航空动力学报
JOURNAL OF AEROSPACE   POWER
1998年 第13卷  第2期科技期刊
化学平衡对燃气涡轮发动机
循环性能影响
          西北工业大学　　屠秋野　王占学　王　曙　唐狄毅
【摘要】　本文把化学平衡方法引入发动机循环性能计算中，探讨和揭示了化学平衡对发动机中高温部件的影响机理，并以某发动机为例，定量分析了化学平衡对发动机推力和耗油性能的影响。计算表明，化学平衡效应使发动机油耗上升，推力增加。　
主题词：　化学平衡　燃气涡轮发动机　性能
分类号：　V235.1
1　前　言
　　NASA在80年代中后期发表的NNEP89［1］程序开始考虑化学平衡效应，它应用了文献［2］中的求解燃气化学组分的方法。鉴于该方法中用牛顿—莱普森法解非线性方程组既耗时又存在不稳定性方面的缺陷，本文采用了文献［3］的算法，将非线性方程组问题转化为求解几个相关方程的牛顿迭代格式，大大提高了计算速度和稳定性。在此基础上，发展了计算有关燃烧、膨胀等热力过程混合气体性质的子程序，与计算循环性能的主程序结合，定量地分析了化学平衡效应的机理以及对发动机推力、油耗性能的影响。
2　高温部件化学平衡分析
　　为了考虑化学平衡首先引入比焓这一概念。某物质在温度T时的比焓定义为：
(1)
式中：△Hmf,T0表示基准温度T0，压力1 atm下该物质标准生成热，Hm,T0表示该物质在基准温度T0时的显焓，Hm,T表示该物质在温度T时的显焓。
　　燃烧过程的能量守衡表达如下：

(2)
等式左边为燃烧反应前进口单位质量中包含的空气和燃油的总比焓，右边为平衡后出口单位质量燃气的总比焓，ni和nj分别为燃烧反应前后的混合气组分。对于燃油流量保持常数的供油规律，计算流程如图1(a)；对于保持燃烧过程出口温度不变的控制规律，计算流程如图1(b)。由于燃烧温度较高，因此燃烧过程的化学平衡主要表现在燃烧产物的离解。通常发动机性能程序在计算燃烧过程时，考虑的燃烧产物只有CO2和H2O，实际上还包含CO，O2，O，N2，H2，H，NO，OH等其它组分，这些组分来自燃烧产物的离解。离解时要吸收一定的热量，因此


图1　燃烧过程计算流程((a)供油量保持常数；(b)出口温度保持常数)
燃烧的出口温度比规定的温度要低一些，为了达到规定的温度，必须加入更多的燃油。所以考虑了化学平衡后，欲保持出口温度不变，就应增加供油量；反之欲保持供油量不变，则实际的出口温度同不考虑平衡的计算结果相比就要有所降低。
　　图2是主燃烧室进口温度保持630 K不变，而出口温度不同时，考虑燃烧化学平衡同不考虑化学平衡相比，油气比及其相对增量逐渐增大的情况。这是由于随出口温度升高，燃烧室离解效应加剧的缘故。图3(a)是主燃烧室出口温度保持2300 K，在不同的进口温度下，油气比变化情况。随燃烧室进口温度逐渐增大，燃油流量逐渐减小，离解的燃气减少，因此油气比及其相对变化量随进口温度上升呈现下降趋势。图3(b)是主燃烧室油气比保持0.03不变，在不同进口温度下，出口温度以及相对温降的变化情况。可以看出随着进口温度升高，出口温度跟着升高，使离解效应增强，导致出口温度下降的越多。


图2　不同燃烧温度下化学平衡分析　图3 不同进口温度下化学平衡应(a)出口温度保持常数(b)供油量保持常数

涡轮化学平衡的计算过程与图1燃烧过程计算流程相同，只是计算出口比焓H2时应减去涡轮功的部分。燃烧室出口的高温、高压燃气经过涡轮后，温度和压力大大降低，这时燃气的化学平衡主要表现为再结合，即燃烧室出口含有多种组分的燃气中部分结合成CO2和H2O分子。这是一个放热的过程，因此考虑化学平衡后，实际涡轮出口温度要高一些。在涡轮前温度1820 K，涡轮落压比5.984时，出口温度大约上升7 K。
　　喷管内流动接近等熵膨胀，所以喷管中的化学平衡应按定熵过程考虑：

(3)


图5　不同膨胀比下的化学平衡效应


图4　喷管膨胀过程计算流程等式左边为喷管进口单位质量燃气的总比熵，右边为喷管出口单位质量燃气的总比熵。这一定熵过程迭代流程如图4。由于喷管出口静压较低，加力燃烧室出口已经离解的燃气分子重新结合。这一过程与涡轮中发生的类似，结合释放的能量导致喷管出口静温上升，提高了喷管的推力。而且这一结合的趋势随喷管进出口静压差的增加加剧，即喷管进出口静压差越大，喷管的推力变化量与不考虑化学平衡相比增加越多。具体结果如图5。

3　发动机性能计算
　　下面以某发动机为例，将考虑化学平衡和不考虑化学平衡的发动机性能计算结果加以比较。发动机设计参数如下：设计点Ma=0和H=0 km；设量100 kg；涵道比0.22，涡轮进口温度1800 K，压比πF=4和πC=6，加力温度2100 K。


图6　速度特性(H=0 km)　图7　高度特性(Ma=1.0)
   图6是高度为0 km时的加力速度特性(按涡轮前温度保持常数的调节计划)，随着马赫数增大，燃烧室进口温度增大，从前面燃烧过程的分析可知燃油流量增量逐渐减小，这时喷管前后压力差也在逐渐减小(主要是由于换算转速下降使内涵压力降低)，因此喷管单位推力的增量也逐渐减小，与燃油流量增量的变化相比，单位推力增量减小幅度较快，所以耗油率相对增量反呈现上升的趋势。图7是飞行马赫数1.0时加力的高度特性(按涡轮前温度保持常数的调节计划)，图中随着高度增加，燃烧室进口温度逐渐降低，所以燃油流量的增量逐渐增大，而喷管前后压力差的逐渐增加(主要是由于换算转速上升使内涵压力升高)使单位推力的增量逐渐增大，由于燃油流量增量的影响较为显著，因此耗油率的增量也逐渐增加。
4　结　论
(1)从主燃烧室、涡轮、加力燃烧室到喷管的流程中，化学平衡对发动机高温部件的影响是一个离解→结合→再离解→再结合的过程。这一过程导致发动机的油耗上升，推力增加。如前面提到的发动机在地面台上，烧油上升4.35%，单位推力及推力上升3.28%，耗油率上升0.87%。
　　(2)按涡轮前温度保持常数的调节计划，考虑化学平衡后，燃烧室的实际燃油流量增加，油气比增大；按燃油流量保持常数的调节计划，考虑化学平衡后，燃烧室的实际出口温度有所降低。
　　(3)在不带加力的发动机性能计算中，由于喷管进口温度较低，可不考虑化学平衡的影响；而在加力的发动机性能计算中，化学平衡效应使喷管产生的推力增加。
男　26岁　博士　西安市西北工业大学573信箱　
                          参　考　文　献
1　Laurance H F.NNEPEQ-Chemical Equilibrium Version of the Navy/NASA Engine Program.NASA-TM100851,1988
2　Sanfrod G,Bonnie J M.Computer Program for Complex Chemical Equilibrium Compositions,Roctet Performance,Incident and Reflected Shockes,and Chapman-Jouguest Detonations.NASA-SP273,1971
3　Erickson W D,Prabhu R K.Rapid Computation of Chemical Equilibrium Composition:An Application to Hydrocarbon Combustion.AICHE Journal,1986,32(7):
4　刘国球等．液体火箭发动机原理．北京：宇航出版社，1993

（责任编辑　杨再荣）
