預冷空氣類動力系統發展歷程淺析

馬海波，張蒙正

(西安航天動力研究所，陜西 西安 710100)

0 引言

隨著航天發射活動日益頻繁以及對臨近空間戰略地位的日益重視，航空航天飛行器發展呈現出兩個方向：對于軌道運輸飛行器要求具有低成本、高可靠性、快速響應以及較高的運載能力，水平起降可重復使用單級入軌(Single Stage to Orbit,SSTO)飛行器是一個重要的發展方向[1]；對于臨近空間飛行器，要求其滿足快速響應、遠程打擊的現代化戰爭需求，不斷提高速度上限，相關研究工作主要集中在采用各種類型的組合類動力方案來拓展發動機的飛行包線，使其具備在寬速域內的工作能力，并具有較少的模態轉換次數[2]。

動力系統是航空航天飛行器發展的一個重要制約因素。當前各國提出的適用于未來飛行器發展的主要動力方案包括：純火箭發動機、渦輪噴氣式發動機及其變形、沖壓發動機以及各類組合動力方案。預冷空氣類動力系統是組合動力方案中的重要發展方向之一，預冷空氣類動力系統是指通過一定手段，對來流空氣進行冷卻后再使其進入后續部件進行工作的一類動力裝置，采用預冷的動力裝置，可以提升發動機的推力性能，拓展發動機的工作包線，其與常見類型發動機主要性能對比如表1所示[3]，可以看出預冷類動力系統綜合性能優越，工作包線大，是未來飛行器動力的理想選擇。

表1 常見發動機性能對比

迄今為止，預冷空氣類動力系統經過了近70年的發展，不斷有新方案提出，同時已有方案也在不斷改進。本文根據國內外公開資料，簡述了預冷空氣類動力系統各個階段的典型方案，分析了預冷類發動機方案演變歷程和可能原因，重點分析了引入氦的預冷空氣類系統的循環方案，為國內預冷空氣類發動機的發展和優化提供借鑒。

1 預冷類發動機發展歷程

關于預冷空氣類動力系統，國內外研究者提出了多種設想和方案， 根據對空氣的冷卻程度主要可以分為兩類：一類是將空氣液化后，經過一定處理(增壓、分離、貯存等)后作為動力系統的氧化劑，典型方案包括基礎LACE(液化空氣循環發動機，Liquid Air Cycle Engine)、各種改進LACE、ACES(高濃度空氣收集系統，Air Collection and Enrichment System)等；另一類將空氣溫度冷卻至液化點以上，避開了空氣相變過程造成的冷卻劑消耗，典型方案包括KLIN、ATREX(吸氣式渦輪沖壓膨脹循環發動機，Air Turbo-Ram Engine of Expander Cycle)、PCTJ(預冷渦輪發動機，Pre-Cooled Turbo Jet)、SABRE(協同吸氣式火箭發動機，Synergic Air Breathing Rocket Engine)等。

1.1 液化空氣類方案

最早的預冷組合動力方案是1948年Marquardt公司提出的LACE方案[4]。其利用液氫燃料的低溫高熱容特性，將空氣在冷凝器中液化，經液氧泵增壓后進入火箭燃燒室與氫燃燒后產生推力。LACE方案起飛時無需攜帶氧化劑，理論上可以降低發動機的起飛質量，大幅提高發動機的比沖，提升運載器的有效載荷率，同時還具有與火箭發動機相當的飛行包線，受到了各國研究機構的重視。

基礎LACE方案如圖1所示。文獻[5]中對基礎LACE性能進行了分析，研究了預冷度φc=(TH2,out-TH2,in)/(T1-TH2,in)，其中：TH2,in，TH2,out分別為預冷器中氫氣進出口溫度；T1為預冷器空氣進口溫度)對系統性能影響。結果表明，φc較小時，LACE相比LRE性能提升遠低于預期，為了達到理想的性能提升，需要較大的φc值，但φc值的增大又增加了換熱系統的結構復雜度和設計難度。基礎LACE方案雖然起飛時可以減少甚至完全不攜帶氧化劑，但是由于較低的液化效率，必須攜帶更多的燃料，相比氧化劑，燃料的低密度會造成貯箱結構質量的增加，再加上進氣道和換熱裝置的額外結構質量，最終使得飛行器的實際起飛質量并沒有降低。

圖1 基礎LACE方案Fig.1 LACE basic scheme

為了讓LACE方案理論上的優勢得到應用，必須提高空氣液化效率，主要包括兩種思路：第一種是利用空氣壓力升高后更容易液化的特性，在預冷裝置中增加壓氣機；另一種是改變液氫循環方式，提高對液氫冷卻能力的利用率，如增加液氫回流系統，部分氫在冷卻空氣后再次流入貯箱二次利用。各國實際研究方案基本都是同時利用了這兩種思路來提升系統性能[6-7]。

基礎LACE中，1 kg液氫可以液化3.8 kg的空氣(空氣溫度288 K，壓力0.1 MPa，液氫溫度從14 K升到123 K)[8]，遠小于當量混合比，造成了燃料浪費和性能損失。為了將燃料充分利用，可以向來流空氣噴射液氧添加劑，用起飛質量的增加換取更高的推力性能。俄羅斯凱爾迪什研究中心分析了向液化空氣中添加液氧對性能的影響，結果表明，向液化空氣中添加液氧會使系統比沖下降40%，比推力提升了30%，比沖可以達到1 200 s，遠大于常規的火箭發動機。

另一種增加LACE性能的措施是增加分離器，將液氧從空氣中分離，分離后的廢氣(主要成分為氮氣)可以承擔部分冷媒的作用，提高液化效率，然后再由噴管排放抵消進口沖量損失，同時還可以得到濃度較高的液氧，有利于在推力室中組織燃燒。北京豐源機械研究所在1998年公布了一種改進的新方案，命名為LOCE[9]。該發動機利用了前邊提到的所有提升LACE性能的方法，極大地提高了液化效率，比沖可以達到3 000 s，但是發動機部件數量、結構質量以及關鍵部件設計難度的增加會使該方案的工程可行性變低。

綜合分析以上的所有方案，采用LACE方案的動力系統的主要優勢包括：

1)LACE具有與火箭發動機相當的速域，無需模態轉換就可以在整個軌道內工作，可以實現單級入軌；

2)LACE發動機部件與火箭發動機高度共用，可以利用火箭發動機的技術、研究結果、仿真模型以及實驗臺；

3)性能優越，起飛質量低，有效載荷率高，比沖高。

LACE系統的主要制約因素有：

1)關鍵技術難突破，包括高效輕質的換熱器設計、多模態(液氫/液氧、液氫/空氣)燃燒室的設計、低溫高壓比的空氣壓氣機設計；

2)基本LACE空氣液化比遠大于當量燃燒比，造成推進劑沒有得到充分利用，改進LACE方案系統過于復雜，增加了較大的結構質量，各個組件同時工作的耦合度存疑。

與LACE方案類似的另一種方案是ACES。ACES方案最早由R.Nau等人在20世紀60年代提出， 80年代得到美國空軍的重視，歐空局在FESTIP 項目中進行了深入的研究。比利時皇家軍事學院的P.Hendrick等人分析了ACES方案對各國SSTO、TSTO飛行器方案的性能提升[10-12]。ACES方案起飛時只攜帶一個空的氧化劑貯箱，當飛行到巡航速度時，開始空氣收集過程，將收集到的空氣存儲到氧化劑貯箱作為后續入軌火箭發動機的氧化劑。應用ACES系統可以降低起飛質量，提高有效載荷率，降低吸氣式發動機與入軌火箭發動機的接力速度，拓寬發射窗口，增加了發射靈活性。相比于LACE，ACES系統的應用更為靈活，可以與常見的任意吸氣式動力組合，既可以應用到SSTO方案，也適用于TSTO的第一級。但是該方案中依然涉及到了空氣的相變，液化消耗的氫燃料遠多于燃燒需要的氫燃料，預冷空氣類動力系統的理論優勢依然無法體現。

1.2 深冷空氣類方案

從20世紀80年代開始，為了避免相變過程造成的額外燃料消耗，預冷空氣類動力系統的設計思路由液化空氣逐漸轉變為深冷空氣，主要方案包括KLIN，ATREX，SABRE等。與液化空氣方案相比，深冷空氣方案消除了夾點問題，降低了對冷卻劑的需求，提高了發動機的比沖，同時避開了空氣液化、分離等技術瓶頸的限制，提升了發動機性能，增加了方案的可行性。

KLIN是1996年提出的一種組合動力方案[13]，該方案根據任務需求，將一定數量的深冷渦輪發動機DCTJ與液體火箭發動機LRE捆綁在一起。DCTJ發動機中利用液氫燃料將來流空氣深度冷卻，海平面狀態將空氣冷卻到110 K，Ma=6時將空氣冷卻到200～250 K，大大降低了壓氣機的設計要求。對于相同的發射任務，KLIN與純火箭相比，有效載荷率可以達到后者的兩倍[14]。KLIN方案只是將幾臺發動機簡單捆綁在一起，沒有任何技術瓶頸，工程可行性較高；但是該方案在飛行彈道的不同階段，會有部分發動機不產生推力卻依然貢獻著結構質量，造成了推進系統的“死重”。如果能實現部件的有機結合，消除“死重”，必然可以進一步提升動力系統的性能。

ATREX是日本1985年開始研究的預冷發動機方案[15]。從1990年至2004年，日本相關機構共進行了67次試驗，累計點火時間達3 636 s，結果表明預冷可以使發動機的推力和比沖分別提高2.6倍和1.3倍，在大部分工況下，當量比都可以保持在1.2左右，氫燃料得到了比較充分的利用，速度低于Ma=4時比沖可以保持在2 400以上[16-17]。從2004年開始，在ATREX研究基礎上，為了研制Ma=5巡航的高超聲速飛行器， JAXA開始進行預冷渦輪發動機PCTJ的研究工作，其1 kN級縮比發動機被稱為S-engine[18]。S-engine已經在2008年進行了兩次地面點火試驗，在2010年9月進行了飛行試驗，在Ma=2的速度下點火，工作了20多秒，后續將繼續開展Ma=5時的飛行試驗[19-20]。預冷渦輪發動機PCTJ與常規渦輪發動機、沖壓發動機相比，有著更寬的速域，更優的綜合性能，更適合作為高超聲速飛行的動力系統。日本提出的以ATREX為代表的預冷類發動機，各個部件共用性好，無須任何模態轉換就可以從靜止狀態工作到Ma=6，無論是作為TSTO的一級動力，還是高超聲速飛行器的動力方案都有著性能優勢。但是該方案利用液氫直接進入預冷器冷卻空氣，存在著材料“氫脆”問題，增加了預冷器材料的要求和發動機的安全隱患。

另一種典型的深冷空氣發動機方案是英國的SABRE方案。1982年，Alan Bond申請了具有新循環原理的預冷發動機專利，在此基礎上，Rolls Royce與BAe聯合，在1985年開始了HOTOL(Horizontal Take off and Landing)項目，發動機被命名為RB545。后來在RB545的研究基礎上，REL公司在1989年提出了SABRE發動機的概念[21]。REL公司在SABRE發動機及其部件上投入了大量的研究工作：2001年開始預冷原理實驗；2008年開始全尺寸預冷器、推力室、進氣道、渦輪以及噴管等部件的技術實驗研究；2012年宣布突破了預冷器技術，在1/100 s內將空氣冷卻到120 K，并且沒有結冰；2016年國際宇航大會上提到SABRE方案已經由SABRE3改進為SABRE4，吸氣模態燃料消耗降低了40%，方案可行性大大增加；計劃在2020年進行地面試驗，2025年進行飛行試驗。與液化空氣類動力系統相比， SABRE不對空氣進行液化，消除了夾點的問題，減小了冷卻過程消耗的燃料；與KLIN相比，SABRE部件共用性高，整個工作包線內幾乎不被“死重”；與ATREX相比引入了氦循環對能力進行重新分配，提高了冷卻效率，避免了“氫脆”現象，拓寬了預冷器選材范圍，降低了因氫氣泄漏帶來的安全性隱患。可以看出，SABRE工作速域寬，綜合性能有著明顯優勢。

相比于液化空氣類方案，深冷空氣類方案的主要優勢在于：

1)冷卻效率提高，氫燃料消耗量明顯降低，發動機的比沖、運載能力提升；

2)空氣在預冷器中的溫度變化幅度降低，不涉及相變，預冷器設計難度大大降低。

回顧上述所有預冷空氣類發動機，可以發現，液化方案的研究開展得較早，相關研究主要集中在如何提升空氣液化效率方面，措施包括增加壓氣機、液氫回流裝置等，提出了以ACES，RB545，LOCE及ARCC為代表的各種新型液化方案，各種改進方案中空氣液化效率都有一定提升，但是冷卻消耗的燃料流量依然遠大于當量燃燒燃料量。為了進一步提升性能，現在的研究已經轉向深冷方案，深冷空氣方案中避開了空氣的相變潛熱，預冷器由兩相預冷器變為單相預冷器，降低了預冷器的設計難度。深冷方案中，KLIN方案在飛行過程中需要承擔較大的“死重”，ATREX由于液氫直接冷卻的安全隱患以及材料“氫脆”的問題，因此以SABRE3為代表的引入氦作為中間介質的預冷空氣類方案成了目前最具潛力的選擇。

2 引入氦的預冷空氣類方案分析

2012年，SABRE核心關鍵技術——預冷技術成功得到突破，在國際上引起了巨大反響：2012年5月，歐空局ESA發布了對SABRE的評估報告，指出“不存在影響SABRE發動機獲得成功的關鍵問題”； 2014年1月，美國空軍實驗室AFRL與REL簽署了“合作研究與發展協議(CRADA)”，認為SABRE部件和集成所涉及的理論可行性不存在顯著障礙；2015年，AFRL正式公布了對SABRE的評估結果，認為該發動機是一項有吸引力的技術，它在技術上可行，并可能在兩級入軌運載或國防應用中更早地應用[22]；2015年11月，英國BAE系統公司進行投資，并在2016年7月發布了基于“佩刀”的高超聲速快速響應飛行器概念[23]；2016年9月，AFRL披露了兩型基于SABRE的兩級入軌空天飛行器概念[24]；2017年9月25日，美國國防部高級研究計劃局(DARPA)授予REI(REL在美國的子公司)科研合同，進行SABRE預冷器樣機(HTX)的高溫氣流試驗[25]。

引入氦的預冷空氣類方案具有比沖高，工作包線大，模態轉換少，部件共用度高，技術瓶頸少的特點，是水平起降可重復SSTO以及臨近空間高超聲速投放平臺的理想動力選擇之一。主要方案包括SABRE3、針對民航高超聲速飛行器提出的SCIMITAR、從SABRE3改進的SABRE4以及國內最新公布的PATR方案。

2.1 SABRE3

SABRE3循環方案如圖2所示，進氣道捕獲的空氣分為兩路：一路進入核心機；另一路進入旁路沖壓流道，外涵的存在使得進氣道捕獲的多余空氣也可以產生一部分推力，降低了進口沖量損失。進入核心機的空氣在預冷器HX1中冷卻到123 K，再進入低溫空氣壓氣機中增壓，低進口溫度使得壓氣機可以實現140的高壓比，增壓后的高壓空氣在冷卻噴管壁面后進入推力室與來自預燃室的富燃燃氣燃燒，受益于壓氣機的高增壓比，推力室室壓可以達到較高的值(10 MPa)；氦路依次流過預冷器HX1、氦加熱器HX3、氦渦輪、氦冷卻器HX4、氦壓氣機，構成一個閉路循環，作為氫氣與空氣能量交換的中間載體；氫氣從液氫泵進入氫氦換熱器HX4，吸收氦氣中的廢熱，同時增加了自己的做功能力以驅動兩組氫渦輪，在渦輪2的出口分為兩路，分別進入外涵燃燒室與預燃室燃燒；SABRE3中引入預燃室形成富燃燃氣，利用燃氣對氦路實現補熱。

圖2 SABRE3系統方案圖Fig.2 Scheme of SABRE3 system

2.2 SCIMITAR

SCIMITAR是REL公司針對LAPCAT計劃提出的方案，可在Ma=0.9和Ma=5兩個狀態下實現巡航飛行，完全滿足當前國際航空法規的排放和噪聲要求。SCIMITAR是在SABRE的基礎上，針對高超聲速、遠距離運輸、民航飛行器的要求衍生而來，與SABRE相比，SCIMITAR更注重飛行持續性、可靠性、噪聲控制、排放物控制這些要求。SCIMITAR發動機系統原理在SABRE3的基礎上做了相應改動，主要包括：外涵通道中增加了兩級風扇，從起飛狀態到Ma=2.5時，HX3出口燃氣通過三級輪轂渦輪(用來帶動風扇)后與旁路空氣混合，在外涵燃燒室中燃燒增溫，最后在外涵噴管中膨脹產生推力，此時核心機燃燒室、噴管不工作；從Ma=2.5開始，外涵噴管面積逐漸減小，風扇轉速不斷下降，外涵以沖壓模態工作，HX3中的燃氣逐漸轉向核心機燃燒室，直到Ma=5時，外涵噴管完全關閉，外涵停止工作；氦路循環方案改變，與SABRE3中預冷器一直工作不同，SCIMITAR中的預冷器在Ma=3.1時才開始工作，同時預冷器分為高溫預冷器HX1與低溫預冷器HX2，另外氫氦換熱模塊也有著較大的改進，采用了多級回熱系統和分級換熱系統將氫氣的冷卻能力最大化，降低了每一級換熱器的設計難度，但是可以預見會增加結構復雜度與結構質量；此外，SCIMITAR中的改動還包括預燃室由富燃轉為富氧；預冷器出口空氣溫度由穩定在123 K調整為不超過635 K；壓氣機壓比大幅下降，由140變為4.07；燃料需求下降，當量比維持在0.7～0.8；以及其他一些循環參數的調整[26]。

2.3 SABRE4

SABRE4核心機循環方案如圖3所示，設計思路與SCIMITAR基本相同(參數略有不同)，只在氫氦換熱模塊有些許差別。與SABRE3相比，SABRE4中的主要變化包括：預冷器分為預冷器HX1和預冷器HX2兩級，預冷器入口設有調節閥門，實現預冷器在整個飛行包線內分區段工作；氦路循環方案更為復雜，氦氣在加熱器(預燃室)之后分為兩路，一路氦進入氦渦輪T1做功后再進入氫氦換熱模塊，在氫氦換熱模塊中分為三路，采用了分級回熱循環方式；另一路的氦經過氫氦換熱器HX5、氦壓氣機C5后與來自氫氦換熱模塊的氦氣匯合進入預冷器冷卻空氣；推力室由兩種模態共用解耦為兩模態采用獨立燃燒室，預燃室由富燃預燃室調整為富氧預燃室。據REL公司在2016年國際宇航大會中的介紹，由于循環方式的優化，SABRE4中氫的消耗大大減小，典型狀態當量比由2.8降低到1.2，吸氣模態燃料消耗量比SABRE3降低了40%，比RB545降低了50%，比LACE降低了75%[27]。

圖3 SABRE4系統方案圖Fig.3 Scheme of SABRE4 system

2.4 PATR

PATR方案是借鑒SABRE的發展經驗，針對臨近空間高速投放平臺和TSTO的一級動力提出的新方案[28]。PATR方案的原理(圖4)更接近SABRE3方案，但是也做了部分調整，包括：主要應用在30 km以內，不包含火箭模態，推力室設計要求降低；去除了預燃室和氦加熱器HX3，從推力室取熱的同時還起到冷卻推力室的效果；提高預冷器出口溫度，降低預冷器設計難度；空氣壓氣機壓比由140調整到15～20。

圖4 PATR系統方案圖Fig.4 Scheme of PATR system

上述四個方案中，SABRE4無論從系統性能還是方案可行性方面都最具優勢。經過初步仿真計算，該方案性能隨馬赫數的變化如圖5所示。可以看出，SABRE4推力和比沖都有比較突出的性能優勢，并且具有速域寬、無模態轉換等優點，無論是作為軌道運載器還是高超聲速飛行器的動力方案，均是一個理想的選擇。

圖5 SABRE4彈道性能Fig.5 Trajectory performance of SABRE4

3 結束語

通過分析以上所有預冷發動機的演化過程，可以得到以下結論：

1)經過60多年的發展，預冷類動力系統方案不斷改進優化，從最初的液化空氣方案轉為深冷空氣方案，再到SABRE4中提出的適度冷卻方案。改進的主要方向是降低冷卻消耗的燃料質量，提升發動機的性能，SABRE4方案中燃料當量比達到了1.2，比沖最高可以達到5 700 s，最低也能保持在3 000 s以上。

2)在發展過程中，要注意平衡各個部件的設計要求，基于現有技術水平，在提升性能的同時降低設計難度，從SABRE3到SABRE4的改進可以看出，REL公司以降低推力性能以及增加結構復雜度為代價，使得各部件參數均降低到了當前技術可實現的范圍，使得該方案逐漸由理論研究轉為工程應用，應用前景更加明朗。

3)目前AFRL、ESA、、DARPA、波音公司、羅羅公司、BAE公司等多個國外機構均針對預冷空氣類動力系統開展了大量的論證工作，提出了多個基于預冷空氣類動力系統的飛行器方案。作為臨近空間快速投放平臺及兩級水平起降航天運輸之一級的理想動力選擇，預冷空氣類動力系統未來必定會在動力系統的市場中占據重要地位，我國應加快研究步伐，充分利用已經具備的科研條件，在緊跟國外腳步的同時，提出與自身相適應的方案，力爭在預冷空氣類動力系統的市場上取得一席之地。