2022, Vol. 40
2. 中国空气动力研究与发展中心，绵阳 621000
2. China Aerodynamics Research and Development Center, Mianyang 621000, China
近年来，国外空天轨道飞行器、超高速滑翔飞行器、吸气式高速飞行器频繁试飞，部分核心技术得到飞行验证，带动了可重复使用轨道飞行器动力、超燃冲压发动机和组合循环发动机等动力技术的快速发展[1-2]。组合循环动力以其综合性能高、适应范围广等优势逐渐成为动力技术未来发展的主流。目前得到重点研究的组合循环动力主要包括火箭基组合循环动力（Rocket Based Combined Cycle，RBCC）和涡轮基组合循环动力（Turbo Based Combined Cycle，TBCC），此外美国和日本也对一种特殊的TBCC动力方案ATR发动机进行了深入研究[3-5]。ATR发动机的工作原理是：使用独立于空气系统的燃气发生器产生富燃燃气，驱动涡轮带动压气机工作，空气经过压气机增压后直接进入涡轮后面的燃烧室，在燃烧室内与经过涡轮做功后的富燃燃气进行燃烧，生成高温燃气通过喷管产生推力。ATR发动机可采用多种燃料体系，比冲范围600～1500 s，推重比10～20，飞行空域0～25 km，飞行速域为马赫数0～4，是满足临近空间可重复使用飞行器动力要求的组合循环动力方案之一[6-7]。
相比而言，TBCC发动机低速段采用涡轮发动机模式，高速段采用冲压发动机模式，均会产生“死重”，造成推重比降低，而ATR发动机全域以一种模式工作，没有“死重”问题。一般在与TBCC发动机的比较中，在低速段往往是以航空发动机耗油率做对比参数，在高速段以冲压发动机速度和耗油率做对比参数，对比的基准本质上并不对等。比较而言，RBCC依然是依赖于发射装置实现加速工作（比如火箭模式起飞、电磁弹射等等），无法实现ATR动力的飞行器从跑道上水平起降的应用方式，属于使用方式显著不同的两条技术路线。就当前国内外的组合动力方案及其发展而言，高马赫数下基本都是采用冲压模式工作。实际上组合动力的瓶颈在于马赫数0～4的加速问题，也就是如何去与冲压发动机进行接力，就这个思路而言，ATR发动机以较高的耗油率实现马赫数4工作能力、高的加速能力，是一个极具潜力的发展方向。通过与冲压发动机进行耦合，拓展提高性能后可用于高超声速巡航飞行器和空天往返飞行器的主动力，也是发展SSTO运载器预冷组合循环发动机的基础。
ATR发动机在美国和日本得到重点研究。美国进行了大量热试车研究和总体应用论证工作。Aerojet公司开展了4000 N级ATR发动机试车，MICOM完成了70～1525 N的ATR变推力试验，CFD RC研制了3000 N级ATR样机并进行了地面试车[8]。美国在进行ATR发动机方案研究的过程中，开展了以液体火箭动力和固体火箭动力升级、小型巡航武器动力系统及小卫星运载器ATR发动机系统总体研究[9-12]。日本分别在武器和运载领域开展了ATR发动机研究工作，完成了累计超过63次的系统直连试车和组件考核试验，整机和进气道模拟速度分别达到马赫数3和马赫数6[13-16]。另外，德国、瑞典、丹麦、印度等国也开展了ATR理论研究工作[17]。
国内相关单位也积极开展临近空间动力系统技术研究，其中包括ATR发动机技术研究[18]—主要是固体燃料ATR发动机性能仿真及参数优化[19-20]、膨胀循环ATR发动机的稳态性能仿真[21]、ATR发动机的理论性能研究[22-23]。目前，国内尚未见到ATR发动机的理论仿真结果与试验进行比对以验证仿真模型的精度，也未见开展ATR发动机的起动特性及试验研究等。国外也未有相关方面的详细资料公开发表。
为了更好地促进ATR发动机理论研究的不断深入，本文从ATR发动机热力循环、关键参数优化、性能仿真与试验对比、起动特性及试验对比，以及拓展应用中与冲压发动机接力工作所面临的模态转换关键基础技术进行了研究，给出了主要研究结果，对ATR发动机发展前景进行了分析，以期能够促进ATR发动机研究的深入开展和未来拓展。
1 ATR发动机工作特性研究 1.1 ATR发动机热力循环分析ATR发动机系统热力循环特性分析是进行研究的基础和关键。ATR发动机热力循环过程特殊，在热力过程分析中，需特别关注组件特性对系统性能的影响。国内外现有的ATR发动机性能研究及其仿真建模大多针对某一特定目标，在ATR发动机全包线范围内热力学参数对总体性能的影响规律以及热力学参数选择原则方面的相关工作较少。ATR发动机的特征截面划分见图1。
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图 1 ATR发动机特征截面示意图 Fig.1 Sketch of ATR characteristic sections 注：0为前方无限远处；1为进气道入口截面；2为进气道出口，同时也是压气机进口截面；3为压气机出口截面；4为涡轮入口，同时也是燃气发生器出口截面；5为涡轮出口截面；6为经涡轮做功后燃气与增压后空气的掺混完毕截面；7为燃烧室燃烧结束截面；8为尾喷管喉部截面；9为尾喷管出口截面。 |
ATR发动机的理想热力循环的p-v图和h-s图如图2所示。燃料经0'-2'-4-5-6-7-9-0'完成火箭发动机理想循环，单位质量空气经0-2-3-6-7-9-0完成燃气涡轮发动机理想循环。过程如下：
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图 2 ATR发动机热力循环过程 Fig.2 Thermodynamic cycles in ATR |
0'- 2'：液体推进剂定容增压过程；
2'- 4：发生器中的等压燃烧过程；
4 - 5：涡轮中的等熵膨胀过程；
5 - 6：燃料等压放热过程；
0 - 2：进气道中的等熵压缩过程；
2 - 3：压气机中的等熵压缩过程；
3 - 6：空气的等压吸热过程；
6 - 7：燃烧室中的等压燃烧过程；
7 - 9：尾喷管中的等熵膨胀过程；
9 - 0：大气中的等压放热过程。
与理想循环相比，ATR发动机实际热力循环过程的特点是：（1）循环工质在发动机各部件中的流动过程都不是理想过程，而是伴随有流动损失的熵增过程，例如在总的压缩过程中不是等熵压缩而是多变压缩，在涡轮和喷管中的膨胀过程不是等熵膨胀而是多变膨胀；（2）在燃气发生器和燃烧室中由于流动阻力和热阻的存在，使得加热过程伴随有气流总压的降低；（3）实际循环工质的比热随气体成分和温度是变化的。ATR实际循环的各个过程都存在不可逆因素，图2（c）中，虚线0-3'、4-5'和7-9'分别表示实际的压气机不可逆压缩、涡轮不可逆膨胀和喷管不可逆膨胀过程。
1.2 ATR发动机特征参数影响分析ATR发动机循环热效率和循环功随马赫数的变化见图3。随着马赫数的增加，ATR发动机热效率增大，并逐渐逼近1.0。循环功和比冲的变化趋势与燃气发生器温比τgg及流量
提高发生器的温比（即对发生器燃气温度的表征），可以提高燃气的做功能力，降低燃气流量，进而提高发动机的比冲。但是在ATR发动机中，燃气温度的提升，同时也伴随着燃气物性的变化，主要是cp的降低，同时会造成燃气做功能力的下降，因此在温比提高过程中，比冲呈现先增大后减小的趋势，如图4（a）所示。
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图 3 ATR热效率、循环功随马赫数的变化过程 Fig.3 Thermal efficiency and work output of ATR versus Mach number |
提高涡轮落压比
压气机压比影响燃烧室压力，从而影响比冲。燃烧室压力与压气机出口压力近似相等，压气机出口压力越低，燃烧室压力和比冲也将随之降低。另一方面，当涡轮特性不变时，压气机压比减小，所需要的压气机功和涡轮功将减少，对于给定涡轮，燃气流量随之减小，所以压气机压比减小有利于增大比冲。当涡轮特性随压气机压比关联变化时，其比冲将呈现先升高再降低的过程，因为ATR发动机的涡轮进口燃气体积流量将会大幅度降低，涡轮的效率会出现显著降低。
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图 4 比冲随发生器温比、压气机压比和涡轮落压比变化关系 Fig.4 Variations of specific impulse with temperature ratioof gas generator, pressure ratio of compressor,and pressure ratio of turbine |
为了对ATR发动机的理论研究结果进行验证，开展了500 kg·f 推力单组元推进剂ATR样机设计和试验，同时开展了双组元推进剂ATR样机方案设计和性能仿真分析。
1.3.1 单组元推进剂ATR发动机试验研究单组元推进剂ATR发动机采用无水肼作为推进剂，核心机由离心式压气机、单级冲击式涡轮、液体单组元发生器、单壁燃烧室和收-扩喷管构成。单组元推进剂ATR发动机主要参数见表1，试验照片见图5。
| 表 1 单组元推进剂ATR发动机设计参数 Table 1 Main parameters of ATR with monopropellant |
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图 5 单组元推进剂ATR发动机试验 Fig.5 Experiment image of ATR with monopropellant |
表2给出了几组不同来流工况、不同转速下发动机的地面试验验证和高空性能验证结果与理论结果的对比。试验中，发动机空气来流由试验台供应，在供应中进行流量测量，发生器流量（即涡轮燃气流量）也测量获得，可以得到燃烧室的燃料与空气的混合比，同时对燃烧室的压力和燃气温度进行测量，通过燃烧室理论温度和实际温度的对比获得燃烧室的效率，进一步确定燃烧室产物的物性，根据发动机的推力计算公式获得发动机的性能参数。
| 表 2 单组元推进剂ATR性能计算结果与试验结果对比 Table 2 Comparison between the results of numerical simulations and experiments for ATR with monopropellant |
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研究表明，仿真计算结果与试验结果的平均误差在5%以内，设计方法和性能仿真模型正确，可满足ATR发动机性能预估的需求。
利用仿真平台对发动机的高空、高速特性进行了计算，结果如图6所示。研究表明，采用单组元推进剂作为ATR发动机的燃料，最高比冲可以达到650 s左右，作为数学模型验证、系统匹配特性研究、技术演示较为合适，能够对ATR发动机的主要技术进行快速验证。单组元ATR发动机理论性能仿真结果表明，ATR发动机的高空特性及最大速度上限受制于压气机增压比在高速下折合压比的限制，选取较低压比发动机的最大速度边界低，反之最大速度边界高。
1.3.2 双组元推进剂ATR性能研究双组元ATR发动机采用液氧煤油推进剂，由进气道、压气机、涡轮、燃烧室和喷管组成。发生器放置在发动机内部，高温燃气出口与涡轮进口一体化连接。系统原理图见图7。
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图 6 单组元推进剂ATR发动机的推力和比冲特性 Fig.6 Thrust and specific impulse of ATR with monopropellant |
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图 7 双组元ATR发动机方案示意 Fig.7 Sketch of ATR with bipropellant 注：1为整流锥，2为轴流风扇，3为壳体，4为连接轴，5为一次燃烧室，6为燃气涡轮，7为掺混装置，8为二次燃烧室，9为尾喷管。 |
双组元ATR发动机的压气机采用轴流式压气机方案。该方案的特点是：尺寸小的同时流通能力大；涡轮采用多级轴流式涡轮，以实现大落压比和高效率的要求；燃烧室采用气膜冷却结构，采用波瓣式混流器增强涡轮燃气和空气的掺混；地面试验采用固定结构的进排气系统方案。双组元ATR发动机的推力和比冲特性计算结果见图8。主要参数见表3。
对ATR发动机在马赫数0～4工作范围内的特性进行了仿真。根据理论仿真结果，采用双组元推进剂，ATR发动机的比冲可以达到800 s以上，这主要与压气机、涡轮、发生器、燃烧室的效率高度相关。在涡轮进口温度1200 K的条件下，比冲在800～900 s之间。
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图 8 双组元推进剂ATR发动机的推力和比冲特性 Fig.8 Thrust and specific impulse of ATR with bipropellant |
| 表 3 双组元推进剂ATR发动机设计参数 Table 3 Main parameters of ATR with bipropellant |
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ATR发动机非设计点特性的主要规律是：随着高度、速度变化，推力降低幅度较小，在马赫数0～4的爬升包线中能够提供更大的剩余推力，对于飞行器的快速爬升具有较好的支撑作用。
2 ATR发动机起动特性研究ATR发动机区别于传统航空发动机，采用了火箭燃气发生器产生富燃燃气驱动涡轮，燃气压力通常不小于4 MPa，可以在数秒内实现发动机的起动和关机，发动机无需配备专用的起动系统。图9给出了历次地面试验统计的ATR发动机起动时间对比。
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图 9 ATR发动机典型工况起动特性图 Fig.9 Start-up characteristics of ATR under typical working conditions |
经地面试验考核，ATR发动机在不同空域、典型目标转速下，起动过程所需时间均在5 s以内，使得ATR发动机具有加速性优、机动性强的特点。
根据研究结果，影响ATR发动机起动速度的主要因素与发动机的尺度规模有较大关系—尺度小的转子系统的惯性小，起动速度快；尺度大的转子系统惯性大，起动速度慢。研究表明，随着发动机尺度的变大，转子系统扭矩增大，需要采用分级起动方式，以防止转子系统瞬时冲击过大，这会进一步加长起动时间，但是即便如此，其时间仍然可以保持在10 s以内。
3 ATR发动机高马赫数特性研究ATR发动机与冲压发动机在马赫数3～4可无缝接力，两者的组合形式是水平起降、可重复使用临近空间飞行器的优选动力，其高马赫数下的模态转换技术是近年来的研究热点。为验证ATR发动机在高马赫数下的工作特性，建立了高马赫数下单组元ATR与进排气系统一体化计算模型，开展了进气道、燃气发生器、燃烧室和尾喷管的匹配工作特性及影响分析，完成了单组元ATR发动机马赫数3.5自由射流试验验证工作。
ATR发动机性能在高马赫数下主要随燃料流量、进气面积和排气面积等变量的调整而变化。图10给出了单独调整某一变量对发动机推力系数
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图 10 发动机控制变量对推力系数和物理转速的影响程度曲线 Fig.10 Influence of engine control variables on thrust coefficient and speed |
| 表 4 发动机控制变量对推力和物理转速的影响程度表 Table 4 Influence of engine control variables on thrust and speed |
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图11所示为ATR发动机马赫数3.5自由射流试验照片。试验工况如表5所示。依据ATR发动机在高空高马赫数下的特性分析结果，制定了燃气流量、进气面积以及排气面积的协同调节方案。马赫数3.5工况的试验结果表明：（1）ATR发动机点火迅速，系统各部组件在高空自由射流状态下工作匹配、协调、稳定；（2）进气道接近临界状态，工作稳定；（3）涡轮机工作实测参数与仿真值相当，进气量误差为3.62%，涡轮效率误差为1.47%；（4）发动机推力增益相比计算值偏高约4.3%。
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图 11 ATR发动机马赫数3.5自由射流试验 Fig.11 Free-jet test diagram ( Ma= 3.5) |
| 表 5 ATR发动机马赫数3.5自由射流试验模拟工况 Table 5 Parameters of a free-jet test |
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试验获得的燃烧室压力和推力增益变化见图12。模态转换风洞试验研究表明，并联式组合发动机在低速通道起动和关机过程较短的条件下，高速冲压通道能够快速地达到最优工况。试验中模态转换过程在3.5 s内完成。通过对高速通道起动工作时序点的精确控制，能够实现在模态转换过程中的推力连续，从而解决模态转换过程中出现的推力凹坑问题。
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图 12 发动机典型参数变化曲线 Fig.12 Time histories of typical engine parameters |
空气涡轮火箭发动机的工作范围宽，在20 km以上的高空，最大飞行速度可以达到马赫数4左右。空气涡轮火箭发动机中有压气机主动增压部件，可以在涡轮驱动下自主吸入空气并增压，具备像航空发动机一样从地面静止状态起动工作的能力，可以推动飞行器从地面跑道起飞，能够多次、长时间重复使用。在空气涡轮火箭发动机中，经压气机增压后的空气直接进入燃烧室燃烧，没有航空发动机中的涡轮膨胀降压过程，因此压气机的增压比约为航空发动机的1/8～1/5即可获得较优的综合性能。压气机总增压比低使得在高速飞行（来流总温最高750～900 K）的条件下，经压气机增压后的空气的温升也在1000 K以内，可以适应更高、更宽的工作范围，起动速度快，加速性能优，与冲压发动机组合可实现推力无缝接力，可以形成新的宽域组合动力，满足临近空间超声速和高超声速飞行器动力需求，形成我国自主的组合动力技术路线。研究得到的主要结论如下：
1）试验及理论研究表明，ATR发动机的工作速域可为马赫数0～4，在宽域爬升包线中推力衰减幅度小，能够提供更大的剩余推力，对于飞行器的快速爬升具有较好的支撑能力。
2）中小推力ATR发动机地面状态起动过程所需时间均在5 s以内，该特性与转子惯性相关，在不同空域、典型目标转速下略有变化，相对而言起动十分迅速，更加适应复杂的工作能力需求。但是快速起动对于转子系统的扭转负荷和稳定可靠工作的影响还有待进一步研究。
3）小尺度发动机自由射流试验中，ATR到冲压通道的模态转换过程在3.5 s内完成，通过对高速通道起动工作时序点的精确控制，可以实现模态转换过程中的推力连续，从而解决宽域组合动力模态转换过程中出现的推力凹坑问题。
4）ATR发动机在国内外发展了多年，在应用研究方面，一直将ATR发动机作为独立的动力装置应用，论证的几类ATR动力飞行器，既要实现速度边界拓展，又要实现低油耗，兼顾的因素多，优势不突出。利用ATR发动机加速性优和速度上边界高的优势，可以形成新型临近空间高速投送平台，也可以与冲压发动机进一步组合形成新型宽域组合动力，是发挥其优势的技术途径，有待从发动机系统性能和飞行器总体方面进行深入的研究。
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