溫泉 苗輝 周琨

摘 要：以強預冷技術擴展現(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。強預冷渦輪發(fā)動機的研制，需要系統(tǒng)性地攻克一大批關鍵技術。根據國內外研究現(xiàn)狀，本文梳理了強預冷渦輪發(fā)動機的技術難點，對相關關鍵技術進行了分析和歸納，如有適應寬工況范圍的高效緊湊預冷器設計和加工工藝、預冷系統(tǒng)與渦輪發(fā)動機全工況匹配技術、強預冷發(fā)動機與進排氣系統(tǒng)協(xié)同設計等，為國內組織開展相關研究和工程研制提供參考。

關鍵詞：強預冷； 渦輪發(fā)動機； 高馬赫數； 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，有巨大的經濟價值。因此高超聲速飛機逐漸成為航空航天領域的研究熱點。

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)動機相結合，形成雙通道結構的渦輪基組合循環(huán)動力（TBCC）。國內外學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，并結合一體化的亞燃沖壓發(fā)動機，其主要問題是技術難度大、研制周期長；二是以常規(guī)成熟渦輪發(fā)動機型號為基礎，采用預冷擴包線技術大幅提升其飛行速度極限，其研制成本和技術風險較低，更具有工程可實現(xiàn)性。

預冷擴包線技術包括射流預冷和強預冷兩種。射流預冷技術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)結構簡單，但預冷液體消耗量大，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的充分蒸發(fā)。因此該技術對渦輪發(fā)動機速度提升作用有限。

強預冷技術是采用換熱器降低主流溫度。優(yōu)點是冷卻介質與主流空氣不摻混，不影響主流物性；缺點是整個預冷系統(tǒng)比射流預冷復雜。按冷卻介質不同，可將強預冷擴包線技術分為兩類：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)動機預冷器[6]，已完成多型預冷器結構的地面驗證，但從2010年以后就少有報道。二是采用中間介質冷卻主流空氣，如超臨界氦（如英國REL公司的SABRE發(fā)動機預冷器[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年完成了全尺寸預冷器在Ma 5熱狀態(tài)下的部件驗證。國內對強預冷技術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)性的強預冷技術與新型熱力循環(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)動機預冷器，轉而與羅爾斯-羅伊斯（RR）公司的常規(guī)渦輪發(fā)動機結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)動機研究院強預冷團隊提出采用液態(tài)金屬為換熱工質的強預冷方案，并開展了液態(tài)金屬熱物性、流動和換熱規(guī)律等適應性研究，于2020年10月完成液態(tài)金屬預冷器部件原理驗證（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），預冷空氣流量達10kg/s，充分驗證了液態(tài)金屬強預冷系統(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——強預冷渦輪發(fā)動機，系統(tǒng)梳理了技術難點，對關鍵技術進行分析和歸納，為國內組織開展相關研究和工程研制提供參考。具體涉及強預冷系統(tǒng)與熱管理系統(tǒng)、強預冷發(fā)動機及飛機三個方面。

1 強預冷系統(tǒng)與熱管理系統(tǒng)

強預冷系統(tǒng)的技術難點有三個方面：（1）強預冷換熱器必須實現(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）強預冷換熱器必須適應寬廣的工作范圍（馬赫數變化范圍較大），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，也是強預冷換熱器的難點之一。

熱管理系統(tǒng)的技術難點是，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穩(wěn)定運行，能夠對熱量進行精細化控制和調節(jié)。為此，需要進行一系列的關鍵技術研究。

（1）適應寬工況范圍的高效緊湊預冷器設計技術

預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)高性能預冷的同時，需要嚴格控制預冷器的尺寸，通過兩個方面的技術實現(xiàn)：一是緊湊式高性能預冷器方案設計技術，通過設計技術的提升，在保持高性能、均勻出流參數的情況下，盡量控制預冷器的尺寸；二是發(fā)展緊湊式預冷器在進氣道中的布局形式，通過合理流通布局設計，在不增大迎風面積的前提下，保持預冷器足夠的流通面積，從而保證預冷器的性能。

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

（2）微小換熱單位加工工藝技術

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構實現(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，滿足結構的可靠性、長壽命等要求。毛細管束式換熱器由數萬根薄壁毛細管組成，可靠的焊接工藝是實現(xiàn)的關鍵因素之一，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)模熱量遷移技術與調節(jié)技術

適合強預冷發(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穩(wěn)定運行，需要根據飛行參數、發(fā)動機參數的變化，對熱管理系統(tǒng)進行實時控制調節(jié)，可以利用人工智能、機器學習的方式等方法實現(xiàn)。

2 強預冷發(fā)動機

對于強預冷發(fā)動機，在總體性能、總體結構、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)動機的新的技術要求或技術難點：在總體性能方面，全工況范圍內預冷系統(tǒng)與發(fā)動機總體性能的穩(wěn)態(tài)匹配（非設計點參數匹配、預冷畸變的影響等）和動態(tài)匹配（能量與質量耦合振動）是技術難點；在結構方面，預冷器本身重量外加極端工況下較大的氣動力，對于預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，寬工況范圍內冷卻劑和燃料不平衡時，應當如何進行供應，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計提出挑戰(zhàn)；在附件方面，高速飛行時，發(fā)動機物理轉速下降，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，預冷系統(tǒng)存在一個新的自由度——“預冷強度”，對原有的控制邏輯產生了影響，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，需要重點關注和解決。為此，需要進行一系列的關鍵技術研究。

（1）預冷系統(tǒng)與渦輪發(fā)動機全工況匹配技術

在寬廣的速域內，換熱器與渦輪發(fā)動機匹配關系不同。需要完善理論分析體系：低速飛行時，來流溫度較低，發(fā)動機折合轉速較高，風扇進口馬赫數較大，預冷器內是高速、低溫流動，預冷系統(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)動機折合轉速較低，風扇進口馬赫數較小，預冷器內是低速、高溫流動，預冷系統(tǒng)工作在高熱輸運狀態(tài)。因此，需要建立合理預冷系統(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建立預冷系統(tǒng)的調節(jié)參數與渦輪發(fā)動機參數進行關聯(lián)，發(fā)展預冷系統(tǒng)調節(jié)規(guī)律。

（2）強預冷發(fā)動機穩(wěn)定性分析技術

預冷器出口的溫度、壓力不均勻性對下游渦輪發(fā)動機而言是進氣畸變，同時預冷系統(tǒng)與渦輪發(fā)動機總體之間的“質量—能量耦合振蕩”（溫降通過換算轉速來影響空氣流量，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，應當發(fā)展考慮預冷影響因素的渦輪發(fā)動機性能分析技術，建立相應的分析模型，摸清關鍵參數的影響規(guī)律，并發(fā)展穩(wěn)定性改進技術，以降低或消除預冷對渦輪發(fā)動機穩(wěn)定性的影響。

（3）強預冷發(fā)動機總體結構匹配與優(yōu)化技術

預冷系統(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；而如果預冷器采用斜式布局，也會產生垂直發(fā)動機軸線的氣動力分力。因此，需要對預冷系統(tǒng)的布局和支撐問題進行系統(tǒng)設計，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生較大的影響，此時，一種可能的思路是通過預冷系統(tǒng)其他組件的合理布局設計，將系統(tǒng)重心向后調整到合理的位置，并配合安裝吊掛位置的合理調整，保證預冷發(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

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

（5）多功能多燃料燃燒室技術

在預冷發(fā)動機中，預冷系統(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，以進一步降低吸熱型燃料的消耗。通過燃燒室的改進設計，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計，還需要兼容旁路直連燃燒的功能，需要發(fā)展相應的流動組織和燃燒技術。

（6）寬工況功率提取技術

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

（7）預冷發(fā)動機一體化控制技術

“預冷強度”對原有的控制邏輯產生了影響，具體而言是預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)進行綜合設計。既要發(fā)揮出預冷發(fā)動機的性能優(yōu)勢，又要簡化駕駛員的操作。

（8）預冷發(fā)動機試驗技術

對預冷發(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)展預冷發(fā)動機的工況模擬技術，如對核心機試驗臺進行改造，并配合相應的相似或近似準則，在一定范圍內實現(xiàn)工況模擬，滿足試驗要求。另外，在進行試驗工況調節(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。然而，由于受預冷系統(tǒng)的影響，在試驗調節(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節(jié)技術。

3 飛機

與常規(guī)發(fā)動機相比，預冷發(fā)動機與進排氣的匹配設計也會遇到不同的問題。例如，預冷系統(tǒng)開啟或關閉造成流量、反壓波動，對進氣道抗反壓能力提出新的要求；預冷開啟后，預冷發(fā)動機流通能力超過常規(guī)發(fā)動機，進氣道的流量系數較大，影響進氣道的起動規(guī)律及旁路放氣控制規(guī)律；預冷發(fā)動機與沖壓發(fā)動機之間的模態(tài)轉換特性也不同，對共用進氣道的分流調節(jié)設計也將提出不同的要求。此外，預冷發(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)律設計的飛行軌跡和飛機方案，可能無法發(fā)揮預冷發(fā)動機的性能優(yōu)勢。因此，需要根據預冷發(fā)動機獨有的特性規(guī)律，進行全飛行任務范圍內的軌跡優(yōu)化與飛機方案設計，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鍵技術研究。

（1）與進排氣系統(tǒng)協(xié)同設計

預冷系統(tǒng)通常并不是常開狀態(tài)，而是根據飛行工況進行開—閉轉換。預冷開—閉轉換時，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，對進氣道和尾噴管的設計提出了新的要求。

預冷發(fā)動機的模態(tài)轉換特點與常規(guī)發(fā)動機不同，為了充分發(fā)揮預冷系統(tǒng)的調節(jié)能力，更加平滑地進行模態(tài)轉換，往往設計成區(qū)間模態(tài)轉換，即在較寬速域范圍內預冷發(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計應適應協(xié)同式模態(tài)轉換的特點。

（2）與飛機方案融合設計技術

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

在進行飛機方案設計時，由于預冷發(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)揮需要飛機設計方案相匹配，應針對預冷動力特點進行改進優(yōu)化；同時，預冷系統(tǒng)的空間布局、冷卻劑的存儲方式，以及前文所述預冷器產生的顯著氣動力等問題，也需要在飛機方案設計中統(tǒng)籌考慮解決。該部分工作需要飛機設計單位與發(fā)動機設計單位的深度協(xié)同、反復迭代。

4 結束語

強預冷技術的優(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)動機技術水平基礎上快速形成高超聲速動力。然而，強預冷發(fā)動機各部件、子系統(tǒng)之間具有強關聯(lián)特性，在方案論證和預研階段就要加強系統(tǒng)思維，從飛機頂層設計出發(fā)進行系統(tǒng)設計，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挑戰(zhàn)，超出現(xiàn)有設計經驗和技術儲備，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。工程研制單位可以梳理亟須的關鍵技術并分解出基礎研究條目，為協(xié)同技術攻關明確研究對象和邊界條件，促進基礎性科研與工程研制緊密配合，加速實現(xiàn)相關產品研制的進程。

參考文獻

[1]李憲開，王霄，柳軍，等.水平起降高超聲速飛機氣動布局技術研究[J].航空科學技術，2020，31（11）：7-13. Li Xiankai， Wang Xiao， Liu Jun， et al. Research on the aerodynamic layout design for the horizontal take-off and landing hypersonic aircraft[J]. Aeronautical Science & Technology， 2020， 31（11）：7-13.（in Chinese）

[2]陳召斌，廖孟豪，李飛，等.高超聲速飛機總體氣動布局設計特點分析[J].航空科學技術，2022，33（2）：6-11. Chen Zhaobin， Liao Menghao， Li Fei， et al.Analysis of design characteristics of overall aerodynamic layout of hypersonic aircraft [J].Aeronautical Science & Technology， 2022， 33（2）：6-11. （in Chinese）

[3]Bartolotta P A，McNelis N B. High speed turbines：development of a turbine accelerator （RTA） for space access[R]. AIAA 2003-6943，2003.

[4]尚守堂，田方超，扈鵬飛. 渦輪發(fā)動機射流預冷關鍵技術分析[J]. 航空科學技術， 2018，29（1）：1-3. Shang Shoutang，Tian Fangchao，Hu Pengfei. Key technology analysis of mass injecting pre-compressor cooling turbine engine [J]. Aeronautical Science & Technology，2018，29（1）：1-3.（in Chinese）

[5]芮長勝，張超，越冬峰. 射流預冷渦輪發(fā)動機技術研究及發(fā)展[J]. 航空科學技術，2015，26（10）：53-59. Rui Changsheng， Zhang Chao， Yue Dongfeng. Technical study and development of mass injecting pre-compressor cooling turbine engine [J]. Aeronautical Science & Technology，2015，26（10）：53-59. （in Chinese）

[6]Kojima T， Kobayashi H， Taguchi H， et al. Design study of hypersonic components for precooled turbojet engine [R]. AIAA 2008-2504， 2008.

[7]Longstaff R， Bond A. The SKYLON project [R]. AIAA 2011-2244， 2011.

[8]Webber H， Feast S， Bond A. Heat exchanger design in combined cycle engines [R]. No. IAC-08-C4.5.1， 2008.

[9]凌文輝，侯金麗，韋寶禧，等. 空天組合動力技術挑戰(zhàn)及解決途 徑 的 思 考 [J]. 推進技術，2018， 39（10）： 2171-2176. Ling Wenhui， Hou Jinli， Wei Baoxi， et al. Technical challenge and potential solution for aerospace combined cycle engine [J]. Journal of Propulsion Technology， 2018， 39 （10）： 2171-2176.（in Chinese）

[10]張蒙正，南向誼，劉典多.預冷空氣渦輪火箭組合動力系統(tǒng)原理與實現(xiàn)途徑[J]. 火箭推進，2016，42 （1）：6-12. Zhang Mengzheng， Nan Xiangyi， Liu Dianduo. Principles and realizing ways of combined power system for pre-cooling air turbo rocket[J]. Journal of Rocket Propulsion，2016，42（1）： 6-12.（in Chinese）

[11]鄒正平，王一帆，額日其太，等.高超聲速強預冷航空發(fā)動機技術研究進展[J].航空發(fā)動機，2021，47（4）：8-21. Zou Zhengping， Wang Yifan， Eri Qitai， et al. Research progress on hypersonic precooled airbreathing engine technology[J]. Aeroengine， 2021，47（4）：8-21. （in Chinese）

[12]鄒正平，王一帆，杜鵬程，等.強預冷發(fā)動機新型熱力循環(huán)布局及性能分析[J].火箭推進，2021，47（6）：62-75. Zou Zhengping， Wang Yifan， Du Pengcheng， et al. Thermodynamic performance analysis of anovel precooled airbreathing engine layout[J]. Journal of Rocket Propulsion， 2021，47（6）：62-75. （in Chinese）

[13]鄒正平，劉火星，唐海龍，等.高超聲速航空發(fā)動機強預冷技術研究[J].航空學報，2015，36（8）：2544-2562. Zou Zhengping， Liu Huoxing， Tang Hailong， et al. Precooling technology study of hypersonic aeroengine[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica， 2015， 36（8）： 2544-2562.（in Chinese）

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