強(qiáng)預(yù)冷渦輪發(fā)動機(jī)關(guān)鍵技術(shù)分析

溫泉 苗輝 周琨

摘 要：以強(qiáng)預(yù)冷技術(shù)擴(kuò)展現(xiàn)有成熟渦輪發(fā)動機(jī)的飛行速度范圍，從而實(shí)現(xiàn)與超燃沖壓發(fā)動機(jī)的“接力”，是高超聲速飛機(jī)動力的一種典型方案。強(qiáng)預(yù)冷渦輪發(fā)動機(jī)的研制，需要系統(tǒng)性地攻克一大批關(guān)鍵技術(shù)。根據(jù)國內(nèi)外研究現(xiàn)狀，本文梳理了強(qiáng)預(yù)冷渦輪發(fā)動機(jī)的技術(shù)難點(diǎn)，對相關(guān)關(guān)鍵技術(shù)進(jìn)行了分析和歸納，如有適應(yīng)寬工況范圍的高效緊湊預(yù)冷器設(shè)計(jì)和加工工藝、預(yù)冷系統(tǒng)與渦輪發(fā)動機(jī)全工況匹配技術(shù)、強(qiáng)預(yù)冷發(fā)動機(jī)與進(jìn)排氣系統(tǒng)協(xié)同設(shè)計(jì)等，為國內(nèi)組織開展相關(guān)研究和工程研制提供參考。

關(guān)鍵詞：強(qiáng)預(yù)冷； 渦輪發(fā)動機(jī)； 高馬赫數(shù)； 組合動力； 飛機(jī)

中圖分類號：V233.5 文獻(xiàn)標(biāo)識碼：A DOI：10.19452/j.issn1007-5453.2023.05.001

具備水平起降、重復(fù)使用、高超聲速長時(shí)間巡航能力的飛機(jī)是未來航空航天飛行器發(fā)展的重要方向[1-2]。高超聲速飛機(jī)在軍事上可實(shí)現(xiàn)遠(yuǎn)程快速打擊、空中優(yōu)勢、快速低成本進(jìn)入太空等能力，將是未來重要的軍事戰(zhàn)略威懾力量之一；在民用上可實(shí)現(xiàn)高超聲速民航飛機(jī)和作為母機(jī)支撐廉價(jià)入軌，有巨大的經(jīng)濟(jì)價(jià)值。因此高超聲速飛機(jī)逐漸成為航空航天領(lǐng)域的研究熱點(diǎn)。

動力系統(tǒng)是高超聲速飛機(jī)的核心。由于速度范圍寬，渦輪發(fā)動機(jī)、沖壓發(fā)動機(jī)、火箭發(fā)動機(jī)等單一動力形式難以滿足全周期動力需求，因此出現(xiàn)了多種形式的組合動力。其中，一種典型方案為低速的渦輪通道與高速的超燃沖壓發(fā)動機(jī)相結(jié)合，形成雙通道結(jié)構(gòu)的渦輪基組合循環(huán)動力（TBCC）。國內(nèi)外學(xué)者的大量研究工作表明，超燃沖壓發(fā)動機(jī)能夠獨(dú)立、高效率工作的下限馬赫數(shù)為4.0左右[3]，因此，在此類組合動力中，需要低速通道覆蓋Ma 0～Ma 4范圍，并且高、低速通道的模態(tài)轉(zhuǎn)換點(diǎn)為Ma 4.0左右。

低速渦輪通道的實(shí)現(xiàn)形式主要有兩種：一是新研制高速渦輪基，并結(jié)合一體化的亞燃沖壓發(fā)動機(jī)，其主要問題是技術(shù)難度大、研制周期長；二是以常規(guī)成熟渦輪發(fā)動機(jī)型號為基礎(chǔ)，采用預(yù)冷擴(kuò)包線技術(shù)大幅提升其飛行速度極限，其研制成本和技術(shù)風(fēng)險(xiǎn)較低，更具有工程可實(shí)現(xiàn)性。

預(yù)冷擴(kuò)包線技術(shù)包括射流預(yù)冷和強(qiáng)預(yù)冷兩種。射流預(yù)冷技術(shù)是通過向主流中噴入水等流體，通過蒸發(fā)吸熱降低主流溫度[4-5]。系統(tǒng)結(jié)構(gòu)簡單，但預(yù)冷液體消耗量大，實(shí)際可用工作時(shí)間短，同時(shí)較難實(shí)現(xiàn)大量液體在極短時(shí)間內(nèi)的充分蒸發(fā)。因此該技術(shù)對渦輪發(fā)動機(jī)速度提升作用有限。

強(qiáng)預(yù)冷技術(shù)是采用換熱器降低主流溫度。優(yōu)點(diǎn)是冷卻介質(zhì)與主流空氣不摻混，不影響主流物性；缺點(diǎn)是整個(gè)預(yù)冷系統(tǒng)比射流預(yù)冷復(fù)雜。按冷卻介質(zhì)不同，可將強(qiáng)預(yù)冷擴(kuò)包線技術(shù)分為兩類：一是采用冷源直接冷卻主流空氣，冷源通常是高熱沉煤油、液氫等吸熱型燃料，如日本ATREX發(fā)動機(jī)預(yù)冷器[6]，已完成多型預(yù)冷器結(jié)構(gòu)的地面驗(yàn)證，但從2010年以后就少有報(bào)道。二是采用中間介質(zhì)冷卻主流空氣，如超臨界氦（如英國REL公司的SABRE發(fā)動機(jī)預(yù)冷器[7-8]，如圖1所示）、超臨界二氧化碳、液態(tài)金屬等。英國REL公司于2019年完成了全尺寸預(yù)冷器在Ma 5熱狀態(tài)下的部件驗(yàn)證。國內(nèi)對強(qiáng)預(yù)冷技術(shù)也進(jìn)行了大量的跟蹤介紹和研究工作，取得了許多進(jìn)展[9-13]。其中，北航鄒正平團(tuán)隊(duì)[11-13]針對與英國REL公司相近的毛細(xì)管式換熱器開展了較為系統(tǒng)性的強(qiáng)預(yù)冷技術(shù)與新型熱力循環(huán)研究。

英國國防部于2022年7月公布了將原本用于新型熱力循環(huán)的SABRE發(fā)動機(jī)預(yù)冷器，轉(zhuǎn)而與羅爾斯-羅伊斯（RR）公司的常規(guī)渦輪發(fā)動機(jī)結(jié)合形成高超聲速動力方案，用于高超聲速飛機(jī)驗(yàn)證機(jī)，使英國成為繼美國之后第二個(gè)官方公開宣布軍用高超聲速飛機(jī)研發(fā)計(jì)劃的國家。

中國航空發(fā)動機(jī)研究院強(qiáng)預(yù)冷團(tuán)隊(duì)提出采用液態(tài)金屬為換熱工質(zhì)的強(qiáng)預(yù)冷方案，并開展了液態(tài)金屬熱物性、流動和換熱規(guī)律等適應(yīng)性研究，于2020年10月完成液態(tài)金屬預(yù)冷器部件原理驗(yàn)證（見圖2），實(shí)現(xiàn)了兆瓦級的熱量傳輸；2022年8月完成強(qiáng)預(yù)冷換熱系統(tǒng)與某型航空發(fā)動機(jī)串裝試車原理驗(yàn)證（見圖3），預(yù)冷空氣流量達(dá)10kg/s，充分驗(yàn)證了液態(tài)金屬強(qiáng)預(yù)冷系統(tǒng)對常規(guī)發(fā)動機(jī)工作包線的擴(kuò)展能力。

本文針對一種典型TBCC的低速渦輪通道方案——強(qiáng)預(yù)冷渦輪發(fā)動機(jī)，系統(tǒng)梳理了技術(shù)難點(diǎn)，對關(guān)鍵技術(shù)進(jìn)行分析和歸納，為國內(nèi)組織開展相關(guān)研究和工程研制提供參考。具體涉及強(qiáng)預(yù)冷系統(tǒng)與熱管理系統(tǒng)、強(qiáng)預(yù)冷發(fā)動機(jī)及飛機(jī)三個(gè)方面。

1 強(qiáng)預(yù)冷系統(tǒng)與熱管理系統(tǒng)

強(qiáng)預(yù)冷系統(tǒng)的技術(shù)難點(diǎn)有三個(gè)方面：（1）強(qiáng)預(yù)冷換熱器必須實(shí)現(xiàn)減重和瘦身，其迎風(fēng)面積不宜過大，否則將降低發(fā)動機(jī)單位迎風(fēng)面積推力，不利于高超聲速飛行；（2）強(qiáng)預(yù)冷換熱器必須適應(yīng)寬廣的工作范圍（馬赫數(shù)變化范圍較大），保持較強(qiáng)的換熱能力和較低的流動損失；（3）高可靠性、長壽命的換熱器微小換熱單元加工工藝，也是強(qiáng)預(yù)冷換熱器的難點(diǎn)之一。

熱管理系統(tǒng)的技術(shù)難點(diǎn)是，必須具備大規(guī)模熱量遷移能力，且由于飛行狀態(tài)、發(fā)動機(jī)狀態(tài)變化范圍較寬，熱管理系統(tǒng)需要在全工況范圍內(nèi)穩(wěn)定運(yùn)行，能夠?qū)崃窟M(jìn)行精細(xì)化控制和調(diào)節(jié)。為此，需要進(jìn)行一系列的關(guān)鍵技術(shù)研究。

（1）適應(yīng)寬工況范圍的高效緊湊預(yù)冷器設(shè)計(jì)技術(shù)

預(yù)冷器需要的流通面積一般明顯大于發(fā)動機(jī)迎風(fēng)面積，由于高速飛行阻力對迎風(fēng)面積極其敏感，因此在實(shí)現(xiàn)高性能預(yù)冷的同時(shí)，需要嚴(yán)格控制預(yù)冷器的尺寸，通過兩個(gè)方面的技術(shù)實(shí)現(xiàn)：一是緊湊式高性能預(yù)冷器方案設(shè)計(jì)技術(shù)，通過設(shè)計(jì)技術(shù)的提升，在保持高性能、均勻出流參數(shù)的情況下，盡量控制預(yù)冷器的尺寸；二是發(fā)展緊湊式預(yù)冷器在進(jìn)氣道中的布局形式，通過合理流通布局設(shè)計(jì)，在不增大迎風(fēng)面積的前提下，保持預(yù)冷器足夠的流通面積，從而保證預(yù)冷器的性能。

發(fā)動機(jī)的工作特性決定了低速飛行適合小溫降、大流通的預(yù)冷器方案，而高速飛行適合大溫降、小流通的預(yù)冷器方案。為了解決這個(gè)問題，可以從兩個(gè)方面發(fā)展相關(guān)技術(shù)：一是適應(yīng)寬工況的預(yù)冷器設(shè)計(jì)技術(shù)和多目標(biāo)優(yōu)化技術(shù)，在全工況范圍內(nèi)進(jìn)行折中設(shè)計(jì)；二是可調(diào)預(yù)冷器技術(shù)，通過對關(guān)鍵結(jié)構(gòu)、布局等進(jìn)行調(diào)節(jié)，以適應(yīng)不同的要求，如采用兩組預(yù)冷器進(jìn)行并聯(lián)/串聯(lián)轉(zhuǎn)換調(diào)節(jié)等。

（2）微小換熱單位加工工藝技術(shù)

緊湊式高性能換熱器一般都要通過布置大量的微小換熱單位結(jié)構(gòu)實(shí)現(xiàn)，如毛細(xì)管束式換熱器、板翅式換熱器等。而要在高速飛行的航空發(fā)動機(jī)中進(jìn)行應(yīng)用，需在高交變壓力、高溫度梯度等惡劣的工作環(huán)境中，滿足結(jié)構(gòu)的可靠性、長壽命等要求。毛細(xì)管束式換熱器由數(shù)萬根薄壁毛細(xì)管組成，可靠的焊接工藝是實(shí)現(xiàn)的關(guān)鍵因素之一，其焊接試驗(yàn)件如圖4所示；而板翅式換熱器則需要解決高溫環(huán)境下的芯體熱膨脹和大溫度梯度引起的熱應(yīng)力等問題，其焊接試驗(yàn)件如圖5所示。

（3）熱管理系統(tǒng)的大規(guī)模熱量遷移技術(shù)與調(diào)節(jié)技術(shù)

適合強(qiáng)預(yù)冷發(fā)動機(jī)的熱管理系統(tǒng)必須具備大規(guī)模熱量遷移能力，系統(tǒng)中各元件可能工作在最大能力邊界；同時(shí)由于飛行狀態(tài)、發(fā)動機(jī)狀態(tài)變化范圍較寬，熱管理系統(tǒng)需要在全工況范圍內(nèi)穩(wěn)定運(yùn)行，需要根據(jù)飛行參數(shù)、發(fā)動機(jī)參數(shù)的變化，對熱管理系統(tǒng)進(jìn)行實(shí)時(shí)控制調(diào)節(jié)，可以利用人工智能、機(jī)器學(xué)習(xí)的方式等方法實(shí)現(xiàn)。

2 強(qiáng)預(yù)冷發(fā)動機(jī)

對于強(qiáng)預(yù)冷發(fā)動機(jī)，在總體性能、總體結(jié)構(gòu)、燃燒、附件、控制、試驗(yàn)等方面都提出了有別于常規(guī)渦輪發(fā)動機(jī)的新的技術(shù)要求或技術(shù)難點(diǎn)：在總體性能方面，全工況范圍內(nèi)預(yù)冷系統(tǒng)與發(fā)動機(jī)總體性能的穩(wěn)態(tài)匹配（非設(shè)計(jì)點(diǎn)參數(shù)匹配、預(yù)冷畸變的影響等）和動態(tài)匹配（能量與質(zhì)量耦合振動）是技術(shù)難點(diǎn)；在結(jié)構(gòu)方面，預(yù)冷器本身重量外加極端工況下較大的氣動力，對于預(yù)冷器的安裝支撐提出挑戰(zhàn)，同時(shí)，也可能造成動力系統(tǒng)重心偏移較大，帶來整體的安裝吊掛難題；在燃燒方面，寬工況范圍內(nèi)冷卻劑和燃料不平衡時(shí)，應(yīng)當(dāng)如何進(jìn)行供應(yīng)，才能滿足二者的需求，同時(shí)，如果采用兩種燃料，或者引氣補(bǔ)燃等手段，就會對加力燃燒室的設(shè)計(jì)提出挑戰(zhàn)；在附件方面，高速飛行時(shí)，發(fā)動機(jī)物理轉(zhuǎn)速下降，軸功提取減弱，而冷卻劑需求量增大、需要更大的附件驅(qū)動功率，這個(gè)矛盾也是高速飛行時(shí)需要解決的問題；在控制方面，預(yù)冷系統(tǒng)存在一個(gè)新的自由度——“預(yù)冷強(qiáng)度”，對原有的控制邏輯產(chǎn)生了影響，存在控制邏輯沖突；在整機(jī)試驗(yàn)方面，高空、高速飛行工況如何模擬，同時(shí)工況在調(diào)節(jié)時(shí)，有可能超出發(fā)動機(jī)的安全包線，造成發(fā)動機(jī)本體的危險(xiǎn)性，需要重點(diǎn)關(guān)注和解決。為此，需要進(jìn)行一系列的關(guān)鍵技術(shù)研究。

（1）預(yù)冷系統(tǒng)與渦輪發(fā)動機(jī)全工況匹配技術(shù)

在寬廣的速域內(nèi)，換熱器與渦輪發(fā)動機(jī)匹配關(guān)系不同。需要完善理論分析體系：低速飛行時(shí)，來流溫度較低，發(fā)動機(jī)折合轉(zhuǎn)速較高，風(fēng)扇進(jìn)口馬赫數(shù)較大，預(yù)冷器內(nèi)是高速、低溫流動，預(yù)冷系統(tǒng)工作在低熱輸運(yùn)功率狀態(tài)；而高速飛行時(shí)，來流溫度較高，渦輪發(fā)動機(jī)折合轉(zhuǎn)速較低，風(fēng)扇進(jìn)口馬赫數(shù)較小，預(yù)冷器內(nèi)是低速、高溫流動，預(yù)冷系統(tǒng)工作在高熱輸運(yùn)狀態(tài)。因此，需要建立合理預(yù)冷系統(tǒng)模型，并與渦輪發(fā)動機(jī)性能模型進(jìn)行耦合迭代分析，從而在全工況范圍內(nèi)建立預(yù)冷系統(tǒng)的調(diào)節(jié)參數(shù)與渦輪發(fā)動機(jī)參數(shù)進(jìn)行關(guān)聯(lián)，發(fā)展預(yù)冷系統(tǒng)調(diào)節(jié)規(guī)律。

（2）強(qiáng)預(yù)冷發(fā)動機(jī)穩(wěn)定性分析技術(shù)

預(yù)冷器出口的溫度、壓力不均勻性對下游渦輪發(fā)動機(jī)而言是進(jìn)氣畸變，同時(shí)預(yù)冷系統(tǒng)與渦輪發(fā)動機(jī)總體之間的“質(zhì)量—能量耦合振蕩”（溫降通過換算轉(zhuǎn)速來影響空氣流量，而空氣流量通過換熱器特性來影響溫降），對渦輪發(fā)動機(jī)穩(wěn)定工作也存在影響。因此，應(yīng)當(dāng)發(fā)展考慮預(yù)冷影響因素的渦輪發(fā)動機(jī)性能分析技術(shù)，建立相應(yīng)的分析模型，摸清關(guān)鍵參數(shù)的影響規(guī)律，并發(fā)展穩(wěn)定性改進(jìn)技術(shù)，以降低或消除預(yù)冷對渦輪發(fā)動機(jī)穩(wěn)定性的影響。

（3）強(qiáng)預(yù)冷發(fā)動機(jī)總體結(jié)構(gòu)匹配與優(yōu)化技術(shù)

預(yù)冷系統(tǒng)本身重量較大，可能與渦輪發(fā)動機(jī)重量達(dá)到一個(gè)量級；預(yù)冷器在發(fā)動機(jī)主流中也會受到較大的氣動力，某些極端情況下，與發(fā)動機(jī)推力達(dá)到一個(gè)量級；而如果預(yù)冷器采用斜式布局，也會產(chǎn)生垂直發(fā)動機(jī)軸線的氣動力分力。因此，需要對預(yù)冷系統(tǒng)的布局和支撐問題進(jìn)行系統(tǒng)設(shè)計(jì)，滿足極端工況的受力需求，保證系統(tǒng)的安全性、可靠性。另外，預(yù)冷器的重量較大，使得整個(gè)動力系統(tǒng)的重心靠前，將會對動力系統(tǒng)在飛行器上的安裝或吊掛產(chǎn)生較大的影響，此時(shí)，一種可能的思路是通過預(yù)冷系統(tǒng)其他組件的合理布局設(shè)計(jì)，將系統(tǒng)重心向后調(diào)整到合理的位置，并配合安裝吊掛位置的合理調(diào)整，保證預(yù)冷發(fā)動機(jī)重心合理，在飛行器上安裝可靠。

（4）吸熱型燃料差額供給技術(shù)

預(yù)冷發(fā)動機(jī)的冷源通常是高熱沉煤油或液氫等吸熱型燃料。在預(yù)冷發(fā)動機(jī)全工況工作時(shí)，很難保證預(yù)冷所需燃料和燃燒所需燃料之間時(shí)時(shí)相等，因此需要通過預(yù)冷系統(tǒng)和發(fā)動機(jī)燃油系統(tǒng)的協(xié)同設(shè)計(jì)，實(shí)現(xiàn)二者的“差額”供應(yīng)，從而保證預(yù)冷系統(tǒng)和渦輪機(jī)在全工況范圍內(nèi)正常工作。

（5）多功能多燃料燃燒室技術(shù)

在預(yù)冷發(fā)動機(jī)中，預(yù)冷系統(tǒng)可能并非在全速域開啟，此時(shí)可以發(fā)展雙燃料燃燒室技術(shù)，以進(jìn)一步降低吸熱型燃料的消耗。通過燃燒室的改進(jìn)設(shè)計(jì)，實(shí)現(xiàn)普通航空煤油和吸熱型燃料之間的平滑切換，甚至同時(shí)工作。此外，在超高速飛行時(shí)，渦輪機(jī)節(jié)流嚴(yán)重時(shí)，可能旁路引氣補(bǔ)充燃燒需求，保證推力，因此加力燃燒室的設(shè)計(jì)，還需要兼容旁路直連燃燒的功能，需要發(fā)展相應(yīng)的流動組織和燃燒技術(shù)。

（6）寬工況功率提取技術(shù)

渦輪發(fā)動機(jī)通常采用的軸功直接提取附件驅(qū)動功率。而強(qiáng)預(yù)冷渦輪發(fā)動機(jī)的工作范圍更寬，在高速飛行時(shí)渦輪發(fā)動機(jī)物理轉(zhuǎn)速下降，引起的提取功率減小?？砂l(fā)展復(fù)合式附件驅(qū)動方式，以空氣渦輪泵技術(shù)、燃?xì)鉁u輪泵技術(shù)等驅(qū)動方式和功率提取方式，與渦輪發(fā)動機(jī)軸功提取有機(jī)結(jié)合。同時(shí)，功率提取與發(fā)動機(jī)熱力循環(huán)的關(guān)聯(lián)形式將發(fā)生變化，如何對其進(jìn)行全速域的控制調(diào)節(jié)，也是需要攻克的技術(shù)。

（7）預(yù)冷發(fā)動機(jī)一體化控制技術(shù)

“預(yù)冷強(qiáng)度”對原有的控制邏輯產(chǎn)生了影響，具體而言是預(yù)冷所需燃料和燃燒所需燃料如何匹配，需要從更高層面對控制系統(tǒng)進(jìn)行綜合設(shè)計(jì)。既要發(fā)揮出預(yù)冷發(fā)動機(jī)的性能優(yōu)勢，又要簡化駕駛員的操作。

（8）預(yù)冷發(fā)動機(jī)試驗(yàn)技術(shù)

對預(yù)冷發(fā)動機(jī)的試驗(yàn)，必須包含高空高速飛行工況。目前，僅有高空臺能夠滿足試驗(yàn)需求，但試驗(yàn)成本高、難度大。因此，需要發(fā)展預(yù)冷發(fā)動機(jī)的工況模擬技術(shù)，如對核心機(jī)試驗(yàn)臺進(jìn)行改造，并配合相應(yīng)的相似或近似準(zhǔn)則，在一定范圍內(nèi)實(shí)現(xiàn)工況模擬，滿足試驗(yàn)要求。另外，在進(jìn)行試驗(yàn)工況調(diào)節(jié)時(shí)，需要始終保證渦輪發(fā)動機(jī)處于安全的工作包線范圍內(nèi)。然而，由于受預(yù)冷系統(tǒng)的影響，在試驗(yàn)調(diào)節(jié)過程中存在超出渦輪發(fā)動機(jī)工作包線的可能，易造成試驗(yàn)事故，因此需要發(fā)展試驗(yàn)工況的控制和調(diào)節(jié)技術(shù)。

3 飛機(jī)

與常規(guī)發(fā)動機(jī)相比，預(yù)冷發(fā)動機(jī)與進(jìn)排氣的匹配設(shè)計(jì)也會遇到不同的問題。例如，預(yù)冷系統(tǒng)開啟或關(guān)閉造成流量、反壓波動，對進(jìn)氣道抗反壓能力提出新的要求；預(yù)冷開啟后，預(yù)冷發(fā)動機(jī)流通能力超過常規(guī)發(fā)動機(jī)，進(jìn)氣道的流量系數(shù)較大，影響進(jìn)氣道的起動規(guī)律及旁路放氣控制規(guī)律；預(yù)冷發(fā)動機(jī)與沖壓發(fā)動機(jī)之間的模態(tài)轉(zhuǎn)換特性也不同，對共用進(jìn)氣道的分流調(diào)節(jié)設(shè)計(jì)也將提出不同的要求。此外，預(yù)冷發(fā)動機(jī)與常規(guī)渦輪發(fā)動機(jī)的速度、高度特性有很大的不同，按照常規(guī)發(fā)動機(jī)特性變化規(guī)律設(shè)計(jì)的飛行軌跡和飛機(jī)方案，可能無法發(fā)揮預(yù)冷發(fā)動機(jī)的性能優(yōu)勢。因此，需要根據(jù)預(yù)冷發(fā)動機(jī)獨(dú)有的特性規(guī)律，進(jìn)行全飛行任務(wù)范圍內(nèi)的軌跡優(yōu)化與飛機(jī)方案設(shè)計(jì)，以發(fā)揮動力系統(tǒng)的最佳性能。為此，需要進(jìn)行一系列的關(guān)鍵技術(shù)研究。

（1）與進(jìn)排氣系統(tǒng)協(xié)同設(shè)計(jì)

預(yù)冷系統(tǒng)通常并不是常開狀態(tài)，而是根據(jù)飛行工況進(jìn)行開—閉轉(zhuǎn)換。預(yù)冷開—閉轉(zhuǎn)換時(shí)，將帶來流量、壓力波動，進(jìn)氣道需要較大的抗反壓能力；而高速飛行時(shí)，進(jìn)氣道流量增大，要求具有較大的流量系數(shù)，對進(jìn)氣道和尾噴管的設(shè)計(jì)提出了新的要求。

預(yù)冷發(fā)動機(jī)的模態(tài)轉(zhuǎn)換特點(diǎn)與常規(guī)發(fā)動機(jī)不同，為了充分發(fā)揮預(yù)冷系統(tǒng)的調(diào)節(jié)能力，更加平滑地進(jìn)行模態(tài)轉(zhuǎn)換，往往設(shè)計(jì)成區(qū)間模態(tài)轉(zhuǎn)換，即在較寬速域范圍內(nèi)預(yù)冷發(fā)動機(jī)與沖壓發(fā)動機(jī)協(xié)同工作，此時(shí)要求組合進(jìn)氣道和尾噴管的設(shè)計(jì)應(yīng)適應(yīng)協(xié)同式模態(tài)轉(zhuǎn)換的特點(diǎn)。

（2）與飛機(jī)方案融合設(shè)計(jì)技術(shù)

飛行過程選擇對動力需求的影響極大。分析預(yù)冷發(fā)動機(jī)獨(dú)有的特性規(guī)律，掌握預(yù)冷發(fā)動機(jī)與常規(guī)渦輪發(fā)動機(jī)的速度、高度特性的區(qū)別，對完整飛行任務(wù)的航段布置進(jìn)行優(yōu)化，以及對在每個(gè)航段內(nèi)的飛參、發(fā)參進(jìn)行優(yōu)化，獲取完整飛行任務(wù)內(nèi)全局最優(yōu)飛行軌跡和飛參、發(fā)參控制規(guī)律，從而充分發(fā)揮預(yù)冷發(fā)動機(jī)的最佳性能，提升飛行器執(zhí)行任務(wù)的能力。

在進(jìn)行飛機(jī)方案設(shè)計(jì)時(shí)，由于預(yù)冷發(fā)動機(jī)與常規(guī)發(fā)動機(jī)的性能特點(diǎn)差異較大，而一些性能的充分發(fā)揮需要飛機(jī)設(shè)計(jì)方案相匹配，應(yīng)針對預(yù)冷動力特點(diǎn)進(jìn)行改進(jìn)優(yōu)化；同時(shí)，預(yù)冷系統(tǒng)的空間布局、冷卻劑的存儲方式，以及前文所述預(yù)冷器產(chǎn)生的顯著氣動力等問題，也需要在飛機(jī)方案設(shè)計(jì)中統(tǒng)籌考慮解決。該部分工作需要飛機(jī)設(shè)計(jì)單位與發(fā)動機(jī)設(shè)計(jì)單位的深度協(xié)同、反復(fù)迭代。

4 結(jié)束語

強(qiáng)預(yù)冷技術(shù)的優(yōu)勢之一是對渦輪發(fā)動機(jī)的適配范圍廣，可以顯著擴(kuò)展現(xiàn)有成熟型號的速度邊界，因此能夠在我國目前渦輪發(fā)動機(jī)技術(shù)水平基礎(chǔ)上快速形成高超聲速動力。然而，強(qiáng)預(yù)冷發(fā)動機(jī)各部件、子系統(tǒng)之間具有強(qiáng)關(guān)聯(lián)特性，在方案論證和預(yù)研階段就要加強(qiáng)系統(tǒng)思維，從飛機(jī)頂層設(shè)計(jì)出發(fā)進(jìn)行系統(tǒng)設(shè)計(jì)，兼顧總體及各部件、子系統(tǒng)綜合性能。

另外，高超聲速飛機(jī)與發(fā)動機(jī)的發(fā)展，會面臨多方面的技術(shù)挑戰(zhàn)，超出現(xiàn)有設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)和技術(shù)儲備，既需要政府、軍方的高度重視和大量持續(xù)投入，也需要工程研制單位和高校/科研院所高效協(xié)同攻關(guān)。工程研制單位可以梳理亟須的關(guān)鍵技術(shù)并分解出基礎(chǔ)研究條目，為協(xié)同技術(shù)攻關(guān)明確研究對象和邊界條件，促進(jìn)基礎(chǔ)性科研與工程研制緊密配合，加速實(shí)現(xiàn)相關(guān)產(chǎn)品研制的進(jìn)程。

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Key Technology Analysis of Precooled Turbine Engine

Wen Quan， Miao Hui， Zhou Kun

Aero Engine Academy of China， Beijing 101304， China

Abstract： It is a typical program for hypersonic aircraft power that the flight speed range of the mature turbine engine is extended by strong precooled technology so as to fulfill the ’relay’ with the supercombustion ramjet engine. The precooled turbine engine development needs to tackle lots of key technologies. Based on the current research in both China and abroad， this paper sorts out the technical difficulties of the precooled turbine engine， and analyze and summarize the relevant key technologies， such as high efficient compact precooler design and machining technology for wide working condition， the full working condition matching technology of precooled system and turbine engine as well as the coordinate design of strong precooled engine and intake and exhaust system， so as to provide references for relevant R & D.

Key Words： strong precool； turbine engine； high Mach； combined power； aircraft