劉旭峰，常鴻雯，薛洪科，扈鵬飛，尚守堂，李云輝，胡銘鑫

（中國航發(fā)沈陽發(fā)動機研究所，沈陽110015）

0 引言

目前，中國航空動力系統(tǒng)能夠?qū)崿F(xiàn)的最高馬赫數(shù)不到2.3，與國際先進水平有較大差距，根據(jù)高速飛行器的發(fā)展趨勢，中國亟需開展高速渦輪發(fā)動機的相關(guān)研究。從國外典型高速渦輪發(fā)動機產(chǎn)品及研制路徑可歸納出其基本特征：以現(xiàn)有渦輪發(fā)動機為基礎(chǔ)，采用組合循環(huán)和進氣預(yù)冷等擴包線技術(shù)[1]。其中最具代表性的進氣預(yù)冷卻發(fā)動機包括射流預(yù)冷卻（Mass Injection Pre-compressor Cooling，MIPCC）發(fā)動機和吸氣式渦輪沖壓膨脹循環(huán)發(fā)動機（Air Turbo Ramjet Engine With Expander Cycle，ATREX）[2]。MIPCC 最早由美國MSE技術(shù)公司提出[3-4]，是在常規(guī)發(fā)動機風(fēng)扇前端進氣道內(nèi)加裝噴射預(yù)冷裝置[5]，通過將冷卻介質(zhì)噴入進氣道，由于介質(zhì)蒸發(fā)吸熱，降低發(fā)動機入口的氣流溫度，同時改善發(fā)動機的推力性能[6]。采用射流預(yù)冷技術(shù)使得發(fā)動機不再受飛行馬赫數(shù)和飛行高度的限制，擴展發(fā)動機工作包線[7-9]。日本于1986年提出ATREX概念[10]，也是1種進氣預(yù)冷卻概念的渦輪沖壓發(fā)動機，利用低溫燃料液態(tài)氫作為冷卻劑通過換熱器對來流進行冷卻。相比換熱器冷卻技術(shù)，射流預(yù)冷技術(shù)對現(xiàn)有常規(guī)渦輪發(fā)動機的改動不大，并具有短期內(nèi)可實現(xiàn)等優(yōu)點，其應(yīng)用于航空發(fā)動機已成為高速渦輪發(fā)動機研究的重要研究方向之一[11]。國外大量研究表明射流預(yù)冷技術(shù)已具備工程應(yīng)用條件[8,12]。

本文設(shè)計了基于某型傳統(tǒng)渦輪發(fā)動機的全尺寸、高效蒸發(fā)、低流阻的射流預(yù)冷裝置和相關(guān)輔助系統(tǒng)，搭建了國內(nèi)首臺基于全尺寸的地面模擬試驗系統(tǒng)。通過開展射流預(yù)冷試驗，以獲得射流預(yù)冷裝置降溫量和流阻系數(shù)隨來流溫度、射流預(yù)冷裝置噴射流量等參數(shù)變化的規(guī)律。

1 試驗系統(tǒng)和方法

1.1 射流預(yù)冷裝置模型

設(shè)計了基于某型發(fā)動機全尺寸的射流預(yù)冷裝置，如圖1所示。射流預(yù)冷裝置總長600 mm，主要包括噴桿、噴嘴、連接法蘭、射流筒體及接頭等。噴桿等間距布置在射流筒體內(nèi)部，噴嘴均勻布置在噴桿上，射流預(yù)冷裝置采用法蘭形式安裝在進氣道內(nèi)。該裝置通過接頭與介質(zhì)增壓系統(tǒng)相連，介質(zhì)由增壓系統(tǒng)經(jīng)噴桿內(nèi)腔、噴嘴噴入進氣道。

圖1 射流預(yù)冷裝置結(jié)構(gòu)

噴射流量通常是以風(fēng)扇前介質(zhì)完全蒸發(fā)并達(dá)到飽和狀態(tài)作為理論計算的條件。當(dāng)噴入的介質(zhì)流量不足時，則不能滿足降溫量要求，當(dāng)噴入的介質(zhì)流量過多時，未完全蒸發(fā)的介質(zhì)則會沿著進氣道壁面進入發(fā)動機，給發(fā)動機帶來安全隱患。噴射指定流量的介質(zhì)，使介質(zhì)較高效率的蒸發(fā)是射流預(yù)冷裝置的基本功能。在保證噴射流量的前提下，增加噴嘴數(shù)量，盡量減小噴射介質(zhì)的霧化粒徑，均有利于提高噴射介質(zhì)與高溫氣流的換熱效率，加快介質(zhì)霧滴的汽化速度，提高射流預(yù)冷裝置的噴射介質(zhì)的蒸發(fā)率[13]。本次設(shè)計選用離心霧化噴嘴來滿足噴射流量和霧化粒徑的要求，在介質(zhì)增壓系統(tǒng)的工作壓力范圍內(nèi)噴射介質(zhì)的索特平均直徑（Sauter Mean Diameter，SMD）應(yīng)不大于 150 μm。振動可能會引起噴嘴松動，對發(fā)動機造成安全隱患，因此在噴嘴與噴桿的接口處采用金屬變形法滿足噴嘴防松的要求。

裝置安裝在進氣道內(nèi)，會不可避免地引起嚴(yán)重的總壓損失，所謂總壓損失δ是指氣流經(jīng)過射流預(yù)冷裝置后的總壓損失量與射流預(yù)冷裝置前未受擾動氣流的總壓之比，是氣流損失程度的度量?？倝簱p失越小，射流預(yù)冷裝置的流阻特性越好，通過發(fā)動機的空氣質(zhì)量流量越大，射流預(yù)冷裝置中的噴桿對流阻特性的影響最大也最直接。

為保證裝置具有較好的流阻特性，對噴桿開展創(chuàng)新性設(shè)計，將噴桿截面設(shè)計成流線型，將噴桿等間距交錯布置于2個截面上，單截面噴桿堵塞比控制在20%以內(nèi)，該措施減小了噴桿對氣流壓力損失的影響，對射流預(yù)冷裝置的流阻特性具有一定的改善作用[14-15]。

1.2 試驗系統(tǒng)

地面模擬試驗系統(tǒng)主要由進氣系統(tǒng)、進氣道、介質(zhì)增壓系統(tǒng)、測試系統(tǒng)組成。試驗系統(tǒng)整體呈直線型布置，相比于美國F100地面驗證試驗系統(tǒng)的L型布置[8]，本試驗系統(tǒng)設(shè)計可以更好地保證氣流流場的均勻性和氣流參數(shù)測量的準(zhǔn)確性和可靠性。地面模擬試驗系統(tǒng)流程如圖2所示。

圖2 射流預(yù)冷裝置地面模擬試驗系統(tǒng)流程

進氣系統(tǒng)用于模擬發(fā)動機在高馬赫數(shù)飛行條件下的氣流的環(huán)境溫度條件。進氣系統(tǒng)主要包括加熱源、引射組件、穩(wěn)壓組件和試驗用發(fā)動機。某型小發(fā)動機作為進氣加熱源處于系統(tǒng)的最前端，試驗用發(fā)動機處于系統(tǒng)的最末端，試驗用發(fā)動機和熱源小發(fā)動機先后工作，小發(fā)動機排放的高溫尾氣與常溫氣流在引射組件內(nèi)初步混合，再經(jīng)穩(wěn)壓組件摻混、整流后進入進氣道。通過調(diào)整小發(fā)動機的工作狀態(tài)來改變尾氣的排放溫度，從而實現(xiàn)試驗用發(fā)動機在不同馬赫數(shù)、不同來流的環(huán)境溫度下的模擬。該系統(tǒng)最高可用于模擬發(fā)動機在馬赫數(shù)3狀態(tài)飛行時的溫度條件。

進氣道連接了進氣系統(tǒng)，其主要功能是為氣流參數(shù)測量提供測試接口，為噴射介質(zhì)的蒸發(fā)提供足夠的空間和時間。進氣道主要包括前測量段、射流預(yù)冷裝置、轉(zhuǎn)階段和后測量段。射流預(yù)冷裝置安裝在進氣道中間，噴射截面距發(fā)動機入口的距離應(yīng)該按噴射介質(zhì)完全蒸發(fā)所需的最小距離值確定。該次設(shè)計受進氣道空間條件的限制，該距離確定為進氣道內(nèi)徑的3.5倍。前、后測量段上設(shè)計了氣流的溫度和壓力測量提供接口，射流預(yù)冷裝置與轉(zhuǎn)接段采用軟連接形式相連，保證發(fā)動機推力測量的準(zhǔn)確性。

介質(zhì)增壓系統(tǒng)與射流預(yù)冷裝置接口連接，其主要功能是向射流預(yù)冷裝置提供充足的噴射介質(zhì)和噴射壓力，對噴射壓力、噴射流量和介質(zhì)溫度（對應(yīng)傳感器圖5中P、Q、T）進行測量和控制。系統(tǒng)主要包括儲水箱、管路、增壓泵、調(diào)節(jié)閥、電磁閥、過濾器、流量傳感器等。介質(zhì)增壓系統(tǒng)原理如圖3所示。

圖3 介質(zhì)增壓系統(tǒng)原理

1.3 試驗測量

測試系統(tǒng)的主要功能是測量進氣道內(nèi)氣流的總壓、總溫參數(shù)。氣流總溫、總壓傳感器接口在前測量段和后測量段中都有規(guī)劃。其中溫度測量傳感器采用K型熱電偶，總壓測量使用總壓耙。

前測量段測點位置如圖4所示。采用4支7點共28個總溫的穩(wěn)態(tài)測點和3支1點共3個總壓的穩(wěn)態(tài)測點；后測量段測點位置如圖5所示。采用6支8點共48個總溫的穩(wěn)態(tài)測點和2支8點共16個總壓的穩(wěn)態(tài)測點。

圖4 前測量段總溫、總壓測點位置

圖5 后測量段總溫、總壓測點位置

在試驗過程中，對溫度傳感器進行特殊設(shè)計，同時采用多輪驗證試驗，獲得氣流溫度測量值的修正方法，最終獲得準(zhǔn)確的氣流的溫度值[16]?？倻亍⒖倝簻y量值為射流預(yù)冷裝置溫降特性和流阻特性的分析提供依據(jù)。

1.4 試驗方案和試驗工況

試驗方案如下：

（1）系統(tǒng)最末端試驗用發(fā)動機點火，根據(jù)試車程序調(diào)整至規(guī)定狀態(tài)；

（2）系統(tǒng)最前端小發(fā)動機工作，調(diào)整小發(fā)動機工作狀態(tài)，使進氣道來流溫度至指定工況狀態(tài)；

（3）介質(zhì)增壓系統(tǒng)啟動，使介質(zhì)在介質(zhì)增壓系統(tǒng)內(nèi)循環(huán)，預(yù)調(diào)整至噴射流量，流量穩(wěn)定后，開啟射流支路，同時關(guān)閉回水支路，射流預(yù)冷裝置開始工作；

（4）對噴射流量進行微調(diào)，使噴射流量值穩(wěn)定至試驗工況要求，待系統(tǒng)穩(wěn)定后，測試系統(tǒng)錄取數(shù)據(jù)，同時記錄噴射數(shù)據(jù)；

（5）為保證發(fā)動機入口氣流不超溫，在模擬高馬赫數(shù)狀態(tài)點時，前端小發(fā)動機工作狀態(tài)和射流預(yù)冷裝置噴射流量需協(xié)同操作。

規(guī)劃并開展10個工況試驗，見表1。

表1 試驗工況說明

2 試驗結(jié)果及分析

2.1 不同噴射流量對溫降特性的影響

在工況2～6下，經(jīng)射流預(yù)冷裝置后的氣流降溫量隨噴射流量的變化曲線如圖6所示。從圖中可見：

（1）在發(fā)動機入口來流溫度不變條件下，發(fā)動機氣流質(zhì)量流量不變，隨著介質(zhì)噴射流量的增加，氣流降溫量增大，溫降曲線整體呈線性增長，斜率基本保持一致。分析認(rèn)為，在來流溫度恒定時，噴射介質(zhì)的蒸發(fā)穩(wěn)定，當(dāng)噴射流量增大時，降溫量增大，表明射流預(yù)冷裝置設(shè)計的合理性；

圖6 不同噴射流量對氣流降溫量的影響（工況2～6）

（2）在發(fā)動機入口來流溫度不變條件下，即當(dāng)發(fā)動機工作在特定馬赫數(shù)狀態(tài)時，射流預(yù)冷裝置的溫降特性主要取決于噴射介質(zhì)的流量。

2.2 不同來流溫度對溫降特性的影響

在工況7～10下，經(jīng)射流預(yù)冷裝置后的氣流降溫量隨不同來流溫度的變化曲線如圖7所示。從圖中可見：

（1）在噴射流量不變的條件下，隨著來流溫度的升高，氣流降溫量增大，溫降曲線整體呈線性增長，斜率基本保持一致。分析認(rèn)為，當(dāng)發(fā)動機在低馬赫數(shù)狀態(tài)下工作時，進氣道來流的滯止溫度低，風(fēng)扇前的噴射介質(zhì)的蒸發(fā)率較低；當(dāng)發(fā)動機在高馬赫數(shù)狀態(tài)工作時，進氣道來流的滯止溫度較高，風(fēng)扇前的噴射介質(zhì)的蒸發(fā)率較高；隨著發(fā)動機進氣來流溫度的升高，發(fā)動機進氣質(zhì)量流量減小，即使噴射介質(zhì)的蒸發(fā)率保持不變時，氣流降溫量也會略微增大。因此可知，當(dāng)進氣來流溫度越高，噴射介質(zhì)的蒸發(fā)率會增大，降溫量越大；

（2）工況9曲線末端斜率變小，說明此時氣流降溫曲線隨來流溫度的升高而變得緩慢。分析認(rèn)為：當(dāng)噴射流量不變時，來流溫度到達(dá)一定程度后，射流預(yù)冷裝置噴射介質(zhì)的蒸發(fā)率達(dá)到最大，噴入的介質(zhì)幾乎完全蒸發(fā)，此時氣流降溫量增速變緩或基本恒定，氣流降溫量的增加主要是因為進入發(fā)動機的氣流質(zhì)量流量降低所致。

圖7 不同來流溫度對氣流降溫量的影響（工況7～10）

2.3 發(fā)動機入口溫度的控制

以發(fā)動機風(fēng)扇前入口溫度為研究對象（分別如圖8、9所示），分析噴射介質(zhì)流量和來流溫度對其的綜合影響。

圖8 發(fā)動機入口處氣流溫度（工況2～6）

圖9 發(fā)動機入口處氣流溫度（工況7～10）

從圖中可見，通過合理調(diào)節(jié)介質(zhì)的噴射流量，發(fā)動機入口氣流溫度可以控制在80～120℃。即使發(fā)動機依然工作在極限馬赫數(shù)狀態(tài)下，射流預(yù)冷降低了發(fā)動機風(fēng)扇入口氣流溫度，使發(fā)動機工作在合適的溫度范圍內(nèi)，從而使得發(fā)動機不再受飛行馬赫數(shù)和飛行高度的限制，同時，降低發(fā)動機來流溫度一定程度還減小了發(fā)動機上的應(yīng)力，提高了發(fā)動機的耐久性。

2.4 流阻特性

定義射流預(yù)冷裝置的總壓損失用來衡量射流預(yù)冷裝置的流阻特性。通過射流預(yù)冷裝置總壓的減少量與射流預(yù)冷裝置前，即前測量段的總壓參數(shù)之比來定義射流預(yù)冷裝置的總壓損失δ。以δ為研究對象，分析射流預(yù)冷裝置的流阻特性。其中工況1是射流預(yù)冷裝置不噴射介質(zhì)情況下，隨發(fā)動機入口溫度變化射流預(yù)冷裝置引起的總壓損失曲線如圖10所示；在分析介質(zhì)的噴射與否對流阻特性的影響時，以發(fā)動機風(fēng)扇前入口溫度為參考進行對比分析。

圖10 發(fā)動機入口氣流溫度相同條件下射流預(yù)冷裝置引起的總壓損失

從圖中可見：

（1）在射流預(yù)冷裝置不工作狀態(tài)下，即不噴射介質(zhì)時，因裝置引起的總壓損失隨著來流溫度的升高逐漸減小，且射流預(yù)冷裝置引起的總壓損失＜4%。分析認(rèn)為，來流溫度的升高導(dǎo)致進入發(fā)動機的氣體質(zhì)量流量降低，在進氣道體積不變的情況下氣流流速減小，導(dǎo)致總壓損失減小；

（2）在射流預(yù)冷裝置工作狀態(tài)下，從工況2～6下的曲線可見，射流預(yù)冷裝置的總壓損失維持在1.8%～3.1%，且隨著發(fā)動機風(fēng)扇入口處溫度的升高，總壓損失呈遞減趨勢；

（3）以發(fā)動機風(fēng)扇前入口溫度為參考進行對比分析，當(dāng)發(fā)動機風(fēng)扇前入口溫度相近時，射流預(yù)冷裝置工作前后的總壓損失變化量不大于1%。表明發(fā)動機入口氣流總壓損失主要由射流預(yù)冷裝置引起，而與介質(zhì)是否噴入關(guān)系不大。

3 結(jié)論

設(shè)計了射流預(yù)冷裝置和地面模擬試驗系統(tǒng)，開展了射流預(yù)冷裝置的溫降特性和流阻特性試驗研究，得到如下結(jié)論。

（1）在國內(nèi)首次開展了基于整機模型的射流預(yù)冷試驗研究，試驗結(jié)果表明：當(dāng)發(fā)動機的飛行狀態(tài)處于不同馬赫數(shù)時，可通過調(diào)節(jié)射流預(yù)冷裝置的噴射流量，將發(fā)動機風(fēng)扇入口處溫度控制在80～120℃，從而使得發(fā)動機不再受飛行馬赫數(shù)和飛行高度的限制，射流預(yù)冷技術(shù)的有效性得以驗證；

（2）射流預(yù)冷裝置的溫降特性主要取決于噴射流量，由試驗結(jié)果可知射流預(yù)冷裝置具有穩(wěn)定的蒸發(fā)率，隨介質(zhì)噴射流量的增加，氣流降溫量增加，當(dāng)噴射介質(zhì)流量不變時，隨著來流溫度的增加，射流預(yù)冷裝置噴射介質(zhì)的蒸發(fā)率提高，直至噴射的介質(zhì)完全蒸發(fā)，氣流降溫量保持恒定；

（3）當(dāng)噴桿截面呈流線型，采用2個截面等間距交錯布置，各截面噴桿堵塞比控制在20%以內(nèi)時，射流預(yù)冷裝置具有較好的流阻特性，總壓損失＜4%，該特性主要取決于射流預(yù)冷裝置自身，而與介質(zhì)是否噴射關(guān)系不大。由此可知：優(yōu)化噴桿截面型狀，減小各截面噴桿堵塞比是進一步改善射流預(yù)冷裝置流阻特性的研究方向。

后續(xù)工作將主要研究射流預(yù)冷裝置的輕質(zhì)化和防結(jié)冰措施。

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