強預(yù)冷渦輪發(fā)動機關(guān)鍵技術(shù)分析

溫泉 苗輝 周琨

摘 要：以強預(yù)冷技術(shù)擴展現(xiàn)有成熟渦輪發(fā)動機的飛行速度范圍，從而實現(xiàn)與超燃沖壓發(fā)動機的“接力”，是高超聲速飛機動力的一種典型方案。強預(yù)冷渦輪發(fā)動機的研制，需要系統(tǒng)性地攻克一大批關(guān)鍵技術(shù)。根據(jù)國內(nèi)外研究現(xiàn)狀，本文梳理了強預(yù)冷渦輪發(fā)動機的技術(shù)難點，對相關(guān)關(guān)鍵技術(shù)進行了分析和歸納，如有適應(yīng)寬工況范圍的高效緊湊預(yù)冷器設(shè)計和加工工藝、預(yù)冷系統(tǒng)與渦輪發(fā)動機全工況匹配技術(shù)、強預(yù)冷發(fā)動機與進排氣系統(tǒng)協(xié)同設(shè)計等，為國內(nèi)組織開展相關(guān)研究和工程研制提供參考。

關(guān)鍵詞：強預(yù)冷； 渦輪發(fā)動機； 高馬赫數(shù)； 組合動力； 飛機

中圖分類號：V233.5 文獻標識碼：A DOI：10.19452/j.issn1007-5453.2023.05.001

具備水平起降、重復(fù)使用、高超聲速長時間巡航能力的飛機是未來航空航天飛行器發(fā)展的重要方向[1-2]。高超聲速飛機在軍事上可實現(xiàn)遠程快速打擊、空中優(yōu)勢、快速低成本進入太空等能力，將是未來重要的軍事戰(zhàn)略威懾力量之一；在民用上可實現(xiàn)高超聲速民航飛機和作為母機支撐廉價入軌，有巨大的經(jīng)濟價值。因此高超聲速飛機逐漸成為航空航天領(lǐng)域的研究熱點。

動力系統(tǒng)是高超聲速飛機的核心。由于速度范圍寬，渦輪發(fā)動機、沖壓發(fā)動機、火箭發(fā)動機等單一動力形式難以滿足全周期動力需求，因此出現(xiàn)了多種形式的組合動力。其中，一種典型方案為低速的渦輪通道與高速的超燃沖壓發(fā)動機相結(jié)合，形成雙通道結(jié)構(gòu)的渦輪基組合循環(huán)動力（TBCC）。國內(nèi)外學(xué)者的大量研究工作表明，超燃沖壓發(fā)動機能夠獨立、高效率工作的下限馬赫數(shù)為4.0左右[3]，因此，在此類組合動力中，需要低速通道覆蓋Ma 0～Ma 4范圍，并且高、低速通道的模態(tài)轉(zhuǎn)換點為Ma 4.0左右。

低速渦輪通道的實現(xiàn)形式主要有兩種：一是新研制高速渦輪基，并結(jié)合一體化的亞燃沖壓發(fā)動機，其主要問題是技術(shù)難度大、研制周期長；二是以常規(guī)成熟渦輪發(fā)動機型號為基礎(chǔ)，采用預(yù)冷擴包線技術(shù)大幅提升其飛行速度極限，其研制成本和技術(shù)風險較低，更具有工程可實現(xiàn)性。

預(yù)冷擴包線技術(shù)包括射流預(yù)冷和強預(yù)冷兩種。射流預(yù)冷技術(shù)是通過向主流中噴入水等流體，通過蒸發(fā)吸熱降低主流溫度[4-5]。系統(tǒng)結(jié)構(gòu)簡單，但預(yù)冷液體消耗量大，實際可用工作時間短，同時較難實現(xiàn)大量液體在極短時間內(nèi)的充分蒸發(fā)。因此該技術(shù)對渦輪發(fā)動機速度提升作用有限。

強預(yù)冷技術(shù)是采用換熱器降低主流溫度。優(yōu)點是冷卻介質(zhì)與主流空氣不摻混，不影響主流物性；缺點是整個預(yù)冷系統(tǒng)比射流預(yù)冷復(fù)雜。按冷卻介質(zhì)不同，可將強預(yù)冷擴包線技術(shù)分為兩類：一是采用冷源直接冷卻主流空氣，冷源通常是高熱沉煤油、液氫等吸熱型燃料，如日本ATREX發(fā)動機預(yù)冷器[6]，已完成多型預(yù)冷器結(jié)構(gòu)的地面驗證，但從2010年以后就少有報道。二是采用中間介質(zhì)冷卻主流空氣，如超臨界氦（如英國REL公司的SABRE發(fā)動機預(yù)冷器[7-8]，如圖1所示）、超臨界二氧化碳、液態(tài)金屬等。英國REL公司于2019年完成了全尺寸預(yù)冷器在Ma 5熱狀態(tài)下的部件驗證。國內(nèi)對強預(yù)冷技術(shù)也進行了大量的跟蹤介紹和研究工作，取得了許多進展[9-13]。其中，北航鄒正平團隊[11-13]針對與英國REL公司相近的毛細管式換熱器開展了較為系統(tǒng)性的強預(yù)冷技術(shù)與新型熱力循環(huán)研究。

英國國防部于2022年7月公布了將原本用于新型熱力循環(huán)的SABRE發(fā)動機預(yù)冷器，轉(zhuǎn)而與羅爾斯-羅伊斯（RR）公司的常規(guī)渦輪發(fā)動機結(jié)合形成高超聲速動力方案，用于高超聲速飛機驗證機，使英國成為繼美國之后第二個官方公開宣布軍用高超聲速飛機研發(fā)計劃的國家。

中國航空發(fā)動機研究院強預(yù)冷團隊提出采用液態(tài)金屬為換熱工質(zhì)的強預(yù)冷方案，并開展了液態(tài)金屬熱物性、流動和換熱規(guī)律等適應(yīng)性研究，于2020年10月完成液態(tài)金屬預(yù)冷器部件原理驗證（見圖2），實現(xiàn)了兆瓦級的熱量傳輸；2022年8月完成強預(yù)冷換熱系統(tǒng)與某型航空發(fā)動機串裝試車原理驗證（見圖3），預(yù)冷空氣流量達10kg/s，充分驗證了液態(tài)金屬強預(yù)冷系統(tǒng)對常規(guī)發(fā)動機工作包線的擴展能力。

本文針對一種典型TBCC的低速渦輪通道方案——強預(yù)冷渦輪發(fā)動機，系統(tǒng)梳理了技術(shù)難點，對關(guān)鍵技術(shù)進行分析和歸納，為國內(nèi)組織開展相關(guān)研究和工程研制提供參考。具體涉及強預(yù)冷系統(tǒng)與熱管理系統(tǒng)、強預(yù)冷發(fā)動機及飛機三個方面。

1 強預(yù)冷系統(tǒng)與熱管理系統(tǒng)

強預(yù)冷系統(tǒng)的技術(shù)難點有三個方面：（1）強預(yù)冷換熱器必須實現(xiàn)減重和瘦身，其迎風面積不宜過大，否則將降低發(fā)動機單位迎風面積推力，不利于高超聲速飛行；（2）強預(yù)冷換熱器必須適應(yīng)寬廣的工作范圍（馬赫數(shù)變化范圍較大），保持較強的換熱能力和較低的流動損失；（3）高可靠性、長壽命的換熱器微小換熱單元加工工藝，也是強預(yù)冷換熱器的難點之一。

熱管理系統(tǒng)的技術(shù)難點是，必須具備大規(guī)模熱量遷移能力，且由于飛行狀態(tài)、發(fā)動機狀態(tài)變化范圍較寬，熱管理系統(tǒng)需要在全工況范圍內(nèi)穩(wěn)定運行，能夠?qū)崃窟M行精細化控制和調(diào)節(jié)。為此，需要進行一系列的關(guān)鍵技術(shù)研究。

（1）適應(yīng)寬工況范圍的高效緊湊預(yù)冷器設(shè)計技術(shù)

預(yù)冷器需要的流通面積一般明顯大于發(fā)動機迎風面積，由于高速飛行阻力對迎風面積極其敏感，因此在實現(xiàn)高性能預(yù)冷的同時，需要嚴格控制預(yù)冷器的尺寸，通過兩個方面的技術(shù)實現(xiàn)：一是緊湊式高性能預(yù)冷器方案設(shè)計技術(shù)，通過設(shè)計技術(shù)的提升，在保持高性能、均勻出流參數(shù)的情況下，盡量控制預(yù)冷器的尺寸；二是發(fā)展緊湊式預(yù)冷器在進氣道中的布局形式，通過合理流通布局設(shè)計，在不增大迎風面積的前提下，保持預(yù)冷器足夠的流通面積，從而保證預(yù)冷器的性能。

發(fā)動機的工作特性決定了低速飛行適合小溫降、大流通的預(yù)冷器方案，而高速飛行適合大溫降、小流通的預(yù)冷器方案。為了解決這個問題，可以從兩個方面發(fā)展相關(guān)技術(shù)：一是適應(yīng)寬工況的預(yù)冷器設(shè)計技術(shù)和多目標優(yōu)化技術(shù)，在全工況范圍內(nèi)進行折中設(shè)計；二是可調(diào)預(yù)冷器技術(shù)，通過對關(guān)鍵結(jié)構(gòu)、布局等進行調(diào)節(jié)，以適應(yīng)不同的要求，如采用兩組預(yù)冷器進行并聯(lián)/串聯(lián)轉(zhuǎn)換調(diào)節(jié)等。

（2）微小換熱單位加工工藝技術(shù)

緊湊式高性能換熱器一般都要通過布置大量的微小換熱單位結(jié)構(gòu)實現(xiàn)，如毛細管束式換熱器、板翅式換熱器等。而要在高速飛行的航空發(fā)動機中進行應(yīng)用，需在高交變壓力、高溫度梯度等惡劣的工作環(huán)境中，滿足結(jié)構(gòu)的可靠性、長壽命等要求。毛細管束式換熱器由數(shù)萬根薄壁毛細管組成，可靠的焊接工藝是實現(xiàn)的關(guān)鍵因素之一，其焊接試驗件如圖4所示；而板翅式換熱器則需要解決高溫環(huán)境下的芯體熱膨脹和大溫度梯度引起的熱應(yīng)力等問題，其焊接試驗件如圖5所示。

（3）熱管理系統(tǒng)的大規(guī)模熱量遷移技術(shù)與調(diào)節(jié)技術(shù)

適合強預(yù)冷發(fā)動機的熱管理系統(tǒng)必須具備大規(guī)模熱量遷移能力，系統(tǒng)中各元件可能工作在最大能力邊界；同時由于飛行狀態(tài)、發(fā)動機狀態(tài)變化范圍較寬，熱管理系統(tǒng)需要在全工況范圍內(nèi)穩(wěn)定運行，需要根據(jù)飛行參數(shù)、發(fā)動機參數(shù)的變化，對熱管理系統(tǒng)進行實時控制調(diào)節(jié)，可以利用人工智能、機器學(xué)習的方式等方法實現(xiàn)。

2 強預(yù)冷發(fā)動機

對于強預(yù)冷發(fā)動機，在總體性能、總體結(jié)構(gòu)、燃燒、附件、控制、試驗等方面都提出了有別于常規(guī)渦輪發(fā)動機的新的技術(shù)要求或技術(shù)難點：在總體性能方面，全工況范圍內(nèi)預(yù)冷系統(tǒng)與發(fā)動機總體性能的穩(wěn)態(tài)匹配（非設(shè)計點參數(shù)匹配、預(yù)冷畸變的影響等）和動態(tài)匹配（能量與質(zhì)量耦合振動）是技術(shù)難點；在結(jié)構(gòu)方面，預(yù)冷器本身重量外加極端工況下較大的氣動力，對于預(yù)冷器的安裝支撐提出挑戰(zhàn)，同時，也可能造成動力系統(tǒng)重心偏移較大，帶來整體的安裝吊掛難題；在燃燒方面，寬工況范圍內(nèi)冷卻劑和燃料不平衡時，應(yīng)當如何進行供應(yīng)，才能滿足二者的需求，同時，如果采用兩種燃料，或者引氣補燃等手段，就會對加力燃燒室的設(shè)計提出挑戰(zhàn)；在附件方面，高速飛行時，發(fā)動機物理轉(zhuǎn)速下降，軸功提取減弱，而冷卻劑需求量增大、需要更大的附件驅(qū)動功率，這個矛盾也是高速飛行時需要解決的問題；在控制方面，預(yù)冷系統(tǒng)存在一個新的自由度——“預(yù)冷強度”，對原有的控制邏輯產(chǎn)生了影響，存在控制邏輯沖突；在整機試驗方面，高空、高速飛行工況如何模擬，同時工況在調(diào)節(jié)時，有可能超出發(fā)動機的安全包線，造成發(fā)動機本體的危險性，需要重點關(guān)注和解決。為此，需要進行一系列的關(guān)鍵技術(shù)研究。

（1）預(yù)冷系統(tǒng)與渦輪發(fā)動機全工況匹配技術(shù)

在寬廣的速域內(nèi)，換熱器與渦輪發(fā)動機匹配關(guān)系不同。需要完善理論分析體系：低速飛行時，來流溫度較低，發(fā)動機折合轉(zhuǎn)速較高，風扇進口馬赫數(shù)較大，預(yù)冷器內(nèi)是高速、低溫流動，預(yù)冷系統(tǒng)工作在低熱輸運功率狀態(tài)；而高速飛行時，來流溫度較高，渦輪發(fā)動機折合轉(zhuǎn)速較低，風扇進口馬赫數(shù)較小，預(yù)冷器內(nèi)是低速、高溫流動，預(yù)冷系統(tǒng)工作在高熱輸運狀態(tài)。因此，需要建立合理預(yù)冷系統(tǒng)模型，并與渦輪發(fā)動機性能模型進行耦合迭代分析，從而在全工況范圍內(nèi)建立預(yù)冷系統(tǒng)的調(diào)節(jié)參數(shù)與渦輪發(fā)動機參數(shù)進行關(guān)聯(lián)，發(fā)展預(yù)冷系統(tǒng)調(diào)節(jié)規(guī)律。

（2）強預(yù)冷發(fā)動機穩(wěn)定性分析技術(shù)

預(yù)冷器出口的溫度、壓力不均勻性對下游渦輪發(fā)動機而言是進氣畸變，同時預(yù)冷系統(tǒng)與渦輪發(fā)動機總體之間的“質(zhì)量—能量耦合振蕩”（溫降通過換算轉(zhuǎn)速來影響空氣流量，而空氣流量通過換熱器特性來影響溫降），對渦輪發(fā)動機穩(wěn)定工作也存在影響。因此，應(yīng)當發(fā)展考慮預(yù)冷影響因素的渦輪發(fā)動機性能分析技術(shù)，建立相應(yīng)的分析模型，摸清關(guān)鍵參數(shù)的影響規(guī)律，并發(fā)展穩(wěn)定性改進技術(shù)，以降低或消除預(yù)冷對渦輪發(fā)動機穩(wěn)定性的影響。

（3）強預(yù)冷發(fā)動機總體結(jié)構(gòu)匹配與優(yōu)化技術(shù)

預(yù)冷系統(tǒng)本身重量較大，可能與渦輪發(fā)動機重量達到一個量級；預(yù)冷器在發(fā)動機主流中也會受到較大的氣動力，某些極端情況下，與發(fā)動機推力達到一個量級；而如果預(yù)冷器采用斜式布局，也會產(chǎn)生垂直發(fā)動機軸線的氣動力分力。因此，需要對預(yù)冷系統(tǒng)的布局和支撐問題進行系統(tǒng)設(shè)計，滿足極端工況的受力需求，保證系統(tǒng)的安全性、可靠性。另外，預(yù)冷器的重量較大，使得整個動力系統(tǒng)的重心靠前，將會對動力系統(tǒng)在飛行器上的安裝或吊掛產(chǎn)生較大的影響，此時，一種可能的思路是通過預(yù)冷系統(tǒng)其他組件的合理布局設(shè)計，將系統(tǒng)重心向后調(diào)整到合理的位置，并配合安裝吊掛位置的合理調(diào)整，保證預(yù)冷發(fā)動機重心合理，在飛行器上安裝可靠。

（4）吸熱型燃料差額供給技術(shù)

預(yù)冷發(fā)動機的冷源通常是高熱沉煤油或液氫等吸熱型燃料。在預(yù)冷發(fā)動機全工況工作時，很難保證預(yù)冷所需燃料和燃燒所需燃料之間時時相等，因此需要通過預(yù)冷系統(tǒng)和發(fā)動機燃油系統(tǒng)的協(xié)同設(shè)計，實現(xiàn)二者的“差額”供應(yīng)，從而保證預(yù)冷系統(tǒng)和渦輪機在全工況范圍內(nèi)正常工作。

（5）多功能多燃料燃燒室技術(shù)

在預(yù)冷發(fā)動機中，預(yù)冷系統(tǒng)可能并非在全速域開啟，此時可以發(fā)展雙燃料燃燒室技術(shù)，以進一步降低吸熱型燃料的消耗。通過燃燒室的改進設(shè)計，實現(xiàn)普通航空煤油和吸熱型燃料之間的平滑切換，甚至同時工作。此外，在超高速飛行時，渦輪機節(jié)流嚴重時，可能旁路引氣補充燃燒需求，保證推力，因此加力燃燒室的設(shè)計，還需要兼容旁路直連燃燒的功能，需要發(fā)展相應(yīng)的流動組織和燃燒技術(shù)。

（6）寬工況功率提取技術(shù)

渦輪發(fā)動機通常采用的軸功直接提取附件驅(qū)動功率。而強預(yù)冷渦輪發(fā)動機的工作范圍更寬，在高速飛行時渦輪發(fā)動機物理轉(zhuǎn)速下降，引起的提取功率減小。可發(fā)展復(fù)合式附件驅(qū)動方式，以空氣渦輪泵技術(shù)、燃氣渦輪泵技術(shù)等驅(qū)動方式和功率提取方式，與渦輪發(fā)動機軸功提取有機結(jié)合。同時，功率提取與發(fā)動機熱力循環(huán)的關(guān)聯(lián)形式將發(fā)生變化，如何對其進行全速域的控制調(diào)節(jié)，也是需要攻克的技術(shù)。

（7）預(yù)冷發(fā)動機一體化控制技術(shù)

“預(yù)冷強度”對原有的控制邏輯產(chǎn)生了影響，具體而言是預(yù)冷所需燃料和燃燒所需燃料如何匹配，需要從更高層面對控制系統(tǒng)進行綜合設(shè)計。既要發(fā)揮出預(yù)冷發(fā)動機的性能優(yōu)勢，又要簡化駕駛員的操作。

（8）預(yù)冷發(fā)動機試驗技術(shù)

對預(yù)冷發(fā)動機的試驗，必須包含高空高速飛行工況。目前，僅有高空臺能夠滿足試驗需求，但試驗成本高、難度大。因此，需要發(fā)展預(yù)冷發(fā)動機的工況模擬技術(shù)，如對核心機試驗臺進行改造，并配合相應(yīng)的相似或近似準則，在一定范圍內(nèi)實現(xiàn)工況模擬，滿足試驗要求。另外，在進行試驗工況調(diào)節(jié)時，需要始終保證渦輪發(fā)動機處于安全的工作包線范圍內(nèi)。然而，由于受預(yù)冷系統(tǒng)的影響，在試驗調(diào)節(jié)過程中存在超出渦輪發(fā)動機工作包線的可能，易造成試驗事故，因此需要發(fā)展試驗工況的控制和調(diào)節(jié)技術(shù)。

3 飛機

與常規(guī)發(fā)動機相比，預(yù)冷發(fā)動機與進排氣的匹配設(shè)計也會遇到不同的問題。例如，預(yù)冷系統(tǒng)開啟或關(guān)閉造成流量、反壓波動，對進氣道抗反壓能力提出新的要求；預(yù)冷開啟后，預(yù)冷發(fā)動機流通能力超過常規(guī)發(fā)動機，進氣道的流量系數(shù)較大，影響進氣道的起動規(guī)律及旁路放氣控制規(guī)律；預(yù)冷發(fā)動機與沖壓發(fā)動機之間的模態(tài)轉(zhuǎn)換特性也不同，對共用進氣道的分流調(diào)節(jié)設(shè)計也將提出不同的要求。此外，預(yù)冷發(fā)動機與常規(guī)渦輪發(fā)動機的速度、高度特性有很大的不同，按照常規(guī)發(fā)動機特性變化規(guī)律設(shè)計的飛行軌跡和飛機方案，可能無法發(fā)揮預(yù)冷發(fā)動機的性能優(yōu)勢。因此，需要根據(jù)預(yù)冷發(fā)動機獨有的特性規(guī)律，進行全飛行任務(wù)范圍內(nèi)的軌跡優(yōu)化與飛機方案設(shè)計，以發(fā)揮動力系統(tǒng)的最佳性能。為此，需要進行一系列的關(guān)鍵技術(shù)研究。

（1）與進排氣系統(tǒng)協(xié)同設(shè)計

預(yù)冷系統(tǒng)通常并不是常開狀態(tài)，而是根據(jù)飛行工況進行開—閉轉(zhuǎn)換。預(yù)冷開—閉轉(zhuǎn)換時，將帶來流量、壓力波動，進氣道需要較大的抗反壓能力；而高速飛行時，進氣道流量增大，要求具有較大的流量系數(shù)，對進氣道和尾噴管的設(shè)計提出了新的要求。

預(yù)冷發(fā)動機的模態(tài)轉(zhuǎn)換特點與常規(guī)發(fā)動機不同，為了充分發(fā)揮預(yù)冷系統(tǒng)的調(diào)節(jié)能力，更加平滑地進行模態(tài)轉(zhuǎn)換，往往設(shè)計成區(qū)間模態(tài)轉(zhuǎn)換，即在較寬速域范圍內(nèi)預(yù)冷發(fā)動機與沖壓發(fā)動機協(xié)同工作，此時要求組合進氣道和尾噴管的設(shè)計應(yīng)適應(yīng)協(xié)同式模態(tài)轉(zhuǎn)換的特點。

（2）與飛機方案融合設(shè)計技術(shù)

飛行過程選擇對動力需求的影響極大。分析預(yù)冷發(fā)動機獨有的特性規(guī)律，掌握預(yù)冷發(fā)動機與常規(guī)渦輪發(fā)動機的速度、高度特性的區(qū)別，對完整飛行任務(wù)的航段布置進行優(yōu)化，以及對在每個航段內(nèi)的飛參、發(fā)參進行優(yōu)化，獲取完整飛行任務(wù)內(nèi)全局最優(yōu)飛行軌跡和飛參、發(fā)參控制規(guī)律，從而充分發(fā)揮預(yù)冷發(fā)動機的最佳性能，提升飛行器執(zhí)行任務(wù)的能力。

在進行飛機方案設(shè)計時，由于預(yù)冷發(fā)動機與常規(guī)發(fā)動機的性能特點差異較大，而一些性能的充分發(fā)揮需要飛機設(shè)計方案相匹配，應(yīng)針對預(yù)冷動力特點進行改進優(yōu)化；同時，預(yù)冷系統(tǒng)的空間布局、冷卻劑的存儲方式，以及前文所述預(yù)冷器產(chǎn)生的顯著氣動力等問題，也需要在飛機方案設(shè)計中統(tǒng)籌考慮解決。該部分工作需要飛機設(shè)計單位與發(fā)動機設(shè)計單位的深度協(xié)同、反復(fù)迭代。

4 結(jié)束語

強預(yù)冷技術(shù)的優(yōu)勢之一是對渦輪發(fā)動機的適配范圍廣，可以顯著擴展現(xiàn)有成熟型號的速度邊界，因此能夠在我國目前渦輪發(fā)動機技術(shù)水平基礎(chǔ)上快速形成高超聲速動力。然而，強預(yù)冷發(fā)動機各部件、子系統(tǒng)之間具有強關(guān)聯(lián)特性，在方案論證和預(yù)研階段就要加強系統(tǒng)思維，從飛機頂層設(shè)計出發(fā)進行系統(tǒng)設(shè)計，兼顧總體及各部件、子系統(tǒng)綜合性能。

另外，高超聲速飛機與發(fā)動機的發(fā)展，會面臨多方面的技術(shù)挑戰(zhàn)，超出現(xiàn)有設(shè)計經(jīng)驗和技術(shù)儲備，既需要政府、軍方的高度重視和大量持續(xù)投入，也需要工程研制單位和高校/科研院所高效協(xié)同攻關(guān)。工程研制單位可以梳理亟須的關(guān)鍵技術(shù)并分解出基礎(chǔ)研究條目，為協(xié)同技術(shù)攻關(guān)明確研究對象和邊界條件，促進基礎(chǔ)性科研與工程研制緊密配合，加速實現(xiàn)相關(guān)產(chǎn)品研制的進程。

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Key Technology Analysis of Precooled Turbine Engine

Wen Quan， Miao Hui， Zhou Kun

Aero Engine Academy of China， Beijing 101304， China

Abstract： It is a typical program for hypersonic aircraft power that the flight speed range of the mature turbine engine is extended by strong precooled technology so as to fulfill the ’relay’ with the supercombustion ramjet engine. The precooled turbine engine development needs to tackle lots of key technologies. Based on the current research in both China and abroad， this paper sorts out the technical difficulties of the precooled turbine engine， and analyze and summarize the relevant key technologies， such as high efficient compact precooler design and machining technology for wide working condition， the full working condition matching technology of precooled system and turbine engine as well as the coordinate design of strong precooled engine and intake and exhaust system， so as to provide references for relevant R & D.

Key Words： strong precool； turbine engine； high Mach； combined power； aircraft