与碳氢燃料发动机的性能差异. 结果表明, 由于氨突出的当量总热沉和当量热值, 飞行马赫数3 ~ 5的预冷模态发动机性能各指标均优于碳氢燃料. 在涡轮模态和冲压模态下, 氨燃料发动机比冲较低, 但比推力和总效率优于碳氢燃料; 最后, 对比分析各类燃料马赫数0 ~ 10宽域工作特性, 发现氨预冷可以显著提升发动机比推力, 特别在高马赫数范围, 再生冷却通道内氨可发生裂解反应大量吸热并分解为氢气和氮气, 会进一步提升发动机比推力和比冲, 且不会堵塞冷却通道, 因此可胜任飞行马赫数0 ~ 10的宽范围飞行需求. 而煤油类碳氢燃料受限于比推力低和裂解结焦问题, 最高工作马赫数难以超过8. 本文提出的氨燃料吸气式变循环发动机, 当量冷却能力强且比推力高, 适合用于二级入轨飞行器的一级动力、高马赫数宽域吸气式飞行以及未来高超声速民航等场景.Abstract: In response to the demand of air-breathing power for wide-range aircraft with flight Mach number 0 ~ 10, a wide-range air-breathing variable cycle engine using ammonia as the fuel and coolant is proposed in the research. There are three working modes: turbine mode, pre-cooling mode and ramjet mode. Firstly, the feasibility of the engine at Mach 0 ~ 10 was preliminarily verified by modeling the thermodynamic cycle process of each mode and calculating the performance parameters such as specific thrust, specific impulse and total efficiency. Then, methane and decane were selected as the typical representatives of low temperature and low density and kerosene hydrocarbon fuels, and the performance of the engines fueled by ammonia and hydrocarbon fuels in turbine mode, pre-cooling mode and ramjet mode were comprehensively compared. The results show that due to the outstanding equivalent total heat sink and equivalent heat value of ammonia, the performance of it in the pre-cooling mode at Mach 3 ~ 5 is better than that of hydrocarbon fuels. In turbine mode and ramjet mode, the specific impulse of the engine using ammonia as the fuel is lower, but the specific thrust and total efficiency are better than that of hydrocarbon fuels. In the end, the operating characteristics of various fuels at Mach 0 ~ 10 were compared and analyzed, it shows that ammonia precooling can significantly improve engine performance in terms of wide-range operating characteristics, especially in the high Mach number, when ammonia is thermally decomposed into hydrogen and nitrogen in the regenerative cooling channel on the combustion chamber wall, the specific thrust and specific impulse of the engine will be further improved. And using ammonia as the coolant will not block the cooling channel, so it can meet the wide-range flight requirements of Mach 0 ~ 10. Kerosene hydrocarbon fuel is limited by low specific thrust and pyrolysis coking problems, and generally the maximum working Mach number does not exceed 8. In conclusion, the air-breathing variable cycle engine using ammonia as the fuel proposed in this paper has excellent equivalent cooling capacity and specific thrust index, and is suitable for applications such as the primary power of the two-stage orbiting vehicle, high Mach number air-breathing flight and future hypersonic civil aviation.
-
Keywords:
- ammonia /
- turbine mode /
- pre-cooling mode /
- ramjet mode /
- equivalent total heat sink /
- equivalent heat value
-
引 言
随着成本可控自由进出临近空间需求的日益旺盛, 提出了对更宽速域长时间工作能力的需求, 因此高超声速动力技术的发展已不能局限于马赫数5~7范围. 针对这一需求, 国内外提出了多种变循环及组合动力发动机概念, 但都技术成熟度不高, 大多还处于基础研究或关键技术攻关阶段[1-2]. 其中涡轮基组合循环发动机(TBCC)具有可水平起降、氧化剂携带量少以及可靠性较高等优势, 是极具发展前景的宽速域动力系统概念之一[3-4], 成为近年来高超声速动力领域的研究重点.
实现吸气发动机宽域工作不可或缺的一个重要方面是发展与之匹配的推进剂, 特别在面对马赫数7以上严苛的推力和热防护需求时, 理想的推进剂工质必须同时具备足够优秀的能量密度与吸热能力.
不少研究表明, 氢燃料可以满足上述要求[5-7]; 但由于其低温与低密度属性, 使用难度与综合成本居高不下, 目前更为常见的选择是吸热型碳氢燃料. 然而, 由于超燃冲压发动机无法在马赫数4以下提供足够的推力; 而现有的涡轮发动机在马赫数3以上由于压气机出口温度受限导致发动机推力不足, 引发棘手的推力鸿沟问题[8-9]. 为解决此问题, 国内外提出用机载冷却剂冷却来流空气从而提升涡轮模式的最高工作马赫数的空气预冷技术路线[3].
目前, 实现进气预冷的方式主要有两种: 射流预冷和换热器预冷[10-11]. 射流预冷通过在涡轮发动机压气机前增设的喷射装置将冷却剂掺入来流高温空气, 使混合气温度维持在压气机的可承受上限内[12-13]. 射流预冷会引起进气道气流较大的总压损失, 一般的水基冷却介质的注入会导致空气含氧量的下降, 因此实施这种方法可实现的最高飞行马赫数一般不高. 例如以美国F100发动机为基础的MIPCC的设计最高马赫数为3.5, 飞行高度为25 km[14]. 换热器预冷又可分为燃料直接预冷和引入中间介质间接预冷. 例如日本的ATREX发动机[15]直接采用液氢燃料作为冷却剂, 有效降低了来流空气总温, 使发动机性能得到很大的提升; SABRE型发动机[16]则采用了间接预冷的模式, 在氢气和空气之间引入闭式氦气循环, 借助低温氦气来冷却高温空气, 同时缓解“氢脆”问题. 从简化系统复杂度, 降低综合成本的角度出发, 本文尝试基于换热器直接预冷技术路线, 结合一种可代替氢的低成本燃料去解决宽域发动机推力鸿沟的问题.
1. 燃料特性比较与分析
本节对常用燃料的物性进行多方面比选；从引言部分的需求分析可知, 寻找的燃料必须拥有高热沉、高温下不结焦、冷却通道中不积炭的特性, 以突破碳氢燃料由于这些问题导致的最高工作马赫数8的限制[17]. 因此本文将目标聚焦于不含碳的冷却剂燃料, 从而选中了氨. 但人们通常认为氨的热值偏低(见表1), 做高速飞行推进剂能量不够. 因此, 本节以吸气式空天动力为应用背景, 对包括氨在内的几种代表性燃料的燃烧及冷却综合能力做出比较和分析.
表 1 几种典型燃料的燃烧特性汇总Table 1. Summary of combustion characteristics of several fuelsFuel NH3 Aviation kerosene CH4 H2 net heating value/(MJ·kg−1) 18.6 42.5 50.0 120.0 flammability/% 15 ~ 28 1.4 ~ 7.5 5 ~ 15 4 ~ 75 adiabatic flame temperature/K 2092 2342 2277 2384 minimum auto ignition temperature/°C 650 425 630 520 作者想着重指出, 不同于火箭发动机, 比较吸气式发动机的燃料热值以完全燃烧1 kg/s来流空气所释放的化学能为标准较为合适. 因此, 可定义燃料的当量燃烧热值Q为
$$ Q = {f_{st}} \cdot {h_{PR}} $$ (1) 式中, fst为燃料与空气恰好完全反应时, 对应的燃料与空气的流量之比, 即恰当油气比; hPR为燃料的低位热值, MJ/kg. 这个指标可以刻画燃料恰当量比燃烧时给单位质量来流空气理论上所能提供的最大加热量.
另外, 为衡量燃料燃烧给来流空气添加的化学能与来流空气本身能量的相对比值, 可定义燃料的无量纲当量热值
$$ \eta = \frac{{{f_{st}} \cdot {h_{PR}}}}{{{h_{t0}}}} $$ (2) 式中, ht0为来流空气的总焓.
图1为几种燃料燃烧热值的对比情况, 正癸烷代表了航空煤油一类常温高密度碳氢燃料. 如图1所示, 4种燃料中, 氢的当量燃烧热值和无量纲当量热值是最高的, 其次是氨. 虽然氨的低位热值最低, 但是由于与空气完全反应时需要的氨的质量流量最大, 最终, 氨的当量燃烧热值比碳氢燃料更高. 如图1(b) 所示, 随着飞行速度的增加, 燃料的当量燃烧热值相对来流空气的总焓减小, 燃料增加燃气动能的能力减弱, 导致发动机的推力随飞行速度的增大而减小.
表1将氨[18-19]、碳氢燃料(航空煤油, 甲烷)[19-20]和氢[18]的相关燃烧特性进行了对比, 包括低位热值, 可燃极限, 绝热火焰温度和最低自燃温度. 并且调研了当前几种燃料的国内市场售价情况, 如表2所示.
表 2 几种燃料的物理性质汇总Table 2. Summary of physical properties of several fuelsFuel NH3 C10H22 CH4 H2 boiling temperature at 1 atm/°C −33.4 174.2 −161.0 −253.0 liquid density/(kg·m−3) 682.5 731.2 422.5 72.2 fst 0.165 0.067 0.058 0.029 hfc/(kJ·kg−1) 4500 3300 3338 14197 hPR/(MJ·kg−1) 18.6 44.6 50.0 120 fst∙hfc/(kJ·kg−1) 742.5 219.8 194.3 414.5 fst∙hPR/(MJ·kg−1) 3.07 2.97 2.91 3.50 market prices/(CNY·kg−1) 5.2 7.9 7.2 70.0 如表1所示, 相比于其他燃料, 氨的绝热火焰温度稍低, 最低自燃温度较高. 国外对氨燃料的研究起步较早. 20世纪60年代, 美国航天局成功将氨燃料应用于X-15型试验机, 达到了6.7 马赫的飞行速度[21], 说明对氨燃料的安全操作在半个世纪前就已掌握. 进入21世纪之后, 研究者对氨的研究越来越多. Kyunghyun等[22]研究表明, 由氨催化分解产生的氢的燃烧, 能够改善氨燃料发动机的性能. Kobayashi等[18]研究表明, 氨作为一种无碳排放燃料, 具有很大的应用前景, 并且讨论了近几年氨燃料在各个领域的成功应用. 这些研究说明研制氨燃烧发动机所需的技术是较为成熟的.
几种燃料的物理性质汇总如表2所示.
相比于氢, 氨的密度要高的多, 飞行器体积能够做的比使用氢燃料更小; 常压下, 氨在−33.4 °C就能液化, 储存更方便, 相比之下, 氢气的液化温度则为−253 °C, 储存条件更苛刻.
定义燃料的当量总热沉
$$ {Q_f} = {f_{st}} \cdot {h_{fc}} $$ (3) 式中, hfc为单位质量流量的燃料从储罐条件(在液态下储存)到1000 K吸收的总热沉(物理热沉 + 化学热沉), kJ/kg; 本文假设低温燃料在储罐内的储存温度为其对应的一个大气压下的沸点温度, 正癸烷的储存温度为293 K.
定义燃料的无量纲当量热沉
$$ {\eta _f} = \frac{{{f_{st}} \cdot {h_{fc}}}}{{{h_{t0}}}} $$ (4) 高温条件下, 微型通道内氨和煤油均会发生裂解, 裂解反应会吸热, 会增加氨及煤油的热沉. 根据文献[23], 微型通道内, 煤油加热到1000 K时, 由于裂解, 吸收的总热沉会达到约3300 kJ/kg; 根据文献[24-25], 微型通道内, 氨在高温条件下分解为氢气和氮气, 氨完全分解需要吸收2717.7 kJ/kg的热量. 文献[25]利用准确性经实验校验吻合度很好的CFD计算方法, 获得了加热条件下, 微型管式反应器内氨的转化率曲线, 如图2所示, 反应器的尺寸为换热面积/体积 = 38.15 cm−1(折合通道内径约1.05 mm), 反应器内不含催化剂. 由图2可知, 氨在微型通道内加热到1000 K时, 转化率约为60%, 吸收的总热沉会达到4500 kJ/kg.
图3为几种燃料冷却能力的对比情况. 如图3所示, 4种燃料中, 氨的当量总热沉和无量纲当量热沉是最高的. 虽然氢的总热沉最高, 是氨的3.3倍, 但是由于与空气完全反应时需要的氢的质量流量小, 并且氨的裂解反应会进一步增大其当量热沉, 最终氨的当量总热沉比氢更高. 如图3(b)所示, 不同燃料的无量纲当量热沉随飞行马赫数的增大而减小, 表明随着飞行速度的增加, 燃料冷却来流空气的能力越来越弱. 为了增强对来流空气的冷却程度, 需要增加燃料的用量(f > fst), 这样会导致发动机效率的降低.
综上所述, 氨不仅具备极其突出的冷却能力, 还拥有不弱于碳氢燃料的当量热值, 且其完全燃烧产物不含碳, 环保特性突出[18,26], 是吸气式空天发动机的一种非常值得深入研究的燃料.
2. 部件性能计算方法
本节对吸气式发动机各模态的热力循环进行了建模分析, 计算了氨与两种代表性碳氢燃料(甲烷和正癸烷[27-29])发动机在可能的工作范围内的比推力、比冲和总效率等性能指标；本文提出的宽域吸气式变循环发动机可覆盖从0 ~ 10的马赫数范围:
(1) 在马赫数0~3范围内处于涡轮模态工作;
(2) 在马赫数3~5范围内, 为了解决发动机工作范围窄, 推力不足的问题, 采用燃料冷却剂对来流空气进行预冷(例如飞行速度马赫4时, 空气来流总温约为890 K, 预冷后若降低到400 K, 就类似马赫2不预冷工况), 使得压气机得以维持较高的增压比工作;
(3) 马赫数超过5转变为冲压模态.
为准确评估不同燃料发动机的性能优劣, 下面针对三种工作模态下发动机的空气路及燃料路的热力循环进行建模, 并对以氨、甲烷和正癸烷为燃料的发动机性能进行计算和比对.
2.1 不同工作模态循环构建
3种工作模态下, 发动机工质的热力循环结构示意图如图4所示, 其对应的温度−熵示意图如图5所示.
如图4和图5所示, 飞行器的飞行马赫数为0~3时, 发动机工作于涡轮模态(图4和图5(a)). 此时来流空气经进气道和压气机压缩增压, 接着进入预燃烧室, 同燃料泵1泵入的燃料发生反应, 生成的富氧燃气推动涡轮做功膨胀, 带动压气机和燃料泵工作. 涡轮出口压力降低后的富氧燃气通入主燃烧室, 同燃料泵2泵入的另一部分燃料燃烧, 产生的高温燃气通过主喷管排出, 为飞行器提供推力. 不失一般性, 假设进气道捕获的空气流量不随马赫数变化而改变.
飞行马赫数为3~5时, 发动机工作于预冷模态(图4和图5(b)). 经进气道压缩后的空气首先经过预冷器, 被燃料工质冷却, 而后经压气机压缩增压, 与预冷器1中吸热后的燃料在预燃烧室反应, 生成的富氧燃气推动涡轮做功, 带动压气机对降温后的空气增压. 涡轮内膨胀后的富氧燃气与预冷器2中吸热气化后的另一部分燃料在主燃烧室燃烧, 燃烧生成的高温燃气通过主喷管排出, 提供推力. 假设进气道吸入的空气流量恒为1 kg/s, 飞行器飞行马赫数为3~5时, 为克服净推力不足需令压气机保持较高增压比, 空气预冷的目标温度无法设定过高. 对很多工质而言, 与空气恰当量比燃烧对应的燃料量可能不足以使1 kg/s的高温空气降低到较低温度, 需要增加工质使用量, 多余的燃料(超过恰当量比燃烧所需量的部分)经预冷器2吸热气化后, 通过旁路喷管排出, 提供补充推力, 使燃料得到充分利用. 为简化计算, 假设进入燃烧室的各路介质压力相等[30].
飞行马赫数大于5时, 进气道已经具备较强的冲压能力, 经进气道压缩后的空气直接进入冲压燃烧室同燃料反应, 生成的高温燃气经冲压喷管排出, 产生推力(图4和图5(c)).
2.2 部件性能计算模型
2.2.1 涡轮模态和预冷模态
(1)进气道
不同飞行高度时, 来流空气的静压P0和静温T0可以参考国际标准大气表[31]获取, 给定飞行高度和马赫数, 来流空气的总温Tt0和总压Pt0可由如下公式计算
$$ \qquad{P_{t0}} = {P_0}{\left( {1 + \frac{{k - 1}}{2}M{a^2}} \right)^{\frac{k}{{k - 1}}}} $$ (5) $$\qquad {T_{t0}} = {T_0}\left( {1 + \frac{{k - 1}}{2}M{a^2}} \right) $$ (6) 进气道出口处的空气总压为
$$ {P_{t1}} = {P_{t0}} \cdot {\sigma _c} $$ (7) 式中, σc为进气道总压恢复系数. 由于有激波和粘性耗散, 空气在进气道中有一定的总压损失, 进气道总压恢复系数的计算可参考GJB241-87《航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机通用规范》; 考虑到摩擦损失, 可以再加乘一个系数0.95[32]
$$ {\sigma _c} = \frac{{{P_{t1}}}}{{{P_{t0}}}} = \left\{ {\begin{array}{*{20}{l}} {1 - 0.075{{\left( {Ma - 1} \right)}^{1.35}},\;\;1 < Ma \leqslant 5} \\ {\dfrac{{800}}{{M{a^4} + 935}},\;\;Ma > 5} \end{array}} \right. $$ (8) (2)预冷器
预冷器主要用来冷却高马赫数飞行时的高温来流空气, 能很好地解决Ma 3~5之间压气机工作范围窄, 推力不足的问题. 此外, 由于预冷减小了空气的比体积, 相同增压比下, 可以降低压气机耗功.
预冷器的热计算参考效能—传热单元数法[33], 预冷器的效能ε定义为
$$ \varepsilon = \frac{{{{\left| {{T_{{\rm{in}}}} - {T_{{\rm{out}}}}} \right|}_{\max }}}}{{\left( {{T_{h,{\rm{in}}}} - {T_{c,{\rm{in}}}}} \right)}} $$ (9) 本文的预冷器为逆流式换热器, Th,in和Tc,in分别为预冷器空气侧和燃料侧的入口流体温度, 分子为预冷器空气侧或燃料侧进出口实际温差值中的大者, 换热器的效能ε表示换热器实际换热效果与最大可能换热效果的比值. 已知换热器效能ε后, 可以根据冷热流体的进口温度确定换热器的实际换热量
$$ Q = \varepsilon {\left( {mc} \right)_{\min }}\left( {{T_{h,{\rm{in}}}} - {T_{c,{\rm{in}}}}} \right) $$ (10) 式中, (mc)min为冷热流体中热容的较小值.
本文取预冷器的换热效能ε为0.8; 预冷器空气侧的总压恢复系数σa取0.9.
(3)压气机
压气机压缩空气的耗功
$$ {W_{cp}} = {G_2}({h_{t3}} - {h_{t2}}) $$ (11) 压气机的压缩效率
$$ {\eta _{cp}} = \frac{{{h_{t,2s}} - {h_{t2}}}}{{{h_{t3}} - {h_{t2}}}} $$ (12) 式中, G2为来流空气流量, kg/s; ht,2s为压气机理想定熵压缩过程计算的压缩后的空气总焓, kJ/kg; ht2为经预冷器冷却后的空气总焓, kJ/kg; ht3为压气机实际压缩过程计算的压缩后的空气总焓, kJ/kg. 本文取压气机的压缩效率ηcp为0.8.
(4)预燃烧室和主燃烧室
涡轮材料有耐温极限, 为了控制涡轮的进气温度不超过这个极限, 同时又能保持较高的推力, 在涡轮前后分别设置了预燃烧室和主燃烧室. 本文假设在预燃烧室内同1 kg/s空气进行燃烧的燃料的流量为油气比f = 0.3fst, 主燃烧室内燃料的流量为f = 0.7fst.
基于燃烧产物的最小吉布斯自由能原理, 正癸烷、甲烷和氨[18,34]在空气中燃烧的化学方程式为
$$ {{\text{C}}_{10}}{{\text{H}}_{22}}{\text{ + 15}}{\text{.5}}{{\text{O}}_{\text{2}}} \to 10{\text{C}}{{\text{O}}_2}{\text{ + 11}}{{\text{H}}_{\text{2}}}{\text{O}} $$ $$ {\text{C}}{{\text{H}}_4}+ {\text{ 2}}{{\text{O}}_{\text{2}}} \to {\text{C}}{{\text{O}}_2}{\text{ + 2}}{{\text{H}}_{\text{2}}}{\text{O}} $$ $$ {\text{4N}}{{\text{H}}_{\text{3}}}{\text{ + 3}}{{\text{O}}_{\text{2}}} \to {\text{2}}{{\text{N}}_{\text{2}}}{\text{ + 6}}{{\text{H}}_{\text{2}}}{\text{O}} $$ 预燃烧室和主燃烧室的燃烧效率ηb取0.9; 在燃烧室中仅考虑上述3个反应, 燃烧产物组分的摩尔分数已知, 以此求出燃烧产物的焓及温度; 为方便建模, 燃烧室的热附加过程保持恒定压力.
(5)涡轮
燃气在涡轮中的膨胀做功
$$ {W_T} = {G_4}({h_{t4}} - {h_{t5}}) $$ (13) 涡轮的膨胀效率
$$ {\eta _T} = \frac{{{h_{t4}} - {h_{t5}}}}{{{h_{t4}} - {h_{t,4s}}}} $$ (14) 式中, G4为预燃烧室内反应生成的富氧燃气的流量, kg/s; ht,4s为涡轮理想定熵膨胀过程计算的膨胀后的富氧燃气总焓, kJ/kg; ht5为涡轮实际膨胀过程计算的膨胀后的富氧燃气总焓, kJ/kg; ht4为经预燃烧室加热后的富氧燃气总焓, kJ/kg. 本文取涡轮的膨胀效率ηT为0.8.
(6)主路、旁路喷管
假设喷管的喉部以及出口面积均可调, 高温燃气可以充分膨胀到飞行高度处的大气静压. 喷管的速度损失可以由速度系数φ表示, 喷管实际的出口速度为
$$ {V_7} = \varphi {V_{6s}} $$ (15) 式中, V6s为高温燃气经喷管理想定熵膨胀到大气静压时产生的速度, m/s. 取喷管的速度系数φ为0.98.
2.2.2 冲压模态
(1)进气道
空气在高温下会发生离解, 离解会造成能量的损失[35]. 因此, 经进气道压缩后, 空气的静温不宜太高. 定义进气道的压缩静温比, 将燃烧室的入口空气静温限定在一数值, 静温比的计算式
$$ \psi = \frac{{{T_3}}}{{{T_0}}} $$ (16) 式中, T0为飞行高度处的空气静温, K; T3为经进气道压缩后的空气静温, K. 这里取静温比为5.
进气道的压缩效率
$$ {\eta _c} = \frac{{{h_x} - {h_0}}}{{{h_3} - {h_0}}} \approx \frac{{{T_x} - {T_0}}}{{{T_3} - {T_0}}} $$ (17) 式中, Tx为假设进气道出口气流能定熵膨胀到自由流静压P0时达到的静温, K.
(2)冲压燃烧室
冲压燃烧室的入口空气速度
$$ {V}_{3}＝\sqrt{2\left({h}_{t0}-{h}_{3}\right)\times {\text{10}}^{\text{3}}} $$ (18) 式中, h3为经进气道压缩后, 冲压燃烧室入口的空气静焓, kJ/kg.
冲压燃烧室的燃烧效率ηb取0.9; 为方便建模, 燃烧室的热附加过程保持恒定压力; 在燃烧室中仅考虑前述3个反应.
冲压燃烧室的出口燃气速度[36]
$$ {V_4} = {V_3}\left[ {\dfrac{{1 + f \dfrac{{{V_{fx}}}}{{{V_3}}}}}{{1 + f}} - \dfrac{{{C_f} \dfrac{{{A_w}}}{{{A_3}}}}}{{2\left( {1 + f} \right)}}} \right] $$ (19) 式中, f为油气比; Vfx/V3为燃料射流轴向速度与燃烧室入口空气速度之比; Cf∙Aw/A3为燃烧室的有效阻力系数. 本文取Vfx/V3为0.5, 取Cf∙Aw/A3为0.2.
(3)冲压喷管
假设冲压喷管的喉部以及出口面积均可调, 高温燃气可以充分膨胀到飞行高度处的大气静压. 喷管的速度损失可以由速度系数φ表示, 喷管实际的出口速度为
$$ {V_{10}} = \varphi {V_Y} $$ (20) 式中, VY为高温燃气经喷管理想定熵膨胀到大气静压时产生的速度, m/s. 取冲压喷管的速度系数φ为0.98.
2.2.3 发动机的性能参数计算
发动机的比推力FSP及比冲ISP分别为[30]
$$\qquad\qquad {F}_{SP} = \left(1 + f\right)\cdot {V}_{P}-{V}_{\text{0}} $$ (21) $$\qquad\qquad {I_{SP}} = \frac{{{F_{SP}}}}{{f \cdot g}} $$ (22) 式中, f为实际使用的燃料与空气的流量比, 即油气比; VP和V0分别为喷管的出口气流流速及来流空气的流速, m/s; g为重力加速度, m/s2.
发动机的总效率
$$ {\eta _0} = \frac{{{F_{SP}} {V_0}}}{{{\eta _b} {f_{st}} {h_{PR}}}} $$ (23) 式中, hPR为燃料的低位热值, MJ/kg; fst为恰当油气比.
本文的计算过程做出如下假设:
(1)考虑了工质物性随压力和温度的变化, 数据来源于NIST标准参考数据库;
(2)空气的组成成分为: 体积分数21%的O2和79%的N2;
(3)预冷器的换热效能ε取0.8, 空气侧总压恢复系数σa取0.9;
(4)压气机和涡轮的效率ηcp和ηT取0.8;
(5)喷管的速度系数φ取0.98;
(6)燃烧室的燃烧效率ηb取0.9;
(7)冲压燃烧室的燃料射流轴向速度与空气速度之比Vfx/V3取0.5, 有效阻力系数Cf∙Aw/A3取0.2;
(8)空气经压气机压缩后的最高温度不超过1200 K, 最高压力不超过10 MPa;
(9)不失一般性, 分析过程中, 按进气道吸入1 kg/s的空气流量计算循环各节点参数;
(10)忽略工质在管道内的流动损失及其与外界的换热;
(11)不失一般性, 后续计算中不同飞行马赫数对应的飞行动压均设为45 kPa.
3. 结果与讨论
本节依据第2节的模型和结果, 对氨燃料在宽域发动机中的性能特点和优势进行了全面分析和讨论.
3.1 Ma 3时涡轮模态、预冷模态发动机性能
图6为飞行速度为3马赫时, 不同燃料发动机的性能曲线对比. 首先对比涡轮模态下, 以氨和正癸烷为燃料时, 发动机性能的优劣, 正癸烷代表了煤油一类碳氢燃料. 二者使用的燃料流量恰好可以与1 kg/s空气完全反应, 即f = fst. 氨的储存温度为239 K, 正癸烷的储存温度为293 K. 如图6(c)~图6(e)所示, 涡轮模态下, 以氨为燃料的发动机的比推力和总效率比以正癸烷为燃料的分别高约11.0%和7.1%; 由于与1 kg/s空气完全燃烧所需的氨的流量大于正癸烷, 以氨为燃料的发动机的比冲比以正癸烷为燃料的低约55.0%, 但仍是液氧煤油火箭发动机比冲(约300 s)的2.5倍(涡轮模态下, 以氨和正癸烷为燃料时, 压气机出口空气温度、耗功曲线重合).
![]()
图 6 涡轮、预冷模态发动机性能的对比(3马赫)Figure 6. Comparison of engine performance in turbine mode and precooling mode (Ma = 3)![]()
6 涡轮、预冷模态发动机性能的对比(3马赫) (续)6. Comparison of engine performance in turbine mode and precooling mode (Ma = 3) (continued)本节接着对比了预冷模态下, 以氨和甲烷为预冷工质和燃料时, 发动机性能的优劣. 为了比较二者之间的冷却性能差异, 假设氨和甲烷供应的体积流量相等, 储罐内两种燃料的储存状态均为液态, 储存温度为一个大气压下的沸点温度, 即氨的储存温度为239 K, 甲烷的储存温度为112 K. 定义f / fst为预冷器的冷却当量比. 图6对比了飞行速度3马赫, 以氨以及相同体积流量下的甲烷为燃料时, 发动机性能的优劣. 如图6所示, 与相同体积流量的氨相比, 甲烷的冷却能力明显偏弱. 以氨为燃料, 冷却当量比为1时, 不存在燃料的直接排放, 所有的氨燃料均在燃烧室内同空气燃烧; 按照预冷器0.8的换热效能, 可以将压气机的入口空气温度冷却到约311 K; 预冷器燃料侧的出口温度升高至493 K, 小于图2所示的氨初始分解温度, 因此燃烧室内同空气燃烧的燃料为氨气. 相同体积流量下, 甲烷仅可以将来流空气冷却至461 K, 对应的冷却当量比为1.76, 超过1倍冷却当量比的甲烷经预冷器加热气化后通过旁路喷管排出, 提供补充推力.
与甲烷相比, 以氨作为燃料可以显著提高预冷模态下压气机的工作范围. 如图6(a)所示, 以甲烷为燃料, 压气机增压比为22.5时, 压气机出口空气温度已经达到1200 K. 以相同体积流量下的氨为燃料, 压气机增压比达到55时, 出口空气温度仅为1080 K; 如图6(b)~图6(e)所示, 与甲烷相比, 以氨为燃料将相同增压比下压气机的耗功减小了约31.4%, 将相同增压比下发动机的比推力和总效率分别提高了约17.3%和11.0%, 可以有效减小压气机和涡轮的规格, 为飞行器的加速飞行提供更大的动力.
如图6(a)所示, 飞行马赫3不预冷的情况下, 经进气道压缩后的压气机入口空气温度约为601 K, 压气机的增压比为9.6时, 出口空气温度已经达到1200 K; 加入预冷后, 压气机的增压比达到55时, 出口空气温度仅为1080 K. 对来流空气进行预冷, 可以大幅扩大压气机的工作范围. 并且可以发现, 对空气进行预冷可以大幅减小相同增压比下的压气机耗功, 加入预冷可以减小压气机和涡轮的规格. 如图6(c)~图6(e)所示, 增压比超过2时, 对空气进行预冷可以显著提高相同增压比下发动机的比推力、比冲及总效率等各项指标, 使燃料能量得到更有效的利用.
如图6(c)~图6(e)所示, 随压气机增压比的增大, 比推力、比冲及总效率的变化趋势并不是单调增加的, 存在最佳增压比, 使各物理量取得最大值. 这是因为压气机增压比增大的同时也意味着工质需要在涡轮中做更多的功, 在涡轮中损失更多的做功能力, 因此, 此消彼长之间, 比推力、比冲及总效率不会随增压比的增大单调增加[37].
3.2 预冷模态发动机的性能(4马赫和5马赫)
飞行器的飞行速度为4马赫, 经进气道压缩后, 来流空气的滞止温度约为890 K. 此时, 如果用1倍冷却当量比的氨(0.165 kg/s)去冷却1 kg/s的890 K高温空气, 按照预冷器0.8的换热效能, 可以将来流空气冷却至约461 K. 相应的, 1倍冷却当量比的氢、甲烷和正癸烷只能将890 K来流空气分别冷却至约620 K, 774 K和795 K. 按照压气机1200 K的材料耐温极限, 以1倍冷却当量比的氨为冷却剂时, 压气机的最大允许增压比为22.37; 以1倍冷却当量比甲烷和正癸烷为冷却剂时, 压气机的最大允许增压比仅为4.21和3.86. 为了将来流空气冷却到一定程度, 以减小压气机的负担, 对于甲烷和正癸烷, 必须采用过当量比流量, 这样会导致发动机效率的降低, 而氨则不需要. 相比于甲烷和正癸烷等碳氢工质, 氨具有更突出的恰当量冷却能力, 这使得氨应用于宽域空天发动机核心机以及各类组合动力时, 具有更大的弹性.
飞行器的飞行速度为5马赫, 经进气道压缩后, 来流空气的滞止温度约为1247 K. 用1倍冷却当量比的氨冷却来流空气时, 按照预冷器0.8的换热效能, 燃料侧的出口温度约为1045 K, 依据图2氨的转化率曲线, 此时氨的转化率约为65%, 燃烧室内同空气燃烧的燃料为氨气和氢气的混合气; 综合考虑氨的裂解吸热, 可以将来流空气冷却至约562 K.
氨的冷却当量比为1.5时, 按照预冷器0.8的换热效能, 可以将来流空气冷却至约441 K, 燃料侧的出口温度约为860 K, 氨的转化率约为28%, 燃烧室内同空气燃烧的燃料为氨气和氢气的混合气; 超过1倍冷却当量比的氨通过旁路喷管直接排出, 提供补充推力, 通过旁路喷管直接排出的氨与燃烧的氨的比例为1:2. 氨的油气比f = fst时, 对应的相同体积流量下的甲烷的油气比为f = 1.76fst, 仅能将来流空气冷却到约947 K; 氨的油气比f = 1.5fst时, 对应的相同体积流量下的甲烷的油气比为f = 2.64fst, 来流空气可以被冷却到约792 K. 飞行速度Ma 5时, 相比于甲烷, 氨的冷却能力更为凸显.
图7为飞行速度5马赫, 以氨以及相同体积流量下的甲烷为燃料时, 发动机性能曲线的对比. 如图7所示, 相同体积流量下, 相比于甲烷, 氨可以将来流空气冷却到更低的温度, 使压气机的工作范围更宽广. 相同增压比下, 以氨为燃料时, 发动机具有更大的比推力与总效率以及更小的压气机耗功.
3.3 冲压模态发动机的性能
本节讨论了不同来流马赫数下, 冲压模态发动机的相关性能参数. 图8为不同来流马赫数下, 进气道总压比(总压恢复系数)随进气道压缩效率的变化曲线. 如图8所示, 静温比ψ = 5时, 不同来流马赫数下的总压比随压缩效率的变化曲线重合. 压缩效率超过0.7时, 随压缩效率的增加, 曲线的增长速率快速增大.
![]()
图 8 总压比随压缩效率的变化Figure 8. Variation of total pressure ratio with compression efficiency不同来流马赫数下, 由式(8)计算的进气道总压比(总压恢复系数)及对应的进气道压缩效率如表3所示.
表 3 不同飞行工况下的进气道压缩效率Table 3. Compression efficiency of intake under different flight conditionsMa0 σc ηc 5 0.487 0.942 6 0.341 0.909 7 0.228 0.868 8 0.151 0.821 9 0.101 0.770 10 0.070 0.716 文献[36]提出了由动能效率估算冲压发动机性能的计算方法, 引入了总动能效率ηKEO计算冲压发动机的比推力和比冲. 总动能效率ηKEO的计算式为
$$ {\eta _{{\rm{KEO}}}} = {\eta _{{\rm{KE,c}}}} \cdot {\eta _{{\rm{KE,b}}}} \cdot {\eta _{{\rm{KE,e}}}} $$ (24) 式中, ηKE,c, ηKE,b和ηKE,e分别为进气道压缩, 燃烧室燃烧和喷管膨胀3个过程的动能效率, 计算式分别为
$$ \qquad\qquad{\eta _{{\rm{KE}},{\rm{c}}}} = \frac{{V_X^2}}{{V_0^2}} $$ (25) $$\qquad\qquad {\eta _{{\rm{KE,b}}}} = \frac{{V_Y^2}}{{V_X^2}} \frac{{{T_{t3}}}}{{{T_{t4}}}} = \frac{{V_Y^2}}{{V_X^2}} \frac{1}{{{\tau _b}}} $$ (26) $$\qquad\qquad {\eta _{{\rm{KE,e}}}} = \frac{{V_{10}^2}}{{V_Y^2}} $$ (27) 式中, τb为冲压燃烧室的总温比, 其他参数为各循环点气体流动速度的平方.
燃烧室总温比τb的计算式为
$$ {\tau _b} = \frac{1}{{1 + f}}\left( {1 + \frac{{{\eta _b}f{h_{PR}}}}{{{h_{t0}}}}} \right) $$ (28) 因此, 冲压模态下发动机的比推力又可用下式计算[36]
$$ {F_{SP}} = {V_0}\left[ {\sqrt {{\eta _{{\rm{KEO}}}}\left( {1 + f} \right)\left( {1 + \frac{{{\eta _b}f{h_{PR}}}}{{{h_{t0}}}}} \right)} - 1} \right] $$ (29) 比冲为
$$ {I_{SP}} = \frac{{{F_{SP}}}}{{g \cdot f}} $$ (30) 图9为文献[36]利用总动能效率法计算的不同自由流速度下, 碳氢燃料(煤油)吸气式冲压发动机的比冲. 本文计算的正癸烷吸气式冲压发动机在不同来流马赫数下的比冲及总动能效率如图9所示, 与文献[36]计算结果接近, 说明本文模型总体上是合理可靠的.
![]()
图 9 碳氢燃料吸气式冲压发动机比冲随来流速度变化曲线Figure 9. Variation curve of specific impulse of hydrocarbon fuel air-breathing ramjet with incoming flow speed发动机处于冲压模态时, 随着飞行马赫数的增大, 冲压燃烧室壁面的热流密度急剧增加[38], 飞行马赫数6时碳氢燃料冲压发动机燃烧室壁面的热流密度可高达2.0~2.5 MW/m2, 而当飞行马赫数7时燃烧室壁面的热流密度更高达3.0~3.5 MW/m2. 此时需要利用燃料流经燃烧室壁面的再生冷却通道, 对燃烧室进行热防护, 然后再喷入燃烧室与空气燃烧. 在高马赫数发动机的高热流密度作用下, 碳氢燃料(煤油)和氨均会发生热分解反应, 热分解是吸热过程, 会使燃料的总热沉进一步提高. 碳氢燃料的析碳最终会堵塞冷却通道, 而氨则不会. 它在高温下的热分解反应方程式为[24]
$$\rm 2NH_{3}\to N_{2} + 3H_{2} $$ 氨完全分解需要吸收2717.7 kJ/kg的热量, 如果适当添加催化剂会降低其在高温下的裂解初始温度[24]. 本节对比了静温比ψ = 5时, 不同来流马赫数下以氨、正癸烷和甲烷为燃料的冲压模态发动机的性能参数, 分析过程中假设燃料油气比f = fst; 其中, 对于氨燃料, 讨论了再生冷却通道内不考虑氨分解以及假设氨在再生冷却通道内分解了50%和100%三种情形. 煤油类碳氢燃料在燃烧室壁面再生冷却通道内的热解结焦使得碳氢燃料超燃冲压发动机的最高工作马赫数约为8[17]. 表4为3种燃料对应的总动能效率. 如表4所示, 相同来流马赫数下, 3种燃料的总动能效率接近. 3种燃料的性能参数对比如图10所示.
表 4 不同燃料的总动能效率Table 4. Total kinetic energy efficiency of different fuelsMa0 ηKEO(NH3) ηKEO(C10H22) ηKEO(CH4) 5 0.816 0.822 0.824 6 0.764 0.767 0.769 7 0.729 0.729 0.731 8 0.705 0.703 0.705 9 0.688 — 0.687 10 0.678 — 0.677 如图10所示, 马赫数为5~10时, 相比于不考虑氨的热分解, 氨在再生冷却通道内分解了50%和100%情形下, 发动机的比推力和比冲均值都提高了8.7%和17.2%. 在5马赫和6马赫时, 氨分解率的提高会降低发动机的总效率, 这是因为分解生成的氢气热值高, 推进功率的增加程度小于燃料燃烧释热的增加程度, 但随着马赫数的提高, 分解率的增大还是会提高发动机的总效率, 提高燃料能量的利用效率.
在5~8马赫, 不考虑氨的热分解时, 以氨为燃料的发动机的比推力均值比正癸烷和甲烷分别高约23.7%和28.5%, 总效率均值比正癸烷和甲烷分别高约19.5%和21.4%; 考虑了氨的热分解后, 以热分解率50%为例, 以氨为燃料的发动机的比推力均值比正癸烷和甲烷分别高约32.6%和37.7%, 总效率均值比正癸烷和甲烷分别高约19.4%和21.3%. 考虑了氨的热分解后, 发动机的比推力得到了进一步提升, 与正癸烷和甲烷相比, 优势继续增大, 氨的高当量热值特性进一步凸显. 由于氨的恰当油气比大于正癸烷和甲烷, 因此以氨为燃料的发动机的比冲小于正癸烷和甲烷, 氨热分解率的提高可以缩小其与正癸烷和甲烷之间的比冲差距.
3.4 氨工质吸气式空天发动机宽域性能
计算了氨工质吸气式发动机0~10马赫宽域飞行性能参数, 与甲烷和正癸烷吸气式发动机的性能参数进行了对比; 并且比较了冲压模态下, 相同总动能效率时(见表4), 以氨和氢为工质的发动机的比推力, 如图11所示. 涡轮模态和预冷模态下发动机的比推力和比冲均取压气机出口空气温度900 K时对应的数值. 预冷模态下, 氨的质量流量始终保持恰当油气比, 即f = fst, 3~5马赫时, 可以将来流空气分别冷却至311 K, 461 K和562 K; 为了保证来流空气能被冷却至一定温度, 预冷模态下, 甲烷的流量需要超过其恰当油气比, 假设3~5马赫时, 甲烷的质量流量分别为f = 1.76fst, 2.64 fst, 2.64fst, 可以将来流空气分别冷却至461 K, 578 K和792 K; 预冷模态下, 假设3~5马赫时, 正癸烷供应的体积流量同甲烷相等, 对应的正癸烷的质量流量分别为f = 2.66fst, 3.99fst, 3.99fst, 可以将来流空气分别冷却至488 K, 506 K和638 K. 涡轮和冲压模态下, 3种燃料的流量均保持其恰当油气比, 即f = fst.
冲压模态下, 假设在6~10马赫飞行工况时, 冲压燃烧室的壁面热流密度分别为1~5 MW/m2. 燃烧室外壁的单个再生冷却通道内径1 mm, 长度1.5 m, 冷却通道中氨的流量为1.25 g/s. 则对应6~10马赫飞行工况, 单个再生冷却通道的加热功率为
$$ P = {\text{π}} dl q = 4.71 \sim 23.56\;{\text{kW}} $$ (31) 参考图2中高温条件下氨在微型通道内的转化率曲线, 氨完全分解需要吸收2717.7 kJ/kg的热量, 据此计算出6~10马赫飞行工况, 氨在再生冷却通道内的热力学转化率, 并以此计算出对应总动能效率下(见表4), 氨工质发动机的比推力和比冲.
如图11所示, 在0~10马赫宽域飞行范围内, 氨的比推力始终大于正癸烷和甲烷; 预冷模态下, 为了保证来流空气可以被冷却到一定程度, 正癸烷和甲烷的流量需要远超其恰当油气比, 导致发动机的比冲迅速下降. 而氨优越的恰当量冷却能力可以避免这一问题, 使飞行器在3种模态之间的过渡更平稳.
美国的X-34 A高超声速飞行器采用液氢燃料的双模态超燃冲压发动机推动, 可达到9.8马赫的飞行试验记录[39], 说明液氢燃料在接近10马赫的飞行速度下依然有较高的推力和较好的加速性能. 如图11(a)所示, 冲压模态下, 以氨为工质时, 发动机的比推力高于以氢为工质的. 说明在高马赫数段, 氨工质吸气式发动机在马赫5~10具有比氢更好的加速性能, 这是碳氢燃料无法比拟的. 氨具有应用于10马赫飞行速度下的良好前景.
4. 结论
本文提出了一类采用氨燃料的预冷吸气式组合发动机. 通过对这种组合发动机的热力循环进行建模分析, 初步验证这种新概念发动机的可行性, 并计算发动机的比推力、比冲和总效率等相关性能参数, 得到如下结论.
(1)以氨为燃料的吸气式变循环组合发动机的工作模态可分为3种, 分别为涡轮模态, 预冷模态和冲压模态. 设置预冷模态的目的是为了解决3~5马赫之间压气机工作范围窄, 推力不足的瓶颈问题.
(2)对比了飞行速度3马赫, 以氨为燃料时涡轮模态和预冷模态发动机的性能差异. 利用氨对来流高温空气进行预冷可以大幅度提高压气机的最大增压比, 扩大发动机的工作范围, 提高发动机的比推力、比冲和总效率, 氨预冷可全面提升发动机性能.
(3)对比了氨应用于预冷吸气式发动机时, 在4马赫和5马赫状态下与正癸烷, 甲烷等碳氢燃料的性能差异. 与正癸烷和甲烷相比, 由于氨的高当量总热沉, 预冷模态下氨的恰当量冷却能力可以支撑至少4马赫的飞行需求, 对于宽域空天发动机核心机的研发, 各类组合动力的构建, 能提供足够大的弹性跨越“推力鸿沟”.
(4)涡轮和冲压模态下, 虽然以氨为工质的发动机的比冲较低, 但是它的比推力和总效率比正癸烷和甲烷更高, 特别是考虑了高马赫数热分解之后. 与碳氢燃料相比, 氨由于不会结焦堵塞通道, 能够工作到更高的马赫数. 制约氨燃料吸气式发动机能应用到多高马赫数不在于其冷却性能(此指标优于氢), 而在于高马赫数时飞发一体化推阻平衡的设计水平. 氨在5~10马赫的比推力甚至高于氢, 这意味着氨有很好的加速性能, 其最高工作马赫数在某些条件下甚至有望超过氢, 非常适合应用于例如水平起降二级入轨空天飞行器的一级动力部件, 或高马赫数可重复使用实验平台; 同时兼具氢的无碳排放优点, 具有成为氢低成本替代的巨大潜力.
-
![]()
图 6 涡轮、预冷模态发动机性能的对比(3马赫)
Figure 6. Comparison of engine performance in turbine mode and precooling mode (Ma = 3)
![]()
6 涡轮、预冷模态发动机性能的对比(3马赫) (续)
6. Comparison of engine performance in turbine mode and precooling mode (Ma = 3) (continued)
![]()
图 8 总压比随压缩效率的变化
Figure 8. Variation of total pressure ratio with compression efficiency
![]()
图 9 碳氢燃料吸气式冲压发动机比冲随来流速度变化曲线
Figure 9. Variation curve of specific impulse of hydrocarbon fuel air-breathing ramjet with incoming flow speed
表 1 几种典型燃料的燃烧特性汇总
Table 1 Summary of combustion characteristics of several fuels
Fuel NH3 Aviation kerosene CH4 H2 net heating value/(MJ·kg−1) 18.6 42.5 50.0 120.0 flammability/% 15 ~ 28 1.4 ~ 7.5 5 ~ 15 4 ~ 75 adiabatic flame temperature/K 2092 2342 2277 2384 minimum auto ignition temperature/°C 650 425 630 520 
下载: 导出CSV
表 2 几种燃料的物理性质汇总
Table 2 Summary of physical properties of several fuels
Fuel NH3 C10H22 CH4 H2 boiling temperature at 1 atm/°C −33.4 174.2 −161.0 −253.0 liquid density/(kg·m−3) 682.5 731.2 422.5 72.2 fst 0.165 0.067 0.058 0.029 hfc/(kJ·kg−1) 4500 3300 3338 14197 hPR/(MJ·kg−1) 18.6 44.6 50.0 120 fst∙hfc/(kJ·kg−1) 742.5 219.8 194.3 414.5 fst∙hPR/(MJ·kg−1) 3.07 2.97 2.91 3.50 market prices/(CNY·kg−1) 5.2 7.9 7.2 70.0
下载: 导出CSV
表 3 不同飞行工况下的进气道压缩效率
Table 3 Compression efficiency of intake under different flight conditions
Ma0 σc ηc 5 0.487 0.942 6 0.341 0.909 7 0.228 0.868 8 0.151 0.821 9 0.101 0.770 10 0.070 0.716
下载: 导出CSV
表 4 不同燃料的总动能效率
Table 4 Total kinetic energy efficiency of different fuels
Ma0 ηKEO(NH3) ηKEO(C10H22) ηKEO(CH4) 5 0.816 0.822 0.824 6 0.764 0.767 0.769 7 0.729 0.729 0.731 8 0.705 0.703 0.705 9 0.688 — 0.687 10 0.678 — 0.677
下载: 导出CSV
-
[1] Sato T, Taguchi H, Kobayashi H, et al. Development study of precooled cycle hypersonic turbojet engine for flight demonstration. Acta Astronautica, 2007, 61(6): 367-375
[2] 魏毅寅. 组合动力空天飞行若干科技关键问题. 空天技术, 2022, 52(1): 1-12 (Wei Yiyin. Major technological issues of aerospace vehicle with combined-cycle propulsion. Aerospace Technology, 2022, 52(1): 1-12 (in Chinese) [3] 邹正平, 王一帆, 额日其太等. 高超声速强预冷航空发动机技术研究进展. 航空发动机, 2021, 47(4): 8-21 (Zou Zhengping, Wang Yifan, Eri Qitai, et al. Research progress on hypersonic precooled airbreathing engine technology. Aeroengine, 2021, 47(4): 8-21 (in Chinese) [4] 朱大明, 陈敏, 唐海龙等. 高超声速涡轮/冲压组合发动机方案. 北京航空航天大学学报, 2006, 32(3): 263-266 (Zhu Daming, Chen Min, Tang Hailong, et al. “Over-under” concept hypersonic turbo-ramjet combined propulsion system. Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics, 2006, 32(3): 263-266 (in Chinese) [5] Taguchi H, Kobayashi H, Kojima T, et al. Performance evaluation of hypersonic pre-cooled turbojet engine//20th AIAA International Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference, Glasgow, Scotland, 2015
[6] Taguchi H, Hongoh M, Kojima T, et al. Mach 4 performance evaluation of hypersonic pre-cooled turbojet engine//22nd AIAA International Space Planes and Hypersonics Systems and Technologies Conference, Florida, USA, 2018
[7] 姚尧, 王占学, 张晓博等. 液氢预冷吸气式发动机建模与循环特性分析. 推进技术, 2022, 43(4): 26-36 (Yao Yao, Wang Zhanxue, Zhang Xiaobo, et al. Modeling and cycle characteristics analysis of liquid hydrogen pre-cooled air-breathing engine. Journal of Propu1 s1 on Technology, 2022, 43(4): 26-36 (in Chinese) doi: 10.13675/j.cnki.tjjs.200731 [8] 郑日恒, 陈操斌. 涡轮基组合循环发动机推力陷阱问题解决方案. 火箭推进, 2021, 47(6): 21-32 (Zheng Riheng, Chen Caobin. Overview of solution to TBCC engine thrust trap problem. Jounal of Rocket Propulsion, 2021, 47(6): 21-32 (in Chinese) doi: 10.3969/j.issn.1672-9374.2021.06.003 [9] Bulman MJ, Siebenhaar A. Combined cycle propulsion: aerojet innovations for practical hypersonic vehicles//17th AIAA International Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference, San Francisco, USA, 2011
[10] Wang ZG, Wang Y, Zhang JQ, et al. Overview of the key technologies of combined cycle engine precooling systems and the advanced applications of micro-channel heat transfer. Aerospace Science & Technology, 2014, 39: 31-39
[11] Carter P, Balepin V. Mass injection and pre-compressor cooling engines analyses//38th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit, Indianapolis, USA, 2002
[12] 林阿强. 航空涡轮发动机射流预冷流动及传热性能研究. [博士论文]. 哈尔滨: 哈尔滨工程大学, 2020 Lin Aqiang. Investigation on the flow and heat transfer. [PhD Thesis]. Harbin: Harbin Engineering University, 2020 (in Chinese)
[13] Mehta U, Bowles J, Melton J, et al. Water injection pre-compressor cooling assist space access. The Aeronautical Journal, 2015, 119(1212): 145-171 doi: 10.1017/S0001924000010319
[14] 林阿强, 郑群, 吴锋等. 航空涡轮发动机射流预冷技术研究. 推进技术, 2020, 41(4): 721-728 (Lin Aqiang, Zheng Qun, Wu Feng, et al. Investigation on mass injection pre-cooling technology of aero-turbine engine. Journal of Propulsion Technology, 2020, 41(4): 721-728 (in Chinese) doi: 10.13675/j.cnki.tjjs.190445 [15] Sato T, Tanatsugu N, Naruo Y, et al. Development study on atrex engine. Acta Astronautica, 2000, 47(11): 799-808 doi: 10.1016/S0094-5765(00)00129-6
[16] Webber H, Bond A, Hempsell M. The sensitivity of precooled air-breathing engine performance to heat exchanger design parameters. Journal of the British Interplanetary Society, 2007, 60(5): 188-196
[17] Mosesp. X-43 C Plans and status//12th AIAA International Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference, Virginia, USA, 2003
[18] Kobayashi H, Hayakawa A, Somarathne K, et al. Science and technology of ammonia combustion. Proceedings of the Combustion Institute, 2019, 37(1): 109-133 doi: 10.1016/j.proci.2018.09.029
[19] Karabeyoglu A. Fuel conditioning system for ammonia fired power plants//9th Annual NH3 Fuel Association Conference, 2012: 38-39
[20] 刘爱虢, 陈欣, 陈保东等. 液化天然气作为航空燃料的发展趋势及特点分析. 航空动力学报, 2016, 6: 1281-1288 (Liu Aiguo, Chen Xin, Chen Baodong, et al. Development trend and characteristics of liquefied natural gas as the aviation fuel. Journal of Aerospace Power, 2016, 6: 1281-1288 (in Chinese) [21] Robert WS, George H. The Choice of NH3 to Fuel the X-15 Rocket Plane. Portland: Iowa State University Press, 2011
[22] Kyunghyun R, George E, Zacharakis J, et al. Performance enhancement of ammonia-fueled engine by using dissociation catalyst for hydrogen generation. International Journal of Hydrogen Energy, 2014, 39: 2390-2398
[23] Fan XJ, Zhong FQ, Yu G, et al. Catalytic cracking and heat sink capacity of aviation kerosene under supercritical conditions. Journal of Propulsion and Power, 2009, 25(6): 1226-1232 doi: 10.2514/1.41966
[24] Chiuta S, Everson RC, Neomagus H, et al. Reactor technology options for distributed hydrogen generation via ammonia decomposition: a review. International Journal of Hydrogen Energy, 2013, 38(35): 14968-14991 doi: 10.1016/j.ijhydene.2013.09.067
[25] Deshmukh SR, Mhadeshwar AB, Vlachos DG. Microreactor modeling for hydrogen production from ammonia decomposition on ruthenium. Industrial & Engineering Chemistry Research, 2004, 43(12): 2986-2999
[26] Zhao H, Kamp LM, Lukszo Z. The potential of green ammonia production to reduce renewable power curtailment and encourage the energy transition in China. International Journal of Hydrogen Energy, 2022, 47(44): 18935-18954 doi: 10.1016/j.ijhydene.2022.04.088
[27] 范学军, 陆阳, 李龙等. 组合式发动机. 北京: CN109026444 B, 2017-06-09 Fan Xuejun, Lu Yang, Li Long, et al. Combined engine. Beijing: CN109026444 B, 2017-06-09 (in Chinese)
[28] 陆阳, 范学军. 甲烷预冷吸气式发动机概念设计//第十三届全国高超声速科技学术会议, 厦门市, 2021 Lu Yang, Fan Xuejun. Concept design of a high-speed precooling air-breathing engine using methane//The 13th National Conference on Hypersonic Technology, Xiamen, 2021 (in Chinese)
[29] 苏雷. 航空发动机涡轮冷却空气预冷系统研究. [硕士论文]. 沈阳: 沈阳航空航天大学, 2018 Su Lei. Precooling turbine cooling air for aviation engines. [Master Thesis]. Shenyang: Shenyang Aerospace University, 2018 (in Chinese)
[30] Zhao W, Huang C, Zhao Q, et al. Performance analysis of a pre-cooled and fuel-rich pre-burned mixed-flow turbofan cycle for high speed vehicles. Energy, 2018, 154(1): 96-109
[31] 王新月, 胡春波, 张堃元等. 气体动力学基础. 西安: 西北工业大学出版社, 2006 Wang Xinyue, Hu Chunbo, Zhang Kunyuan, et al. Basics of Aerodynamics. Xian: Northwestern Polytechnical University Press, 2006 (in Chinese)
[32] 朱俊强, 黄国平, 雷志军. 航空发动机进排气系统气动热力学. 上海: 上海交通大学出版社, 2014 Zhu Junqiang, Huang Guoping, Lei Zhijun. Aerothermo Dynamics of Aeroengine lntake and Exhaust System. Shanghai: Shanghai Jiaotong University Press, 2014 (in Chinese)
[33] 杨世铭, 陶文铨. 传热学. 北京: 高等教育出版社, 2006 Yang Shiming, Tao Wenquan. Heat Transfer. Beijing: Higher Education Press, 2006 (in Chinese)
[34] 王月姑. 以氨为燃料和载氢介质的生命周期能效和环境效益分析. [硕士论文]. 厦门: 厦门大学, 2019 Wang Yuegu. Life cycle analysis of energy efficiency and environmental benefits using ammonia as fuel and hydrogen carrier. [Master Thesis]. Xiamen: Xiamen University, 2019 (in Chinese)
[35] 付志坚, 傅敏, 陈其峰. 高温空气在部分离解和电离区的热力学性质的计算. 四川大学学报(自然科学版), 2010, 47(3): 585-592 (Fu Zhijian, Fu Min, Chen Qifeng. Thermodynamic properties of high temperature air in the region of partial dissociation and ionization. Journal of Sichua University (Natural Science Edition) , 2010, 47(3): 585-592 (in Chinese) [36] Heiser W, Pratt D, Daley D, et al. Hypersonic Airbreathing Propulsion. Washington: American Institute of Aeronautics and Astronautics Press, 1994
[37] Yu X, Pan X, Zheng J, et al. Thermodynamic spectrum of direct precooled airbreathing propulsion. Energy, 2017, 135(15): 777-787
[38] 俞刚, 范学军. 超声速燃烧与高超声速推进. 力学进展, 2013, 43(5): 449-471 (Yu Gang, Fan Xuejun. Supersonic combustion and hypersonic propulsion. Advances in Mechanics, 2013, 43(5): 449-471 (in Chinese) [39] 沈剑, 王伟. 国外高超声速飞行器研制计划. 飞航导弹, 2006, 8: 1-9 (Shen Jian, Wang Wei. Foreign hypersonic aircraft research and development plan. Aerodynamic Missile Journal, 2006, 8: 1-9 (in Chinese) doi: 10.3969/j.issn.1009-1319.2006.08.001 -
期刊类型引用(2)
1. 秦飞，赵征，何国强，景婷婷，孙星，魏祥庚. 火箭基组合循环发动机热结构技术研究进展. 航空学报. 2024(11): 73-90 . 
百度学术
2. 雍瑞生，杨川箬，薛明，聂凡，赵兴雷. 氨能应用现状与前景展望. 中国工程科学. 2023(02): 111-121 . 百度学术
其他类型引用(1)
计量
- 文章访问数: 1019
- HTML全文浏览量: 385
- PDF下载量: 131
- 被引次数: 3
