高超聲速強(qiáng)預(yù)冷航空發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)研究進(jìn)展

鄒正平，王一帆，額日其太，張榮春，趙 睿，陳懋章，3

（北京航空航天大學(xué)能源與動(dòng)力工程學(xué)院1，航空發(fā)動(dòng)機(jī)研究院2：北京102206；3.航空發(fā)動(dòng)機(jī)氣動(dòng)熱力國家級(jí)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京102206；4.北京航空航天大學(xué)機(jī)械工程及自動(dòng)化學(xué)院，北京100191）

0 引言

水平起降、重復(fù)使用高超聲速飛行器飛行速度快、使用靈活，在軍民用領(lǐng)域均有巨大優(yōu)勢，已成為當(dāng)今世界強(qiáng)國重點(diǎn)發(fā)展的戰(zhàn)略方向[1-2]。在軍用領(lǐng)域，高超聲速飛行器使用機(jī)動(dòng)靈活、起飛準(zhǔn)備周期短、在戰(zhàn)爭中可超越空間限制、實(shí)現(xiàn)高速突防，是用于遠(yuǎn)程精確打擊、實(shí)時(shí)偵察、戰(zhàn)場信息監(jiān)視的理想飛行器；在民用領(lǐng)域，高超聲速飛行器可實(shí)現(xiàn)全球快速到達(dá)，大大提升人員/貨物運(yùn)輸效率，為全球經(jīng)濟(jì)發(fā)展提供新的增長點(diǎn)，可影響人類的生活方式。動(dòng)力系統(tǒng)是實(shí)現(xiàn)水平起降、重復(fù)使用高超聲速飛行器的決定性因素，需在從地面零速起動(dòng)至高超聲速工作寬速域范圍內(nèi)具有良好的推力及比沖性能，且具有高可靠性。目前，火箭、亞燃/超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)等可實(shí)現(xiàn)高超聲速的動(dòng)力系統(tǒng)雖具有各自的特點(diǎn)及工作范圍，卻難以完全滿足水平起降、重復(fù)使用的需求；此外，為實(shí)現(xiàn)動(dòng)力系統(tǒng)在低馬赫數(shù)時(shí)高效工作，一般需采用渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)或渦輪基組合發(fā)動(dòng)機(jī)，然而隨著飛行馬赫數(shù)的不斷提高，高溫進(jìn)氣對渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)工作性能、材料及結(jié)構(gòu)產(chǎn)生的不利影響加劇，使得渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)推力急劇減小、性能及可靠性嚴(yán)重降低，限制飛行馬赫數(shù)一般不超過3.0。因此，將渦輪、沖壓、火箭等發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行有機(jī)組合，發(fā)揮各自性能優(yōu)勢，是水平起降、重復(fù)使用高超聲速動(dòng)力系統(tǒng)發(fā)展的必然趨勢[3]。當(dāng)前，國內(nèi)外提出了渦輪沖壓組合、渦輪沖壓火箭組合、火箭沖壓組合、高速預(yù)冷渦輪、強(qiáng)預(yù)冷發(fā)動(dòng)機(jī)等多種不同類型組合發(fā)動(dòng)機(jī)方案，呈現(xiàn)出“百家齊放、百家爭鳴”的局面[4-6]。

近年來，隨著高超聲速強(qiáng)預(yù)冷發(fā)動(dòng)機(jī)總體、緊湊強(qiáng)預(yù)冷器、超臨界氦閉式循環(huán)系統(tǒng)、寬域進(jìn)排氣系統(tǒng)等核心技術(shù)不斷取得重大突破，高超聲速強(qiáng)預(yù)冷航空發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)的發(fā)展得到國內(nèi)外廣泛關(guān)注，已成為寬域高超聲速動(dòng)力的研究熱點(diǎn)。本文調(diào)研了國外具有代表性的預(yù)冷發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)發(fā)展脈絡(luò)及現(xiàn)狀，分析典型強(qiáng)預(yù)冷發(fā)動(dòng)機(jī)方案的技術(shù)特點(diǎn)；并詳細(xì)介紹中國強(qiáng)預(yù)冷發(fā)動(dòng)機(jī)熱力循環(huán)設(shè)計(jì)與分析、緊湊強(qiáng)預(yù)冷器設(shè)計(jì)制造和試驗(yàn)、超臨界氦葉輪機(jī)設(shè)計(jì)、寬域進(jìn)排氣系統(tǒng)優(yōu)化設(shè)計(jì)及高效燃燒等技術(shù)的研究進(jìn)展。

1 高超聲速強(qiáng)預(yù)冷發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)國外進(jìn)展

1.1 高超聲速強(qiáng)預(yù)冷發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)國外總體進(jìn)展

為解決高馬赫數(shù)飛行時(shí)，由發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口來流的高滯止溫度帶來的氣動(dòng)及結(jié)構(gòu)等方面種種不利影響，進(jìn)氣預(yù)冷成為極其重要的技術(shù)途徑[7]。自20世紀(jì)50年代以來，美國、前蘇聯(lián)、日本、英國等國提出了多種預(yù)冷發(fā)動(dòng)機(jī)方案，并開展了大量研究[8-10]。目前，實(shí)現(xiàn)進(jìn)氣預(yù)冷主要有射流預(yù)冷和換熱預(yù)冷2種途徑。

1.1.1 射流預(yù)冷

對于射流預(yù)冷，美國、前蘇聯(lián)等已開展了大量的理論及試驗(yàn)工作[11-13]，表明依靠射流預(yù)冷技術(shù)可有效地?cái)U(kuò)展飛行包線，不受飛行高度和馬赫數(shù)限制，且具有技術(shù)成型快、成本低等優(yōu)勢；但也存在射流裝置引起發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口總溫、總壓畸變及壓力損失，水等冷卻介質(zhì)的注入可能導(dǎo)致含氧量的下降進(jìn)而需要在燃燒前額外添加氧化劑、噴水系統(tǒng)附加質(zhì)量大等缺點(diǎn)。目前，射流預(yù)冷的研究主要集中于渦輪沖壓組合（Tur?bo-Based Combined Cycle engine，TBCC）發(fā)動(dòng)機(jī)中，以解決渦輪與沖壓模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中的“推力鴻溝”問題，是短期內(nèi)實(shí)現(xiàn)TBCC動(dòng)力的重要技術(shù)途徑[14-15]。

1.1.2 換熱預(yù)冷

采用預(yù)冷器間接換熱的預(yù)冷技術(shù)的效率相對較高，但設(shè)計(jì)及實(shí)現(xiàn)難度也相應(yīng)增加。根據(jù)預(yù)冷器中的工作介質(zhì)屬性，又可以分為燃料直接換熱預(yù)冷與閉式循環(huán)間接換熱預(yù)冷2種類型。在燃料直接換熱預(yù)冷方面，國外先后提出了液化空氣循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)（Liquid Air Cycle Engines，LACE）、RB545、深冷空氣渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)（Deeply Cooled Air Turborocket，ATRDC）、KLIN、吸氣式渦輪沖壓膨脹循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)（Expander Cycle Air Turbo Ramjet Engine，ATREX）、預(yù) 冷渦噴 發(fā)動(dòng)機(jī)（Pre-cooled TurboJet，PCTJ）等多種不同的發(fā)動(dòng)機(jī)方案，其主要參數(shù)及技術(shù)特征見表1。

表1 燃料換熱強(qiáng)預(yù)冷發(fā)動(dòng)機(jī)方案特性

在20世紀(jì)60年代，為了解決火箭比沖較低所導(dǎo)致的有效載荷占比過小的問題，Marquardt[16]提出了LACE方案。在氫氧火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的基礎(chǔ)上增加了吸氣模態(tài)（工作范圍馬赫數(shù)為0~7），在0~30 km工作時(shí)，利用液氫通過預(yù)冷器將來流空氣液化。吸氣模態(tài)和火箭模態(tài)共用燃燒室和噴管，發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)緊湊，推重比較大；但由于將空氣液化（空氣露點(diǎn)溫度為81.7 K）所消耗的燃料過多，發(fā)動(dòng)機(jī)的比沖僅800 s。1982年，在借鑒LACE的基礎(chǔ)上，Bond等[17]在霍托爾（HOrizon?tal Take-Off and Landing，HOTOL）項(xiàng)目中提出了RB545發(fā)動(dòng)機(jī)方案。該方案避免了LACE方案中的將空氣液化時(shí)冷卻劑消耗過高的問題，在Ma=0~5時(shí)，來流空氣通過預(yù)冷器被液氫深冷但未液化。RB545發(fā)動(dòng)機(jī)地面比沖約為2000 s，比LACE方案有了很大提升；但預(yù)冷器面臨氫脆及結(jié)冰等問題，隨著HOTOL項(xiàng)目的取消，RB545發(fā)動(dòng)機(jī)的研究也終止。

1991年，俄羅斯中央航空發(fā)動(dòng)機(jī)研究院（CIAM）提出了ATRDC方案[18-19]。該發(fā)動(dòng)機(jī)采用液氫（當(dāng)量比約為2.0）通過預(yù)冷器對來流進(jìn)行深度冷卻，隨后一半的氫進(jìn)入吸氣式燃燒室燃燒，另一半的氫用于驅(qū)動(dòng)渦輪隨后直接排出。當(dāng)空氣壓氣機(jī)的入口溫度降至98~112 K，空氣壓氣機(jī)的壓比約為20~40。當(dāng)空氣壓氣機(jī)的壓比為40時(shí)，ATRDC發(fā)動(dòng)機(jī)在Ma=0~6時(shí)的平均比沖約為2500 s，推重比預(yù)估為18~22。但該發(fā)動(dòng)機(jī)的預(yù)冷器換熱功重比較低，預(yù)冷器質(zhì)量約占整機(jī)質(zhì)量的40%。在2000年左右，美國提出了KLIN發(fā)動(dòng)機(jī)方案[20]，該發(fā)動(dòng)機(jī)為DCTJ與火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的組合，其中火箭發(fā)動(dòng)機(jī)全程工作，DCTJ工作到Ma=6.0，渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)和火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的液氫燃料全部用來冷卻渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口空氣。

在燃料換熱預(yù)冷發(fā)動(dòng)機(jī)方面，日本研究最為深入。從20世紀(jì)80年代起，日本航空航天科學(xué)研究所（ISAS）即開始研制可用于高超聲速飛機(jī)和兩級(jí)入軌飛行器一子級(jí)動(dòng)力的ATREX[21-22]。通過在壓氣機(jī)前加裝液氫空氣預(yù)冷器實(shí)現(xiàn)對來流空氣的冷卻，工作馬赫數(shù)可達(dá)6.0，平均比沖達(dá)3000 s以上。但該預(yù)冷器換熱功重比較低，僅約為16.5 kW/kg。此外，需通過在預(yù)冷器前噴注甲醇等方法來解決預(yù)冷器結(jié)冰問題。隨后，日本宇宙航空研究開發(fā)機(jī)構(gòu)（Japan Aerospace Exploration Agency，JAXA）在ATREX發(fā)動(dòng)機(jī)基礎(chǔ)上開展了工程可實(shí)現(xiàn)性更高的Ma=6級(jí)PCTJ的研制工作。已開發(fā)了1 kN推力量級(jí)的預(yù)冷渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)原理樣機(jī)，即S-發(fā)動(dòng)機(jī)（如圖1所示），并先后完成了部件試驗(yàn)、地面靜止臺(tái)試驗(yàn)、Ma=4模擬高溫條件下的地面試驗(yàn)及Ma=2的飛行試驗(yàn)，取得了顯著進(jìn)展[23-24]。

圖1 日本預(yù)冷渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)（S-發(fā)動(dòng)機(jī)）[24]

從以上幾種典型的燃料換熱預(yù)冷發(fā)動(dòng)機(jī)方案來看，由于需要滿足Ma=5~7級(jí)高溫來流的冷卻需求，均采用了高熱沉的低溫液氫作為燃料及冷源。對來流溫度的冷卻程度越高，則可實(shí)現(xiàn)的壓氣機(jī)壓比更高，使得吸氣式燃燒室和火箭燃燒室、噴管可以共用，進(jìn)而提高整機(jī)的推重比；但是對來流深度冷卻，同樣會(huì)導(dǎo)致燃料消耗過高，發(fā)動(dòng)機(jī)比沖降低，需根據(jù)飛行器總體需求，在發(fā)動(dòng)機(jī)方案設(shè)計(jì)時(shí)，綜合權(quán)衡，合理選擇預(yù)冷程度。此外，由于采用液氫深度冷卻，預(yù)冷器面臨結(jié)冰及影響發(fā)動(dòng)機(jī)安全工作的氫脆問題；同時(shí)，受制于材料及制造技術(shù)，上述預(yù)冷器的換熱功重比較低，對整機(jī)推重比帶來不利影響。

此外，燃料換熱預(yù)冷技術(shù)可與TBCC結(jié)合，形成預(yù)冷TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)方案，這也是當(dāng)前燃料換熱預(yù)冷的重要發(fā)展方向。2020年，美國的初創(chuàng)公司Hermeus宣布完成了小尺度預(yù)冷TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)的原理驗(yàn)證，采用預(yù)冷器技術(shù)將渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)的工作范圍拓展到Ma=3.3，亞燃沖壓工作范圍Ma=2.8~5.0。隨后該公司獲得美國空軍研究實(shí)驗(yàn)室（AFRL）和美國國家航空航天局（NASA）的經(jīng)費(fèi)支持，并進(jìn)一步獲得1600萬美元的風(fēng)險(xiǎn)投資，用于在J85發(fā)動(dòng)機(jī)基礎(chǔ)上開展較大尺度的發(fā)動(dòng)機(jī)研制[25]。

在閉式循環(huán)間接換熱預(yù)冷發(fā)動(dòng)機(jī)研制方面，英國處于技術(shù)領(lǐng)先地位。在20世紀(jì)90年代，在RB545發(fā)動(dòng)機(jī)的基礎(chǔ)上，Bond等[26]提出了采用強(qiáng)預(yù)冷和閉式氦循環(huán)的協(xié)同吸氣式火箭發(fā)動(dòng)機(jī)（Synergetic Air Breath?ing Rocket Engine，SABRE）方案，即“佩刀”，并成立了反應(yīng)發(fā)動(dòng)機(jī)（Reaction Engines Limited，REL）公司開展該發(fā)動(dòng)機(jī)的研制工作。通過采用革命性的緊湊快速強(qiáng)預(yù)冷技術(shù)，可瞬時(shí)將高溫來流冷卻1000 K以上，且預(yù)冷器具有極高的換熱功重比；通過引入中間閉式氦循環(huán)，避免了高溫來流與低溫液氫之間的直接換熱所導(dǎo)致的換熱毛細(xì)管氫脆問題，并實(shí)現(xiàn)了對來流熱量的高效再利用。該發(fā)動(dòng)機(jī)吸氣式范圍Ma=0~5.5，在該工作范圍內(nèi)，不存在一般TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)的渦輪與沖壓模態(tài)之間的轉(zhuǎn)換和再起動(dòng)問題，以及渦輪或沖壓不工作時(shí)的“死重”問題，具有單臺(tái)推力大、推重比高、比沖高的綜合性能優(yōu)勢。目前，REL公司已獲得英國政府、歐空局、美國空軍研究實(shí)驗(yàn)室（Air Force Research Laboratory，AFRL）、美國國防高級(jí)研究計(jì)劃局（De?fense Advanced Research Projects Agency，DARPA）等機(jī)構(gòu)的研發(fā)經(jīng)費(fèi)支持；同時(shí)BAE、RR、波音等入股REL公司，提供資金和技術(shù)支持，加速SABRE發(fā)動(dòng)機(jī)的研制。

1.2 SABRE系列發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)進(jìn)展

自20世紀(jì)90年代起，英國REL公司經(jīng)過近30年的研究，在SABRE系列發(fā)動(dòng)機(jī)研制中取得了豐碩的成果，引領(lǐng)該類發(fā)動(dòng)機(jī)的發(fā)展。

在飛行器應(yīng)用方案研究方面，國外已提出多種采用SABRE系列發(fā)動(dòng)機(jī)的SSTO、TSTO和高超聲速飛機(jī)方案，見表2。英國REL公司提出了單級(jí)入軌飛行器Skylon方案，該方案已歷經(jīng)多輪改進(jìn)，目前的Sky?lon-D1方案的起飛規(guī)模約325 t，近地軌道載荷運(yùn)載能 力為15 t[27]。2016年，AFRL基于SABRE發(fā)動(dòng)機(jī)，構(gòu)建了2型2級(jí)入軌空天飛行器方案[28]。2019年，法國宇航局構(gòu)建了起飛質(zhì)量為400 t級(jí)的2級(jí)入軌飛行器方案，近地軌道載荷運(yùn)載能力為15 t[29]。2020年，英國REL公司和歐空局合作，在Skylon的基礎(chǔ)上構(gòu)建了2級(jí)入軌飛行器方案[30]。2016年，英國BAE公司基于SABRE發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)建了快速響應(yīng)高超聲速飛行器方案，用于快速信息支援和戰(zhàn)場補(bǔ)給的作戰(zhàn)概念。2016年，在歐盟遠(yuǎn)期先進(jìn)推進(jìn)概念和技術(shù)（Long-Term Ad?vanced Propulsion Concepts and Technologies，LAP?CAT）計(jì)劃中，REL公司與歐空局合作，基于Scimitar發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)建了Ma=5級(jí)巡航的高超聲速客機(jī)方案，具備18700 km航程、300名乘客的運(yùn)載能力。上述飛行器應(yīng)用方案的研究有利地牽引了SABRE發(fā)動(dòng)機(jī)的研制。

表2 SABRE系列發(fā)動(dòng)機(jī)飛行器應(yīng)用方案

在發(fā)動(dòng)機(jī)方案設(shè)計(jì)方面，SABRE發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)發(fā)展迭代過程中主要包括SABRE-3方案、SABRE-4方案以及“彎刀”（Scimitar）發(fā)動(dòng)機(jī)概念方案，這幾種發(fā)動(dòng)機(jī)方案的主要區(qū)別見表3。

表3 SABRE/Scimitar發(fā)動(dòng)機(jī)主要技術(shù)特點(diǎn)

SABRE-3方案（如圖2所示）采用超臨界氦作為中間換熱介質(zhì)，通過預(yù)冷器對高溫來流空氣進(jìn)行深度冷卻。由于燃燒室壓力高（約10 MPa），使得發(fā)動(dòng)機(jī)在吸氣模式下具有高推重比特點(diǎn)，如圖3（a）所示；但受燃燒室高室壓要求及壓氣機(jī)工作限制，要求預(yù)冷器對空氣溫降極高（在Ma=5.0時(shí)達(dá)1100 K以上），所需熱沉量大，冷卻所需液氫用量遠(yuǎn)超發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒所需用量（Ma=5.0時(shí)當(dāng)量比約為2.8），使得發(fā)動(dòng)機(jī)比沖性能較低，僅1634 s，如圖3（b）所示；此外，該方案中壓比達(dá)140的空氣壓氣機(jī)、吸氣模式與火箭模式共用燃燒室等部件實(shí)現(xiàn)難度大，且預(yù)冷器需要采用噴醇的方式防止結(jié)冰/結(jié)霜。

圖2 SABRE-3方案構(gòu)型及熱力循環(huán)

圖3 SABRE-3方案推重比及比沖性能

REL公司近年來發(fā)布了改進(jìn)方案SABRE-4（如圖4所示）。與SABRE-3相比，首先取消了吸氣模式與火箭模式共用燃燒室，改用雙模式獨(dú)立工作燃燒室，降低了燃燒室的實(shí)現(xiàn)難度；燃燒室的改變使得熱力循環(huán)方案中對空氣壓氣機(jī)壓比需求大幅降低，由140降低至20左右，提高了壓氣機(jī)部件的可實(shí)現(xiàn)性；其次，SABRE-4調(diào)整了預(yù)冷方案，保證壓氣機(jī)最高進(jìn)口溫度在常溫以上而避免結(jié)霜/結(jié)冰，在Ma=5.0工況下發(fā)動(dòng)機(jī)燃料當(dāng)量比由2.8降低至1.2，比沖高于3600 s，同時(shí)保持了較大的推重比，如圖5所示。在保持15 t低地球軌道LEO載荷運(yùn)輸能力的條件下，將SABRE-3發(fā)動(dòng)機(jī)換裝SABRE-4后，飛行器的起飛總質(zhì)量可由345 t降至325 t[31]。整體來看，SABRE-4方案的閉式循環(huán)系統(tǒng)的復(fù)雜性有所增加，但未引入新的部件類型；同時(shí)，預(yù)冷器、燃燒室、空氣壓氣機(jī)等核心部件的實(shí)現(xiàn)難度明顯降低；綜合來看，SABRE-4方案的可實(shí)現(xiàn)性高于SABRE-3方案的。

圖4 SABRE-4方案構(gòu)型及熱力循環(huán)

圖5 SABRE-4方案推重比及比沖性能[32]

在SABRE發(fā)動(dòng)機(jī)核心熱力循環(huán)的基礎(chǔ)上，REL公司構(gòu)建了適用于馬赫數(shù)5巡航的大型高超聲速民用飛機(jī)的Scimitar航空發(fā)動(dòng)機(jī)方案（如圖6所示）[33]，該方案進(jìn)一步降低了對來流高溫空氣的預(yù)冷程度，并通過構(gòu)建極為復(fù)雜的閉式氦循環(huán)降低了燃料消耗，并實(shí)現(xiàn)了馬赫數(shù)0.9亞聲速及馬赫數(shù)5.0高超聲速2種設(shè)計(jì)巡航工況，在馬赫數(shù)為5.0、高度為25.4 km巡航狀態(tài)下比沖約為3805 s。但Scimitar方案熱力循環(huán)復(fù)雜，且閉式循環(huán)系統(tǒng)中包含大量的換熱器及氦葉輪機(jī)部件，發(fā)動(dòng)機(jī)可實(shí)現(xiàn)性低。

圖6 Scimitar方案構(gòu)型及熱力循環(huán)

SABRE/Scimitar發(fā)動(dòng)機(jī)方案涉及緊湊快速強(qiáng)換熱技術(shù)、閉式氦循環(huán)系統(tǒng)技術(shù)[34]等一系列關(guān)鍵技術(shù)，REL公司已取得突破性進(jìn)展。在強(qiáng)預(yù)冷器研制方面，基于緊湊強(qiáng)預(yù)冷器流動(dòng)換熱機(jī)理、結(jié)霜抑制、極薄壁微細(xì)管制備及成型、密集微細(xì)管束焊接工藝、高溫試驗(yàn)測試技術(shù)等關(guān)鍵技術(shù)的突破，于2012年完成了預(yù)冷器與渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)地面聯(lián)試試驗(yàn)，如圖7所示。預(yù)冷器將約30 kg/s的常溫空氣瞬時(shí)冷卻至113 K，單次試驗(yàn)持續(xù)約5 min，試驗(yàn)重復(fù)超過300次。2019年，完成了模擬Ma=5.0來流條件下的預(yù)冷器高溫性能試驗(yàn)，在50 ms內(nèi)將約1270 K高溫來流冷卻至370 K（如圖8所示），實(shí)現(xiàn)對預(yù)冷器技術(shù)的全面驗(yàn)證。目前正在開展可用于飛行試驗(yàn)的預(yù)冷器研制[35]。

圖7 英國REL公司預(yù)冷器樣機(jī)及常溫試驗(yàn)平臺(tái)

圖8 預(yù)冷器高溫試驗(yàn)平臺(tái)及試驗(yàn)樣機(jī)

在其它關(guān)鍵技術(shù)研究方面，REL公司開展了對轉(zhuǎn)氦渦輪[36]、寬域可調(diào)進(jìn)氣道[37]、高度補(bǔ)償噴管[38]、氫燃燒室、微通道氫氦換熱器、高溫復(fù)合材料換熱器[31]等多種部件的關(guān)鍵技術(shù)發(fā)展及相關(guān)試驗(yàn)研究（如圖9所示），初步驗(yàn)證了技術(shù)可行性，技術(shù)成熟度達(dá)到3級(jí)[34]。

圖9 英國REL公司關(guān)鍵技術(shù)試驗(yàn)驗(yàn)證平臺(tái)及試驗(yàn)件

在整機(jī)研發(fā)方面，2016年后，在SABRE的主要部件技術(shù)攻關(guān)取得良好進(jìn)展后，REL公司轉(zhuǎn)入整機(jī)研制階段，技術(shù)發(fā)展路線如圖10所示。并行開展吸氣模態(tài)核心機(jī)Demo-A、火箭子系統(tǒng)Demo-R及短艙系統(tǒng)Demo-N的研制工作[34]，計(jì)劃2021年完成Demo-A的地面演示驗(yàn)證，2023年完成整機(jī)集成驗(yàn)證，2025年完成飛行試驗(yàn)。目前REL公司的主要精力投入到Demo-A的研制之中，Demo-A主要用于驗(yàn)證發(fā)動(dòng)機(jī)的熱力循環(huán)、關(guān)鍵部件設(shè)計(jì)、部件匹配集成及發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)控制等。Demo-A的設(shè)計(jì)方案已于2019年通過了歐空局組織的初始設(shè)計(jì)評(píng)審。2021年2月，Demo-A的預(yù)燃室、高溫?fù)Q熱器等部件已完成試驗(yàn)測試，性能超出設(shè)計(jì)預(yù)期。同時(shí)，在英國政府的資助下正在修建用于Demo-A的地面試驗(yàn)臺(tái)[39]。對于Demo-R研制，則采用外包的方式，選擇與技術(shù)成熟的火箭發(fā)動(dòng)機(jī)研發(fā)企業(yè)合作。

圖10 英國REL公司SABRE發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)路線[34]

2 高超聲速強(qiáng)預(yù)冷發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)中國進(jìn)展

2.1 高超聲速強(qiáng)預(yù)冷發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)中國總體進(jìn)展

圍繞高超聲速強(qiáng)預(yù)冷發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)，中國包括北京航空航天大學(xué)、哈爾濱工業(yè)大學(xué)、中科院工程熱物理研究所、國防科技大學(xué)、西安航天動(dòng)力研究所、北京動(dòng)力機(jī)械研究所等開展了大量研究工作，并取得了階段性成果。

目前，中國強(qiáng)預(yù)冷發(fā)動(dòng)機(jī)的技術(shù)研究主要集中于發(fā)動(dòng)機(jī)熱力循環(huán)分析和優(yōu)化設(shè)計(jì)方法及發(fā)動(dòng)機(jī)方案設(shè)計(jì)。張建強(qiáng)等[40-41]參考REL公司發(fā)布的SABRE-3發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)數(shù)據(jù)，計(jì)算得到了該發(fā)動(dòng)機(jī)吸氣式模態(tài)下的性能參數(shù)變化規(guī)律及高度速度特性，并通過對部件的?效率分析加深了對于SABRE熱力循環(huán)的認(rèn)識(shí)；黃晨等[42]對比分析了多種預(yù)冷發(fā)動(dòng)機(jī)方案，基本明確了各預(yù)冷發(fā)動(dòng)機(jī)方案的性能特點(diǎn)及其適用的飛行器類型；趙巍等[43]進(jìn)一步提出了一種Ma=5級(jí)新型預(yù)冷富油預(yù)燃混排渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)（Pre-cooled and Fuel-rich Pre-burned Mixed-flow Turbofan，PFPMT）方案，性能分析表明PFPMT方案相比于燃?xì)獍l(fā)生器空氣渦輪沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)（Air Turbo Ramjet engines including the Gas-Generator cycle，ATR-GG）具有比沖優(yōu)勢，相比于ATREX具有推重比優(yōu)勢；玉選斐等[44-46]在預(yù)冷壓縮系統(tǒng)框架上建立了預(yù)冷循環(huán)總體模型，并開展了預(yù)冷循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)性能提升、燃料物性影響、預(yù)冷壓縮系統(tǒng)性能評(píng)價(jià)指標(biāo)等研究；張蒙正、馬海波等[47-49]在SABRE發(fā)動(dòng)機(jī)基礎(chǔ)上提出了預(yù)冷空氣渦輪火箭發(fā)動(dòng)機(jī)（Pre-cool?ing Air Turbo Rocket，PATR）熱力循環(huán)；為了降低空氣壓氣機(jī)設(shè)計(jì)難度及避免預(yù)冷器結(jié)冰問題，陳操斌等[50]在SABRE-3熱力循環(huán)的基礎(chǔ)上構(gòu)建了適度預(yù)冷的發(fā)動(dòng)機(jī)方案，并對該方案的總體性能進(jìn)行了計(jì)算分析。

此外，在部件關(guān)鍵技術(shù)方面，中國也開展了部分研究。西安航天動(dòng)力研究所對預(yù)冷器、氫氦換熱器[51]等部件開展了設(shè)計(jì)研究，為發(fā)動(dòng)機(jī)總體方案設(shè)計(jì)提供支撐；隋秀明等[52]通過數(shù)值模擬對SABRE發(fā)動(dòng)機(jī)用高負(fù)荷低展弦比氦渦輪的端壁損失機(jī)理進(jìn)行了研究，可為氦渦輪效率提升提供參考。

2.2 高超聲速強(qiáng)預(yù)冷發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)北航進(jìn)展

北京航空航天大學(xué)高超聲速強(qiáng)預(yù)冷空天動(dòng)力研究團(tuán)隊(duì)自2012年起針對高超聲速強(qiáng)預(yù)冷發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)開展了深入研究，致力于提升強(qiáng)預(yù)冷發(fā)動(dòng)機(jī)工作性能及工程可實(shí)現(xiàn)性，在發(fā)動(dòng)機(jī)總體、緊湊快速強(qiáng)換熱、超臨界氦葉輪機(jī)設(shè)計(jì)、寬域進(jìn)排氣系統(tǒng)優(yōu)化設(shè)計(jì)及高效燃燒等技術(shù)方面取得重要突破，形成了多項(xiàng)國際一流、國內(nèi)領(lǐng)先的研究成果。

在強(qiáng)預(yù)冷發(fā)動(dòng)機(jī)總體技術(shù)方面，在對熱力循環(huán)深入理論分析的基礎(chǔ)上[53]，發(fā)展了模塊化組合發(fā)動(dòng)機(jī)總體性能計(jì)算程序（Modularity Combined Engines Simu?lation Program，MCESP），如圖11所示。MCESP可實(shí)現(xiàn)熱力循環(huán)系統(tǒng)模塊化搭接，對不同復(fù)雜程度的預(yù)冷熱力循環(huán)均具有良好的收斂性及精度，可滿足多類型、不同燃料動(dòng)力系統(tǒng)性能比較、預(yù)冷發(fā)動(dòng)機(jī)方案設(shè)計(jì)及全工況仿真計(jì)算需求。

圖11 MCESP程序組成

針對高超聲速飛機(jī)及2級(jí)入軌空天飛行器動(dòng)力需求，在對數(shù)十種熱力循環(huán)組構(gòu)方案分析及比較的基礎(chǔ)上，提出了兼具高性能及高可實(shí)現(xiàn)性的Ma=5級(jí)高超聲速強(qiáng)預(yù)冷（Full-range Airbreathing Precooled En?gine，F(xiàn)APE）方案。FAPE方案采用液氫作為燃料及冷源，在Ma=5.0時(shí)可實(shí)現(xiàn)當(dāng)量比1.0，即冷卻所需液氫與燃燒所需液氫流量平衡，比沖達(dá)3650 s。通過性能設(shè)計(jì)與結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的多次迭代，初步構(gòu)建了起飛推力200 kN級(jí)的FAPE發(fā)動(dòng)機(jī)方案，如圖12所示。

圖12 FAPE熱力循環(huán)及結(jié)構(gòu)方案

同時(shí)，針對碳?xì)淙剂象w系，提出了Ma=7級(jí)液態(tài)甲烷燃料高超聲速強(qiáng)預(yù)冷渦輪沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)（Hy?personic Super-cooling Turbo-based Combined Cycle，HSSCTBCC）方案（如圖13所示）。其中預(yù)冷渦輪核心機(jī)工作范圍Ma=0~4。相比于采用氫燃料的FAPE方案，該方案具有較高的技術(shù)成熟度及良好的技術(shù)基礎(chǔ)，短期內(nèi)具備高工程可實(shí)現(xiàn)性，滿足高超聲速飛機(jī)的迫切動(dòng)力需求。

圖13 HSSCTBCC方案熱力循環(huán)簡化

在緊湊快速強(qiáng)預(yù)冷器技術(shù)方面，經(jīng)過近十年在微尺度流動(dòng)換熱機(jī)理[54-56]、極高功重比預(yù)冷器設(shè)計(jì)方法、微尺度成形-連接工藝、高溫超高壓閉式循環(huán)系統(tǒng)試驗(yàn)技術(shù)等方面的系統(tǒng)性研究，構(gòu)建了集理論、設(shè)計(jì)、制造及試驗(yàn)一體的強(qiáng)預(yù)冷器研發(fā)體系。首先，發(fā)展了緊湊快速強(qiáng)換熱器一體化設(shè)計(jì)方法，該方法包含緊湊快速強(qiáng)換熱器精細(xì)化設(shè)計(jì)方法[57]（如圖14所示）和不確定性設(shè)計(jì)方法（如圖15所示），可考慮換熱介質(zhì)強(qiáng)物性變化、氣動(dòng)熱力邊條及加工制造等因素對緊湊快速強(qiáng)換熱器性能的影響。其次，發(fā)展了高溫合金超薄壁毛細(xì)管材形性協(xié)同制造技術(shù)，形成壁厚50 um級(jí)、均勻度偏差小于3 um的細(xì)晶高溫合金毛細(xì)管制造工藝[58-60]。再次，發(fā)展了緊湊快速強(qiáng)換熱器高溫合金薄壁陣列結(jié)構(gòu)低熔蝕釬焊技術(shù)和換熱器高溫高壓無損檢測技術(shù)，研制出可在1300 K、8 MPa極端環(huán)境中可靠工作的預(yù)冷器樣機(jī)，如圖16所示。

圖14 緊湊快速強(qiáng)換熱器精細(xì)化設(shè)計(jì)方法

圖15 緊湊快速強(qiáng)換熱器不確定性設(shè)計(jì)方法

圖16 超薄壁毛細(xì)管微觀結(jié)構(gòu)及不同構(gòu)型強(qiáng)預(yù)冷器樣機(jī)

在試驗(yàn)驗(yàn)證方面，建設(shè)了基于超臨界介質(zhì)開式循環(huán)系統(tǒng)的緊湊快速強(qiáng)換熱器綜合試驗(yàn)平臺(tái)，建成國內(nèi)惟一的耦合閉式超臨界氦循環(huán)系統(tǒng)的預(yù)冷器高溫（Ma≥4）長時(shí)試驗(yàn)平臺(tái)（如圖17所示），并于2020年10月完成國內(nèi)首項(xiàng)預(yù)冷器高溫性能試驗(yàn)，在0.02 s內(nèi)將988 K來流冷卻至353 K，實(shí)現(xiàn)635 K溫降的超強(qiáng)換熱，功重比高達(dá)101 kW/kg，且空氣側(cè)總壓恢復(fù)系數(shù)高于0.92[61]。此外，與上海交通大學(xué)董威教授團(tuán)隊(duì)合作開展了預(yù)冷器噴醇結(jié)霜抑制研究，部分試驗(yàn)結(jié)果如圖18所示。結(jié)果表明甲醇質(zhì)量比為1.0倍時(shí)的抑霜效果最優(yōu)。上述進(jìn)展表明，北航強(qiáng)預(yù)冷團(tuán)隊(duì)已基本突破強(qiáng)預(yù)冷器核心技術(shù)，后續(xù)將在強(qiáng)預(yù)冷器結(jié)構(gòu)耐久性、強(qiáng)預(yù)冷器與進(jìn)氣道/壓氣機(jī)匹配特性等方面開展工作，進(jìn)一步提升強(qiáng)預(yù)冷器技術(shù)成熟度。

圖17 緊湊強(qiáng)預(yù)冷器高溫試驗(yàn)驗(yàn)證平臺(tái)及數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)

圖18 噴射甲醇的抑霜效果（空氣流速為20 m/s）

針對強(qiáng)預(yù)冷發(fā)動(dòng)機(jī)用氫氦換熱器、氦氦回?zé)崞?，開展了大壓差、大溫差條件下微通道印刷電路板換熱器（Printed Circuit Heat Exchanger，PCHE）設(shè)計(jì)方法及試驗(yàn)研究[62]，如圖19所示。發(fā)展了可考慮肋效率與流體強(qiáng)物性變化特征的離散設(shè)計(jì)方法，完成了包含直通道及Zigzag通道等多種特征直徑不超過300 μm的微通道換熱器制造，高溫試驗(yàn)表明，所研制的PCHE可在700 K、8.5 MPa的極端環(huán)境下可靠工作，且實(shí)現(xiàn)了105 kW/kg的超高功重比指標(biāo)。

圖19 PCHE及其試驗(yàn)平臺(tái)

圍繞超臨界氦葉輪機(jī)氣動(dòng)設(shè)計(jì)及試驗(yàn)驗(yàn)證技術(shù)，首先發(fā)展了1套適用于強(qiáng)預(yù)冷發(fā)動(dòng)機(jī)所用的徑流式葉輪機(jī)和小展弦比軸流葉輪機(jī)的超臨界介質(zhì)葉輪機(jī)的氣動(dòng)設(shè)計(jì)方法，如圖20所示。該方法的核心內(nèi)容為針對超臨界介質(zhì)葉輪機(jī)所建立的基元級(jí)參數(shù)優(yōu)化選取準(zhǔn)則、低維性能分析方法[63]以及基于二者建立的多級(jí)功分配方法。其次，為解決超臨界介質(zhì)葉輪機(jī)工作壓力極高，試驗(yàn)難度大及成本高昂的問題，基于相似理論和量綱分析法發(fā)展了2套不同的相似參數(shù)，開發(fā)了不同工質(zhì)葉輪機(jī)之間的特性換算方法，可以利用空氣葉輪機(jī)試驗(yàn)獲得超臨界介質(zhì)葉輪機(jī)特性曲線，便于在設(shè)計(jì)階段快速對方案進(jìn)行試驗(yàn)考核[64-65]。1臺(tái)超臨界氦壓氣機(jī)的特性曲線與換算特性曲線的對比如圖21所示。由空氣壓氣機(jī)特性曲線換算的超臨界氦壓氣機(jī)特性曲線精度較高，平均偏差不到2%，完全能夠滿足工程應(yīng)用要求。進(jìn)一步在空氣壓氣機(jī)試驗(yàn)臺(tái)上對某超臨界氦壓氣機(jī)試驗(yàn)樣機(jī)進(jìn)行驗(yàn)證，如圖22所示。

圖20 超臨界介質(zhì)葉輪機(jī)設(shè)計(jì)技術(shù)

圖21 葉輪機(jī)相似方法驗(yàn)證結(jié)果（特性由CFD計(jì)算）[65]

圖22 超臨界氦壓氣機(jī)相似方法試驗(yàn)驗(yàn)證結(jié)果

在寬速域軸對稱可調(diào)進(jìn)氣道優(yōu)化設(shè)計(jì)技術(shù)方面，發(fā)展了參數(shù)化設(shè)計(jì)與多設(shè)計(jì)點(diǎn)多目標(biāo)優(yōu)化方法[66]，提出了可控制激波位置及進(jìn)氣道內(nèi)二次流的進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)。利用該設(shè)計(jì)方法可以有效提升強(qiáng)預(yù)冷發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道在設(shè)計(jì)點(diǎn)與非設(shè)計(jì)點(diǎn)狀態(tài)下的性能，解決了高馬赫數(shù)時(shí)高總壓恢復(fù)與低馬赫時(shí)大流量的矛盾。在Ma=3.0和Ma=5.0工作條件下，軸對稱可調(diào)進(jìn)氣道的總壓恢復(fù)系數(shù)分別為0.71和0.48。在預(yù)冷器與進(jìn)氣道耦合特性方面，創(chuàng)新地提出一種可同時(shí)保證計(jì)算精度及計(jì)算速度的預(yù)冷器簡化模擬方法[67]，綜合分析了耦合環(huán)境中的進(jìn)氣道工作特性，以及預(yù)冷器在進(jìn)氣道后真實(shí)來流下的流動(dòng)換熱特性、出口參數(shù)畸變程度，如圖23所示。

圖23 進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)和預(yù)冷器耦合工作特性

此外，發(fā)展了寬落壓比噴管設(shè)計(jì)技術(shù)，對包括雙鐘型噴管和膨脹偏轉(zhuǎn)噴管在內(nèi)的高度補(bǔ)償噴管設(shè)計(jì)方法、數(shù)值模擬和冷態(tài)實(shí)驗(yàn)進(jìn)行了大量研究，如圖24所示。獲得了高度補(bǔ)償噴管各狀態(tài)下的流動(dòng)情況及推力性能，掌握了高度補(bǔ)償?shù)臋C(jī)理，試驗(yàn)表明，寬落壓比噴管方案在低落壓比下推力系數(shù)較1維理想噴管的提高至少3%。

圖24 寬落壓比噴管設(shè)計(jì)技術(shù)

在強(qiáng)預(yù)冷發(fā)動(dòng)機(jī)的氫燃料預(yù)燃燒室和主燃燒室設(shè)計(jì)技術(shù)方面，開展了多級(jí)旋流器和氫氣噴嘴方案優(yōu)化設(shè)計(jì)，形成了采用氫燃料的多級(jí)旋流器關(guān)鍵結(jié)構(gòu)參數(shù)設(shè)計(jì)準(zhǔn)則，總結(jié)了多級(jí)旋流器結(jié)構(gòu)參數(shù)對氫氣燃燒室燃燒性能的影響規(guī)律，建立了寬工作范圍、高出口溫度分布均勻性以及超高溫升氫燃料燃燒室設(shè)計(jì)方法[68]。針對旁路沖壓燃燒室貧燃燃燒、空氣流量大、流速高、空氣流量變化范圍寬，而且與進(jìn)氣道緊密耦合的工作特點(diǎn)，探討了在氧質(zhì)量分?jǐn)?shù)小、流速高的條件下沖壓燃燒室穩(wěn)定器的關(guān)鍵結(jié)構(gòu)參數(shù)設(shè)計(jì)準(zhǔn)則，總結(jié)了支板式穩(wěn)定器結(jié)構(gòu)參數(shù)以及燃料進(jìn)口結(jié)構(gòu)參數(shù)對氫燃料沖壓燃燒室燃燒性能的影響規(guī)律，發(fā)展了高效率、高穩(wěn)定性沖壓燃燒室設(shè)計(jì)方法。此外，也開展了基于甲烷燃料的3頭部橫向射流式燃燒室結(jié)構(gòu)驗(yàn)證研究，燃燒室結(jié)構(gòu)及試驗(yàn)系統(tǒng)如圖25所示。

圖25 強(qiáng)預(yù)冷發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室技術(shù)

在上述強(qiáng)預(yù)冷發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)鍵技術(shù)研究基礎(chǔ)上，團(tuán)隊(duì)擬進(jìn)一步開展高超聲速強(qiáng)預(yù)冷FAPE發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)集成試驗(yàn)驗(yàn)證，正在搭建具備預(yù)冷發(fā)動(dòng)機(jī)原理驗(yàn)證、強(qiáng)預(yù)冷器高溫試驗(yàn)、高溫高壓閉式循環(huán)系統(tǒng)性能試驗(yàn)、超臨界氦壓氣機(jī)/渦輪試驗(yàn)驗(yàn)證等多項(xiàng)功能的強(qiáng)預(yù)冷系統(tǒng)綜合試驗(yàn)驗(yàn)證平臺(tái)，可有力支撐強(qiáng)預(yù)冷發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)進(jìn)一步發(fā)展。

3 結(jié)束語

（1）國內(nèi)外已對強(qiáng)預(yù)冷發(fā)動(dòng)機(jī)開展了大量的工程應(yīng)用方案研究、發(fā)動(dòng)機(jī)總體設(shè)計(jì)、強(qiáng)預(yù)冷器等關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)，正在開展系統(tǒng)級(jí)/整機(jī)級(jí)集成驗(yàn)證，不斷取得關(guān)鍵性進(jìn)展。研究表明強(qiáng)預(yù)冷發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)無“卡脖子”難題，強(qiáng)預(yù)冷發(fā)動(dòng)機(jī)原理先進(jìn)、技術(shù)可行，可為多種不同用途的水平起降、重復(fù)使用高超聲速飛行器提供理想的動(dòng)力方案，未來將在高超聲速動(dòng)力系統(tǒng)市場占據(jù)重要的地位。

（2）目前，中國在強(qiáng)預(yù)冷發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)鍵技術(shù)、系統(tǒng)及整機(jī)集成驗(yàn)證方面的研究廣度與深度與國外先進(jìn)水平仍存在一定差距，亟需加大研發(fā)投入與攻關(guān)力量，提升強(qiáng)預(yù)冷發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)成熟度，為后續(xù)型號(hào)研制奠定堅(jiān)實(shí)基礎(chǔ)。

（3）國內(nèi)外已基本突破緊湊快速強(qiáng)預(yù)冷技術(shù)，該技術(shù)可拓展應(yīng)用于現(xiàn)有成熟渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)和TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)，通過對來流進(jìn)行適度預(yù)冷，適當(dāng)拓寬渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)/渦輪基的工作范圍或提升高馬赫數(shù)下的發(fā)動(dòng)機(jī)性能，是強(qiáng)預(yù)冷技術(shù)的重要應(yīng)用方向。