2022, Vol. 40
随着航空技术的不断进步，人类开始追求越来越高的飞行马赫数。作为高速飞行器的核心部件，全速域发动机在飞行器实现高速飞行中发挥着决定性作用[1]。虽然单一类型发动机（涡轮发动机、冲压发动机和火箭发动机等）技术相对成熟，但均无法满足全速域且可重复使用的要求，如：常规涡轮发动机最高飞行速度不超过马赫数2.5，飞行高度30 km以下；超燃冲压发动机需在马赫数3.0以上才能起动，且机动性较差；火箭发动机能在全速域内工作，亦不受高度限制，但比冲低，也难以重复使用。
为解决全速域飞行器动力问题，各研究机构结合单一发动机工作特点提出了多种类型的组合循环发动机，常见类型包括：涡轮基组合循环发动机（Turbine Based Combined Cycle，TBCC）、火箭基组合循环发动机（Rocket Based Combined Cycle，RBCC）和空气涡轮火箭发动机（Air Turbo-Rocket，ATR）等[2-3]。组合循环发动机在结构布局和工作区间上对单一类型发动机进行了有机融合，具有工作速域宽、比冲性能较好、可重复使用和经济性好等优点，在未来单级入轨（Single Stage to Orbit，SSTO）和两级入轨（Two Stage to Orbit，TSTO）可重复使用飞行器中有广阔的应用前景。
若低速段采用涡轮类发动机作为主动力，而高速段采用超燃冲压发动机提供主动力，则组合循环发动机会面临工作速域和推力的衔接问题，需采取相关措施扩展涡轮类发动机或超燃冲压发动机工作包线。
预冷型组合循环发动机是利用低温介质对来流高温空气进行预冷或液化的一种新型组合循环发动机，具有工作速域宽、比冲高和推重比大等优点，是组合发动机的重要发展方向，在未来空天领域应用潜力大。美国、日本、英国和俄罗斯等国已对预冷型组合循环发动机开展了诸多研究工作，取得了大量理论和试验结果[4-5]。目前预冷型组合循环发动机面临的主要问题集中在轻质高效的预冷器设计与加工制造技术、开式/闭式循环系统设计技术、全速域循环参数匹配优化技术、高效增压技术和大功率涡轮功提取技术。
本文首先对国内外几类典型的预冷型组合循环发动机研究进展进行了详细介绍，然后通过数值建模计算分析了预冷型组合循环发动机热力循环中的几个关键难点，为预冷型组合循环发动机的热力循环设计和部件设计提供参考。
1 预冷型组合循环发动机发展历程预冷型组合循环发动机发展大致经历了三个阶段（图1）：20世纪六七十年代，主要以LACE循环为代表的液化空气循环发动机；20世纪八九十年代，以RB545为代表的深度预冷循环发动机；20世纪90年代中期到现在，以SABRE、ATREX为代表的适度预冷循环发动机。
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图 1 预冷变循环组合发动机研制历程 Fig.1 Research progress of pre-cooled variable-cycle combined engine |
20世纪60年代，Marquardt公司提出了液化空气循环发动机（Liquid Air Cycle Engines，LACE）[6]。该发动机融合了吸气式发动机和火箭发动机工作模式，在液氢液氧火箭发动机基础上研发而来，最高能工作至马赫数6～7。基本原理如图2所示，在吸气模态，发动机利用低温高热沉的液氢作为冷却剂将捕获的空气液化，再将液态空气增压后喷入传统火箭发动机燃烧室。工作模态转换为火箭模态后，利用携带的液氧代替液化空气作为氧化剂[7]。
LACE发动机的主要优点在于吸气模态利用空气中的氧气作为氧化剂，减少了氧化剂的携带，同时吸气模态和火箭模态共用喷管，不仅减轻了重量，也让空间利用更紧凑。不足之处在于与其他吸气式发动机相比，由于冷凝空气需要消耗大量冷却剂氢，导致比冲较低，仅为800 s左右。地面状态，LACE发动机所需的冷却剂氢/空气质量比约0.2～0.35，数倍于燃烧化学恰当比，来流空气温度升高后，所需冷却剂氢量更大，这制约了吸气模态发动机比冲性能[6]。
1993至1996年，俄罗斯Keldysh研究中心对LACE发动机开展了一系列计算、优化设计和试验，并提出了地面推力500 kN的发动机方案（图3）[8]和推力10 kN的燃烧室（图4）[9]，结果证明：热交换器效率能达到2000～3000 W/(m2·K)；获得了5～8 K的超冷液态空气；压气机工作温度100～120 K；液态空气/液氢和液氧/液氢双模态燃烧室能实现点火工作[8-10]。
LACE发动机难点在于液化空气中的氧气和氮气所需的温度在100 K以下，此温度已低于二氧化碳和水的凝固点，固态二氧化碳与冰会堵塞冷凝器，且热交换器表面霜冻问题无良好的解决办法。携带大量氢也将占用飞行器较大空间。另外，能否实现稳定的模态转换暂无试验结果支撑[6,8]。
ACES( Air Collection and Enrichment System) 发动机是在LACE发动机基础上增加了液氧分离器而发展出来的衍生型。从20世纪60年代至21世纪初，多个机构对其进行了改进研制，比较有代表性的为安德鲁斯航天公司提出的Alchemist ACES发动机，其基本工作原理如图5所示[11]。ACES发动机同样需要用低温冷却剂氢将来流空气液化，但液化后还需将液氧与液氮进行分离，部分液氧用于供应吸气模态燃烧室，剩余部分注入液氧罐为之后的火箭模态备用。
相比于LACE发动机，ACES发动机由于加入了液氧分离器而变得更复杂。该部件的设计旨在减少飞行器的起飞重量，因为起飞状态液氧罐处于空瓶状态。实际上，液化空气需消耗大量液氢，所需液氢与空气质量比接近0.2，因此起飞状态需携带更多液氢，并未减少飞行器起飞重量[6]。而且液氢密度低，会占用飞行器较大体积，给飞行器空间布局的设计也造成了困难[11-12]。
ACES发动机的关键技术有两点[13]：一是液氧分离器，因为液氧与液氮物理属性相近，分离器的设计将变得更复杂困难；二是轻质高效的氢预冷器。Hendrick等[14]通过试验验证了氢预冷器的可行性，并证明了预冷器几乎无泄漏（仅泄漏0.1 ug/s的氢），综合性能较高，之后还发展了多种类型的管壳式铝材质预冷器[14]。
空气液化循环发动机对冷却剂的消耗量极大，发动机系统复杂，技术难点多，经济性和实用性均较差。
1.2 空气深冷循环——RB545和ATRDC发动机20世纪80年代，英国开始发展可重复使用航天飞机技术。英国BAE系统公司提出了水平起降、单级入轨空天飞机（HOTOL）。HOTOL飞机采用罗･罗公司Alan Band等提出的预冷吸气式火箭发动机方案——RB545，其基本原理如图6所示[15]。
与LACE发动机类似，RB545发动机有两种工作模式—吸气模式和纯火箭模式。不同之处在于，RB545在吸气模式仅对空气进行深度预冷，但为了避免空气相变过程的能量转换，最低只将空气冷却至约80 K，并不使空气液化，这种改进节省了冷却剂用量。吸气模式空气流量240 kg/s，燃烧室温度2700 K，推力340 kN。火箭模式采用自身携带的液氢液氧工作，推力室室压15 MPa，氢流量23.3 kg/s，燃烧室温度3400 K，推力735 kN[4,15]。
为简化发动机结构，两种工作模式共用推力室，因此吸气模式下也需达到较高的推力室压力，约15 MPa，这就要求压气机有较高的压比。为满足压气机高压比的功率需求，大约2/3的高焓高压氢将用于驱动涡轮。膨胀后的氢已处于低压状态，不满足推力室压力要求，只能排放掉，少部分膨胀后的氢进入冲压燃烧室燃烧掉。大量氢的排放也导致RB545比冲仅有1508 s，混合比10.4[3]。
苏联在RB545的基础上发展出了深冷空气涡轮火箭发动机（Deeply Cooled Air Turborocket, ATRDC），其主要部件包括进气道、预冷器、压气机、燃烧室和氢加热器，其中燃烧室分为内外两管路，内管以吸气模式运行，外管以火箭模式运行，原理如图7所示，工作速域马赫数0～6。ATRDC发动机同样采用液氢为冷却剂，首先对来流空气进行深度冷却，再经氢加热器进一步吸热后达到1000～1200 K，之后高焓高压状态氢驱动涡轮机工作，过剩的氢将由单独喷管排出[1]。
由于预冷后空气温度低至98～112 K，ATRDC能拥有最高40的压比，工作速域内比冲3300～1500 s，推重比预估高达18～22[16]。该型发动机的缺点在于预冷器重量过大，约占整个发动机（不含进气道）的40%[16]，且预冷对冷却剂消耗量大，一半的氢在膨胀后将被直接排放掉。若将ATRDC发动机与冲压发动机进行组合，将过剩的氢注入冲压发动机燃烧，将有效提升发动机推力和比冲性能。由图8可以看出，充分集成后的ATRDC与冲压组合发动机最高比冲能提升至4000 s以上[16]。
空气深冷循环发动机性能高，但仍然面临冷却剂过剩问题，在经济性和实用性上优势并不算突出。
1.3 适度预冷闭式膨胀循环——SABRE和Scimitar发动机1988年，由于RB545发动机技术风险高、所需资金也过大，罗･罗公司停止了对该型发动机的投资，HOTOL项目被迫终止。但Alan Band并未灰心，1989年与HOTOL项目其余数名核心成员（Richard Varvil、John Scott等）创立了反应引擎公司（Reaction Engines Limited，REL），继续研发空天飞行器及其动力系统。经过5年努力，于1994年提出了“云霄塔”（SKYLON）单级入轨空天飞机概念，同时在LACE和RB545的基础上通过增设氦闭式循环而形成新的发动机方案——协同吸气式火箭发动机（Synergistic Air-Breathing Rocket Engine，SABRE），即“佩刀”发动机[17]，基本结构如图9所示。通过引入第三介质（氦）闭式循环，一是避免了“氢脆”问题，二是氦闭式布莱顿循环将部分热量用于驱动空气压气机和氦涡轮，分流了冷却剂（氢）需承受的热量，可有效减少冷却剂用量[18]。
截至2013年，Alan Bond团队已掌握了SABRE-3发动机多项关键技术，尤其是轻质高效预冷器的设计和加工技术[19]，2003年与布里斯托大学合作突破了预冷器霜控技术，开展了大量预冷器试验并证明了设计的预冷器能满足SABRE飞行需求[20]，为之后的进一步改进提供了技术支撑[21]。表1给出了SABRE-3部分性能参数。热力循环原理如图10所示。
与RB545类似，早期的SABRE-3发动机吸气模态和火箭模态共用燃烧室和喷管，这就要求吸气模态空气需达到较高压力。为提升压比，空气将被深度冷却至140 K左右，压比更是达到140，为满足压气机高压比的需求，需消耗大量液氢用于预冷和驱动压气机工作，总需求量达到2.8倍当量比，提高比冲成了下一步工作的关键。2015年，REL公司公开了SABRE-4发动机系统，为减少液氢用量，SABRE-4采用双喉道喷管解耦了吸气模态和火箭模态推力室，尽管结构重量有所增加，但降低了冷却剂用量，当量比降低至1.2左右。热力循环原理如图11所示。冷却剂用量的降低，也使压气机功率降低，压比降低至14～30，因此允许更高的预冷器出口温度，空气预冷后温度380 K，冷却深度的减弱也削减了霜冻的影响[22]。
由于大量使用轻质合金材料，SABRE-4发动机马赫数5.0状态推重比高达6～14，与喷气发动机和冲压发动机比均有明显优势。图12给出了SABRE发动机与其他类型发动机推重比对比结果[21,23]。吸气模态能大幅提升发动机比冲性能，SABRE-4吸气模态最大比冲能接近5200 s，火箭模态比冲460 s[24]。
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图 12 SABRE-4与其余类型发动机性能比较[23] Fig.12 Performance comparison of SABRE-4 with other forms of engines[23] |
2009年，REL公司启动了“涡轮基组合吸气式火箭发动机关键技术试验研究”项目（Experimental Investigation of Key Technologies for a Turbine Based Combined Rocket Engine），该项目获得了欧洲空间局（ESA）的支持，REL公司计划通过三个阶段完成“佩刀”发动机关键技术的攻关[25]。第1阶段（2009～2011年），REL联合英国BAE系统公司开展三方面工作—氧化剂冷却燃烧室技术、补偿喷管技术和热交换器模块研制。2009年2月，ESA投资100万欧元在该阶段项目上[26]。第2阶段（2011～2013年），主要目标为验证全尺寸热交换器，同时也开始了新一轮进气道气动问题研究。该阶段开展了一系列风洞试验，2012年通过试验将空气冷却至130 K，2013年完成全尺寸预冷器演示验证试验。空气动力有限公司（Gas Dynamics Limited）的风洞试验也检验了变几何进气道理论模型。第3阶段（2013～2016年），REL公司主要开展SABRE地面静态演示验证发动机研究，检验SABRE发动机热力循环。为支撑2016年SKYLON验证机项目，研发了舱体验证飞行器（Nacelle Test Vehicle，NTV），验证进排气系统和飞发一体性能。该阶段经费开销约2.25亿英镑[22]。
预冷器作为SABRE发动机关键部件，技术进展备受关注。按照原三阶段计划，REL公司在2009年前完成了全尺寸的预冷器模块研制，采用铬镍铁合金718制造了毛细管管径1 mm、壁厚30 μm、耐压达60 MPa的预冷器组件，见图13（a）[20,25]。第2阶段对预冷器的研究工作正常开展，试验验证了集成的预冷器（图13（b））能在低于373 K的温度下持续工作超过5 min。第3阶段REL公司搭建了空气来流温度最高1250 K的预冷器热考核试验台，见图13（c）[27]。2019年4月该公司完成了SABRE-4发动机全尺寸预冷器马赫数3.3条件高温热考核试验，预冷器产生热交换功率约1.5 MW，将700 K的空气在0.05 s内冷却至373 K。同年10月，实施了预冷器马赫数5.0热考核试验，能在0.05 s时间内将来流高温空气冷却1000 K以上。
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图 13 SABRE发动机预冷器及试验台 Fig.13 Pre-cooler of the SABRE engine and its test facility |
近几年在突破预冷器技术后，REL公司获得了英国和美国多家机构的资金支持，建造了多个试验平台，完成了多项SABRE发动机关键技术试验验证[27-29]。
欧洲空间局于2005年提出了“长期先进推进概念与技术”（Long-Term Advanced Propulsion Concepts and Technologies, LAPCAT）计划。在LAPCAP项目牵引下，REL公司提出了400吨级高声速民航机A2概念，并配套设计了马赫数5预冷型发动机—Scimitar，如图14所示[30]，同样采用氢为燃料，使用氦进行闭式循环。
Scimitar发动机属于SABRE发动机的衍生型，基本原理和关键技术与SABRE发动机十分相似，但设计目标不同。SABRE发动机目标瞄准单级/两级入轨，Scimitar发动机瞄准高声速巡航，对比冲和使用寿命有更高要求，设计寿命15000 h。Scimitar发动机采用三激波进气道，动能效率0.9，安装了6段预冷器，每段70模块，使压气机进气总温控制在635 K以内；压比进一步降低，采用两轴对转压气机，总压比4.07。相对于SABRE发动机，Scimitar更贴近民用，在现有技术水平上可实现性更高[30]。
Scimitar发动机有两种工作模式，由涡扇发动机提供主推力的B模式，以及由ATR和旁路冲压提供主推力的P模式，在马赫数2.5进行模态转换。地面推力372 kN，燃料当量比0.8，模态转换推力272.8～313.1 kN。该型发动机可在亚声速和超声速进行循环，亚声速可在马赫数0.9以9688 s比冲巡航，超声速保持马赫数5以4195 s比冲巡航，经济性较好[30]。图15给出Scimitar发动机两种巡航模式结构布局[31]。近几年，由于没有后续项目支持，Scimitar发动机进展缓慢，大多数关键技术停留在方案阶段。
1.4 适度预冷开式膨胀循环——ATREX发动机
1986年，为满足低成本、可重复使用航天运载系统动力需求，日本宇航研究院（Institute of Space and Astronautical Science，ISAS）联合多家研究机构提出了膨胀循环空气涡轮火箭发动机（Air-Turboramjet with Expander Cycle，ATREX）[32]。该型发动机采用低温液氢燃料为冷却剂，在进气道内安装预冷器对来流空气进行预冷，充分吸热后的燃料达到高焓高压状态，驱动涡轮带动压气机工作，再喷入燃烧室燃烧。为防止冷却管束表面结冰，在进气锥上加装了介质喷射装置，通过向空气内喷射液氮/液氧/醇类来抑制结冰[33]。
早期的ATREX发动机采用叶尖涡轮驱动压气机工作，如图16（a），而叶尖涡轮的C/C复合材料氧化问题始终未有效解决，因此，2000年后又采用传统后置涡轮布局代替原有的叶尖涡轮布局，如图16（b），同时将涡轮进气温度降至1200 K，发动机综合性能与叶尖涡轮方案相当[34]。
1992年之后日本开始对ATREX开展试验研究，最早利用缩比模型对ATREX进行了约30次地面试车，该模型在未安装预冷器条件下测得1400 s的比冲和4500 N的推力[35]。预冷器作为ATREX发动机的核心部件之一，是ISAS研究的重点，1992～1994年，先后对三种布局（分别为Type-I、Type-II、Type-III）的预冷器开展了风洞试验，1995年后进行了地面点火试验[33]。预冷器的试验结果证明采用液氮为冷却剂最低能将来流空气从293 K冷却至209 K，若采用氢为冷却剂则能降低至171 K，总压恢复系数最高0.9以上[32]。图17展示了ATREX发动机地面点火试验台。根据对三种布局预冷器地面试验结果来看，Type-Ⅰ和Type-Ⅱ有较大的管径和管束间距，总压损失较小，但是热交换率无法达到预计值。Type-Ⅲ减小管径尺寸并缩小管束间距后，管壁容易迅速结冰，压力损失陡增[36]。向进气道内喷入乙醇能有效抑制预冷器表面结冰，结合地面试验结果评估可知整个飞行过程（地面状态至30 km）所需的乙醇总量不超过载油量的3%[37]。
后期地面热试验（图18、图19）采用液态甲醇或者气态甲醇来抑制结冰，能降低80%的压力损失。以液氢作为冷却剂和燃料。ATREX-12、ATREX-13和ATREX-14的地面点火试验测得2400～3540 N的推力，空气流量6.05～7.28 kg/s，比冲10200～16300 N·s/kg[33]。日本航空航天研究局（JAXA）也提出了基于ATREX发动机的飞行试验样机和天地往返飞行试验，并开展商业应用探索[38]，但截止目前尚无商业应用报告。
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图 18 液态甲醇ATREX-500发动机试验台[33] Fig.18 Ground test of the ATREX-500 engine withliquid methanol injection[33] |
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图 19 气态甲醇ATREX-500发动机试验台[33] Fig.19 Ground test of the ATREX-500 engine withgaseous methanol injection[33] |
20世纪90年代末，Vladimir Balepin提出了将液体火箭发动机（Liquid Rocket Engine，LRE）和深度预冷涡喷发动机（Deeply Cooled Turbojet，DCTJ）有机结合而成的新型预冷型组合循环发动机——KLIN发动机[39]（图20），该型发动机的设计旨在为单级入轨（Single Stage to Orbit，SSTO）飞行器提供动力。发动机的火箭单元全速域参与工作。
经预冷作用后的涡喷发动机最高可工作至马赫数6.0～6.5。地面状态涡喷发动机来流空气被冷却剂氢预冷至110 K，而马赫数6.0状态能被冷却至200～250 K，期间空气不会被液化。由于进气温度低，涡喷发动机得以使用较高的压比，提高了发动机热循环效率。但在深度预冷的同时，又带来了预冷器结冰的问题，KLIN发动机在预冷器前加装了液氧喷注装置来控制结冰，液氧喷注的另一个作用也是为了冷却空气。与空气液化循环发动机相比，KLIN发动机简化了装置，减轻了重量，发动机得以获取更高的推重比[40]。
KLIN发动机可垂直起飞，亚声速段火箭发动机也会提供较大比例的推力，跨声速后火箭发动机开始节流，只提供较小的推力。马赫数6.0左右，预冷涡喷发动机关闭，火箭发动机重新起动，工作模态转换为火箭发动机单独工作。低速段采用吸气模式获取氧化剂，减轻了所需携带液氧的重量，比冲约为液氢/液氧火箭发动机的两倍。另外，垂直起飞可省去起落架及其附件的重量，进一步减轻了飞行器起飞重量[41]。
KLIN发动机的主要难点在于低温高压比压气机，马赫数0～6.0变化时，压气机进气流量和总压变化较大，需重新设计工作范围更宽的压气机[16]。
2003年日本JAXA在ATREX研究基础上面向民用航空提出了预冷涡喷发动机（Pre-Cooled Turbojet，PCTJ）方案，如图21所示，并加工了缩比尺度的预冷涡喷发动机S-PCTJ，用于验证发动机循环可行性[42-44]。目前已完成进气道马赫数1.5～5.0风洞试验、马赫数2飞行试验和马赫数4风洞试验，结合CFD评估验证了PCTJ发动机能完成马赫数0～5连续工作[45-46]。
西安航天动力研究所张蒙正等针对可重复使用航天运输或临近空间快速投放平台动力需求，提出了一种预冷空气涡轮火箭（Pre-Cooling Air Turbo Rocket，PATR）组合动力系统方案[47]，如图22所示，主体布局为中间的火箭发动机和环绕火箭发动机的旁路冲压发动机，外加第三介质循环系统。采用氦为第三介质，闭式循环方式对空气进行预冷，并驱动空气压气机和氢泵工作。以液氢作为最终热沉，对高温氦进行冷却，再驱动氦压气机-涡轮，膨胀后的氢一部分进入火箭发动机燃烧室燃烧，另一部分导入冲压燃烧室燃烧。PATR发动机工作速域马赫数0～6，火箭发动机在全速域内工作，也是推力的主要来源，旁路冲压工作速域初步设计为马赫数1.8～6.0。
对PATR发动机热力循环系统（图23）和部件关键技术的分析表明[49]，该型发动机的技术难点在于热力参数的匹配、轻质高效预冷器设计及制造技术、燃烧室热防护技术、高效氦涡轮技术和低温空气压缩技术等，未来团队将持续对系统方案进行优化。
2 预冷型发动机热力循环问题分析
预冷技术是预冷型组合循环发动机的典型特征，但预冷技术的引入也为发动机的设计带来了诸多问题。以下从热力循环角度来分析预冷型组合循环发动机的主要技术难点。
2.1 预冷与燃烧对冷却剂流量的需求矛盾问题无论是空气液化循环、空气深冷循环还是空气适度预冷循环，都是以低温燃料作为冷却剂，消耗燃料热沉对来流空气进行预冷和对燃烧室壁面进行热防护。然而，冷却对燃料的需求和燃烧对燃料的需求在大部分工作状态都无法保持相同，上述的数型发动机几乎都面临冷却对燃料需求量大于燃烧需求量的问题，不仅降低了发动机比冲，也增加了飞行器载荷负担。
以典型预冷型发动机为例，建立预冷器热交换计算模型和燃烧室释热模型，对预冷和燃烧对燃料需求进行对比分析[50]。
| $ {\eta _{_{\rm{PC}}}} = \frac{q}{{{q_{\max }}}} = \frac{{{C_{\rm{c}}}} {({T_{{\rm{c}}\_2}} - {T_{{\rm{c}}\_1}})}}{{{C_{\rm{min}}}({T_{{\rm{a}}\_1}} - {T_{{\rm{c}}\_1}})}} $ | (1) |
| $ \varphi \gamma \Bigg(\int_{{T_{{\rm{c\_1}}}}}^{{T_{{\rm{c\_2}}}}} {{c_{{p\_{\rm{c}}}}}{\rm{d}}T} \Bigg) = \int_{{T_{{\rm{a\_2}}}}}^{{T_{{\rm{a\_1}}}}} {{c_{{{p\_{\rm{a}}}}}}{\rm{d}}T} $ | (2) |
| $ \begin{split}& (1 + {\varphi} {\gamma} ) {c_{p\_{\rm{g}}}} {T_7} - (1 + {\varphi} {\gamma} ) {c_{p\_{\rm{mix}}}}{T_6} = \\&\qquad {{\varphi} _{_{\rm{b}}}} {\gamma} H {{\eta} _{_{{\rm{b}}}}} - {\varphi} {\gamma} \int_{T_{{{\rm{c}}\_2}}}^{T_{{{\rm{c}}\_3}}} {c_{p\_{\rm{c}}}{\rm{d}}T} \end{split}$ | (3) |
式中：
分别选择氢和甲烷为燃料，计算不同飞行速域下不同当量比燃料对空气的预冷效果，计算结果如图24所示。可以看出，相同冷却剂当量比条件下，氢对空气的预冷效果高于甲烷。1.0～2.0倍当量比的氢在马赫数0～4.5速域内能将空气冷却51～476 K，而相同流量的甲烷在马赫数0～4.0范围仅能将空气冷却24～182 K。供应1～2倍当量比的燃料流量，能将空气进行适度预冷，基本满足能将涡轮型核心机工作速域扩展至马赫数4.0以上的需求。
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图 24 氢与甲烷对空气的预冷效果 Fig.24 Pre-cooling effect of hydrogen and methane on air |
经换热后的燃料将被喷入燃烧室进行燃烧，但燃烧室能消耗的燃料不仅受氧化剂流量的限制，还受燃烧室材料耐高温极限和燃烧室壁面热防护效果限制。以加力燃烧室为例，假设燃烧室最高可承受温度为2473 K，计算燃料与空气混合燃烧达到最高温所需的燃烧的燃料当量比，结果如图25所示，图中
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图 25 燃烧室温度限制内燃烧所需燃料 Fig.25 Fuel requirement within the temperature limit of the combustor |
对甲烷燃料，马赫数1.5以下，燃烧室基本能燃烧1倍当量比的燃料。马赫数1.5～4.0能燃烧0.8～1.0倍当量比的燃料，氢的热值更高，因此马赫数0～4.5内在燃烧室温度极限内仅能燃烧掉0.6～0.8倍当量比。很明显，燃烧室无法消耗完预冷需求的燃料量，若将过剩的燃料直接排放，会造成资源的浪费，并降低发动机比冲。
为充分利用燃料热沉和热值，提高发动机综合性能，需平衡发动机冷却用燃料和燃烧用燃料。有以下几项建议措施：（1）优化预冷器布局，提高预冷器热交换效率。预冷器热交换效率的提高可使更少燃料达到相同预冷效果。（2）优化预冷器结构，降低预冷器对空气造成的压损。预冷器会对空气造成总压损失，导致发动机推力相对降低。（3）提高燃烧室材料耐高温极限。由以上评估计算可知，2473 K的燃烧室总温上限无法满足氢燃料燃烧需求，若能提高燃烧室壁面材料耐高温极限，燃烧室便可承受更高当量比的燃料燃烧。（4）采用更高效的热防护措施，包括主动冷却和被动冷却。燃烧室壁面得到更好的热防护措施后，能容许燃烧室有更高燃烧温度。
2.2 预冷器与压气机参数匹配问题预冷器的研制是预冷型组合循环发动机最关键的技术之一，其冷却管道布局方式一般为管束式微小通道叉排分布，属于管壳式换热器的一种[51]。其中，日本ATREX发动机的预冷器为轴向对称型（图26），SABRE发动机的为周向对称型（图27）[52]。预冷器在发动机内属于上游部件，其性能对下游部件甚至发动机总体性能影响较大，相关性最高的无疑是压气机。一方面，预冷器降低了来流空气总温，让压气机能在更高马赫数下工作，压气机进气温度的降低也容许压气机在材料耐高温极限内有更高的压比；另一方面，预冷器的加装给空气带来了总压损失，需通过压气机来弥补。
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图 26 轴向对称型预冷器结构 Fig.26 Structure layout of the axial symmetry pre-cooler |
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图 27 周向对称型预冷器结构 Fig.27 Baseline of circumferential symmetry pre-cooler |
将预冷器与压气机视作一体化部件，如图28所示，引入熵函数对预冷器/压气机一体化部件参数匹配问题进行设计。
| $ \begin{split} {S_{{\rm{mc}}}} =& \frac{S}{{{{\dot m}_{\rm{a}}} {{\bar c}_{{p \rm{\_a}}}}}} = {\rm{In}}\Bigg(\frac{{{T_{{\rm{a\_2}}}}}}{{{T_{{\rm{a\_1}}}}}} {\tau _{\rm{c}}}\Bigg) - \frac{{{k_{\rm{a}}}}}{{{k_{\rm{a}}} - 1}} {\rm{In}}({\sigma _{\rm{a}}} {\pi _{\rm{c}}}) \\& + {K_{{\rm{cpm}}}} \Bigg[{\rm{In}}\Bigg(\frac{{{T_{{\rm{c\_2}}}}}}{{{T_{{\rm{c\_1}}}}}}\Bigg) - \frac{{{k_{\rm{c}}}}}{{{k_{\rm{c}}} - 1}} {\rm{In}}({\sigma _{\rm{c}}})\Bigg] \end{split} $ | (4) |
| $ {\tau _{\rm{c}}} = \frac{{{T_{{\rm{a}}\_{\rm{3}}}}}}{{{T_{{\rm{a}}\_{\rm{2}}}}}} = \left\{ {1 + \left[ {\frac{{\pi _{\rm{c}}^{\left( {\frac{{{k_{\rm{a}}} - 1}}{{{k_{\rm{a}}}}}} \right)} - 1}}{{{\eta _{\rm{c}}}}}} \right]} \right\} $ | (5) |
| $ {K_{{\rm{cpm}}}} = \varphi \gamma \frac{{{{\bar c}_{{p\rm{\_c}}}}}}{{{{\bar c}_{{p\rm{\_a}}}}}} $ | (6) |
式中，
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图 28 预冷器与压气机一体化结构 Fig.28 Configuration of combined pre-cooler and compressor |
引用的熵函数
图29给出了预冷器消耗甲烷燃料当量比
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图 29 燃料当量比与压气机压比在熵函数图上的关系 Fig.29 Relation between fuel equivalent ratio and compressor pressure ratio on the entropy function map |
|
图 30 燃料当量比与压气机出口温度在熵函数图上的关系 Fig.30 Relation between fuel equivalent ratio and compressor exit temperature on the entropy function map |
根据发动机性能需求，可设计不同的当量比-压比（
为充分利用燃料热沉和化学能，控制燃料当量比在最高在1.0左右，保证燃料不会过剩，设计的
若要求发动机热效率高，能量利用率高，则需保持熵增极小，可得到图29和图30中工作线3，此线始终保持较低熵增，消耗的燃料当量比也低，热循环效率高。但缺点也很明显，即压比无法提升，对发动机比推力和比冲性能带来负面影响，另外，冷却用燃料也不足以供应燃烧室燃烧。
2.3 压气机与涡轮共同工作问题压气机与涡轮共同工作问题也是预冷型组合循环发动机的关键技术，与传统涡轮发动机相比，最大的区别在于驱动涡轮工作的工质由燃气改成了高焓高压状态的可压缩气体，开式膨胀循环发动机一般为燃料（氢、甲烷等），闭式膨胀循环一般为氦。而对于大多数工况，涡轮工质的质量流量远低于来流空气质量流量，导致涡轮能为压气机提供的功率较小，限制了压气机压比的提升。
以典型开式膨胀循环预冷发动机核心机为例，建立了压气机压比与涡轮落压比数值计算模型，联立流量平衡方程和功率平衡方程研究压气机压比与涡轮落压比之间的关系，以及压气机和涡轮单位功率变化规律[53]，控制方程如下：
| $ {\pi _{\rm{c}}} = {\Bigg[1 + {\eta _{\rm{c}}} \Bigg(\frac{{{T_{{\rm{a\_3}}}}}}{{{T_{{\rm{a\_2}}}}}} - 1\Bigg)\Bigg]^{\tfrac{k_{\rm{a}}}{({k_{\rm{a}}} - 1)}}} $ | (7) |
| $ {\pi _{_{\rm{T}}}} = \frac{{{p_{\rm{c\_4}}}}}{{{p_{\rm{c\_5}}}}} = {\Biggr[1 - {\dfrac{\Bigg({\dfrac{1 -T_{\rm{c\_5}}}{T_{\rm{c\_4}}}\Bigg)}}{{\eta _{_{\rm{T}}}}}}\Biggr]^{{\tfrac{ - {k_{\rm{c}}}}{({k_{\rm{c}}} - 1)}}}} $ | (8) |
| $ {\dot m_{\rm{c}}} = \varphi \gamma {\dot m_{\rm{a}}} $ | (9) |
| $ {\dot m_{\rm{a}}} \int_{{T_{{\rm{a\_2}}}}}^{{T_{{\rm{a\_3}}}}} {{c_{{{p\_{\rm{a}}}}}}} {\rm{d}}T = {\dot m_{\rm{c}}} {\eta _{\rm{m}}} \int_{{T_{{\rm{c\_5}}}}}^{{T_{{\rm{c\_4}}}}} {{c_{{{p\_{\rm{c}}}}}}} {\rm{d}}T $ | (10) |
式中，
图31展示了以甲烷为燃料的压气机压比和涡轮落压比之间的关系。假设涡轮落压比最高为15，涡轮前温度不超952 K，涡轮效率0.88～0.90，压气机效率0.77～0.82。可以看出，地面状态1倍当量比燃料在涡轮最大落压比范围内最高能使压气机压比达到1.8，而压气机压比要达到3以上则需要约2倍当量比的燃料。马赫数2.0状态，2倍当量比的燃料在最高落压比限制内最高只能获得2.8左右的压比。到马赫数4.0状态，来流空气总温和总压明显升高，压缩更难，1～2倍当量比的燃料仅能满足1.3～1.7的压比需求。
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图 31 压气机压比与涡轮落压比关系 Fig.31 Relation between compressor pressure ratio and turbine pressure ratio |
若在马赫数0～4速域内按照最大压比设计
对应图31压气机压比变化规律在马赫数0～4.0范围内，考察压气机单位功率/涡轮单位功率与压比/燃料当量比的关系。图32为不同速域下压气机单位功率随压比和当量比的变化关系。图33为不同速域下涡轮单位功率随压比和当量比变化关系。由图32可以看出，压比相同情况下，燃料当量比对压气机单位功率影响较弱，单位功率主要由压比控制，飞行速度越高单位功率随压比增加越快。而无论是地面状态还是高速状态，压气机单位功率上限均相近，约120 kw·s/kg。因此，可根据压气机最大单位功率来设计不同飞行速度下最大压比。
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图 32 压气机单位功率变化 Fig.32 Variation of the compressor specific power |
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图 33 涡轮单位功率随压气机压比变化 Fig.33 Variation of the turbine specific power with respect to the compressor pressure ratio |
与压气机相比，燃料当量比对涡轮单位功率（相对于燃料流量）影响更明显，当量比越高，涡轮单位功率越低，如图33所示。同样可以看出，不同速域下以甲烷为工质的涡轮最大单位功率达1200 kw·s/kg。高速状态单位功率随压比上升迅速，达到最大值后涡轮无法满足压气机更大压比对功率的需求。因此，提高涡轮单位功率才能提高压气机单位功率和压比。
涡轮单位功率及驱动涡轮的工质和涡轮落压比相关。图34显示了甲烷工质涡轮单位功率与涡轮落压比关系。可见，低速状态较高单位功率要求落压比达15以上，高速状态需达8以上。与传统核心机相比，预冷膨胀循环发动机的涡轮工质流量与空气流量相差甚大，导致涡轮的单位功率（相对于燃料流量）需达极高水平才能满足压气机功率需求。更大的落压比可以提高涡轮单位功率，但要求涡轮有更多级数，且工质有更高膨胀速度，再匹配压气机转速相等，给涡轮的设计带来了极大难度。预冷膨胀循环发动机压气机与涡轮的设计有待进一步研究。
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图 34 涡轮单位功率随涡轮落压比变化 Fig.34 Variation of the turbine specific power with respect to the turbine pressure ratio |
本文介绍了各型预冷组合循环发动机的发展历程，并分析了各型发动机的优缺点和技术难点。预冷型组合循环发动机从概念提出至如今，热力循环方案经历了多次迭代改进，既有基本原理的继承，也有新技术的加持。在总结了各型预冷组合循环发动机热力循环特点后，对发动机热力循环中的三个主要难点进行了数值建模分析，结合计算结果对预冷型组合循环发动机典型关键技术概括如下：
1）采用第三介质闭式膨胀循环的预冷型发动机（SABRE和PATR等）是预冷型发动机未来重要的发展方向。该型发动机部件多，热力循环系统复杂，存在诸多大温差和大压差节点，对部件性能和材料要求极高。除预冷器外还包括其余转子部件，需要突破这些部件的轻质、高效、小体积和高强度设计及制造技术。
2）全速域范围内的热力循环参数匹配是预冷型组合循环发动机的难点和关键。高速状态需消耗大量冷却剂，发动机预冷深度和比冲难以兼顾，根据发动机目标性能要求调节冷却剂流量才能获取折中的性能。预冷型发动机预冷深度的优化改进正是反映了设计师们在寻求冷却剂消耗量与发动机总体性能之间的平衡点。
3）采用膨胀循环模式的预冷型组合发动机驱动涡轮工作的工质流量低、焓差大，涡轮单位功率高、落压比大，给压气机和涡轮的构型设计以及协同工作控制策略设计造成极大困难，宽速域范围内该类型发动机的压气机与涡轮一体化设计与控制研究还较少，其关键技术有待突破。
得益于设计和加工制造技术的快速发展，随着预冷型组合循环发动机的进一步研究，高性能的预冷组合循环发动机有望逐步进入实际应用。我国预冷型组合循环发动机研究目前还停留在方案论证和部件关键技术验证上，发动机整体研制进程与国外存在较大差距，在理论分析和机理试验研究上还有大量工作亟需开展。
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