羅佳茂，楊順華，張建強，李季，劉彧，張彎洲

中國空氣動力研究與發(fā)展中心 超高速空氣動力研究所 高超聲速沖壓發(fā)動機技術重點實驗室，綿陽 621000

渦輪基組合循環(huán)(Turbine Based Combined Cycle, TBCC)發(fā)動機是高超聲速飛行器的動力部件，其穩(wěn)定充足的推力是飛行器長時間長距離飛行的前提條件。由于目前應用于組合動力系統(tǒng)的渦輪發(fā)動機最高工作馬赫數不超過2.3，低于超燃沖壓發(fā)動機最低起動馬赫數，故兩種發(fā)動機工作速域存在間隙；再則渦輪發(fā)動機工作馬赫數接近上限時推力迅速下跌，而沖壓發(fā)動機工作馬赫數接近下限時其推力也相當低，因此導致TBCC發(fā)動機工作模態(tài)從渦輪發(fā)動機轉換至沖壓發(fā)動機時會出現推力缺失問題。

對來流高溫空氣進行預冷是解決TBCC發(fā)動機推力不連續(xù)問題的有效手段之一，預冷型組合循環(huán)發(fā)動機應運而生。預冷解決推力缺失的原因主要有兩方面：一是在高飛行馬赫數下將來流高溫空氣溫度降至渦輪發(fā)動機材料可承受極限內，從而拓展渦輪發(fā)動機最高飛行馬赫數，使其工作速域與沖壓發(fā)動機充分銜接。另一方面在于提高渦輪發(fā)動機推力。高溫空氣預冷后密度增加，發(fā)動機捕獲空氣流量相應增加，若是工質注入預冷，則注入的工質也增加了發(fā)動機流量。而發(fā)動機推力與工質流量正相關，故預冷提高了發(fā)動機推力，解決了高馬赫數飛行條件下推力缺失問題。

關于預冷循環(huán)發(fā)動機概念的提出與早期研究始于20世紀50年代的美國[1]。近年來，臨近空間高超聲速飛行器的發(fā)展使得預冷型組合循環(huán)發(fā)動機在可重復使用飛行器的單級入軌或兩級入軌中使用越來越廣泛[2-3]。預冷技術主要分為兩大類[4]，即壓氣機前冷卻劑注入預冷(Mass Injection Pre-Compressor Cooling, MIPCC)和壓氣機前換熱預冷(Heat EXchange Pre-Compressor Cooling, HEXPCC)。冷卻劑注入預冷發(fā)動機最具代表的為美國SteamJet發(fā)動機，美國對其進行了大量試驗研究和分析[5-8]。而換熱預冷方面提出的換熱預冷型發(fā)動機概念較多，各國也在加快相關技術的突破，例如英國的反應引擎公司在所設計的Skylon空天飛行器[9]中應用的微通道強預冷發(fā)動機SABRE (Synergistic Air-Breathing Rocket Engine)。

SABRE發(fā)動機以氦氣作為冷源，引入第三工質液氦在高溫空氣與液氫之間作為循環(huán)冷卻劑。這種獨特的循環(huán)方式具有極高冷卻效果，能將1 200 K 的高溫氣體冷卻到130 K，最大功率達到400 MW。近年SABRE有待突破的關鍵技術主要為兩方面[10]，其一是微通道換熱管的制造技術，制造方需要將約30萬根孔徑0.88 mm壁厚僅為40 μm的管道進行焊接并均勻彎曲，實際工程量相當大；其二是防冰/除冰技術，目前進行的實驗已能將預冷器通道內空氣維持相對濕度100%和恒定壓降超過8 min，滿足飛行器4 min入軌過程的系統(tǒng)運行要求[11]。不過其具體的防冰技術并未公開發(fā)表。

1986年，日本航空航天科學研究所(ISAS)聯(lián)合數家工業(yè)集團聯(lián)合研制了吸氣式渦輪沖壓膨脹循環(huán)發(fā)動機(expander cycle Air Turbo Ramjet Engine, ATREX)。這款發(fā)動機以燃料作為預冷劑，另外也向進氣道內噴注低溫流體，最高可飛行至馬赫數6.0[12-14]。日本先后發(fā)展了3種ATREX預冷器結構。Ⅰ型結構能將空氣冷卻到了180 K，但是管壁結霜限制了換熱效果，之后改進為Ⅱ型結構，增大了管徑，其換熱效率仍比預測值低15%。最后發(fā)展了Ⅲ型結構的換熱器，相比前兩種結構Ⅲ型有更高的緊湊度和更小的質量。對于結冰問題，研究人員通過向來流氣體中噴注低溫流體，如液氧或者低溫甲醇。液氧混合進來流空氣后，混合氣體凝結點降低，相對濕度降低，從而抑制水氣凝結。注入甲醇原理類似，另外甲醇附著在管壁冰層縫隙后，能提高冰層導熱系數，也有利于抑制結冰[15]。

俄羅斯也對強預冷空氣渦輪發(fā)動機(ATRDC)進行了技術探索[16]，該型預冷發(fā)動機采用燃料氫對進口空氣進行深度預冷并驅動渦輪。ATRDC最低可將壓氣機前溫度降到98～112 K。但是它的預冷器質量較大，約占整個發(fā)動機質量(不含進氣道)的40%，再則仍存在預冷所用的氫的量遠大于燃燒所需要的氫的量的問題，故約有一半的氫在渦輪中膨脹后直接排掉。

中國目前還未見有全尺寸強預冷換熱發(fā)動機整機實驗。李敬等[17]分析了換熱預冷空氣渦輪火箭的性能。程惠爾和浦保榮[18]建立了叉排分布的預冷非穩(wěn)態(tài)傳熱過程數學模型和離散方程。玉選斐等[19]從熱力循環(huán)的角度分析了燃料性能及工質物性對發(fā)動機綜合性能的影響。周倩楠[20]研究了預冷ATREX發(fā)動機新型循環(huán)方式的優(yōu)化性能。

綜上所述，中國在換熱預冷器方面的實驗研究還很有限，大多集中在數值研究上。而目前數值研究主要針對一維模型或二維仿真，三維數值模擬還少見有公開論文發(fā)表。本文將首先設計一種高效換熱預冷器，并用FLUENT對該預冷器對高溫來流空氣的預冷效果進行三維數值仿真，然后基于該仿真結果對換熱預冷渦輪發(fā)動機性能作數值分析，研究換熱預冷發(fā)動機飛行包線、推力、耗油率和比沖等性能的變化。

1 物理模型與數值方法

1.1 換熱器設計

本文所研究壓氣機前換熱預冷發(fā)動機為TBCC發(fā)動機的渦輪基，其原理如圖1所示。結構上相比于傳統(tǒng)渦輪發(fā)動機最大的區(qū)別在于在壓氣機前加裝了一環(huán)形換熱預冷器。

本文所設計換熱器整體外形如圖2所示。高溫空氣從環(huán)形換熱器徑向外側流入換熱器內側，被管道內的低溫燃料冷卻。換熱器外徑Do=690 mm，內徑Di=500 mm，軸向長度L=550 mm， 內外徑均無擴張或收縮。圖3標出了換熱器冷卻通道內部結構。低溫氫氣從環(huán)形換熱器內徑處進入換熱細管，經過兩次折轉后從換熱器外徑處流出，總體流動方向與高溫空氣流動方向相反。單根冷卻細管長度l=1 590 mm。氫氣來流二級管和總管管徑參照冷卻細管的橫截面之和來設計。圖4為換熱器橫截面上換熱管束分布，周向方向一圈360列，即列與列之間間隔α=1°。在外徑處周向最大間隔Δymax=2.4do，換熱器內徑處最小周向間隔Δymin=1.75do。圖5詳細給出了換熱細管叉排分布方式，這種分布方式有利于高溫空氣與換熱管壁充分換熱。換熱細管外徑do=2.5 mm，內徑di=2.3 mm，管壁厚δ=0.1 mm。徑向方向并列8根細管，徑向管與管之間均勻間隔。

圖1 壓氣機前換熱預冷發(fā)動機結構Fig.1 Structure of HEXPCC engine

換熱細管總數2 880，所有換熱細管總長度為4.58 km。換熱器所用材質為高溫合金GH4169，各向同性。壁面溫度為600 K時，其導熱率λ=21.5 W/(m·K)。整個換熱器總質量約47 kg。Ma=2.0～4.0設計功重比為200～400 kW/kg。

圖2 換熱預冷器整體結構Fig.2 Overall structure of heat exchange pre-cooler

圖3 換熱預冷器內流道結構Fig.3 Channel structure of heat exchange pre-cooler

圖4 換熱預冷器橫截面管束分布Fig.4 Tube distribution at section plane of heat exchange pre-cooler

圖5 換熱預冷器冷卻管道叉排分布Fig.5 Staggered arrangement for heat exchange pre-cooler tubes

裝配時，換熱預冷器細管入口和出口均焊接于兩側二級管上。二極管除了導流氫氣外，也負責固定所有換熱細管位置。兩側二極管上也分別焊接氫氣入口和出口總管。安裝時只需將二級管和總管固定到發(fā)動機進氣道內合適位置即可。由于該換熱預冷器僅有47 kg，故可作為整體安裝和拆卸。

1.2 數值計算方法

數值計算過程分為3個階段，第1階段：在設計飛行條件下利用FLUENT對TBCC發(fā)動機真實進氣道內流場分布做仿真；第2階段：依照第1階段的仿真結果確定換熱預冷器工作的工況條件，并在此工況下利用FLUENT對換熱器的冷卻效果進行仿真；第3階段：將第2階段所獲得的換熱器冷卻效果參數耦合到渦輪發(fā)動機性能計算程序中，分析換熱預冷發(fā)動機的綜合性能。

第1階段，為深入研究換熱預冷發(fā)動機在飛行器實際飛行過程中的工作性能，換熱預冷發(fā)動機進氣道內流場分布將根據飛行器飛行條件來確定。圖6為所設計的飛行器的飛行軌跡，飛行器保持等動壓爬升，動壓頭34.8 kPa，H為飛行高度。此軌跡確定了飛行器進氣道流場仿真的來流條件。

TBCC進氣道為真實進氣道模型，如圖7所示，上方為沖壓發(fā)動機進氣通道，下方為換熱預冷發(fā)動機進氣通道。

對該進氣道流場分布進行三維仿真，得到渦輪通道內真實流場，再根據仿真結果將進氣道出口處的真實流場分布作為第2階段數值計算換熱預冷器的入口條件。圖8給出了TBCC發(fā)動機進氣道內流場分布的仿真結果。

圖6 飛行器飛行軌跡Fig.6 Flight trajectory of vehicle

第2階段，根據真實進氣道內流場仿真結果獲得預冷器工作環(huán)境，在此環(huán)境下進行冷卻效果仿真，冷卻劑采用燃料氫氣(氣態(tài))。冷卻管道外空氣場和冷卻管道內氫氣場均為亞聲速。表1列出了預冷器在不同工況下的邊界條件。圖9為換熱預冷器仿真計算模型。該模型取環(huán)形換熱器周向2°作為計算域。

圖7 TBCC發(fā)動機進氣道Fig.7 Inlet of TBCC engine

圖8 TBCC發(fā)動機進氣道流場仿真結果Fig.8 Simulation results of TBCC inlet

表1 換熱預冷器仿真邊界條件Table 1 Boundary conditions for heat exchange pre-cooler simulations

圖9 換熱預冷器仿真計算域Fig.9 Computational domain for heat exchange pre-cooler

求解換熱器冷卻效果的仿真過程中，流場質量、動量和能量守恒方程分別為

(1)

(2)

(3)

式中：ρ為流體密度；t為時間；xi為空間點坐標；ui為流體在坐標xi點的速度分量；Sm為流體質量源(匯)；Sh為體積熱源；p為流體壓力；gi為重力加速度分量；Fi為流體所受外部力分量；τij為應力張量；E為單位體積流體總能量；keff為有效熱傳導系數；T為溫度；hj′為組分j′的顯焓；Jj′為組分j′的擴散流量。

壁面溫度法則包括兩條：① 對熱傳導層采用線性法則；② 湍流占主導的湍流區(qū)域采用對數法則。雖然內外壁面流體種類不同，但壁面熱傳遞過程相似，遵循相同的法則。

對于固體場，假設整個仿真過程中冷卻細管表面并未結冰，則管壁內部能量方程為

(4)

式中：h為顯焓；k為材料導熱率；v為由于固體的平移和旋轉而引入的速度參量。

來流高溫氣體和低溫氫氣的比熱均采用分段多項式模型，熱傳導系數采用分子運動論。使用隱式非穩(wěn)態(tài)求解器求解，計算時間步長1×10-5s。湍流模型為標準k-ω模型。一階迎風格式離散對流和黏性項。最終計算以流量相對誤差不超過3%，流動項和黏性項殘差小于1.0×10-5，能量項殘差小于1.0×10-6為收斂依據。

對于換熱器工作的控制規(guī)律，在飛行馬赫數低于2.1時，換熱預冷器不起動，當飛行馬赫數接近渦輪發(fā)動機上限時換熱預冷器開始工作。以低溫氫氣作為冷卻劑。若一定流量的氫氣已經能將來流高溫氣體預冷至渦輪發(fā)動機某一可承受范圍，則不再繼續(xù)增加氫氣流量。這種控制方法可減少氫氣用量，減少燃料浪費，提高發(fā)動機比沖。

第3階段，根據仿真所得預冷效果，采用發(fā)動機性能計算程序對換熱預冷發(fā)動機進行評估。計算方法參考文獻[21]。本文換熱預冷發(fā)動機的渦輪發(fā)動機為一種傳統(tǒng)航空發(fā)動機，假定其低壓壓氣機入口最高可承受總溫為454 K，高壓壓氣機出口最高溫為923 K。保持燃燒室和加力燃燒室溫度分別為1 665 K和2 050 K不變。

1.3 網格劃分及無關性驗證

對換熱預冷器冷卻效果仿真的流場采用混合網格劃分。圖10為換熱預冷器計算模型網格劃分情況。管外空氣場采用非結構網格，近壁面附近使用T-Rex法進行網格加密。管壁及管內氫氣場為結構化網格。

劃分網格后對網格進行了無關性驗證?？紤]到該模型網格量大的問題，取模型中沿氫氣管道前500 mm部分進行網格無關性驗證。網格Ⅰ、網格Ⅱ和網格Ⅲ近壁面網格尺度分別為5×10-6、1×10-5和3×10-5m。3套網格中的結構化網格近壁面梯度都為1.1，非結構網格近壁面梯度為1.2～1.3。來流低溫氫氣總溫25 K，來流高溫空氣總溫700 K。氫氣與空氣的質量流比(H/A)為0.07。仿真結果表明3套網格流場結構差異不大。圖11為網格Ⅱ管內氫氣場與管外空氣場總溫分布云圖。

由圖11云圖可以看出氫氣沿著管道溫度逐漸升高，經過換熱后從入口25 K上升到了出口的90 K左右。來流空氣經過換熱后溫度逐漸降低，從來流的700 K被冷卻到出口的640 K左右。

圖10 換熱預冷器計算模型網格劃分Fig.10 Grid meshing for computational model for heat exchange pre-cooler

圖12為各網格仿真結果對比。其中實線為沿空氣流向方向(-y)等間距的11個截面內空氣的平均總溫(Tt)變化，虛線為沿著氫氣流向方向(+x)等間距的11個截面內氫氣的平均總溫變化?？梢钥闯霾煌W格相對誤差不超過3.54%， 滿足網格精度需求。

考慮到計算量和經濟性，本文選用網格Ⅱ來進行仿真。該網格總量為1 350萬。

圖11 氫氣場與空氣場總溫分布Fig.11 Temperature distribution of hydrogen and air field

圖12 不同網格仿真結果對比Fig.12 Comparison of simulation results from different grids

1.4 數值方法算例驗證

本文所設計管束式換熱預冷器與日本ATREX預冷器結構類似，日本對ATREX進行了大量試驗研究。參照文獻[22]選取合適參數進行數值仿真，并與試驗結果對比以評估數值模型的準確性和可靠性。如表2所示，給出了數值仿真參數與ATREX試驗相關參數[22]，對比可知本文所設計預冷器冷卻管外徑和壁厚均比ATREX小，但換熱面積也更小。

如圖13所示，為驗證算例仿真計算流場分布，其中左側為不同氫氣質量流工況流場軸向截面總溫分布，右側為不同氫氣質量流工況流場橫截面總溫分布。3個驗證算例氫氣空氣質量流比(H/A)分別為0.03、 0.04和0.05?？梢钥闯觯邷乜諝饬鬟^冷卻管道后溫度降低，而氫氣溫度則升高。說明氫氣與高溫空氣進行了有效換熱且換熱效果合理。

圖14對比了數值仿真與試驗結果空氣和氫氣總溫變化，其中試驗數據源自文獻[22]。由圖可知ATREX型號Ⅰ預冷器換熱效果最好，空氣冷卻幅度最大，氫氣吸熱和溫度漲幅也最大。其次是本文所設計預冷器，而ATREX型號Ⅱ預冷效果最差。這主要跟冷卻管外徑和壁厚以及預冷器換熱面積有關，管徑和壁厚越小換熱效果越好，換熱面積越大，換熱效果越好。本文所設計預冷器冷卻管外徑和壁厚雖然比ATREX型號Ⅰ的稍小，但其換熱面積比后者更小，故最終換熱效果略低于ATREX型號Ⅰ。與ATREX型號Ⅱ相比，本文設計預冷器冷卻管道外徑和壁厚遠小于ATREX型號Ⅱ，換熱面積僅略小于后者，故最終換熱預冷效果略高于ATREX型號Ⅱ。綜上所述，由仿真結果可證明本文建立數值方法合理，具有較高準確性和可靠性。

表2 數值仿真與試驗參數Table 2 Simulation and experimental parameters

圖13 驗證算例仿真結果Fig.13 Simulation results of validating cases

圖14 驗證算例與試驗數據結果對比Fig.14 Comparison of validating cases and experimental data

2 結果與分析

2.1 換熱冷卻特性

本文分別仿真了來流馬赫數為2.5、3.0、3.5和4.0條件下不同氫氣空氣質量流比(H/A)的換熱冷卻效果。Ma=2.5，H/A=0.03的換熱冷卻效果如圖15所示。

由圖15(a)可以看出，來流高溫空氣與冷卻管道換熱后溫度逐漸降低。在換熱器兩端由于高溫空氣流過的管道數較少，冷卻效果稍差。空氣平均總溫從487 K被冷卻至387.4 K。空氣繞流過管道越多的地方總壓損失越大，所以過密的管道可能造成過多總壓損失，給發(fā)動機工作帶來負面影響。在換熱器中間部分空氣流速較均勻，兩端受管道彎曲影響流道變窄，導致流速加快。同樣從橫截面流速分布可以看出空氣流經管束狹縫時流道面積縮小，流速升高，而過高的流速也會導致總壓損失較大。故換熱器管束密度分布應綜合考慮冷卻效果和總壓損失，進行折中選擇，才能即確保預冷器有較好的冷卻效果又保證總壓損失不能過大。

圖15 Ma=2.5，H/A=0.03時的換熱冷卻效果Fig.15 Heat transfer and cooling effects at Ma=2.5 with H/A=0.03

由圖15(b)可知，管道內氫氣的溫度逐漸升高，經過換熱后從入口32 K升高至出口298.1 K，吸熱明顯，說明該換熱器有較好的換熱效果。氫氣總壓損失約1.5 MPa，尤其在彎道段，總壓損失顯著。高壓氫氣在管道內迅速膨脹，速度從入口約0.05Ma膨脹至接近1Ma。

觀察圖15(c)空氣場，空氣在繞流冷卻管道后形成渦流，局部渦流較復雜，使得空氣在管道背風面駐留時間較長，受冷卻效果較好。而在迎風面空氣撞擊管道后速度降低，近壁面溫度升高，故管道迎風面溫度更高。由于熱傳導作用，管道外側溫度高于內側。氫氣緊貼管壁處溫度與管壁溫度接近，越靠近管道中心氫氣溫度越低。

圖16顯示了換熱管道外壁面溫度分布，總體趨勢越往下游溫度越高，這與氫氣下游外壁面接觸的空氣溫度更高和下游氫氣溫度更高有關。由于管壁厚度僅為0.1 mm，故管道內外壁溫度差異不大。

圖17所示為Ma=3.5時不同氫氣空氣質量流比工況下空氣被冷卻情況?？梢郧逦目闯鲭S著氫氣質量流的增加，冷卻效果變強，出口空氣溫度越低。H/A=0.03時，空氣總溫從749.2 K冷卻至571.3 K，當H/A增加到0.09后，出口處空氣被冷卻至319.2 K，溫降幅度達到358 K。

圖18顯示了不同飛行馬赫數下不同氫氣質量流對空氣出口總溫的影響。可以看出，隨著飛行馬赫數的提高，需要更高的氫氣質量流才能將空氣出口總溫控制在壓氣機可承受溫度上限內。而增加相同的氫氣量，其擴展的飛行馬赫數幅度有逐漸縮小的趨勢。當氫氣空氣質量流比達到0.09時，換熱預冷器能將來流馬赫數最高為4.0的高溫空氣冷卻到壓氣機可承受溫度上限內；氫氣空氣質量流比0.06時最高可擴展飛行馬赫數至3.55；若氫氣空氣質量流比為0.03，則最高只能擴展馬赫數至2.95。虛線BI即確定了預冷渦輪發(fā)動機不同氫氣質量流條件下所擴展飛行速度上邊界。

圖16 Ma=2.5，H/A=0.03時冷卻管道外壁面溫度分布Fig.16 Temperature distribution of tube outer surface at Ma=2.5 with H/A=0.03

圖17 Ma=3.5時，不同氫氣空氣質量流比的冷卻效果對比Fig.17 Comparison of cooling effects from different H/A ratios at Ma=3.5

圖18 不同工況空氣被冷卻效果Fig.18 Cooling effects of air under different working conditions

圖19給出了相應的氫氣出口總溫變化。觀察可知氫氣質量流率越高，相同溫度的來流空氣條件下氫氣溫度上升幅度越小，說明氫氣質量流更低時更能充分利用氫氣的熱沉對空氣進行冷卻；相同氫氣質量流下飛行馬赫數越高，氫氣出口總溫越高，說明被冷卻空氣初始溫度越高相同氫氣質量流吸熱越多，即帶來的冷卻效果將越好。氫氣最高溫度漲幅為455.3 K。

圖20給出了來流空氣溫度與溫度降幅的關系，同樣印證了上述結論，來流溫度越高，溫度降幅越高。除此之外，從圖20中可以看出，隨著氫氣質量流的提高，相同氫氣質量流增幅對空氣冷卻幅度增幅逐漸收窄?？諝庾罡邷亟捣葹?71.2 K。

本節(jié)詳細地展示了換熱預冷器的流場和固體區(qū)域溫度和壓力等參數的分布，揭示了冷卻器工作過程。模擬結果證實了該換熱器具有良好的換熱性能，同時獲得了不同飛行馬赫數下空氣被冷卻后的溫度范圍。

圖19 不同工況氫氣出口總溫變化Fig.19 Total temperature variation at hydrogen exit under different working conditions

圖20 不同工況來流空氣總溫與總溫降幅Fig.20 Total temperature of incoming air and total temperature decline under different working conditions

2.2 換熱冷卻發(fā)動機性能

本節(jié)將換熱預冷器對空氣的換熱效果的數據耦合到發(fā)動機性能計算程序中，研究換熱預冷發(fā)動機的性能。為方便對比預冷卻發(fā)動機性能參數變化，取發(fā)動機無預冷狀況下設計點工作的性能參數為特征值，對預冷卻發(fā)動機性能參數進行無量綱化。其中對氫氣質量流無量綱化時采取設計點工況H/A=0.03時氫氣的質量流值為特征值。

根據預冷發(fā)動機換熱冷卻后發(fā)動機可工作范圍，結合換熱預冷器冷卻效果數值模擬結果，對不同氫氣質量流條件下發(fā)動機進氣總溫進行了插值計算。如圖21所示，AB為未進行冷卻壓氣機入口總溫變化。在Ma=2.1后開始通低溫氫氣(32 K)，從C至D即為逐漸提高氫氣質量流，直到D點氫氣量達到H/A=0.03。從D點到E點保持H/A=0.03不變；D到F為H/A=0.03逐漸提高到H/A=0.06，曲線F到G保持H/A=0.06不 變；F點到H點為H/A從0.06逐漸上升到0.09的過程，曲線HI保持H/A=0.09不變。

由圖16和圖18可知，冷卻器出口溫度為390 K時，冷卻管道壁面溫度已經接近273 K，若再進行更深的冷卻則管道壁面有可能結冰。所以曲線CDFH反應了保持壓氣機入口總溫為390 K 左右時所需氫氣質量流的變化，直到氫氣質量流達到H/A=0.09。如果不再提高氫氣質量流繼續(xù)加速飛行，則壓氣機來流總溫將從H點上升到I，達到壓氣機可承受溫度上限，此時為飛行器達到最高飛行速度Ma=4.0。

來流高溫空氣被冷卻后，密度增大，實際捕獲流量也會增加，而流量的增加是發(fā)動機推力增大的主要原因。根據圖21中不同氫氣質量流控制路徑，計算了對應的空氣流量變化，如圖22所示，其中Wa為空氣質量流，Wad為設計點非加力工作質量流。圖中未帶圓圈圖例的紅線表示氫氣質量流從0逐漸增加到H/A=0.03的過程，帶紅色圓圈圖例表示保持H/A=0.03狀態(tài)不變，其余線條含義類似?？梢钥闯?，當氫氣質量流逐漸增加時，實際捕獲空氣質量也隨之逐漸增加。H/A= 0.03時，空氣流量提升到了設計點流量的一半；H/A=0.06時，空氣流量已接近設計點空氣流量；而當H/A=0.09時，進入發(fā)動機的空氣流量已是設計點流量的1.4倍左右。這充分說明換熱冷卻能大幅提高發(fā)動機空氣流量。

隨著空氣流量的增加，發(fā)動機推力性能也得到了提升。如圖23所示，為不同飛行馬赫數時不同冷卻氫氣流量下發(fā)動機帶加力推力F變化，其中Fd為發(fā)動機設計點工況不帶加力的推力。在氫氣質量流逐漸增加到H/A=0.09的過程中，發(fā)動機推力也穩(wěn)步提高。H/A=0.03時，發(fā)動機推力為0.8Fd左右，相比無預冷狀態(tài)(H/A=0)有了大幅提高；H/A=0.06時，發(fā)動機推力已經超過設計點非加力推力的1.25倍；而當氫氣供應量H/A=0.09時，發(fā)動機推力已經上升到設計點非加力推力的1.8倍左右。因此換熱預冷對發(fā)動機增推有顯著作用，這能有效消除TBCC發(fā)動機的推力鴻溝，維持模態(tài)轉換過程的推力連續(xù)。

圖21 壓氣機進氣總溫分布Fig.21 Incoming total temperature distribution for compressor

除了推力性能外，換熱冷卻也提升了發(fā)動機的比沖性能，如圖24所示。圖中Isp為發(fā)動機帶加力條件下預冷后比沖，Ispd為設計點比沖。由圖可知，預冷越深比沖提高幅度越大。Ma=2.6時有最高比沖。但是隨著飛行馬赫數的上升，即使進行預冷，比沖仍然會下降。在Ma=4.0時，比沖只有設計點比沖的0.272倍。

圖22 換熱預冷發(fā)動機空氣流量變化Fig.22 Variation of air mass flow rates in HEXPCC engine

圖23 換熱預冷發(fā)動機帶加力推力變化Fig.23 Thrust variation of HEXPCC engine with afterburning

圖24 換熱預冷發(fā)動機帶加力比沖變化Fig.24 Isp variation of HEXPCC engine with afterburning

圖25為換熱預冷發(fā)動機帶加力工作耗油率SFC(僅計算燃燒用氫氣)變化，其中SFCd為設計點不帶加力工作耗油率。很明顯，預冷卻降低了發(fā)動機的耗油率，飛行速度低于Ma=3.0時，耗油率在3SFCd左右。相比于無預冷發(fā)動機換熱預冷發(fā)動機能以相同的燃油消耗飛行更遠距離和更高的高度。Ma>2.6時，保持相同氫氣質量流，耗油率仍然會逐漸上升，所以對于Ma>2.6的飛行，高耗油率難以避免。

相比于傳統(tǒng)渦輪發(fā)動機，換熱預冷發(fā)動機除了外加了換熱預冷器外，還需要額外攜帶一定量的氫氣，用于TBCC發(fā)動機的模態(tài)轉換。圖26給出了相應氫氣消耗速率Wh變化，其中Whd為設計點工況H/A=0.03時氫氣質量流大小。由圖可知當氫氣空氣質量流比H/A=0.03時，氫氣的質量流僅為0.5Whd，氫氣消耗還處于比較低的水平；當H/A增加到0.06后，氫氣消耗接近Whd的2倍；而當H/A=0.09時，氫氣的質量流已是Whd的4倍左右，此時對氫氣的消耗量急劇增加，遠超TBCC的沖壓發(fā)動機燃燒所需氫氣質量流，故將有大量氫氣排到大氣中，這造成了大量的燃料浪費。因此高馬赫數飛行需要飛行器攜帶過量氫氣，增加了飛行器的負重。

圖25 換熱預冷發(fā)動機帶加力耗油率變化Fig.25 SFC variation of HEXPCC engine with afterburning

圖26 換熱預冷發(fā)動機帶加力工作氫氣質量流變化Fig.26 Variation of hydrogen mass flow rates of HEXPCC engine with afterburning

本節(jié)結合預冷器仿真結果通過數值方法計算了換熱預冷發(fā)動機在不同工況下的性能。結果證明了預冷卻能提升發(fā)動機的綜合性能，如推力、比沖、耗油率。但對于Ma>3.0的飛行，預冷換熱發(fā)動機仍面臨技術瓶頸。

3 結 論

本文設計了一種適合于渦輪發(fā)動機使用的換熱預冷器，并利用數值模擬方法研究了該換熱預冷器的預冷效果，并結合數值程序分析了換熱預冷發(fā)動機的相關性能。

1) 對管束式微小通道換熱預冷器預冷特性進行了三維數值仿真，結果表明所設計的換熱預冷器有較好的換熱預冷效果，能將馬赫數2.5～4.0的來流空氣冷卻90.6～471.2 K。

2) 換熱預冷措施有效擴展了渦輪發(fā)動機的工作包線，最高能將渦輪發(fā)動機的工作速度提高至Ma=4.0，為TBCC模態(tài)轉換提供了充分的銜接速域。

3) 相比于傳統(tǒng)渦輪發(fā)動機，氫氣空氣質量流比為0.03時，本文換熱預冷發(fā)動機加力狀態(tài)推力能恢復至設計點推力大?。粴錃饪諝赓|量流比達到0.09后，能使加力狀態(tài)推力提升至設計點推力的兩倍左右。而對于比沖和耗油率(僅計算用于燃燒的氫氣量)，Ma<2.6工況預冷措施能小幅改善比沖和耗油性能，但Ma>2.6工況即使進行預冷比沖和耗油率性能仍會迅速惡化。

本文所設計換熱預冷發(fā)動機還有很多缺陷，下一步研究將優(yōu)化換熱器設計，探索更輕質，氣阻更小的結構。另外，預冷器開始工作后需要消耗大量氫，甚至超過了TBCC發(fā)動機的沖壓發(fā)動機燃燒所需的氫，故有一部分氫氣將被釋放到大氣中，這造成了大量燃料浪費，也增加了飛行器的載重負擔?？s短飛行器模態(tài)轉換時間，提高預冷器換熱效率將是解決該問題的重要途徑。