预冷技术在涡轮冲压组合动力中的应用

童传琛，娄德仓

(中国燃气涡轮研究院，四川成都610500)

预冷技术在涡轮冲压组合动力中的应用

童传琛，娄德仓

(中国燃气涡轮研究院，四川成都610500)

综合分析了预冷技术在高速飞行器推进系统上的应用，总结出预冷的结构形式及其对发动机性能的影响。研究表明，实现预冷的途径主要有两种：一是在压气机进口喷入冷却介质(如液氧、水等)，二是利用预冷器。后者效率高，但设计难度较大。因此，轻质、高效的紧凑型预冷器是实现发动机预冷的关键技术。总结了先进预冷器在提高换热效率、减少压力损失和抑制结冰方面的设计技术及研究成果，可为将来预冷器的设计提供经验和技术支持。

预冷技术；预冷器；高超声速飞行器；涡轮基组合循环发动机；防冰措施

1 引言

近年来，空天飞行器已成为航空领域研究的热点和重点。各航空强国推出了一系列研究计划(如美国的HyTech计划、Hyper-X计划等，英国的HyShot计划、SHYFE计划，德国的HFK计划[1])，以支持高超声速飞行器技术的发展。

高超声速飞行任务对推进系统的性能要求很高，因此动力装置是发展高超声速飞行器的关键。由于不同类型的发动机在不同飞行范围内具有各自不同的优势(图1)，单一类型的发动机难以满足高超声速飞行的动力要求。因此，为弥补单一类型发动机的缺陷，世界许多国家都在研究组合循环发动机，如火箭基组合循环(RBCC)发动机和涡轮基组合循环(TBCC)发动机，可充分发挥不同类型发动机在不同飞行阶段的性能优势。

近年，一种带预冷概念的TBCC发动机被广泛研究[2，3]。它是在传统发动机前增添预冷装置，预先冷却压气机进口空气，从而提高进气密度以增大进气质量流量，进而增大推力，提高发动机性能，扩展飞行包线，满足高超声速飞行的动力要求。同时通过数值分析、地面试验及飞行试验，验证了这一动力的综合性能和预冷方案的可行性。国内对预冷技术在组合动力上的应用也做了相关研究。

图1 飞行马赫数对推进系统比冲的影响Fig.1 Specific impulse vs.flight Mach number

2 预冷却发动机发展研究

带预冷却装置的发动机能有效提高原发动机的各项性能，特别是在提高推重比和扩展飞行包线方面，具有很大的发展优势和技术潜力。为此，国外研制了一系列带预冷装置的组合动力系统，如日本研制的吸气式涡轮冲压膨胀循环(ATREX)发动机[2]，美国的射流冷却发动机(MIPCC)，及英国的吸气火箭发动机(SABRE)等。

2.1 ATREX发动机

ATREX发动机是一种带预冷器的涡轮冲压组合发动机，主要部件包括轴对称进气道、预冷器、燃烧室、塞式喷管等，如图2所示。预冷器利用液氢可将来流空气温度最低降至160 K。ATREX发动机可作为高超声速飞行器或两级入轨可往返式空天飞机的第一级推进系统，能使飞行器从海平面静止状态推到30 km高空、Ma6状态[2]。

Sato等[2]通过地面试验，考察了ATREX发动机预冷后的推力、比冲性能。试验状态包括预冷器出口温度为220 K和160 K的海平面起飞状态，及ATREX-500不带预冷器时的地面试验状态。从图3中可看出，冷却风扇进口空气温度，能明显提高发动机的推力和比冲。

图2 带预冷器的ATREX发动机简图Fig.2 Scheme of the pre-cooled ATREX engine

图3 ATREX发动机推力与比冲试验结果Fig.3 Flight test performance of the pre-cooled ATTREX engine

预冷器通过液氢有效降低了ATREX发动机风扇进口空气温度，并通过试验验证了预冷能有效提高发动机性能。高效、轻质的紧凑型预冷器是实现ATREX发动机的关键技术之一。

2.2 SABRE发动机

SABRE发动机是可重复单级入轨SKYLON飞行器的动力系统，由涡轮发动机与火箭发动机一体化设计而成。其主要部件包括进气道、预冷器、涡轮压气机、燃烧室和尾喷管等(图4)。除高效紧凑型预冷器为新技术设备外，其它部件为相对成熟的传统发动机部件。为设计高性能预冷器，专门设立了一个换热器研究项目，负责研究适用于SABRE发动机的高效、轻质换热器[3]。

图4 SABRE发动机模型Fig.4 The SABRE engine

该发动机的工作原理是：空气由进气道进入发动机，其流速在进气道内经两道激波迅速下降，当飞行马赫数5时，进口空气滞止温度达到1 223 K；此时，一部分来流空气经预冷器冷却后进入核心机，另外一部分经环形溢流管道绕过核心机。图5为预冷器冷却循环系统简图。SABRE发动机预冷器使用液氦作为冷却介质，能在0.01 s内将预冷器出口空气温度降至143 K。

SABRE发动机包含涡轮发动机和火箭发动机两个工作模态。低空低速飞行时，涡轮发动机单独工作，沿飞行轨迹发动机推力逐渐达到最大；在25 km高空、Ma5时，开始模态转换，一旦脱离大气层，火箭发动机将单独工作。表1给出了SABRE发动机在不同状态时的工作性能参数。

图6[3]是SABRE发动机推重比和比冲与其它类型发动机的比较。可见，与涡轮发动机相比，SA⁃BRE发动机具有更高的推重比，但比冲性能无优势。

SABRE发动机通过预冷器降低进口空气温度，从而增大进气流量，提高发动机推力。轻质、高效的紧凑型预冷器也是实现该发动机性能的关键。

2.3 MIPCC发动机

美国MSE技术应用公司提出了射流预冷却TBCC发动机方案(MIPCC-TBCC)。MIPCC是在传统涡轮发动机压气机前部加装液体喷射装置[5]，通过在进气道内喷射冷却介质(多为液体，如水、液氧、氮氧化物或混合物)，有效降低压气机进口空气温度。当高空高速飞行时，由于压气机进口水的注入及空气中氧含量的降低，为防止发动机熄火，通常需要在压气机后注入氧化剂(图7)。研究表明，水是MIPCC发动机的理想冷却介质，通过水的蒸发吸热实现进口空气降温。

表1 SABRE发动机在不同工作模态下的性能参数Table 1 The performance parameters of SABRE engine under different working modes

图6 SABRE发动机与其它类型推进系统的比较Fig.6 Comparison between SABRE engine and other propulsion systems

图8是由F100发动机改装的MIPCC发动机，该系统包含一个液氧射入装置和两个射水装置。通过全尺寸的热运输管道试验，验证了该发动机的各项性能，并对预冷装置带来的进气畸变、MIPCC管道压力损失、注入水蒸发性能三项特征指标做了测试。

图7 MIPCC发动机喷流冷却示意图Fig.7 The injection of different coolants in the MIPCC engine

图8 MIPCC发动机结构简图Fig.8 MIPCC engine configuration

研究表明：若喷射装置设计不合理，最大压力畸变为3%，最大温度畸变为112 K；设计合理时温度畸变可降低到5.5 K。

图9为试验测试压力损失和优化后预计压力损失对比。可见，最大压力损失可达12.5%。去掉喷射装置后压力损失大幅降低，最大为4.0%，表明压力损失主要由喷射装置引起，而与水是否注入影响不大。未来设计中，可采用流线型喷射装置以减少压力损失，预计优化后的压力损失为4.5%～5.5%。

利用热焓平衡法对MIPCC装置管道蒸发性能进行的测试结果(图10)表明，管道内水的蒸发性能要高于预计值。

MIPCC通过在传统发动机前喷射冷却介质(水、液氧、氮氧化物、液态空气等)扩展了原有飞行包线，满足空天飞行器高马赫的飞行要求。从设计、数值分析及试验结果看，MIPCC方案切实可行。

图9 试验测试压力损失及优化后的预计压力损失Fig.9 Average test data of the pressure drop and prediction after modifications

图10 试验与计算的水蒸气含量Fig.10 Percentage of evaporated water(predictions and test results)

对三种典型带有预冷装置的推进系统进行的研究表明，预冷可大幅降低来流空气温度，提升发动机性能。表2给出了上述三种预冷发动机各自的应用范围、性能优缺点及增效特性。

表2 高超声速推进系统的预冷技术Table 2 Summary of pre-cooling technologies for the high speed propulsion systems

3 预冷器设计技术研究

发动机预冷主要通过增添预冷器或冷却介质喷射装置实现。其冷却效果及对发动机性能的提升效果显著，将成为未来高超声速飞行器动力系统的关键部件。由于预冷器结构相对复杂且技术成熟度较低，目前各国都在对轻质、高效的紧凑型预冷器进行大量研究[6]。

图11 三种不同结构的预冷器Fig.11 Precoolers with three different kinds of configurations

日本宇宙航空研究开发局(JAXA)对应用于ATREX发动机的预冷器，设计了三种不同结构(图11)。三种预冷器主要在冷却管长度、管壁厚及管排数有所差别。并对这三种类型预冷器的传热和流动性能，结冰、除冰系统及预冷器的可靠性等问题开展了详细的数值计算和试验研究。研究发现：通过预冷系统的使用，发动机布雷顿循环的推力和热效率得到提升；使用直径较小的冷却管道，能提高预冷器换热效率和减轻预冷器质量[7]；在预冷器设计中应考虑飞行马赫数的变化，以便能在预冷器的换热效率和重量方面做出平衡，确保预冷器能在高马赫数正常工作；预冷器压力损失的增加不仅由管束引起，而且与入口的突扩有关，进入管束的流体尽量均匀对减小压力损失十分重要[8]。

压降和换热效率是预冷器性能的两个关键技术指标。为提高预冷器性能，需对预冷器的冷却形式(管壳式、管翅式、板翅式等)、结构布局、冷却介质等，做详细计算及试验研究，并加以优化。

3.1 结冰抑制

预冷器工作时，由于冷却介质温度很低(90 K)，冷却管表面出现结冰现象。结冰不仅增大预冷器表面热阻、降低冷却效率，而且堵塞气流通道、增大压力损失。因此降低预冷器表面结冰对保证预冷器乃至整个发动机正常工作至关重要。文献[9]的研究表明，只要来流空气满足温度低于水的露点(273 K)或水蒸气压力低于三相点压力(611 Pa)两者之一，就不会结冰。

3.2 注入液氧抑制结冰

Balepin[10]提出在来流中注入液氧，通过降低来流空气温度使其低于露点，来抑制预冷器表面的结冰。但该方法需在1 kg来流空气中注入0.1～0.3 kg液氧，因此飞行器需携带大量液氧，从而影响发动机的总体性能。

3.3 注入可压缩气体

考虑到注入液氧方法带来的不利因素，文献[11]提出在来流注入可压缩气体(如甲醇)来抑制结冰。加入的添加剂要求具有很强的挥发性或升华能力，挥发后的添加剂填充到冰晶的缝隙中使得冰层密度增加，厚度减小，导热率增大。并通过试验研究了该方法对预冷器抑制结冰的效果，当1 kg来流空气中注入8 g甲醇时，预冷器表面冰层厚度就降低到原来的1/3。

预冷器内主流压力损失受冰层厚度的影响很大，当冰层厚度为1 mm时，压力损失系数在20%以上。可压缩气体(甲醇)的注入大大减小冰层厚度，进而降低压力损失，降幅达70%。预冷器热流量主要由进气速度及来流与管壁的温差决定，增大甲醇注入量可显著降低由结冰引起的热阻。

试验研究表明，注入甲醇在很大程度上解决了因预冷器表面结冰带来的问题，较好地改善了预冷器的综合性能。且该方法所需添加剂的剂量很小，与空气中水蒸气含量相当(约占整个空气质量的1%)，因此该方法切实可行。

总结国外预冷器技术研究可发现，在发动机上应用的预冷器，涉及到设计、加工制造、结冰抑制、综合性能等技术领域。表3给出了预冷器在各领域的技术指标及研究方法。

表3 预冷器技术指标及研究方法Table 3 Qualifications and investigation methods of precoolers

4 结论

(1) 喷流冷却和预冷器冷却都能降低压气机进口空气温度，增大空气流量，提高发动机推力，扩展飞行包线，从而达到高超声速飞行器的动力要求。

(2) 预冷装置会引起发动机进气畸变及压力损失。因此在保证冷却效率的同时，应对预冷装置进行综合优化，减小进气畸变和压力损失。

(3) 利用预冷器冷却时，结冰会严重影响预冷器的换热效率，且造成流道堵塞、增大压力损失。因此在预冷器设计时必须采取有效的抑制结冰措施，保障发动机性能在各状态下均满足要求。

[1] Balepin V.Advanceson Propulsion Technology for High-Speed Aircraft[J].High Speed Propulsion Cycles，2008，(2)：1—32.

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[7] Harada K，Tanatsugu N，Tomike J.Development Study of the Precooler of ATREX Engine[R].AIAA 2003-6985，2003.

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[11]Harada K，Tanatsugut N，Sato T.Development Study on Precooler for ATREX Engine[R].AIAA 99-4897，1999.

Application of Pre-Cooling Technology on the TBCC Propulsion System

TONG Chuan-chen，LOU De-cang

(China Gas Turbine Establishment，Chengdu 610500，China)

The application of pre-cooling technologies on the combined-cycle engines for the high speed aircraft was analyzed.The pre-cooling structures and their influence on engine performance were summa⁃rized.Two methods of pre-cooling are proposed,one is to injecting the coolant,such as liquid oxygen,wa⁃ter,at the entrance of turbofan;the other is precooler.It is proved that the latter is more efficient but more complicated.Consequently the development of light,high efficient compact precooler is one of key technolo⁃gies for the application of pre-cooling on combined-cycle engines.The design technologies of advanced pre-cooler in the fields of the pressure drop,heat transfer rate and anti-icing were investigated and summa⁃rized,which could be referential and supportive for the design of precooler in future.

pre-cooling technology；precoolers；hypersonic vehicles；turbine based combined cycle(TBCC)engine；anti-icing

V236

A

1672-2620(2013)06-0021-05

2013-11-13；

2013-12-26

童传琛(1987-)，河南周口人，硕士，主要从事流动换热与热分析研究。