預冷型組合循環(huán)發(fā)動機技術

羅佳茂，楊順華，母忠強，張彎洲，游 進

(北京流體動力科學研究中心，北京 100011)

0 引 言

隨著航空技術的不斷進步，人類開始追求越來越高的飛行馬赫數(shù)。作為高速飛行器的核心部件，全速域發(fā)動機在飛行器實現(xiàn)高速飛行中發(fā)揮著決定性作用[1]。雖然單一類型發(fā)動機（渦輪發(fā)動機、沖壓發(fā)動機和火箭發(fā)動機等）技術相對成熟，但均無法滿足全速域且可重復使用的要求，如：常規(guī)渦輪發(fā)動機最高飛行速度不超過馬赫數(shù)2.5，飛行高度30 km以下；超燃沖壓發(fā)動機需在馬赫數(shù)3.0以上才能起動，且機動性較差；火箭發(fā)動機能在全速域內工作，亦不受高度限制，但比沖低，也難以重復使用。

為解決全速域飛行器動力問題，各研究機構結合單一發(fā)動機工作特點提出了多種類型的組合循環(huán)發(fā)動機，常見類型包括：渦輪基組合循環(huán)發(fā)動機（Turbine Based Combined Cycle，TBCC）、火箭基組合循環(huán)發(fā)動機（Rocket Based Combined Cycle，RBCC）和空氣渦輪火箭發(fā)動機（Air Turbo-Rocket，ATR）等[2-3]。組合循環(huán)發(fā)動機在結構布局和工作區(qū)間上對單一類型發(fā)動機進行了有機融合，具有工作速域寬、比沖性能較好、可重復使用和經(jīng)濟性好等優(yōu)點，在未來單級入軌（Single Stage to Orbit，SSTO）和兩級入軌（Two Stage to Orbit，TSTO）可重復使用飛行器中有廣闊的應用前景。

若低速段采用渦輪類發(fā)動機作為主動力，而高速段采用超燃沖壓發(fā)動機提供主動力，則組合循環(huán)發(fā)動機會面臨工作速域和推力的銜接問題，需采取相關措施擴展渦輪類發(fā)動機或超燃沖壓發(fā)動機工作包線。

預冷型組合循環(huán)發(fā)動機是利用低溫介質對來流高溫空氣進行預冷或液化的一種新型組合循環(huán)發(fā)動機，具有工作速域寬、比沖高和推重比大等優(yōu)點，是組合發(fā)動機的重要發(fā)展方向，在未來空天領域應用潛力大。美國、日本、英國和俄羅斯等國已對預冷型組合循環(huán)發(fā)動機開展了諸多研究工作，取得了大量理論和試驗結果[4-5]。目前預冷型組合循環(huán)發(fā)動機面臨的主要問題集中在輕質高效的預冷器設計與加工制造技術、開式/閉式循環(huán)系統(tǒng)設計技術、全速域循環(huán)參數(shù)匹配優(yōu)化技術、高效增壓技術和大功率渦輪功提取技術。

本文首先對國內外幾類典型的預冷型組合循環(huán)發(fā)動機研究進展進行了詳細介紹，然后通過數(shù)值建模計算分析了預冷型組合循環(huán)發(fā)動機熱力循環(huán)中的幾個關鍵難點，為預冷型組合循環(huán)發(fā)動機的熱力循環(huán)設計和部件設計提供參考。

1 預冷型組合循環(huán)發(fā)動機發(fā)展歷程

預冷型組合循環(huán)發(fā)動機發(fā)展大致經(jīng)歷了三個階段（圖1）：20世紀六七十年代，主要以LACE循環(huán)為代表的液化空氣循環(huán)發(fā)動機；20世紀八九十年代，以RB545為代表的深度預冷循環(huán)發(fā)動機；20世紀90年代中期到現(xiàn)在，以SABRE、ATREX為代表的適度預冷循環(huán)發(fā)動機。

圖1 預冷變循環(huán)組合發(fā)動機研制歷程Fig. 1 Research progress of pre-cooled variable-cycle combined engine

1.1 液化空氣循環(huán)——LACE與ACES發(fā)動機

20世紀60年代，Marquardt公司提出了液化空氣循環(huán)發(fā)動機（Liquid Air Cycle Engines，LACE）[6]。該發(fā)動機融合了吸氣式發(fā)動機和火箭發(fā)動機工作模式，在液氫液氧火箭發(fā)動機基礎上研發(fā)而來，最高能工作至馬赫數(shù)6～7。基本原理如圖2所示，在吸氣模態(tài)，發(fā)動機利用低溫高熱沉的液氫作為冷卻劑將捕獲的空氣液化，再將液態(tài)空氣增壓后噴入傳統(tǒng)火箭發(fā)動機燃燒室。工作模態(tài)轉換為火箭模態(tài)后，利用攜帶的液氧代替液化空氣作為氧化劑[7]。

圖2 LACE發(fā)動機原理圖[7]Fig. 2 Principle diagram of the LACE cycle[7]

LACE發(fā)動機的主要優(yōu)點在于吸氣模態(tài)利用空氣中的氧氣作為氧化劑，減少了氧化劑的攜帶，同時吸氣模態(tài)和火箭模態(tài)共用噴管，不僅減輕了重量，也讓空間利用更緊湊。不足之處在于與其他吸氣式發(fā)動機相比，由于冷凝空氣需要消耗大量冷卻劑氫，導致比沖較低，僅為800 s左右。地面狀態(tài)，LACE發(fā)動機所需的冷卻劑氫/空氣質量比約0.2～0.35，數(shù)倍于燃燒化學恰當比，來流空氣溫度升高后，所需冷卻劑氫量更大，這制約了吸氣模態(tài)發(fā)動機比沖性能[6]。

1993至1996年，俄羅斯Keldysh研究中心對LACE發(fā)動機開展了一系列計算、優(yōu)化設計和試驗，并提出了地面推力500 kN的發(fā)動機方案（圖3）[8]和推力10 kN的燃燒室（圖4）[9]，結果證明：熱交換器效率能達到2000～3000 W/(m2·K)；獲得了5～8 K的超冷液態(tài)空氣；壓氣機工作溫度100～120 K；液態(tài)空氣/液氫和液氧/液氫雙模態(tài)燃燒室能實現(xiàn)點火工作[8-10]。

圖3 500 kN地面推力LACE發(fā)動機布局[8]Fig. 3 Layout of LACE engine with a sea level thrust of 500 kN[8]

圖4 10 kN推力LACE發(fā)動機燃燒室結構[9]Fig. 4 Chamber structure of the LACE engine with a thrust of 10 kN[9]

LACE發(fā)動機難點在于液化空氣中的氧氣和氮氣所需的溫度在100 K以下，此溫度已低于二氧化碳和水的凝固點，固態(tài)二氧化碳與冰會堵塞冷凝器，且熱交換器表面霜凍問題無良好的解決辦法。攜帶大量氫也將占用飛行器較大空間。另外，能否實現(xiàn)穩(wěn)定的模態(tài)轉換暫無試驗結果支撐[6,8]。

ACES( Air Collection and Enrichment System) 發(fā)動機是在LACE發(fā)動機基礎上增加了液氧分離器而發(fā)展出來的衍生型。從20世紀60年代至21世紀初，多個機構對其進行了改進研制，比較有代表性的為安德魯斯航天公司提出的Alchemist ACES發(fā)動機，其基本工作原理如圖5所示[11]。ACES發(fā)動機同樣需要用低溫冷卻劑氫將來流空氣液化，但液化后還需將液氧與液氮進行分離，部分液氧用于供應吸氣模態(tài)燃燒室，剩余部分注入液氧罐為之后的火箭模態(tài)備用。

圖5 ACES發(fā)動機原理圖[11]Fig. 5 Principle diagram of the ACES engine[11]

相比于LACE發(fā)動機，ACES發(fā)動機由于加入了液氧分離器而變得更復雜。該部件的設計旨在減少飛行器的起飛重量，因為起飛狀態(tài)液氧罐處于空瓶狀態(tài)。實際上，液化空氣需消耗大量液氫，所需液氫與空氣質量比接近0.2，因此起飛狀態(tài)需攜帶更多液氫，并未減少飛行器起飛重量[6]。而且液氫密度低，會占用飛行器較大體積，給飛行器空間布局的設計也造成了困難[11-12]。

ACES發(fā)動機的關鍵技術有兩點[13]：一是液氧分離器，因為液氧與液氮物理屬性相近，分離器的設計將變得更復雜困難；二是輕質高效的氫預冷器。Hendrick等[14]通過試驗驗證了氫預冷器的可行性，并證明了預冷器幾乎無泄漏（僅泄漏0.1 ug/s的氫），綜合性能較高，之后還發(fā)展了多種類型的管殼式鋁材質預冷器[14]。

空氣液化循環(huán)發(fā)動機對冷卻劑的消耗量極大，發(fā)動機系統(tǒng)復雜，技術難點多，經(jīng)濟性和實用性均較差。

1.2 空氣深冷循環(huán)——RB545和ATRDC發(fā)動機

20世紀80年代，英國開始發(fā)展可重復使用航天飛機技術。英國BAE系統(tǒng)公司提出了水平起降、單級入軌空天飛機（HOTOL）。HOTOL飛機采用羅?羅公司Alan Band等提出的預冷吸氣式火箭發(fā)動機方案——RB545，其基本原理如圖6所示[15]。

圖6 RB545發(fā)動機基本原理[15]Fig. 6 Principle diagram of the RB545 engine[15]

與LACE發(fā)動機類似，RB545發(fā)動機有兩種工作模式—吸氣模式和純火箭模式。不同之處在于，RB545在吸氣模式僅對空氣進行深度預冷，但為了避免空氣相變過程的能量轉換，最低只將空氣冷卻至約80 K，并不使空氣液化，這種改進節(jié)省了冷卻劑用量。吸氣模 式 空 氣 流 量240 kg/s，燃 燒 室 溫 度2 700 K，推 力340 kN。火箭模式采用自身攜帶的液氫液氧工作，推力室室壓15 MPa，氫流量23.3 kg/s，燃燒室溫度3 400 K，推力735 kN[4,15]。

為簡化發(fā)動機結構，兩種工作模式共用推力室，因此吸氣模式下也需達到較高的推力室壓力，約15 MPa，這就要求壓氣機有較高的壓比。為滿足壓氣機高壓比的功率需求，大約2/3的高焓高壓氫將用于驅動渦輪。膨脹后的氫已處于低壓狀態(tài)，不滿足推力室壓力要求，只能排放掉，少部分膨脹后的氫進入沖壓燃燒室燃燒掉。大量氫的排放也導致RB545比沖僅有1 508 s，混合比10.4[3]。

蘇聯(lián)在RB545的基礎上發(fā)展出了深冷空氣渦輪火箭發(fā)動機（Deeply Cooled Air Turborocket, ATRDC），其主要部件包括進氣道、預冷器、壓氣機、燃燒室和氫加熱器，其中燃燒室分為內外兩管路，內管以吸氣模式運行，外管以火箭模式運行，原理如圖7所示，工作速域馬赫數(shù)0～6。ATRDC發(fā)動機同樣采用液氫為冷卻劑，首先對來流空氣進行深度冷卻，再經(jīng)氫加熱器進一步吸熱后達到1 000～1 200 K，之后高焓高壓狀態(tài)氫驅動渦輪機工作，過剩的氫將由單獨噴管排出[1]。

圖7 ATRDC發(fā)動機原理圖[16]Fig. 7 Principle diagram of the ATRDC engine[16]

由于預冷后空氣溫度低至98～112 K，ATRDC能擁有最高40的壓比，工作速域內比沖3 300～1 500 s，推重比預估高達18～22[16]。該型發(fā)動機的缺點在于預冷器重量過大，約占整個發(fā)動機（不含進氣道）的40%[16]，且預冷對冷卻劑消耗量大，一半的氫在膨脹后將被直接排放掉。若將ATRDC發(fā)動機與沖壓發(fā)動機進行組合，將過剩的氫注入沖壓發(fā)動機燃燒，將有效提升發(fā)動機推力和比沖性能。由圖8可以看出，充分集成后的ATRDC與沖壓組合發(fā)動機最高比沖能提升至4 000 s以上[16]。

圖8 ATRDC及其組合發(fā)動機比沖分布[16]Fig. 8 Specific impulse distribution of ATRDC and its combined engines[16]

空氣深冷循環(huán)發(fā)動機性能高，但仍然面臨冷卻劑過剩問題，在經(jīng)濟性和實用性上優(yōu)勢并不算突出。

1.3 適度預冷閉式膨脹循環(huán)——SABRE和Scimitar發(fā)動機

1988年，由于RB545發(fā)動機技術風險高、所需資金也過大，羅?羅公司停止了對該型發(fā)動機的投資，HOTOL項目被迫終止。但Alan Band并未灰心，1989年與HOTOL項目其余數(shù)名核心成員（Richard Varvil、John Scott等）創(chuàng)立了反應引擎公司（Reaction Engines Limited，REL），繼續(xù)研發(fā)空天飛行器及其動力系統(tǒng)。經(jīng)過5年努力，于1994年提出了“云霄塔”（SKYLON）單級入軌空天飛機概念，同時在LACE和RB545的基礎上通過增設氦閉式循環(huán)而形成新的發(fā)動機方案——協(xié)同吸氣式火箭發(fā)動機（Synergistic Air-Breathing Rocket Engine，SABRE），即“佩刀”發(fā)動機[17]，基本結構如圖9所示。通過引入第三介質（氦）閉式循環(huán)，一是避免了“氫脆”問題，二是氦閉式布萊頓循環(huán)將部分熱量用于驅動空氣壓氣機和氦渦輪，分流了冷卻劑（氫）需承受的熱量，可有效減少冷卻劑用量[18]。

圖9 SABRE發(fā)動機結構示意圖[17]Fig. 9 Baseline of SABRE engine[17]

截至2013年，Alan Bond團隊已掌握了SABRE-3發(fā)動機多項關鍵技術，尤其是輕質高效預冷器的設計和加工技術[19]，2003年與布里斯托大學合作突破了預冷器霜控技術，開展了大量預冷器試驗并證明了設計的預冷器能滿足SABRE飛行需求[20]，為之后的進一步改進提供了技術支撐[21]。表1給出了SABRE-3部分性能參數(shù)。熱力循環(huán)原理如圖10所示。

圖10 SABRE-3發(fā)動機熱力循環(huán)原理圖[18]Fig. 10 Principle diagram of the SABRE-3 engine thermal cycle[18]

表1 SABRE-3發(fā)動機關鍵運行參數(shù)[21]Table 1 Key operating parameters for SABRE-3 engine[21]

與RB545類似，早期的SABRE-3發(fā)動機吸氣模態(tài)和火箭模態(tài)共用燃燒室和噴管，這就要求吸氣模態(tài)空氣需達到較高壓力。為提升壓比，空氣將被深度冷卻至140 K左右，壓比更是達到140，為滿足壓氣機高壓比的需求，需消耗大量液氫用于預冷和驅動壓氣機工作，總需求量達到2.8倍當量比，提高比沖成了下一步工作的關鍵。2015年，REL公司公開了SABRE-4發(fā)動機系統(tǒng)，為減少液氫用量，SABRE-4采用雙喉道噴管解耦了吸氣模態(tài)和火箭模態(tài)推力室，盡管結構重量有所增加，但降低了冷卻劑用量，當量比降低至1.2左右。熱力循環(huán)原理如圖11所示。冷卻劑用量的降低，也使壓氣機功率降低，壓比降低至14～30，因此允許更高的預冷器出口溫度，空氣預冷后溫度380 K，冷卻深度的減弱也削減了霜凍的影響[22]。

圖11 SABRE-4發(fā)動機熱力循環(huán)原理圖[3]Fig. 11 Principle diagram of the SABRE-4 engine thermal cycle[3]

由于大量使用輕質合金材料，SABRE-4發(fā)動機馬赫數(shù)5.0狀態(tài)推重比高達6～14，與噴氣發(fā)動機和沖壓發(fā)動機比均有明顯優(yōu)勢。圖12給出了SABRE發(fā)動機與其他類型發(fā)動機推重比對比結果[21,23]。吸氣模態(tài)能大幅提升發(fā)動機比沖性能，SABRE-4吸氣模態(tài)最大比沖能接近5200 s，火箭模態(tài)比沖460 s[24]。

圖12 SABRE-4與其余類型發(fā)動機性能比較[23]Fig. 12 Performance comparison of SABRE-4 with other forms of engines[23]

2009年，REL公司啟動了“渦輪基組合吸氣式火箭發(fā)動機關鍵技術試驗研究”項目（Experimental Investigation of Key Technologies for a Turbine Based Combined Rocket Engine），該項目獲得了歐洲空間局（ESA）的支持，REL公司計劃通過三個階段完成“佩刀”發(fā)動機關鍵技術的攻關[25]。第1階段（2009～2011年），REL聯(lián)合英國BAE系統(tǒng)公司開展三方面工作—氧化劑冷卻燃燒室技術、補償噴管技術和熱交換器模塊研制。2009年2月，ESA投資100萬歐元在該階段項目上[26]。第2階段（2011～2013年），主要目標為驗證全尺寸熱交換器，同時也開始了新一輪進氣道氣動問題研究。該階段開展了一系列風洞試驗，2012年通過試驗將空氣冷卻至130 K，2013年完成全尺寸預冷器演示驗證試驗。空氣動力有限公司（Gas Dynamics Limited）的風洞試驗也檢驗了變幾何進氣道理論模型。第3階段（2013～2016年），REL公司主要開展SABRE地面靜態(tài)演示驗證發(fā)動機研究，檢驗SABRE發(fā)動機熱力循環(huán)。為支撐2016年SKYLON驗證機項目，研發(fā)了艙體驗證飛行器（Nacelle Test Vehicle，NTV），驗證進排氣系統(tǒng)和飛發(fā)一體性能。該階段經(jīng)費開銷約2.25億英鎊[22]。

預冷器作為SABRE發(fā)動機關鍵部件，技術進展備受關注。按照原三階段計劃，REL公司在2009年前完成了全尺寸的預冷器模塊研制，采用鉻鎳鐵合金718制造了毛細管管徑1 mm、壁厚30 μm、耐壓達60 MPa的預冷器組件，見圖13（a）[20,25]。第2階段對預冷器的研究工作正常開展，試驗驗證了集成的預冷器（圖13（b））能在低于373 K的溫度下持續(xù)工作超過5 min。第3階段REL公司搭建了空氣來流溫度最高1250 K的預冷器熱考核試驗臺，見圖13（c）[27]。2019年4月該公司完成了SABRE-4發(fā)動機全尺寸預冷器馬赫數(shù)3.3條件高溫熱考核試驗，預冷器產生熱交換功率約1.5 MW，將700 K的空氣在0.05 s內冷卻至373 K。同年10月，實施了預冷器馬赫數(shù)5.0熱考核試驗，能在0.05 s時間內將來流高溫空氣冷卻1000 K以上。

圖13 SABRE發(fā)動機預冷器及試驗臺Fig. 13 Pre-cooler of the SABRE engine and its test facility

近幾年在突破預冷器技術后，REL公司獲得了英國和美國多家機構的資金支持，建造了多個試驗平臺，完成了多項SABRE發(fā)動機關鍵技術試驗驗證[27-29]。

歐洲空間局于2005年提出了“長期先進推進概念與技術”（Long-Term Advanced Propulsion Concepts and Technologies, LAPCAT）計劃。在LAPCAP項目牽引下，REL公司提出了400噸級高聲速民航機A2概念，并配套設計了馬赫數(shù)5預冷型發(fā)動機—Scimitar，如圖14所示[30]，同樣采用氫為燃料，使用氦進行閉式循環(huán)。

圖14 Scimitar發(fā)動機示意圖[30]Fig. 14 Schematic of the Scimitar engine[30]

Scimitar發(fā)動機屬于SABRE發(fā)動機的衍生型，基本原理和關鍵技術與SABRE發(fā)動機十分相似，但設計目標不同。SABRE發(fā)動機目標瞄準單級/兩級入軌，Scimitar發(fā)動機瞄準高聲速巡航，對比沖和使用壽命有更高要求，設計壽命15000 h。Scimitar發(fā)動機采用三激波進氣道，動能效率0.9，安裝了6段預冷器，每段70模塊，使壓氣機進氣總溫控制在635 K以內；壓比進一步降低，采用兩軸對轉壓氣機，總壓比4.07。相對于SABRE發(fā)動機，Scimitar更貼近民用，在現(xiàn)有技術水平上可實現(xiàn)性更高[30]。

Scimitar發(fā)動機有兩種工作模式，由渦扇發(fā)動機提供主推力的B模式，以及由ATR和旁路沖壓提供主推力的P模式，在馬赫數(shù)2.5進行模態(tài)轉換。地面推力372 kN，燃料當量比0.8，模態(tài)轉換推力272.8～313.1 kN。該型發(fā)動機可在亞聲速和超聲速進行循環(huán)，亞聲速可在馬赫數(shù)0.9以9688 s比沖巡航，超聲速保持馬赫數(shù)5以4195 s比沖巡航，經(jīng)濟性較好[30]。圖15給出Scimitar發(fā)動機兩種巡航模式結構布局[31]。近幾年，由于沒有后續(xù)項目支持，Scimitar發(fā)動機進展緩慢，大多數(shù)關鍵技術停留在方案階段。

圖15 Scimitar發(fā)動機巡航狀態(tài)工作模式[31]Fig. 15 Operation modes of the Scimitar engine at cruise conditions[31]

1.4 適度預冷開式膨脹循環(huán)——ATREX發(fā)動機

1986年，為滿足低成本、可重復使用航天運載系統(tǒng)動力需求，日本宇航研究院（Institute of Space and Astronautical Science，ISAS）聯(lián)合多家研究機構提出了膨脹循環(huán)空氣渦輪火箭發(fā)動機（Air-Turboramjet with Expander Cycle，ATREX）[32]。該型發(fā)動機采用低溫液氫燃料為冷卻劑，在進氣道內安裝預冷器對來流空氣進行預冷，充分吸熱后的燃料達到高焓高壓狀態(tài)，驅動渦輪帶動壓氣機工作，再噴入燃燒室燃燒。為防止冷卻管束表面結冰，在進氣錐上加裝了介質噴射裝置，通過向空氣內噴射液氮/液氧/醇類來抑制結冰[33]。

早期的ATREX發(fā)動機采用葉尖渦輪驅動壓氣機工作，如圖16（a），而葉尖渦輪的C/C復合材料氧化問題始終未有效解決，因此，2000年后又采用傳統(tǒng)后置渦輪布局代替原有的葉尖渦輪布局，如圖16（b），同時將渦輪進氣溫度降至1200 K，發(fā)動機綜合性能與葉尖渦輪方案相當[34]。

圖16 ATREX發(fā)動機原理示意圖[34]Fig. 16 Schematic of ATREX engine[34]

1992年之后日本開始對ATREX開展試驗研究，最早利用縮比模型對ATREX進行了約30次地面試車，該模型在未安裝預冷器條件下測得1400 s的比沖和4500 N的推力[35]。預冷器作為ATREX發(fā)動機的核心部件之一，是ISAS研究的重點，1992～1994年，先后對三種布局（分別為Type-I、Type-II、Type-III）的預冷器開展了風洞試驗，1995年后進行了地面點火試驗[33]。預冷器的試驗結果證明采用液氮為冷卻劑最低能將來流空氣從293 K冷卻至209 K，若采用氫為冷卻劑則能降低至171 K，總壓恢復系數(shù)最高0.9以上[32]。圖17展示了ATREX發(fā)動機地面點火試驗臺。根據(jù)對三種布局預冷器地面試驗結果來看，Type-Ⅰ和Type-Ⅱ有較大的管徑和管束間距，總壓損失較小，但是熱交換率無法達到預計值。Type-Ⅲ減小管徑尺寸并縮小管束間距后，管壁容易迅速結冰，壓力損失陡增[36]。向進氣道內噴入乙醇能有效抑制預冷器表面結冰，結合地面試驗結果評估可知整個飛行過程（地面狀態(tài)至30 km）所需的乙醇總量不超過載油量的3%[37]。

圖17 ATREX地面點火試驗臺[38]Fig. 17 Ground firing test of the ATREX engine[38]

后期地面熱試驗（圖18、圖19）采用液態(tài)甲醇或者氣態(tài)甲醇來抑制結冰，能降低80%的壓力損失。以液氫作為冷卻劑和燃料。ATREX-12、ATREX-13和ATREX-14的地面點火試驗測得2400～3540 N的推力，空氣流量6.05～7.28 kg/s，比沖10200～16300 N·s/kg[33]。日本航空航天研究局（JAXA）也提出了基于ATREX發(fā)動機的飛行試驗樣機和天地往返飛行試驗，并開展商業(yè)應用探索[38]，但截止目前尚無商業(yè)應用報告。

圖18 液態(tài)甲醇ATREX-500發(fā)動機試驗臺[33]Fig. 18 Ground test of the ATREX-500 engine with liquid methanol injection[33]

圖19 氣態(tài)甲醇ATREX-500發(fā)動機試驗臺[33]Fig. 19 Ground test of the ATREX-500 engine with gaseous methanol injection[33]

1.5 其他預冷型組合循環(huán)發(fā)動機

20世紀90年代末，Vladimir Balepin提出了將液體火箭發(fā)動機（Liquid Rocket Engine，LRE）和深度預冷渦噴發(fā)動機（Deeply Cooled Turbojet，DCTJ）有機結合而成的新型預冷型組合循環(huán)發(fā)動機——KLIN發(fā)動機[39]（圖20），該型發(fā)動機的設計旨在為單級入軌（Single Stage to Orbit，SSTO）飛行器提供動力。發(fā)動機的火箭單元全速域參與工作。

圖20 KLIN發(fā)動機原理圖[40]Fig. 20 Schematic of KLIN engine[40]

經(jīng)預冷作用后的渦噴發(fā)動機最高可工作至馬赫數(shù)6.0～6.5。地面狀態(tài)渦噴發(fā)動機來流空氣被冷卻劑氫預冷至110 K，而馬赫數(shù)6.0狀態(tài)能被冷卻至200～250 K，期間空氣不會被液化。由于進氣溫度低，渦噴發(fā)動機得以使用較高的壓比，提高了發(fā)動機熱循環(huán)效率。但在深度預冷的同時，又帶來了預冷器結冰的問題，KLIN發(fā)動機在預冷器前加裝了液氧噴注裝置來控制結冰，液氧噴注的另一個作用也是為了冷卻空氣。與空氣液化循環(huán)發(fā)動機相比，KLIN發(fā)動機簡化了裝置，減輕了重量，發(fā)動機得以獲取更高的推重比[40]。

KLIN發(fā)動機可垂直起飛，亞聲速段火箭發(fā)動機也會提供較大比例的推力，跨聲速后火箭發(fā)動機開始節(jié)流，只提供較小的推力。馬赫數(shù)6.0左右，預冷渦噴發(fā)動機關閉，火箭發(fā)動機重新起動，工作模態(tài)轉換為火箭發(fā)動機單獨工作。低速段采用吸氣模式獲取氧化劑，減輕了所需攜帶液氧的重量，比沖約為液氫/液氧火箭發(fā)動機的兩倍。另外，垂直起飛可省去起落架及其附件的重量，進一步減輕了飛行器起飛重量[41]。

KLIN發(fā)動機的主要難點在于低溫高壓比壓氣機，馬赫數(shù)0～6.0變化時，壓氣機進氣流量和總壓變化較大，需重新設計工作范圍更寬的壓氣機[16]。

2003年日本JAXA在ATREX研究基礎上面向民用航空提出了預冷渦噴發(fā)動機（Pre-Cooled Turbojet，PCTJ）方案，如圖21所示，并加工了縮比尺度的預冷渦噴發(fā)動機S-PCTJ，用于驗證發(fā)動機循環(huán)可行性[42-44]。目前已完成進氣道馬赫數(shù)1.5～5.0風洞試驗、馬赫數(shù)2飛行試驗和馬赫數(shù)4風洞試驗，結合CFD評估驗證了PCTJ發(fā)動機能完成馬赫數(shù)0～5連續(xù)工作[45-46]。

圖21 S-PCTJ發(fā)動機結構[43]Fig. 21 Schematic of S-PCTJ engine[43]

西安航天動力研究所張蒙正等針對可重復使用航天運輸或臨近空間快速投放平臺動力需求，提出了一種預冷空氣渦輪火箭（Pre-Cooling Air Turbo Rocket，PATR）組合動力系統(tǒng)方案[47]，如圖22所示，主體布局為中間的火箭發(fā)動機和環(huán)繞火箭發(fā)動機的旁路沖壓發(fā)動機，外加第三介質循環(huán)系統(tǒng)。采用氦為第三介質，閉式循環(huán)方式對空氣進行預冷，并驅動空氣壓氣機和氫泵工作。以液氫作為最終熱沉，對高溫氦進行冷卻，再驅動氦壓氣機-渦輪，膨脹后的氫一部分進入火箭發(fā)動機燃燒室燃燒，另一部分導入沖壓燃燒室燃燒。PATR發(fā)動機工作速域馬赫數(shù)0～6，火箭發(fā)動機在全速域內工作，也是推力的主要來源，旁路沖壓工作速域初步設計為馬赫數(shù)1.8～6.0。

圖22 PATR發(fā)動機原理[48]Fig. 22 Schematic diagram of PATR engine[48]

對PATR發(fā)動機熱力循環(huán)系統(tǒng)（圖23）和部件關鍵技術的分析表明[49]，該型發(fā)動機的技術難點在于熱力參數(shù)的匹配、輕質高效預冷器設計及制造技術、燃燒室熱防護技術、高效氦渦輪技術和低溫空氣壓縮技術等，未來團隊將持續(xù)對系統(tǒng)方案進行優(yōu)化。

圖23 PATR發(fā)動機熱力循環(huán)系統(tǒng)[49]Fig. 23 Thermodynamic cycle of the PATR engine[49]

2 預冷型發(fā)動機熱力循環(huán)問題分析

預冷技術是預冷型組合循環(huán)發(fā)動機的典型特征，但預冷技術的引入也為發(fā)動機的設計帶來了諸多問題。以下從熱力循環(huán)角度來分析預冷型組合循環(huán)發(fā)動機的主要技術難點。

2.1 預冷與燃燒對冷卻劑流量的需求矛盾問題

無論是空氣液化循環(huán)、空氣深冷循環(huán)還是空氣適度預冷循環(huán)，都是以低溫燃料作為冷卻劑，消耗燃料熱沉對來流空氣進行預冷和對燃燒室壁面進行熱防護。然而，冷卻對燃料的需求和燃燒對燃料的需求在大部分工作狀態(tài)都無法保持相同，上述的數(shù)型發(fā)動機幾乎都面臨冷卻對燃料需求量大于燃燒需求量的問題，不僅降低了發(fā)動機比沖，也增加了飛行器載荷負擔。

以典型預冷型發(fā)動機為例，建立預冷器熱交換計算模型和燃燒室釋熱模型，對預冷和燃燒對燃料需求進行對比分析[50]。

式中： ηPC為 預冷器熱交換效率；q和qmax為空氣與冷卻劑在預冷器內的熱流及其最大值；Cc為燃料（冷卻劑）熱容量流率，即燃料質量流率與定壓熱容的乘積；Cmin為冷卻劑與空氣熱容量流率的較小者；cp_c、cp_a、cp_g和cp_mix分別為燃料、空氣、燃氣和混合氣的比熱；Tc_1和Tc_2分別為冷卻劑在預冷器入口和出口的總溫；Ta_1和Ta_2分別為空氣在預冷器入口和出口的總溫；T6和T7為 混合氣和燃氣溫度；φ 與 φb為燃料當量比及燃燒室實際燃燒掉的燃料當量比，γ為燃料混合空氣燃燒的化學恰當比；H為燃料反應焓；ηb為釋熱效率。式（1）和式（2）用于評估不同冷卻劑流量對空氣的冷卻效果，式（3）用于評估燃燒室燃燒釋熱后燃氣溫度。

分別選擇氫和甲烷為燃料，計算不同飛行速域下不同當量比燃料對空氣的預冷效果，計算結果如圖24所示。可以看出，相同冷卻劑當量比條件下，氫對空氣的預冷效果高于甲烷。1.0～2.0倍當量比的氫在馬赫數(shù)0～4.5速域內能將空氣冷卻51～476 K，而相同流量的甲烷在馬赫數(shù)0～4.0范圍僅能將空氣冷卻24～182 K。供應1～2倍當量比的燃料流量，能將空氣進行適度預冷，基本滿足能將渦輪型核心機工作速域擴展至馬赫數(shù)4.0以上的需求。

圖24 氫與甲烷對空氣的預冷效果Fig. 24 Pre-cooling effect of hydrogen and methane on air

經(jīng)換熱后的燃料將被噴入燃燒室進行燃燒，但燃燒室能消耗的燃料不僅受氧化劑流量的限制，還受燃燒室材料耐高溫極限和燃燒室壁面熱防護效果限制。以加力燃燒室為例，假設燃燒室最高可承受溫度為2 473 K，計算燃料與空氣混合燃燒達到最高溫所需的燃燒的燃料當量比，結果如圖25所示，圖中 φb為可燃燒掉的燃料當量比。可以看出無論是甲烷燃料還是氫燃料，供應冷卻劑當量比較大時燃燒室均能燃燒更多燃料，原因為更高的冷卻劑當量比降低了來流總溫，燃燒室入口溫度也得以降低，因此在燃燒室溫度極限內可燃燒更多燃料。

圖25 燃燒室溫度限制內燃燒所需燃料Fig. 25 Fuel requirement within the temperature limit of the combustor

對甲烷燃料，馬赫數(shù)1.5以下，燃燒室基本能燃燒1倍當量比的燃料。馬赫數(shù)1.5～4.0能燃燒0.8～1.0倍當量比的燃料，氫的熱值更高，因此馬赫數(shù)0～4.5內在燃燒室溫度極限內僅能燃燒掉0.6～0.8倍當量比。很明顯，燃燒室無法消耗完預冷需求的燃料量，若將過剩的燃料直接排放，會造成資源的浪費，并降低發(fā)動機比沖。

為充分利用燃料熱沉和熱值，提高發(fā)動機綜合性能，需平衡發(fā)動機冷卻用燃料和燃燒用燃料。有以下幾項建議措施：（1）優(yōu)化預冷器布局，提高預冷器熱交換效率。預冷器熱交換效率的提高可使更少燃料達到相同預冷效果。（2）優(yōu)化預冷器結構，降低預冷器對空氣造成的壓損。預冷器會對空氣造成總壓損失，導致發(fā)動機推力相對降低。（3）提高燃燒室材料耐高溫極限。由以上評估計算可知，2473 K的燃燒室總溫上限無法滿足氫燃料燃燒需求，若能提高燃燒室壁面材料耐高溫極限，燃燒室便可承受更高當量比的燃料燃燒。（4）采用更高效的熱防護措施，包括主動冷卻和被動冷卻。燃燒室壁面得到更好的熱防護措施后，能容許燃燒室有更高燃燒溫度。

2.2 預冷器與壓氣機參數(shù)匹配問題

預冷器的研制是預冷型組合循環(huán)發(fā)動機最關鍵的技術之一，其冷卻管道布局方式一般為管束式微小通道叉排分布，屬于管殼式換熱器的一種[51]。其中，日本ATREX發(fā)動機的預冷器為軸向對稱型（圖26），SABRE發(fā)動機的為周向對稱型（圖27）[52]。預冷器在發(fā)動機內屬于上游部件，其性能對下游部件甚至發(fā)動機總體性能影響較大，相關性最高的無疑是壓氣機。一方面，預冷器降低了來流空氣總溫，讓壓氣機能在更高馬赫數(shù)下工作，壓氣機進氣溫度的降低也容許壓氣機在材料耐高溫極限內有更高的壓比；另一方面，預冷器的加裝給空氣帶來了總壓損失，需通過壓氣機來彌補。

圖26 軸向對稱型預冷器結構Fig. 26 Structure layout of the axial symmetry pre-cooler

圖27 周向對稱型預冷器結構Fig. 27 Baseline of circumferential symmetry pre-cooler

將預冷器與壓氣機視作一體化部件，如圖28所示，引入熵函數(shù)對預冷器/壓氣機一體化部件參數(shù)匹配問題進行設計。

圖28 預冷器與壓氣機一體化結構Fig. 28 Configuration of combined pre-cooler and compressor

式中，Smc為預冷器/壓氣機一體化構型的熵增函數(shù)；和為 來流空氣和冷卻劑 的平均比熱；為 空氣流量；ka和kc分 別為空氣和冷卻劑的比熱比；Ta_3為壓氣機出口空氣溫度；πc和 τc分別為壓氣機壓比和溫比；ηc為壓氣機絕熱效率；Kcpm為冷卻劑與空氣的比熱流之比；σc為冷卻劑流經(jīng)預冷器的總壓恢復系數(shù)。式（4）中右側第一項意義為空氣在預冷器和壓氣機內的溫度變化帶來的熵增，第二項為空氣在預冷器和壓氣機中由于壓力變化帶來的熵增，第三項為預冷器內冷卻劑溫度和壓力變化帶來的熵增。

引用的熵函數(shù)Smc反映了預冷器/壓氣機一體部件的熵增情況，是非目的的能量轉換，用于表達預冷器/壓氣機一體結構在熱勢差效應和功熱轉換過程的能量耗散總和，在較小的熵函數(shù)Smc條件下設計的預冷器與壓氣機匹配參數(shù)能獲得更高的循環(huán)效率。這種方法用一項指標代替了原來由總壓恢復系數(shù)、預冷器熱交換效率、壓氣機絕熱效率等多個參數(shù)組成的評價體系，簡化了在多個性能參數(shù)間進行折中選取的過程。

圖29給出了預冷器消耗甲烷燃料當量比 φ與壓氣機壓比 πc在 熵函數(shù)Smc圖上的分布，可以看出,相同壓比條件下，燃料當量比越高則熵增越大，意味著燃料當量比越高，發(fā)動機循環(huán)效率會越低；而在相同燃料當量比條件下，壓比的提升也會一定程度上提高熵增，這是因為壓比的升高會帶來溫比的升高，溫比的升高帶來的熵增效果將超過壓比。圖30則給出了與圖29對應工況下壓氣機出口總溫與燃料當量比在熵函數(shù)圖上的分布。

圖29 燃料當量比與壓氣機壓比在熵函數(shù)圖上的關系Fig. 29 Relation between fuel equivalent ratio and compressor pressure ratio on the entropy function map

圖30 燃料當量比與壓氣機出口溫度在熵函數(shù)圖上的關系Fig. 30 Relation between fuel equivalent ratio and compressor exit temperature on the entropy function map

根據(jù)發(fā)動機性能需求，可設計不同的當量比-壓比（φ-πc）協(xié)同工作線，其中壓氣機出口溫度上限為900 K。若要求壓氣機壓比在馬赫數(shù)0～3各速度點均能達到最大值，則φ-πc工作線為圖29和圖30中工作線1.結合圖30可知馬赫數(shù)2以上限制壓比的主要因素為壓氣機耐高溫極限，此時馬赫數(shù)2狀態(tài)壓比能達到24.1，馬赫數(shù)3狀態(tài)能達到14.2。此工作線雖然有較高壓比，但熵增較高，能量耗散大，燃料消耗大，發(fā)動機熱循環(huán)效率也較低。

為充分利用燃料熱沉和化學能，控制燃料當量比在最高在1.0左右，保證燃料不會過剩，設計的φ-πc工作線則為圖29和圖30中的工作線2。此工作線顯示了一倍當量比的燃料能在壓氣機耐高溫極限內能使壓氣機在馬赫數(shù)2條件下獲得23的壓比，馬赫數(shù)3狀態(tài)仍有9的壓比。此工作線熵增不大，說明能量耗散不高，整個飛行速域壓比較高，燃料也沒有過剩情況，是比較理想的當量比-壓比協(xié)同工作線。

若要求發(fā)動機熱效率高，能量利用率高，則需保持熵增極小，可得到圖29和圖30中工作線3，此線始終保持較低熵增，消耗的燃料當量比也低，熱循環(huán)效率高。但缺點也很明顯，即壓比無法提升，對發(fā)動機比推力和比沖性能帶來負面影響，另外，冷卻用燃料也不足以供應燃燒室燃燒。

2.3 壓氣機與渦輪共同工作問題

壓氣機與渦輪共同工作問題也是預冷型組合循環(huán)發(fā)動機的關鍵技術，與傳統(tǒng)渦輪發(fā)動機相比，最大的區(qū)別在于驅動渦輪工作的工質由燃氣改成了高焓高壓狀態(tài)的可壓縮氣體，開式膨脹循環(huán)發(fā)動機一般為燃料（氫、甲烷等），閉式膨脹循環(huán)一般為氦。而對于大多數(shù)工況，渦輪工質的質量流量遠低于來流空氣質量流量，導致渦輪能為壓氣機提供的功率較小，限制了壓氣機壓比的提升。

以典型開式膨脹循環(huán)預冷發(fā)動機核心機為例，建立了壓氣機壓比與渦輪落壓比數(shù)值計算模型，聯(lián)立流量平衡方程和功率平衡方程研究壓氣機壓比與渦輪落壓比之間的關系，以及壓氣機和渦輪單位功率變化規(guī)律[53]，控制方程如下：

式中， πT和 ηT分 別為渦輪落壓比和效率；pc_4和pc_5分別為燃料在渦輪入口和出口的壓力；Tc_4和Tc_5為燃料在渦輪入口和出口溫度；m˙c為 燃料質量流；ηm為核心機的軸機械傳動效率。

圖31展示了以甲烷為燃料的壓氣機壓比和渦輪落壓比之間的關系。假設渦輪落壓比最高為15，渦輪前溫度不超952 K，渦輪效率0.88～0.90，壓氣機效率0.77～0.82。可以看出，地面狀態(tài)1倍當量比燃料在渦輪最大落壓比范圍內最高能使壓氣機壓比達到1.8，而壓氣機壓比要達到3以上則需要約2倍當量比的燃料。馬赫數(shù)2.0狀態(tài)，2倍當量比的燃料在最高落壓比限制內最高只能獲得2.8左右的壓比。到馬赫數(shù)4.0狀態(tài)，來流空氣總溫和總壓明顯升高，壓縮更難，1～2倍當量比的燃料僅能滿足1.3～1.7的壓比需求。

圖31 壓氣機壓比與渦輪落壓比關系Fig. 31 Relation between compressor pressure ratio and turbine pressure ratio

若在馬赫數(shù)0～4速域內按照最大壓比設計πc?πT工作線，如圖31中工作線I所示，2倍當量比燃料能在馬赫數(shù)0～4速域內獲得3.35～1.6的壓比，此工作線消耗燃料較多，比沖低。若僅供應1倍當量比燃料，按照最高落壓比設計，則 πc?πT工作線如圖中工作線Ⅱ所示，此工作線有較高比沖，但最高壓比在1.9以下，壓比過低。考慮到較高的落壓比會給甲烷工質的渦輪設計帶來較大設計難度，可適當提高燃料當量比，并降低渦輪落壓比，得到圖中工作線Ⅲ，此工作線當量比1.5左右，最高落壓比不超過10，壓比范圍2.35～1.5，與氫工質或燃氣驅動核心機渦輪相比，壓比仍較低。采用小流量甲烷作為驅動渦輪的工質，壓氣機壓比較小。

對應圖31壓氣機壓比變化規(guī)律在馬赫數(shù)0～4.0范圍內，考察壓氣機單位功率/渦輪單位功率與壓比/燃料當量比的關系。圖32為不同速域下壓氣機單位功率隨壓比和當量比的變化關系。圖33為不同速域下渦輪單位功率隨壓比和當量比變化關系。由圖32可以看出，壓比相同情況下，燃料當量比對壓氣機單位功率影響較弱，單位功率主要由壓比控制，飛行速度越高單位功率隨壓比增加越快。而無論是地面狀態(tài)還是高速狀態(tài)，壓氣機單位功率上限均相近，約120 kw·s/kg。因此，可根據(jù)壓氣機最大單位功率來設計不同飛行速度下最大壓比。

圖32 壓氣機單位功率變化Fig. 32 Variation of the compressor specific power

與壓氣機相比，燃料當量比對渦輪單位功率（相對于燃料流量）影響更明顯，當量比越高，渦輪單位功率越低，如圖33所示。同樣可以看出，不同速域下以甲烷為工質的渦輪最大單位功率達1200 kw·s/kg。高速狀態(tài)單位功率隨壓比上升迅速，達到最大值后渦輪無法滿足壓氣機更大壓比對功率的需求。因此，提高渦輪單位功率才能提高壓氣機單位功率和壓比。

圖33 渦輪單位功率隨壓氣機壓比變化Fig. 33 Variation of the turbine specific power with respect to the compressor pressure ratio

渦輪單位功率及驅動渦輪的工質和渦輪落壓比相關。圖34顯示了甲烷工質渦輪單位功率與渦輪落壓比關系。可見，低速狀態(tài)較高單位功率要求落壓比達15以上，高速狀態(tài)需達8以上。與傳統(tǒng)核心機相比，預冷膨脹循環(huán)發(fā)動機的渦輪工質流量與空氣流量相差甚大，導致渦輪的單位功率（相對于燃料流量）需達極高水平才能滿足壓氣機功率需求。更大的落壓比可以提高渦輪單位功率，但要求渦輪有更多級數(shù)，且工質有更高膨脹速度，再匹配壓氣機轉速相等，給渦輪的設計帶來了極大難度。預冷膨脹循環(huán)發(fā)動機壓氣機與渦輪的設計有待進一步研究。

圖34 渦輪單位功率隨渦輪落壓比變化Fig. 34 Variation of the turbine specific power with respect to the turbine pressure ratio

3 結束語

本文介紹了各型預冷組合循環(huán)發(fā)動機的發(fā)展歷程，并分析了各型發(fā)動機的優(yōu)缺點和技術難點。預冷型組合循環(huán)發(fā)動機從概念提出至如今，熱力循環(huán)方案經(jīng)歷了多次迭代改進，既有基本原理的繼承，也有新技術的加持。在總結了各型預冷組合循環(huán)發(fā)動機熱力循環(huán)特點后，對發(fā)動機熱力循環(huán)中的三個主要難點進行了數(shù)值建模分析，結合計算結果對預冷型組合循環(huán)發(fā)動機典型關鍵技術概括如下：

1）采用第三介質閉式膨脹循環(huán)的預冷型發(fā)動機（SABRE和PATR等）是預冷型發(fā)動機未來重要的發(fā)展方向。該型發(fā)動機部件多，熱力循環(huán)系統(tǒng)復雜，存在諸多大溫差和大壓差節(jié)點，對部件性能和材料要求極高。除預冷器外還包括其余轉子部件，需要突破這些部件的輕質、高效、小體積和高強度設計及制造技術。

2）全速域范圍內的熱力循環(huán)參數(shù)匹配是預冷型組合循環(huán)發(fā)動機的難點和關鍵。高速狀態(tài)需消耗大量冷卻劑，發(fā)動機預冷深度和比沖難以兼顧，根據(jù)發(fā)動機目標性能要求調節(jié)冷卻劑流量才能獲取折中的性能。預冷型發(fā)動機預冷深度的優(yōu)化改進正是反映了設計師們在尋求冷卻劑消耗量與發(fā)動機總體性能之間的平衡點。

3）采用膨脹循環(huán)模式的預冷型組合發(fā)動機驅動渦輪工作的工質流量低、焓差大，渦輪單位功率高、落壓比大，給壓氣機和渦輪的構型設計以及協(xié)同工作控制策略設計造成極大困難，寬速域范圍內該類型發(fā)動機的壓氣機與渦輪一體化設計與控制研究還較少，其關鍵技術有待突破。

得益于設計和加工制造技術的快速發(fā)展，隨著預冷型組合循環(huán)發(fā)動機的進一步研究，高性能的預冷組合循環(huán)發(fā)動機有望逐步進入實際應用。我國預冷型組合循環(huán)發(fā)動機研究目前還停留在方案論證和部件關鍵技術驗證上，發(fā)動機整體研制進程與國外存在較大差距，在理論分析和機理試驗研究上還有大量工作亟需開展。