童傳琛，婁德倉(cāng)

(中國(guó)燃?xì)鉁u輪研究院，四川成都610500)

預(yù)冷技術(shù)在渦輪沖壓組合動(dòng)力中的應(yīng)用

童傳琛，婁德倉(cāng)

(中國(guó)燃?xì)鉁u輪研究院，四川成都610500)

綜合分析了預(yù)冷技術(shù)在高速飛行器推進(jìn)系統(tǒng)上的應(yīng)用，總結(jié)出預(yù)冷的結(jié)構(gòu)形式及其對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)性能的影響。研究表明，實(shí)現(xiàn)預(yù)冷的途徑主要有兩種：一是在壓氣機(jī)進(jìn)口噴入冷卻介質(zhì)(如液氧、水等)，二是利用預(yù)冷器。后者效率高，但設(shè)計(jì)難度較大。因此，輕質(zhì)、高效的緊湊型預(yù)冷器是實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)預(yù)冷的關(guān)鍵技術(shù)?？偨Y(jié)了先進(jìn)預(yù)冷器在提高換熱效率、減少壓力損失和抑制結(jié)冰方面的設(shè)計(jì)技術(shù)及研究成果，可為將來預(yù)冷器的設(shè)計(jì)提供經(jīng)驗(yàn)和技術(shù)支持。

預(yù)冷技術(shù)；預(yù)冷器；高超聲速飛行器；渦輪基組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)；防冰措施

1 引言

近年來，空天飛行器已成為航空領(lǐng)域研究的熱點(diǎn)和重點(diǎn)。各航空強(qiáng)國(guó)推出了一系列研究計(jì)劃(如美國(guó)的HyTech計(jì)劃、Hyper-X計(jì)劃等，英國(guó)的HyShot計(jì)劃、SHYFE計(jì)劃，德國(guó)的HFK計(jì)劃[1])，以支持高超聲速飛行器技術(shù)的發(fā)展。

高超聲速飛行任務(wù)對(duì)推進(jìn)系統(tǒng)的性能要求很高，因此動(dòng)力裝置是發(fā)展高超聲速飛行器的關(guān)鍵。由于不同類型的發(fā)動(dòng)機(jī)在不同飛行范圍內(nèi)具有各自不同的優(yōu)勢(shì)(圖1)，單一類型的發(fā)動(dòng)機(jī)難以滿足高超聲速飛行的動(dòng)力要求。因此，為彌補(bǔ)單一類型發(fā)動(dòng)機(jī)的缺陷，世界許多國(guó)家都在研究組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)，如火箭基組合循環(huán)(RBCC)發(fā)動(dòng)機(jī)和渦輪基組合循環(huán)(TBCC)發(fā)動(dòng)機(jī)，可充分發(fā)揮不同類型發(fā)動(dòng)機(jī)在不同飛行階段的性能優(yōu)勢(shì)。

近年，一種帶預(yù)冷概念的TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)被廣泛研究[2，3]。它是在傳統(tǒng)發(fā)動(dòng)機(jī)前增添預(yù)冷裝置，預(yù)先冷卻壓氣機(jī)進(jìn)口空氣，從而提高進(jìn)氣密度以增大進(jìn)氣質(zhì)量流量，進(jìn)而增大推力，提高發(fā)動(dòng)機(jī)性能，擴(kuò)展飛行包線，滿足高超聲速飛行的動(dòng)力要求。同時(shí)通過數(shù)值分析、地面試驗(yàn)及飛行試驗(yàn)，驗(yàn)證了這一動(dòng)力的綜合性能和預(yù)冷方案的可行性。國(guó)內(nèi)對(duì)預(yù)冷技術(shù)在組合動(dòng)力上的應(yīng)用也做了相關(guān)研究。

圖1 飛行馬赫數(shù)對(duì)推進(jìn)系統(tǒng)比沖的影響Fig.1 Specific impulse vs.flight Mach number

2 預(yù)冷卻發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)展研究

帶預(yù)冷卻裝置的發(fā)動(dòng)機(jī)能有效提高原發(fā)動(dòng)機(jī)的各項(xiàng)性能，特別是在提高推重比和擴(kuò)展飛行包線方面，具有很大的發(fā)展優(yōu)勢(shì)和技術(shù)潛力。為此，國(guó)外研制了一系列帶預(yù)冷裝置的組合動(dòng)力系統(tǒng)，如日本研制的吸氣式渦輪沖壓膨脹循環(huán)(ATREX)發(fā)動(dòng)機(jī)[2]，美國(guó)的射流冷卻發(fā)動(dòng)機(jī)(MIPCC)，及英國(guó)的吸氣火箭發(fā)動(dòng)機(jī)(SABRE)等。

2.1 ATREX發(fā)動(dòng)機(jī)

ATREX發(fā)動(dòng)機(jī)是一種帶預(yù)冷器的渦輪沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)，主要部件包括軸對(duì)稱進(jìn)氣道、預(yù)冷器、燃燒室、塞式噴管等，如圖2所示。預(yù)冷器利用液氫可將來流空氣溫度最低降至160 K。ATREX發(fā)動(dòng)機(jī)可作為高超聲速飛行器或兩級(jí)入軌可往返式空天飛機(jī)的第一級(jí)推進(jìn)系統(tǒng)，能使飛行器從海平面靜止?fàn)顟B(tài)推到30 km高空、Ma6狀態(tài)[2]。

Sato等[2]通過地面試驗(yàn)，考察了ATREX發(fā)動(dòng)機(jī)預(yù)冷后的推力、比沖性能。試驗(yàn)狀態(tài)包括預(yù)冷器出口溫度為220 K和160 K的海平面起飛狀態(tài)，及ATREX-500不帶預(yù)冷器時(shí)的地面試驗(yàn)狀態(tài)。從圖3中可看出，冷卻風(fēng)扇進(jìn)口空氣溫度，能明顯提高發(fā)動(dòng)機(jī)的推力和比沖。

圖2 帶預(yù)冷器的ATREX發(fā)動(dòng)機(jī)簡(jiǎn)圖Fig.2 Scheme of the pre-cooled ATREX engine

圖3 ATREX發(fā)動(dòng)機(jī)推力與比沖試驗(yàn)結(jié)果Fig.3 Flight test performance of the pre-cooled ATTREX engine

預(yù)冷器通過液氫有效降低了ATREX發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇進(jìn)口空氣溫度，并通過試驗(yàn)驗(yàn)證了預(yù)冷能有效提高發(fā)動(dòng)機(jī)性能。高效、輕質(zhì)的緊湊型預(yù)冷器是實(shí)現(xiàn)ATREX發(fā)動(dòng)機(jī)的關(guān)鍵技術(shù)之一。

2.2 SABRE發(fā)動(dòng)機(jī)

SABRE發(fā)動(dòng)機(jī)是可重復(fù)單級(jí)入軌SKYLON飛行器的動(dòng)力系統(tǒng)，由渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)與火箭發(fā)動(dòng)機(jī)一體化設(shè)計(jì)而成。其主要部件包括進(jìn)氣道、預(yù)冷器、渦輪壓氣機(jī)、燃燒室和尾噴管等(圖4)。除高效緊湊型預(yù)冷器為新技術(shù)設(shè)備外，其它部件為相對(duì)成熟的傳統(tǒng)發(fā)動(dòng)機(jī)部件。為設(shè)計(jì)高性能預(yù)冷器，專門設(shè)立了一個(gè)換熱器研究項(xiàng)目，負(fù)責(zé)研究適用于SABRE發(fā)動(dòng)機(jī)的高效、輕質(zhì)換熱器[3]。

圖4 SABRE發(fā)動(dòng)機(jī)模型Fig.4 The SABRE engine

該發(fā)動(dòng)機(jī)的工作原理是：空氣由進(jìn)氣道進(jìn)入發(fā)動(dòng)機(jī)，其流速在進(jìn)氣道內(nèi)經(jīng)兩道激波迅速下降，當(dāng)飛行馬赫數(shù)5時(shí)，進(jìn)口空氣滯止溫度達(dá)到1 223 K；此時(shí)，一部分來流空氣經(jīng)預(yù)冷器冷卻后進(jìn)入核心機(jī)，另外一部分經(jīng)環(huán)形溢流管道繞過核心機(jī)。圖5為預(yù)冷器冷卻循環(huán)系統(tǒng)簡(jiǎn)圖。SABRE發(fā)動(dòng)機(jī)預(yù)冷器使用液氦作為冷卻介質(zhì)，能在0.01 s內(nèi)將預(yù)冷器出口空氣溫度降至143 K。

SABRE發(fā)動(dòng)機(jī)包含渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)和火箭發(fā)動(dòng)機(jī)兩個(gè)工作模態(tài)。低空低速飛行時(shí)，渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)單獨(dú)工作，沿飛行軌跡發(fā)動(dòng)機(jī)推力逐漸達(dá)到最大；在25 km高空、Ma5時(shí)，開始模態(tài)轉(zhuǎn)換，一旦脫離大氣層，火箭發(fā)動(dòng)機(jī)將單獨(dú)工作。表1給出了SABRE發(fā)動(dòng)機(jī)在不同狀態(tài)時(shí)的工作性能參數(shù)。

圖6[3]是SABRE發(fā)動(dòng)機(jī)推重比和比沖與其它類型發(fā)動(dòng)機(jī)的比較?？梢?，與渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)相比，SA?BRE發(fā)動(dòng)機(jī)具有更高的推重比，但比沖性能無優(yōu)勢(shì)。

SABRE發(fā)動(dòng)機(jī)通過預(yù)冷器降低進(jìn)口空氣溫度，從而增大進(jìn)氣流量，提高發(fā)動(dòng)機(jī)推力。輕質(zhì)、高效的緊湊型預(yù)冷器也是實(shí)現(xiàn)該發(fā)動(dòng)機(jī)性能的關(guān)鍵。

2.3 MIPCC發(fā)動(dòng)機(jī)

美國(guó)MSE技術(shù)應(yīng)用公司提出了射流預(yù)冷卻TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)方案(MIPCC-TBCC)。MIPCC是在傳統(tǒng)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)壓氣機(jī)前部加裝液體噴射裝置[5]，通過在進(jìn)氣道內(nèi)噴射冷卻介質(zhì)(多為液體，如水、液氧、氮氧化物或混合物)，有效降低壓氣機(jī)進(jìn)口空氣溫度。當(dāng)高空高速飛行時(shí)，由于壓氣機(jī)進(jìn)口水的注入及空氣中氧含量的降低，為防止發(fā)動(dòng)機(jī)熄火，通常需要在壓氣機(jī)后注入氧化劑(圖7)。研究表明，水是MIPCC發(fā)動(dòng)機(jī)的理想冷卻介質(zhì)，通過水的蒸發(fā)吸熱實(shí)現(xiàn)進(jìn)口空氣降溫。

表1 SABRE發(fā)動(dòng)機(jī)在不同工作模態(tài)下的性能參數(shù)Table 1 The performance parameters of SABRE engine under different working modes

圖6 SABRE發(fā)動(dòng)機(jī)與其它類型推進(jìn)系統(tǒng)的比較Fig.6 Comparison between SABRE engine and other propulsion systems

圖8是由F100發(fā)動(dòng)機(jī)改裝的MIPCC發(fā)動(dòng)機(jī)，該系統(tǒng)包含一個(gè)液氧射入裝置和兩個(gè)射水裝置。通過全尺寸的熱運(yùn)輸管道試驗(yàn)，驗(yàn)證了該發(fā)動(dòng)機(jī)的各項(xiàng)性能，并對(duì)預(yù)冷裝置帶來的進(jìn)氣畸變、MIPCC管道壓力損失、注入水蒸發(fā)性能三項(xiàng)特征指標(biāo)做了測(cè)試。

圖7 MIPCC發(fā)動(dòng)機(jī)噴流冷卻示意圖Fig.7 The injection of different coolants in the MIPCC engine

圖8 MIPCC發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)圖Fig.8 MIPCC engine configuration

研究表明：若噴射裝置設(shè)計(jì)不合理，最大壓力畸變?yōu)?%，最大溫度畸變?yōu)?12 K；設(shè)計(jì)合理時(shí)溫度畸變可降低到5.5 K。

圖9為試驗(yàn)測(cè)試壓力損失和優(yōu)化后預(yù)計(jì)壓力損失對(duì)比。可見，最大壓力損失可達(dá)12.5%。去掉噴射裝置后壓力損失大幅降低，最大為4.0%，表明壓力損失主要由噴射裝置引起，而與水是否注入影響不大。未來設(shè)計(jì)中，可采用流線型噴射裝置以減少壓力損失，預(yù)計(jì)優(yōu)化后的壓力損失為4.5%～5.5%。

利用熱焓平衡法對(duì)MIPCC裝置管道蒸發(fā)性能進(jìn)行的測(cè)試結(jié)果(圖10)表明，管道內(nèi)水的蒸發(fā)性能要高于預(yù)計(jì)值。

MIPCC通過在傳統(tǒng)發(fā)動(dòng)機(jī)前噴射冷卻介質(zhì)(水、液氧、氮氧化物、液態(tài)空氣等)擴(kuò)展了原有飛行包線，滿足空天飛行器高馬赫的飛行要求。從設(shè)計(jì)、數(shù)值分析及試驗(yàn)結(jié)果看，MIPCC方案切實(shí)可行。

圖9 試驗(yàn)測(cè)試壓力損失及優(yōu)化后的預(yù)計(jì)壓力損失Fig.9 Average test data of the pressure drop and prediction after modifications

圖10 試驗(yàn)與計(jì)算的水蒸氣含量Fig.10 Percentage of evaporated water(predictions and test results)

對(duì)三種典型帶有預(yù)冷裝置的推進(jìn)系統(tǒng)進(jìn)行的研究表明，預(yù)冷可大幅降低來流空氣溫度，提升發(fā)動(dòng)機(jī)性能。表2給出了上述三種預(yù)冷發(fā)動(dòng)機(jī)各自的應(yīng)用范圍、性能優(yōu)缺點(diǎn)及增效特性。

表2 高超聲速推進(jìn)系統(tǒng)的預(yù)冷技術(shù)Table 2 Summary of pre-cooling technologies for the high speed propulsion systems

3 預(yù)冷器設(shè)計(jì)技術(shù)研究

發(fā)動(dòng)機(jī)預(yù)冷主要通過增添預(yù)冷器或冷卻介質(zhì)噴射裝置實(shí)現(xiàn)。其冷卻效果及對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)性能的提升效果顯著，將成為未來高超聲速飛行器動(dòng)力系統(tǒng)的關(guān)鍵部件。由于預(yù)冷器結(jié)構(gòu)相對(duì)復(fù)雜且技術(shù)成熟度較低，目前各國(guó)都在對(duì)輕質(zhì)、高效的緊湊型預(yù)冷器進(jìn)行大量研究[6]。

圖11 三種不同結(jié)構(gòu)的預(yù)冷器Fig.11 Precoolers with three different kinds of configurations

日本宇宙航空研究開發(fā)局(JAXA)對(duì)應(yīng)用于ATREX發(fā)動(dòng)機(jī)的預(yù)冷器，設(shè)計(jì)了三種不同結(jié)構(gòu)(圖11)。三種預(yù)冷器主要在冷卻管長(zhǎng)度、管壁厚及管排數(shù)有所差別。并對(duì)這三種類型預(yù)冷器的傳熱和流動(dòng)性能，結(jié)冰、除冰系統(tǒng)及預(yù)冷器的可靠性等問題開展了詳細(xì)的數(shù)值計(jì)算和試驗(yàn)研究。研究發(fā)現(xiàn)：通過預(yù)冷系統(tǒng)的使用，發(fā)動(dòng)機(jī)布雷頓循環(huán)的推力和熱效率得到提升；使用直徑較小的冷卻管道，能提高預(yù)冷器換熱效率和減輕預(yù)冷器質(zhì)量[7]；在預(yù)冷器設(shè)計(jì)中應(yīng)考慮飛行馬赫數(shù)的變化，以便能在預(yù)冷器的換熱效率和重量方面做出平衡，確保預(yù)冷器能在高馬赫數(shù)正常工作；預(yù)冷器壓力損失的增加不僅由管束引起，而且與入口的突擴(kuò)有關(guān)，進(jìn)入管束的流體盡量均勻?qū)p小壓力損失十分重要[8]。

壓降和換熱效率是預(yù)冷器性能的兩個(gè)關(guān)鍵技術(shù)指標(biāo)。為提高預(yù)冷器性能，需對(duì)預(yù)冷器的冷卻形式(管殼式、管翅式、板翅式等)、結(jié)構(gòu)布局、冷卻介質(zhì)等，做詳細(xì)計(jì)算及試驗(yàn)研究，并加以優(yōu)化。

3.1 結(jié)冰抑制

預(yù)冷器工作時(shí)，由于冷卻介質(zhì)溫度很低(90 K)，冷卻管表面出現(xiàn)結(jié)冰現(xiàn)象。結(jié)冰不僅增大預(yù)冷器表面熱阻、降低冷卻效率，而且堵塞氣流通道、增大壓力損失。因此降低預(yù)冷器表面結(jié)冰對(duì)保證預(yù)冷器乃至整個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)正常工作至關(guān)重要。文獻(xiàn)[9]的研究表明，只要來流空氣滿足溫度低于水的露點(diǎn)(273 K)或水蒸氣壓力低于三相點(diǎn)壓力(611 Pa)兩者之一，就不會(huì)結(jié)冰。

3.2 注入液氧抑制結(jié)冰

Balepin[10]提出在來流中注入液氧，通過降低來流空氣溫度使其低于露點(diǎn)，來抑制預(yù)冷器表面的結(jié)冰。但該方法需在1 kg來流空氣中注入0.1～0.3 kg液氧，因此飛行器需攜帶大量液氧，從而影響發(fā)動(dòng)機(jī)的總體性能。

3.3 注入可壓縮氣體

考慮到注入液氧方法帶來的不利因素，文獻(xiàn)[11]提出在來流注入可壓縮氣體(如甲醇)來抑制結(jié)冰。加入的添加劑要求具有很強(qiáng)的揮發(fā)性或升華能力，揮發(fā)后的添加劑填充到冰晶的縫隙中使得冰層密度增加，厚度減小，導(dǎo)熱率增大。并通過試驗(yàn)研究了該方法對(duì)預(yù)冷器抑制結(jié)冰的效果，當(dāng)1 kg來流空氣中注入8 g甲醇時(shí)，預(yù)冷器表面冰層厚度就降低到原來的1/3。

預(yù)冷器內(nèi)主流壓力損失受冰層厚度的影響很大，當(dāng)冰層厚度為1 mm時(shí)，壓力損失系數(shù)在20%以上。可壓縮氣體(甲醇)的注入大大減小冰層厚度，進(jìn)而降低壓力損失，降幅達(dá)70%。預(yù)冷器熱流量主要由進(jìn)氣速度及來流與管壁的溫差決定，增大甲醇注入量可顯著降低由結(jié)冰引起的熱阻。

試驗(yàn)研究表明，注入甲醇在很大程度上解決了因預(yù)冷器表面結(jié)冰帶來的問題，較好地改善了預(yù)冷器的綜合性能。且該方法所需添加劑的劑量很小，與空氣中水蒸氣含量相當(dāng)(約占整個(gè)空氣質(zhì)量的1%)，因此該方法切實(shí)可行。

總結(jié)國(guó)外預(yù)冷器技術(shù)研究可發(fā)現(xiàn)，在發(fā)動(dòng)機(jī)上應(yīng)用的預(yù)冷器，涉及到設(shè)計(jì)、加工制造、結(jié)冰抑制、綜合性能等技術(shù)領(lǐng)域。表3給出了預(yù)冷器在各領(lǐng)域的技術(shù)指標(biāo)及研究方法。

表3 預(yù)冷器技術(shù)指標(biāo)及研究方法Table 3 Qualifications and investigation methods of precoolers

4 結(jié)論

(1) 噴流冷卻和預(yù)冷器冷卻都能降低壓氣機(jī)進(jìn)口空氣溫度，增大空氣流量，提高發(fā)動(dòng)機(jī)推力，擴(kuò)展飛行包線，從而達(dá)到高超聲速飛行器的動(dòng)力要求。

(2) 預(yù)冷裝置會(huì)引起發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣畸變及壓力損失。因此在保證冷卻效率的同時(shí)，應(yīng)對(duì)預(yù)冷裝置進(jìn)行綜合優(yōu)化，減小進(jìn)氣畸變和壓力損失。

(3) 利用預(yù)冷器冷卻時(shí)，結(jié)冰會(huì)嚴(yán)重影響預(yù)冷器的換熱效率，且造成流道堵塞、增大壓力損失。因此在預(yù)冷器設(shè)計(jì)時(shí)必須采取有效的抑制結(jié)冰措施，保障發(fā)動(dòng)機(jī)性能在各狀態(tài)下均滿足要求。

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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

童傳琛(1987-)，河南周口人，碩士，主要從事流動(dòng)換熱與熱分析研究。