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)能源與動力工程學(xué)院1，航空發(fā)動機研究院2：北京102206；3.航空發(fā)動機氣動熱力國家級重點實驗室，北京102206；4.北京航空航天大學(xué)機械工程及自動化學(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)今世界強國重點發(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動靈活、起飛準(zhǔn)備周期短、在戰(zhàn)爭中可超越空間限制、實現(xiàn)高速突防，是用于遠程精確打擊、實時偵察、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現(xiàn)全球快速到達，大大提升人員/貨物運輸效率，為全球經(jīng)濟發(fā)展提供新的增長點，可影響人類的生活方式。動力系統(tǒng)是實現(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)動機等可實現(xiàn)高超聲速的動力系統(tǒng)雖具有各自的特點及工作范圍，卻難以完全滿足水平起降、重復(fù)使用的需求；此外，為實現(xiàn)動力系統(tǒng)在低馬赫數(shù)時高效工作，一般需采用渦輪發(fā)動機或渦輪基組合發(fā)動機，然而隨著飛行馬赫數(shù)的不斷提高，高溫進氣對渦輪發(fā)動機工作性能、材料及結(jié)構(gòu)產(chǎn)生的不利影響加劇，使得渦輪發(fā)動機推力急劇減小、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)動機進行有機組合，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、強預(yù)冷發(fā)動機等多種不同類型組合發(fā)動機方案，呈現(xiàn)出“百家齊放、百家爭鳴”的局面[4-6]。

近年來，隨著高超聲速強預(yù)冷發(fā)動機總體、緊湊強預(yù)冷器、超臨界氦閉式循環(huán)系統(tǒng)、寬域進排氣系統(tǒng)等核心技術(shù)不斷取得重大突破，高超聲速強預(yù)冷航空發(fā)動機技術(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力的研究熱點。本文調(diào)研了國外具有代表性的預(yù)冷發(fā)動機技術(shù)發(fā)展脈絡(luò)及現(xiàn)狀，分析典型強預(yù)冷發(fā)動機方案的技術(shù)特點；并詳細介紹中國強預(yù)冷發(fā)動機熱力循環(huán)設(shè)計與分析、緊湊強預(yù)冷器設(shè)計制造和試驗、超臨界氦葉輪機設(shè)計、寬域進排氣系統(tǒng)優(yōu)化設(shè)計及高效燃燒等技術(shù)的研究進展。

1 高超聲速強預(yù)冷發(fā)動機技術(shù)國外進展

1.1 高超聲速強預(yù)冷發(fā)動機技術(shù)國外總體進展

為解決高馬赫數(shù)飛行時，由發(fā)動機進口來流的高滯止溫度帶來的氣動及結(jié)構(gòu)等方面種種不利影響，進氣預(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)動機方案，并開展了大量研究[8-10]。目前，實現(xiàn)進氣預(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工作[11-13]，表明依靠射流預(yù)冷技術(shù)可有效地擴展飛行包線，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)動機進口總溫、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。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)動機中，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)實現(xiàn)TBCC動力的重要技術(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)計及實現(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)動機（Liquid Air Cycle Engines，LACE）、RB545、深冷空氣渦輪發(fā)動機（Deeply Cooled Air Turborocket，ATRDC）、KLIN、吸氣式渦輪沖壓膨脹循環(huán)發(fā)動機（Expander Cycle Air Turbo Ramjet Engine，ATREX）、預(yù) 冷渦噴 發(fā)動機（Pre-cooled TurboJet，PCTJ）等多種不同的發(fā)動機方案，其主要參數(shù)及技術(shù)特征見表1。

表1 燃料換熱強預(yù)冷發(fā)動機方案特性

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)動機的基礎(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，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)動機結(jié)構(gòu)緊湊，推重比較大；但由于將空氣液化（空氣露點溫度為81.7 K）所消耗的燃料過多，發(fā)動機的比沖僅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）項目中提出了RB545發(fā)動機方案。該方案避免了LACE方案中的將空氣液化時冷卻劑消耗過高的問題，在Ma=0~5時，來流空氣通過預(yù)冷器被液氫深冷但未液化。RB545發(fā)動機地面比沖約為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項目的取消，RB545發(fā)動機的研究也終止。

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

在燃料換熱預(yù)冷發(fā)動機方面，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和兩級入軌飛行器一子級動力的ATREX[21-22]。通過在壓氣機前加裝液氫空氣預(yù)冷器實現(xiàn)對來流空氣的冷卻，工作馬赫數(shù)可達6.0，平均比沖達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)機構(gòu)（Japan Aerospace Exploration Agency，JAXA）在ATREX發(fā)動機基礎(chǔ)上開展了工程可實現(xiàn)性更高的Ma=6級PCTJ的研制工作。已開發(fā)了1 kN推力量級的預(yù)冷渦噴發(fā)動機原理樣機，即S-發(fā)動機（如圖1所示），并先后完成了部件試驗、地面靜止臺試驗、Ma=4模擬高溫條件下的地面試驗及Ma=2的飛行試驗，取得了顯著進展[23-24]。

圖1 日本預(yù)冷渦噴發(fā)動機（S-發(fā)動機）[24]

從以上幾種典型的燃料換熱預(yù)冷發(fā)動機方案來看，由于需要滿足Ma=5~7級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，則可實現(xiàn)的壓氣機壓比更高，使得吸氣式燃燒室和火箭燃燒室、噴管可以共用，進而提高整機的推重比；但是對來流深度冷卻，同樣會導(dǎo)致燃料消耗過高，發(fā)動機比沖降低，需根據(jù)飛行器總體需求，在發(fā)動機方案設(shè)計時，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)動機安全工作的氫脆問題；同時，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)動機方案，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)動機的原理驗證，采用預(yù)冷器技術(shù)將渦輪發(fā)動機的工作范圍拓展到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驗室（AFRL）和美國國家航空航天局（NASA）的經(jīng)費支持，并進一步獲得1600萬美元的風(fēng)險投資，用于在J85發(fā)動機基礎(chǔ)上開展較大尺度的發(fā)動機研制[25]。

在閉式循環(huán)間接換熱預(yù)冷發(fā)動機研制方面，英國處于技術(shù)領(lǐng)先地位。在20世紀(jì)90年代，在RB545發(fā)動機的基礎(chǔ)上，Bond等[26]提出了采用強預(yù)冷和閉式氦循環(huán)的協(xié)同吸氣式火箭發(fā)動機（Synergetic Air Breath?ing Rocket Engine，SABRE）方案，即“佩刀”，并成立了反應(yīng)發(fā)動機（Reaction Engines Limited，REL）公司開展該發(fā)動機的研制工作。通過采用革命性的緊湊快速強預(yù)冷技術(shù)，可瞬時將高溫來流冷卻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)致的換熱毛細管氫脆問題，并實現(xiàn)了對來流熱量的高效再利用。該發(fā)動機吸氣式范圍Ma=0~5.5，在該工作范圍內(nèi)，不存在一般TBCC發(fā)動機的渦輪與沖壓模態(tài)之間的轉(zhuǎn)換和再起動問題，以及渦輪或沖壓不工作時的“死重”問題，具有單臺推力大、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、美國空軍研究實驗室（Air Force Research Laboratory，AFRL）、美國國防高級研究計劃局（De?fense Advanced Research Projects Agency，DARPA）等機構(gòu)的研發(fā)經(jīng)費支持；同時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)動機的研制。

1.2 SABRE系列發(fā)動機技術(shù)進展

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)動機研制中取得了豐碩的成果，引領(lǐng)該類發(fā)動機的發(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)動機的SSTO、TSTO和高超聲速飛機方案，見表2。英國REL公司提出了單級入軌飛行器Skylon方案，該方案已歷經(jīng)多輪改進，目前的Sky?lon-D1方案的起飛規(guī)模約325 t，近地軌道載荷運載能 力為15 t[27]。2016年，AFRL基于SABRE發(fā)動機，構(gòu)建了2型2級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級的2級入軌飛行器方案，近地軌道載荷運載能力為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級入軌飛行器方案[30]。2016年，英國BAE公司基于SABRE發(fā)動機構(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)場補給的作戰(zhàn)概念。2016年，在歐盟遠期先進推進概念和技術(shù)（Long-Term Ad?vanced Propulsion Concepts and Technologies，LAP?CAT）計劃中，REL公司與歐空局合作，基于Scimitar發(fā)動機構(gòu)建了Ma=5級巡航的高超聲速客機方案，具備18700 km航程、300名乘客的運載能力。上述飛行器應(yīng)用方案的研究有利地牽引了SABRE發(fā)動機的研制。

表2 SABRE系列發(fā)動機飛行器應(yīng)用方案

在發(fā)動機方案設(shè)計方面，SABRE發(fā)動機技術(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)動機概念方案，這幾種發(fā)動機方案的主要區(qū)別見表3。

表3 SABRE/Scimitar發(fā)動機主要技術(shù)特點

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行深度冷卻。由于燃燒室壓力高（約10 MPa），使得發(fā)動機在吸氣模式下具有高推重比特點，如圖3（a）所示；但受燃燒室高室壓要求及壓氣機工作限制，要求預(yù)冷器對空氣溫降極高（在Ma=5.0時達1100 K以上），所需熱沉量大，冷卻所需液氫用量遠超發(fā)動機燃燒所需用量（Ma=5.0時當(dāng)量比約為2.8），使得發(fā)動機比沖性能較低，僅1634 s，如圖3（b）所示；此外，該方案中壓比達140的空氣壓氣機、吸氣模式與火箭模式共用燃燒室等部件實現(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，改用雙模式獨立工作燃燒室，降低了燃燒室的實現(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壓比需求大幅降低，由140降低至20左右，提高了壓氣機部件的可實現(xiàn)性；其次，SABRE-4調(diào)整了預(yù)冷方案，保證壓氣機最高進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)動機燃料當(dāng)量比由2.8降低至1.2，比沖高于3600 s，同時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載荷運輸能力的條件下，將SABRE-3發(fā)動機換裝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，預(yù)冷器、燃燒室、空氣壓氣機等核心部件的實現(xiàn)難度明顯降低；綜合來看，SABRE-4方案的可實現(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)動機核心熱力循環(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的Scimitar航空發(fā)動機方案（如圖6所示）[33]，該方案進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部件，發(fā)動機可實現(xiàn)性低。

圖6 Scimitar方案構(gòu)型及熱力循環(huán)

SABRE/Scimitar發(fā)動機方案涉及緊湊快速強換熱技術(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展。在強預(yù)冷器研制方面，基于緊湊強預(yù)冷器流動換熱機理、結(jié)霜抑制、極薄壁微細管制備及成型、密集微細管束焊接工藝、高溫試驗測試技術(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)動機地面聯(lián)試試驗，如圖7所示。預(yù)冷器將約30 kg/s的常溫空氣瞬時冷卻至113 K，單次試驗持續(xù)約5 min，試驗重復(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，在50 ms內(nèi)將約1270 K高溫來流冷卻至370 K（如圖8所示），實現(xiàn)對預(yù)冷器技術(shù)的全面驗證。目前正在開展可用于飛行試驗的預(yù)冷器研制[35]。

圖7 英國REL公司預(yù)冷器樣機及常溫試驗平臺

圖8 預(yù)冷器高溫試驗平臺及試驗樣機

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)進氣道[37]、高度補償噴管[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)試驗研究（如圖9所示），初步驗證了技術(shù)可行性，技術(shù)成熟度達到3級[34]。

圖9 英國REL公司關(guān)鍵技術(shù)試驗驗證平臺及試驗件

在整機研發(fā)方面，2016年后，在SABRE的主要部件技術(shù)攻關(guān)取得良好進展后，REL公司轉(zhuǎn)入整機研制階段，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]，計劃2021年完成Demo-A的地面演示驗證，2023年完成整機集成驗證，2025年完成飛行試驗。目前REL公司的主要精力投入到Demo-A的研制之中，Demo-A主要用于驗證發(fā)動機的熱力循環(huán)、關(guān)鍵部件設(shè)計、部件匹配集成及發(fā)動機啟動控制等。Demo-A的設(shè)計方案已于2019年通過了歐空局組織的初始設(shè)計評審。2021年2月，Demo-A的預(yù)燃室、高溫換熱器等部件已完成試驗測試，性能超出設(shè)計預(yù)期。同時，在英國政府的資助下正在修建用于Demo-A的地面試驗臺[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)動機研發(fā)企業(yè)合作。

圖10 英國REL公司SABRE發(fā)動機技術(shù)路線[34]

2 高超聲速強預(yù)冷發(fā)動機技術(shù)中國進展

2.1 高超聲速強預(yù)冷發(fā)動機技術(shù)中國總體進展

圍繞高超聲速強預(yù)冷發(fā)動機技術(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)、西安航天動力研究所、北京動力機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，中國強預(yù)冷發(fā)動機的技術(shù)研究主要集中于發(fā)動機熱力循環(huán)分析和優(yōu)化設(shè)計方法及發(fā)動機方案設(shè)計。張建強等[40-41]參考REL公司發(fā)布的SABRE-3發(fā)動機設(shè)計數(shù)據(jù)，計算得到了該發(fā)動機吸氣式模態(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；黃晨等[42]對比分析了多種預(yù)冷發(fā)動機方案，基本明確了各預(yù)冷發(fā)動機方案的性能特點及其適用的飛行器類型；趙巍等[43]進一步提出了一種Ma=5級新型預(yù)冷富油預(yù)燃混排渦扇發(fā)動機（Pre-cooled and Fuel-rich Pre-burned Mixed-flow Turbofan，PFPMT）方案，性能分析表明PFPMT方案相比于燃氣發(fā)生器空氣渦輪沖壓發(fā)動機（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)動機性能提升、燃料物性影響、預(yù)冷壓縮系統(tǒng)性能評價指標(biāo)等研究；張蒙正、馬海波等[47-49]在SABRE發(fā)動機基礎(chǔ)上提出了預(yù)冷空氣渦輪火箭發(fā)動機（Pre-cool?ing Air Turbo Rocket，PATR）熱力循環(huán)；為了降低空氣壓氣機設(shè)計難度及避免預(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)動機方案，并對該方案的總體性能進行了計算分析。

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

2.2 高超聲速強預(yù)冷發(fā)動機技術(shù)北航進展

北京航空航天大學(xué)高超聲速強預(yù)冷空天動力研究團隊自2012年起針對高超聲速強預(yù)冷發(fā)動機技術(shù)開展了深入研究，致力于提升強預(yù)冷發(fā)動機工作性能及工程可實現(xiàn)性，在發(fā)動機總體、緊湊快速強換熱、超臨界氦葉輪機設(shè)計、寬域進排氣系統(tǒng)優(yōu)化設(shè)計及高效燃燒等技術(shù)方面取得重要突破，形成了多項國際一流、國內(nèi)領(lǐng)先的研究成果。

在強預(yù)冷發(fā)動機總體技術(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)動機總體性能計算程序（Modularity Combined Engines Simu?lation Program，MCESP），如圖11所示。MCESP可實現(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、不同燃料動力系統(tǒng)性能比較、預(yù)冷發(fā)動機方案設(shè)計及全工況仿真計算需求。

圖11 MCESP程序組成

針對高超聲速飛機及2級入軌空天飛行器動力需求，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現(xiàn)性的Ma=5級高超聲速強預(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時可實現(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3650 s。通過性能設(shè)計與結(jié)構(gòu)設(shè)計的多次迭代，初步構(gòu)建了起飛推力200 kN級的FAPE發(fā)動機方案，如圖12所示。

圖12 FAPE熱力循環(huán)及結(jié)構(gòu)方案

同時，針對碳氫燃料體系，提出了Ma=7級液態(tài)甲烷燃料高超聲速強預(yù)冷渦輪沖壓組合發(fā)動機（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)具備高工程可實現(xiàn)性，滿足高超聲速飛機的迫切動力需求。

圖13 HSSCTBCC方案熱力循環(huán)簡化

在緊湊快速強預(yù)冷器技術(shù)方面，經(jīng)過近十年在微尺度流動換熱機理[54-56]、極高功重比預(yù)冷器設(shè)計方法、微尺度成形-連接工藝、高溫超高壓閉式循環(huán)系統(tǒng)試驗技術(shù)等方面的系統(tǒng)性研究，構(gòu)建了集理論、設(shè)計、制造及試驗一體的強預(yù)冷器研發(fā)體系。首先，發(fā)展了緊湊快速強換熱器一體化設(shè)計方法，該方法包含緊湊快速強換熱器精細化設(shè)計方法[57]（如圖14所示）和不確定性設(shè)計方法（如圖15所示），可考慮換熱介質(zhì)強物性變化、氣動熱力邊條及加工制造等因素對緊湊快速強換熱器性能的影響。其次，發(fā)展了高溫合金超薄壁毛細管材形性協(xié)同制造技術(shù)，形成壁厚50 um級、均勻度偏差小于3 um的細晶高溫合金毛細管制造工藝[58-60]。再次，發(fā)展了緊湊快速強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，如圖16所示。

圖14 緊湊快速強換熱器精細化設(shè)計方法

圖15 緊湊快速強換熱器不確定性設(shè)計方法

圖16 超薄壁毛細管微觀結(jié)構(gòu)及不同構(gòu)型強預(yù)冷器樣機

在試驗驗證方面，建設(shè)了基于超臨界介質(zhì)開式循環(huán)系統(tǒng)的緊湊快速強換熱器綜合試驗平臺，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）長時試驗平臺（如圖17所示），并于2020年10月完成國內(nèi)首項預(yù)冷器高溫性能試驗，在0.02 s內(nèi)將988 K來流冷卻至353 K，實現(xiàn)635 K溫降的超強換熱，功重比高達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)董威教授團隊合作開展了預(yù)冷器噴醇結(jié)霜抑制研究，部分試驗結(jié)果如圖18所示。結(jié)果表明甲醇質(zhì)量比為1.0倍時的抑霜效果最優(yōu)。上述進展表明，北航強預(yù)冷團隊已基本突破強預(yù)冷器核心技術(shù)，后續(xù)將在強預(yù)冷器結(jié)構(gòu)耐久性、強預(yù)冷器與進氣道/壓氣機匹配特性等方面開展工作，進一步提升強預(yù)冷器技術(shù)成熟度。

圖17 緊湊強預(yù)冷器高溫試驗驗證平臺及數(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）

針對強預(yù)冷發(fā)動機用氫氦換熱器、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)計方法及試驗研究[62]，如圖19所示。發(fā)展了可考慮肋效率與流體強物性變化特征的離散設(shè)計方法，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，且實現(xiàn)了105 kW/kg的超高功重比指標(biāo)。

圖19 PCHE及其試驗平臺

圍繞超臨界氦葉輪機氣動設(shè)計及試驗驗證技術(shù)，首先發(fā)展了1套適用于強預(yù)冷發(fā)動機所用的徑流式葉輪機和小展弦比軸流葉輪機的超臨界介質(zhì)葉輪機的氣動設(shè)計方法，如圖20所示。該方法的核心內(nèi)容為針對超臨界介質(zhì)葉輪機所建立的基元級參數(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功分配方法。其次，為解決超臨界介質(zhì)葉輪機工作壓力極高，試驗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)葉輪機之間的特性換算方法，可以利用空氣葉輪機試驗獲得超臨界介質(zhì)葉輪機特性曲線，便于在設(shè)計階段快速對方案進行試驗考核[64-65]。1臺超臨界氦壓氣機的特性曲線與換算特性曲線的對比如圖21所示。由空氣壓氣機特性曲線換算的超臨界氦壓氣機特性曲線精度較高，平均偏差不到2%，完全能夠滿足工程應(yīng)用要求。進一步在空氣壓氣機試驗臺上對某超臨界氦壓氣機試驗樣機進行驗證，如圖22所示。

圖20 超臨界介質(zhì)葉輪機設(shè)計技術(shù)

圖21 葉輪機相似方法驗證結(jié)果（特性由CFD計算）[65]

圖22 超臨界氦壓氣機相似方法試驗驗證結(jié)果

在寬速域軸對稱可調(diào)進氣道優(yōu)化設(shè)計技術(shù)方面，發(fā)展了參數(shù)化設(shè)計與多設(shè)計點多目標(biāo)優(yōu)化方法[66]，提出了可控制激波位置及進氣道內(nèi)二次流的進氣道結(jié)構(gòu)。利用該設(shè)計方法可以有效提升強預(yù)冷發(fā)動機進氣道在設(shè)計點與非設(shè)計點狀態(tài)下的性能，解決了高馬赫數(shù)時高總壓恢復(fù)與低馬赫時大流量的矛盾。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)冷器與進氣道耦合特性方面，創(chuàng)新地提出一種可同時保證計算精度及計算速度的預(yù)冷器簡化模擬方法[67]，綜合分析了耦合環(huán)境中的進氣道工作特性，以及預(yù)冷器在進氣道后真實來流下的流動換熱特性、出口參數(shù)畸變程度，如圖23所示。

圖23 進氣道結(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)的高度補償噴管設(shè)計方法、數(shù)值模擬和冷態(tài)實驗進行了大量研究，如圖24所示。獲得了高度補償噴管各狀態(tài)下的流動情況及推力性能，掌握了高度補償?shù)臋C理，試驗表明，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)計技術(shù)

在強預(yù)冷發(fā)動機的氫燃料預(yù)燃燒室和主燃燒室設(shè)計技術(shù)方面，開展了多級旋流器和氫氣噴嘴方案優(yōu)化設(shè)計，形成了采用氫燃料的多級旋流器關(guān)鍵結(jié)構(gòu)參數(shù)設(shè)計準(zhǔn)則，總結(jié)了多級旋流器結(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，而且與進氣道緊密耦合的工作特點，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)驗證研究，燃燒室結(jié)構(gòu)及試驗系統(tǒng)如圖25所示。

圖25 強預(yù)冷發(fā)動機燃燒室技術(shù)

在上述強預(yù)冷發(fā)動機關(guān)鍵技術(shù)研究基礎(chǔ)上，團隊擬進一步開展高超聲速強預(yù)冷FAPE發(fā)動機系統(tǒng)集成試驗驗證，正在搭建具備預(yù)冷發(fā)動機原理驗證、強預(yù)冷器高溫試驗、高溫高壓閉式循環(huán)系統(tǒng)性能試驗、超臨界氦壓氣機/渦輪試驗驗證等多項功能的強預(yù)冷系統(tǒng)綜合試驗驗證平臺，可有力支撐強預(yù)冷發(fā)動機技術(shù)進一步發(fā)展。

3 結(jié)束語

（1）國內(nèi)外已對強預(yù)冷發(fā)動機開展了大量的工程應(yīng)用方案研究、發(fā)動機總體設(shè)計、強預(yù)冷器等關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)，正在開展系統(tǒng)級/整機級集成驗證，不斷取得關(guān)鍵性進展。研究表明強預(yù)冷發(fā)動機技術(shù)無“卡脖子”難題，強預(yù)冷發(fā)動機原理先進、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力方案，未來將在高超聲速動力系統(tǒng)市場占據(jù)重要的地位。

（2）目前，中國在強預(yù)冷發(fā)動機關(guān)鍵技術(shù)、系統(tǒng)及整機集成驗證方面的研究廣度與深度與國外先進水平仍存在一定差距，亟需加大研發(fā)投入與攻關(guān)力量，提升強預(yù)冷發(fā)動機技術(shù)成熟度，為后續(xù)型號研制奠定堅實基礎(chǔ)。

（3）國內(nèi)外已基本突破緊湊快速強預(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)動機和TBCC發(fā)動機，通過對來流進行適度預(yù)冷，適當(dāng)拓寬渦輪發(fā)動機/渦輪基的工作范圍或提升高馬赫數(shù)下的發(fā)動機性能，是強預(yù)冷技術(shù)的重要應(yīng)用方向。