高超聲速強預冷航空發動機技術研究進展

鄒正平，王一帆，額日其太，張榮春，趙 睿，陳懋章，3

（北京航空航天大學能源與動力工程學院1，航空發動機研究院2：北京102206；3.航空發動機氣動熱力國家級重點實驗室，北京102206；4.北京航空航天大學機械工程及自動化學院，北京100191）

0 引言

水平起降、重復使用高超聲速飛行器飛行速度快、使用靈活，在軍民用領域均有巨大優勢，已成為當今世界強國重點發展的戰略方向[1-2]。在軍用領域，高超聲速飛行器使用機動靈活、起飛準備周期短、在戰爭中可超越空間限制、實現高速突防，是用于遠程精確打擊、實時偵察、戰場信息監視的理想飛行器；在民用領域，高超聲速飛行器可實現全球快速到達，大大提升人員/貨物運輸效率，為全球經濟發展提供新的增長點，可影響人類的生活方式。動力系統是實現水平起降、重復使用高超聲速飛行器的決定性因素，需在從地面零速起動至高超聲速工作寬速域范圍內具有良好的推力及比沖性能，且具有高可靠性。目前，火箭、亞燃/超燃沖壓發動機等可實現高超聲速的動力系統雖具有各自的特點及工作范圍，卻難以完全滿足水平起降、重復使用的需求；此外，為實現動力系統在低馬赫數時高效工作，一般需采用渦輪發動機或渦輪基組合發動機，然而隨著飛行馬赫數的不斷提高，高溫進氣對渦輪發動機工作性能、材料及結構產生的不利影響加劇，使得渦輪發動機推力急劇減小、性能及可靠性嚴重降低，限制飛行馬赫數一般不超過3.0。因此，將渦輪、沖壓、火箭等發動機進行有機組合，發揮各自性能優勢，是水平起降、重復使用高超聲速動力系統發展的必然趨勢[3]。當前，國內外提出了渦輪沖壓組合、渦輪沖壓火箭組合、火箭沖壓組合、高速預冷渦輪、強預冷發動機等多種不同類型組合發動機方案，呈現出“百家齊放、百家爭鳴”的局面[4-6]。

近年來，隨著高超聲速強預冷發動機總體、緊湊強預冷器、超臨界氦閉式循環系統、寬域進排氣系統等核心技術不斷取得重大突破，高超聲速強預冷航空發動機技術的發展得到國內外廣泛關注，已成為寬域高超聲速動力的研究熱點。本文調研了國外具有代表性的預冷發動機技術發展脈絡及現狀，分析典型強預冷發動機方案的技術特點；并詳細介紹中國強預冷發動機熱力循環設計與分析、緊湊強預冷器設計制造和試驗、超臨界氦葉輪機設計、寬域進排氣系統優化設計及高效燃燒等技術的研究進展。

1 高超聲速強預冷發動機技術國外進展

1.1 高超聲速強預冷發動機技術國外總體進展

為解決高馬赫數飛行時，由發動機進口來流的高滯止溫度帶來的氣動及結構等方面種種不利影響，進氣預冷成為極其重要的技術途徑[7]。自20世紀50年代以來，美國、前蘇聯、日本、英國等國提出了多種預冷發動機方案，并開展了大量研究[8-10]。目前，實現進氣預冷主要有射流預冷和換熱預冷2種途徑。

1.1.1 射流預冷

對于射流預冷，美國、前蘇聯等已開展了大量的理論及試驗工作[11-13]，表明依靠射流預冷技術可有效地擴展飛行包線，不受飛行高度和馬赫數限制，且具有技術成型快、成本低等優勢；但也存在射流裝置引起發動機進口總溫、總壓畸變及壓力損失，水等冷卻介質的注入可能導致含氧量的下降進而需要在燃燒前額外添加氧化劑、噴水系統附加質量大等缺點。目前，射流預冷的研究主要集中于渦輪沖壓組合（Tur?bo-Based Combined Cycle engine，TBCC）發動機中，以解決渦輪與沖壓模態轉換過程中的“推力鴻溝”問題，是短期內實現TBCC動力的重要技術途徑[14-15]。

1.1.2 換熱預冷

采用預冷器間接換熱的預冷技術的效率相對較高，但設計及實現難度也相應增加。根據預冷器中的工作介質屬性，又可以分為燃料直接換熱預冷與閉式循環間接換熱預冷2種類型。在燃料直接換熱預冷方面，國外先后提出了液化空氣循環發動機（Liquid Air Cycle Engines，LACE）、RB545、深冷空氣渦輪發動機（Deeply Cooled Air Turborocket，ATRDC）、KLIN、吸氣式渦輪沖壓膨脹循環發動機（Expander Cycle Air Turbo Ramjet Engine，ATREX）、預 冷渦噴 發動機（Pre-cooled TurboJet，PCTJ）等多種不同的發動機方案，其主要參數及技術特征見表1。

表1 燃料換熱強預冷發動機方案特性

在20世紀60年代，為了解決火箭比沖較低所導致的有效載荷占比過小的問題，Marquardt[16]提出了LACE方案。在氫氧火箭發動機的基礎上增加了吸氣模態（工作范圍馬赫數為0~7），在0~30 km工作時，利用液氫通過預冷器將來流空氣液化。吸氣模態和火箭模態共用燃燒室和噴管，發動機結構緊湊，推重比較大；但由于將空氣液化（空氣露點溫度為81.7 K）所消耗的燃料過多，發動機的比沖僅800 s。1982年，在借鑒LACE的基礎上，Bond等[17]在霍托爾（HOrizon?tal Take-Off and Landing，HOTOL）項目中提出了RB545發動機方案。該方案避免了LACE方案中的將空氣液化時冷卻劑消耗過高的問題，在Ma=0~5時，來流空氣通過預冷器被液氫深冷但未液化。RB545發動機地面比沖約為2000 s，比LACE方案有了很大提升；但預冷器面臨氫脆及結冰等問題，隨著HOTOL項目的取消，RB545發動機的研究也終止。

1991年，俄羅斯中央航空發動機研究院（CIAM）提出了ATRDC方案[18-19]。該發動機采用液氫（當量比約為2.0）通過預冷器對來流進行深度冷卻，隨后一半的氫進入吸氣式燃燒室燃燒，另一半的氫用于驅動渦輪隨后直接排出。當空氣壓氣機的入口溫度降至98~112 K，空氣壓氣機的壓比約為20~40。當空氣壓氣機的壓比為40時，ATRDC發動機在Ma=0~6時的平均比沖約為2500 s，推重比預估為18~22。但該發動機的預冷器換熱功重比較低，預冷器質量約占整機質量的40%。在2000年左右，美國提出了KLIN發動機方案[20]，該發動機為DCTJ與火箭發動機的組合，其中火箭發動機全程工作，DCTJ工作到Ma=6.0，渦噴發動機和火箭發動機的液氫燃料全部用來冷卻渦輪發動機進口空氣。

在燃料換熱預冷發動機方面，日本研究最為深入。從20世紀80年代起，日本航空航天科學研究所（ISAS）即開始研制可用于高超聲速飛機和兩級入軌飛行器一子級動力的ATREX[21-22]。通過在壓氣機前加裝液氫空氣預冷器實現對來流空氣的冷卻，工作馬赫數可達6.0，平均比沖達3000 s以上。但該預冷器換熱功重比較低，僅約為16.5 kW/kg。此外，需通過在預冷器前噴注甲醇等方法來解決預冷器結冰問題。隨后，日本宇宙航空研究開發機構（Japan Aerospace Exploration Agency，JAXA）在ATREX發動機基礎上開展了工程可實現性更高的Ma=6級PCTJ的研制工作。已開發了1 kN推力量級的預冷渦噴發動機原理樣機，即S-發動機（如圖1所示），并先后完成了部件試驗、地面靜止臺試驗、Ma=4模擬高溫條件下的地面試驗及Ma=2的飛行試驗，取得了顯著進展[23-24]。

圖1 日本預冷渦噴發動機（S-發動機）[24]

從以上幾種典型的燃料換熱預冷發動機方案來看，由于需要滿足Ma=5~7級高溫來流的冷卻需求，均采用了高熱沉的低溫液氫作為燃料及冷源。對來流溫度的冷卻程度越高，則可實現的壓氣機壓比更高，使得吸氣式燃燒室和火箭燃燒室、噴管可以共用，進而提高整機的推重比；但是對來流深度冷卻，同樣會導致燃料消耗過高，發動機比沖降低，需根據飛行器總體需求，在發動機方案設計時，綜合權衡，合理選擇預冷程度。此外，由于采用液氫深度冷卻，預冷器面臨結冰及影響發動機安全工作的氫脆問題；同時，受制于材料及制造技術，上述預冷器的換熱功重比較低，對整機推重比帶來不利影響。

此外，燃料換熱預冷技術可與TBCC結合，形成預冷TBCC發動機方案，這也是當前燃料換熱預冷的重要發展方向。2020年，美國的初創公司Hermeus宣布完成了小尺度預冷TBCC發動機的原理驗證，采用預冷器技術將渦輪發動機的工作范圍拓展到Ma=3.3，亞燃沖壓工作范圍Ma=2.8~5.0。隨后該公司獲得美國空軍研究實驗室（AFRL）和美國國家航空航天局（NASA）的經費支持，并進一步獲得1600萬美元的風險投資，用于在J85發動機基礎上開展較大尺度的發動機研制[25]。

在閉式循環間接換熱預冷發動機研制方面，英國處于技術領先地位。在20世紀90年代，在RB545發動機的基礎上，Bond等[26]提出了采用強預冷和閉式氦循環的協同吸氣式火箭發動機（Synergetic Air Breath?ing Rocket Engine，SABRE）方案，即“佩刀”，并成立了反應發動機（Reaction Engines Limited，REL）公司開展該發動機的研制工作。通過采用革命性的緊湊快速強預冷技術，可瞬時將高溫來流冷卻1000 K以上，且預冷器具有極高的換熱功重比；通過引入中間閉式氦循環，避免了高溫來流與低溫液氫之間的直接換熱所導致的換熱毛細管氫脆問題，并實現了對來流熱量的高效再利用。該發動機吸氣式范圍Ma=0~5.5，在該工作范圍內，不存在一般TBCC發動機的渦輪與沖壓模態之間的轉換和再起動問題，以及渦輪或沖壓不工作時的“死重”問題，具有單臺推力大、推重比高、比沖高的綜合性能優勢。目前，REL公司已獲得英國政府、歐空局、美國空軍研究實驗室（Air Force Research Laboratory，AFRL）、美國國防高級研究計劃局（De?fense Advanced Research Projects Agency，DARPA）等機構的研發經費支持；同時BAE、RR、波音等入股REL公司，提供資金和技術支持，加速SABRE發動機的研制。

1.2 SABRE系列發動機技術進展

自20世紀90年代起，英國REL公司經過近30年的研究，在SABRE系列發動機研制中取得了豐碩的成果，引領該類發動機的發展。

在飛行器應用方案研究方面，國外已提出多種采用SABRE系列發動機的SSTO、TSTO和高超聲速飛機方案，見表2。英國REL公司提出了單級入軌飛行器Skylon方案，該方案已歷經多輪改進，目前的Sky?lon-D1方案的起飛規模約325 t，近地軌道載荷運載能 力為15 t[27]。2016年，AFRL基于SABRE發動機，構建了2型2級入軌空天飛行器方案[28]。2019年，法國宇航局構建了起飛質量為400 t級的2級入軌飛行器方案，近地軌道載荷運載能力為15 t[29]。2020年，英國REL公司和歐空局合作，在Skylon的基礎上構建了2級入軌飛行器方案[30]。2016年，英國BAE公司基于SABRE發動機構建了快速響應高超聲速飛行器方案，用于快速信息支援和戰場補給的作戰概念。2016年，在歐盟遠期先進推進概念和技術（Long-Term Ad?vanced Propulsion Concepts and Technologies，LAP?CAT）計劃中，REL公司與歐空局合作，基于Scimitar發動機構建了Ma=5級巡航的高超聲速客機方案，具備18700 km航程、300名乘客的運載能力。上述飛行器應用方案的研究有利地牽引了SABRE發動機的研制。

表2 SABRE系列發動機飛行器應用方案

在發動機方案設計方面，SABRE發動機技術發展迭代過程中主要包括SABRE-3方案、SABRE-4方案以及“彎刀”（Scimitar）發動機概念方案，這幾種發動機方案的主要區別見表3。

表3 SABRE/Scimitar發動機主要技術特點

SABRE-3方案（如圖2所示）采用超臨界氦作為中間換熱介質，通過預冷器對高溫來流空氣進行深度冷卻。由于燃燒室壓力高（約10 MPa），使得發動機在吸氣模式下具有高推重比特點，如圖3（a）所示；但受燃燒室高室壓要求及壓氣機工作限制，要求預冷器對空氣溫降極高（在Ma=5.0時達1100 K以上），所需熱沉量大，冷卻所需液氫用量遠超發動機燃燒所需用量（Ma=5.0時當量比約為2.8），使得發動機比沖性能較低，僅1634 s，如圖3（b）所示；此外，該方案中壓比達140的空氣壓氣機、吸氣模式與火箭模式共用燃燒室等部件實現難度大，且預冷器需要采用噴醇的方式防止結冰/結霜。

圖2 SABRE-3方案構型及熱力循環

圖3 SABRE-3方案推重比及比沖性能

REL公司近年來發布了改進方案SABRE-4（如圖4所示）。與SABRE-3相比，首先取消了吸氣模式與火箭模式共用燃燒室，改用雙模式獨立工作燃燒室，降低了燃燒室的實現難度；燃燒室的改變使得熱力循環方案中對空氣壓氣機壓比需求大幅降低，由140降低至20左右，提高了壓氣機部件的可實現性；其次，SABRE-4調整了預冷方案，保證壓氣機最高進口溫度在常溫以上而避免結霜/結冰，在Ma=5.0工況下發動機燃料當量比由2.8降低至1.2，比沖高于3600 s，同時保持了較大的推重比，如圖5所示。在保持15 t低地球軌道LEO載荷運輸能力的條件下，將SABRE-3發動機換裝SABRE-4后，飛行器的起飛總質量可由345 t降至325 t[31]。整體來看，SABRE-4方案的閉式循環系統的復雜性有所增加，但未引入新的部件類型；同時，預冷器、燃燒室、空氣壓氣機等核心部件的實現難度明顯降低；綜合來看，SABRE-4方案的可實現性高于SABRE-3方案的。

圖4 SABRE-4方案構型及熱力循環

圖5 SABRE-4方案推重比及比沖性能[32]

在SABRE發動機核心熱力循環的基礎上，REL公司構建了適用于馬赫數5巡航的大型高超聲速民用飛機的Scimitar航空發動機方案（如圖6所示）[33]，該方案進一步降低了對來流高溫空氣的預冷程度，并通過構建極為復雜的閉式氦循環降低了燃料消耗，并實現了馬赫數0.9亞聲速及馬赫數5.0高超聲速2種設計巡航工況，在馬赫數為5.0、高度為25.4 km巡航狀態下比沖約為3805 s。但Scimitar方案熱力循環復雜，且閉式循環系統中包含大量的換熱器及氦葉輪機部件，發動機可實現性低。

圖6 Scimitar方案構型及熱力循環

SABRE/Scimitar發動機方案涉及緊湊快速強換熱技術、閉式氦循環系統技術[34]等一系列關鍵技術，REL公司已取得突破性進展。在強預冷器研制方面，基于緊湊強預冷器流動換熱機理、結霜抑制、極薄壁微細管制備及成型、密集微細管束焊接工藝、高溫試驗測試技術等關鍵技術的突破，于2012年完成了預冷器與渦噴發動機地面聯試試驗，如圖7所示。預冷器將約30 kg/s的常溫空氣瞬時冷卻至113 K，單次試驗持續約5 min，試驗重復超過300次。2019年，完成了模擬Ma=5.0來流條件下的預冷器高溫性能試驗，在50 ms內將約1270 K高溫來流冷卻至370 K（如圖8所示），實現對預冷器技術的全面驗證。目前正在開展可用于飛行試驗的預冷器研制[35]。

圖7 英國REL公司預冷器樣機及常溫試驗平臺

圖8 預冷器高溫試驗平臺及試驗樣機

在其它關鍵技術研究方面，REL公司開展了對轉氦渦輪[36]、寬域可調進氣道[37]、高度補償噴管[38]、氫燃燒室、微通道氫氦換熱器、高溫復合材料換熱器[31]等多種部件的關鍵技術發展及相關試驗研究（如圖9所示），初步驗證了技術可行性，技術成熟度達到3級[34]。

圖9 英國REL公司關鍵技術試驗驗證平臺及試驗件

在整機研發方面，2016年后，在SABRE的主要部件技術攻關取得良好進展后，REL公司轉入整機研制階段，技術發展路線如圖10所示。并行開展吸氣模態核心機Demo-A、火箭子系統Demo-R及短艙系統Demo-N的研制工作[34]，計劃2021年完成Demo-A的地面演示驗證，2023年完成整機集成驗證，2025年完成飛行試驗。目前REL公司的主要精力投入到Demo-A的研制之中，Demo-A主要用于驗證發動機的熱力循環、關鍵部件設計、部件匹配集成及發動機啟動控制等。Demo-A的設計方案已于2019年通過了歐空局組織的初始設計評審。2021年2月，Demo-A的預燃室、高溫換熱器等部件已完成試驗測試，性能超出設計預期。同時，在英國政府的資助下正在修建用于Demo-A的地面試驗臺[39]。對于Demo-R研制，則采用外包的方式，選擇與技術成熟的火箭發動機研發企業合作。

圖10 英國REL公司SABRE發動機技術路線[34]

2 高超聲速強預冷發動機技術中國進展

2.1 高超聲速強預冷發動機技術中國總體進展

圍繞高超聲速強預冷發動機技術，中國包括北京航空航天大學、哈爾濱工業大學、中科院工程熱物理研究所、國防科技大學、西安航天動力研究所、北京動力機械研究所等開展了大量研究工作，并取得了階段性成果。

目前，中國強預冷發動機的技術研究主要集中于發動機熱力循環分析和優化設計方法及發動機方案設計。張建強等[40-41]參考REL公司發布的SABRE-3發動機設計數據，計算得到了該發動機吸氣式模態下的性能參數變化規律及高度速度特性，并通過對部件的?效率分析加深了對于SABRE熱力循環的認識；黃晨等[42]對比分析了多種預冷發動機方案，基本明確了各預冷發動機方案的性能特點及其適用的飛行器類型；趙巍等[43]進一步提出了一種Ma=5級新型預冷富油預燃混排渦扇發動機（Pre-cooled and Fuel-rich Pre-burned Mixed-flow Turbofan，PFPMT）方案，性能分析表明PFPMT方案相比于燃氣發生器空氣渦輪沖壓發動機（Air Turbo Ramjet engines including the Gas-Generator cycle，ATR-GG）具有比沖優勢，相比于ATREX具有推重比優勢；玉選斐等[44-46]在預冷壓縮系統框架上建立了預冷循環總體模型，并開展了預冷循環發動機性能提升、燃料物性影響、預冷壓縮系統性能評價指標等研究；張蒙正、馬海波等[47-49]在SABRE發動機基礎上提出了預冷空氣渦輪火箭發動機（Pre-cool?ing Air Turbo Rocket，PATR）熱力循環；為了降低空氣壓氣機設計難度及避免預冷器結冰問題，陳操斌等[50]在SABRE-3熱力循環的基礎上構建了適度預冷的發動機方案，并對該方案的總體性能進行了計算分析。

此外，在部件關鍵技術方面，中國也開展了部分研究。西安航天動力研究所對預冷器、氫氦換熱器[51]等部件開展了設計研究，為發動機總體方案設計提供支撐；隋秀明等[52]通過數值模擬對SABRE發動機用高負荷低展弦比氦渦輪的端壁損失機理進行了研究，可為氦渦輪效率提升提供參考。

2.2 高超聲速強預冷發動機技術北航進展

北京航空航天大學高超聲速強預冷空天動力研究團隊自2012年起針對高超聲速強預冷發動機技術開展了深入研究，致力于提升強預冷發動機工作性能及工程可實現性，在發動機總體、緊湊快速強換熱、超臨界氦葉輪機設計、寬域進排氣系統優化設計及高效燃燒等技術方面取得重要突破，形成了多項國際一流、國內領先的研究成果。

在強預冷發動機總體技術方面，在對熱力循環深入理論分析的基礎上[53]，發展了模塊化組合發動機總體性能計算程序（Modularity Combined Engines Simu?lation Program，MCESP），如圖11所示。MCESP可實現熱力循環系統模塊化搭接，對不同復雜程度的預冷熱力循環均具有良好的收斂性及精度，可滿足多類型、不同燃料動力系統性能比較、預冷發動機方案設計及全工況仿真計算需求。

圖11 MCESP程序組成

針對高超聲速飛機及2級入軌空天飛行器動力需求，在對數十種熱力循環組構方案分析及比較的基礎上，提出了兼具高性能及高可實現性的Ma=5級高超聲速強預冷（Full-range Airbreathing Precooled En?gine，FAPE）方案。FAPE方案采用液氫作為燃料及冷源，在Ma=5.0時可實現當量比1.0，即冷卻所需液氫與燃燒所需液氫流量平衡，比沖達3650 s。通過性能設計與結構設計的多次迭代，初步構建了起飛推力200 kN級的FAPE發動機方案，如圖12所示。

圖12 FAPE熱力循環及結構方案

同時，針對碳氫燃料體系，提出了Ma=7級液態甲烷燃料高超聲速強預冷渦輪沖壓組合發動機（Hy?personic Super-cooling Turbo-based Combined Cycle，HSSCTBCC）方案（如圖13所示）。其中預冷渦輪核心機工作范圍Ma=0~4。相比于采用氫燃料的FAPE方案，該方案具有較高的技術成熟度及良好的技術基礎，短期內具備高工程可實現性，滿足高超聲速飛機的迫切動力需求。

圖13 HSSCTBCC方案熱力循環簡化

在緊湊快速強預冷器技術方面，經過近十年在微尺度流動換熱機理[54-56]、極高功重比預冷器設計方法、微尺度成形-連接工藝、高溫超高壓閉式循環系統試驗技術等方面的系統性研究，構建了集理論、設計、制造及試驗一體的強預冷器研發體系。首先，發展了緊湊快速強換熱器一體化設計方法，該方法包含緊湊快速強換熱器精細化設計方法[57]（如圖14所示）和不確定性設計方法（如圖15所示），可考慮換熱介質強物性變化、氣動熱力邊條及加工制造等因素對緊湊快速強換熱器性能的影響。其次，發展了高溫合金超薄壁毛細管材形性協同制造技術，形成壁厚50 um級、均勻度偏差小于3 um的細晶高溫合金毛細管制造工藝[58-60]。再次，發展了緊湊快速強換熱器高溫合金薄壁陣列結構低熔蝕釬焊技術和換熱器高溫高壓無損檢測技術，研制出可在1300 K、8 MPa極端環境中可靠工作的預冷器樣機，如圖16所示。

圖14 緊湊快速強換熱器精細化設計方法

圖15 緊湊快速強換熱器不確定性設計方法

圖16 超薄壁毛細管微觀結構及不同構型強預冷器樣機

在試驗驗證方面，建設了基于超臨界介質開式循環系統的緊湊快速強換熱器綜合試驗平臺，建成國內惟一的耦合閉式超臨界氦循環系統的預冷器高溫（Ma≥4）長時試驗平臺（如圖17所示），并于2020年10月完成國內首項預冷器高溫性能試驗，在0.02 s內將988 K來流冷卻至353 K，實現635 K溫降的超強換熱，功重比高達101 kW/kg，且空氣側總壓恢復系數高于0.92[61]。此外，與上海交通大學董威教授團隊合作開展了預冷器噴醇結霜抑制研究，部分試驗結果如圖18所示。結果表明甲醇質量比為1.0倍時的抑霜效果最優。上述進展表明，北航強預冷團隊已基本突破強預冷器核心技術，后續將在強預冷器結構耐久性、強預冷器與進氣道/壓氣機匹配特性等方面開展工作，進一步提升強預冷器技術成熟度。

圖17 緊湊強預冷器高溫試驗驗證平臺及數據采集系統

圖18 噴射甲醇的抑霜效果（空氣流速為20 m/s）

針對強預冷發動機用氫氦換熱器、氦氦回熱器，開展了大壓差、大溫差條件下微通道印刷電路板換熱器（Printed Circuit Heat Exchanger，PCHE）設計方法及試驗研究[62]，如圖19所示。發展了可考慮肋效率與流體強物性變化特征的離散設計方法，完成了包含直通道及Zigzag通道等多種特征直徑不超過300 μm的微通道換熱器制造，高溫試驗表明，所研制的PCHE可在700 K、8.5 MPa的極端環境下可靠工作，且實現了105 kW/kg的超高功重比指標。

圖19 PCHE及其試驗平臺

圍繞超臨界氦葉輪機氣動設計及試驗驗證技術，首先發展了1套適用于強預冷發動機所用的徑流式葉輪機和小展弦比軸流葉輪機的超臨界介質葉輪機的氣動設計方法，如圖20所示。該方法的核心內容為針對超臨界介質葉輪機所建立的基元級參數優化選取準則、低維性能分析方法[63]以及基于二者建立的多級功分配方法。其次，為解決超臨界介質葉輪機工作壓力極高，試驗難度大及成本高昂的問題，基于相似理論和量綱分析法發展了2套不同的相似參數，開發了不同工質葉輪機之間的特性換算方法，可以利用空氣葉輪機試驗獲得超臨界介質葉輪機特性曲線，便于在設計階段快速對方案進行試驗考核[64-65]。1臺超臨界氦壓氣機的特性曲線與換算特性曲線的對比如圖21所示。由空氣壓氣機特性曲線換算的超臨界氦壓氣機特性曲線精度較高，平均偏差不到2%，完全能夠滿足工程應用要求。進一步在空氣壓氣機試驗臺上對某超臨界氦壓氣機試驗樣機進行驗證，如圖22所示。

圖20 超臨界介質葉輪機設計技術

圖21 葉輪機相似方法驗證結果（特性由CFD計算）[65]

圖22 超臨界氦壓氣機相似方法試驗驗證結果

在寬速域軸對稱可調進氣道優化設計技術方面，發展了參數化設計與多設計點多目標優化方法[66]，提出了可控制激波位置及進氣道內二次流的進氣道結構。利用該設計方法可以有效提升強預冷發動機進氣道在設計點與非設計點狀態下的性能，解決了高馬赫數時高總壓恢復與低馬赫時大流量的矛盾。在Ma=3.0和Ma=5.0工作條件下，軸對稱可調進氣道的總壓恢復系數分別為0.71和0.48。在預冷器與進氣道耦合特性方面，創新地提出一種可同時保證計算精度及計算速度的預冷器簡化模擬方法[67]，綜合分析了耦合環境中的進氣道工作特性，以及預冷器在進氣道后真實來流下的流動換熱特性、出口參數畸變程度，如圖23所示。

圖23 進氣道結構和預冷器耦合工作特性

此外，發展了寬落壓比噴管設計技術，對包括雙鐘型噴管和膨脹偏轉噴管在內的高度補償噴管設計方法、數值模擬和冷態實驗進行了大量研究，如圖24所示。獲得了高度補償噴管各狀態下的流動情況及推力性能，掌握了高度補償的機理，試驗表明，寬落壓比噴管方案在低落壓比下推力系數較1維理想噴管的提高至少3%。

圖24 寬落壓比噴管設計技術

在強預冷發動機的氫燃料預燃燒室和主燃燒室設計技術方面，開展了多級旋流器和氫氣噴嘴方案優化設計，形成了采用氫燃料的多級旋流器關鍵結構參數設計準則，總結了多級旋流器結構參數對氫氣燃燒室燃燒性能的影響規律，建立了寬工作范圍、高出口溫度分布均勻性以及超高溫升氫燃料燃燒室設計方法[68]。針對旁路沖壓燃燒室貧燃燃燒、空氣流量大、流速高、空氣流量變化范圍寬，而且與進氣道緊密耦合的工作特點，探討了在氧質量分數小、流速高的條件下沖壓燃燒室穩定器的關鍵結構參數設計準則，總結了支板式穩定器結構參數以及燃料進口結構參數對氫燃料沖壓燃燒室燃燒性能的影響規律，發展了高效率、高穩定性沖壓燃燒室設計方法。此外，也開展了基于甲烷燃料的3頭部橫向射流式燃燒室結構驗證研究，燃燒室結構及試驗系統如圖25所示。

圖25 強預冷發動機燃燒室技術

在上述強預冷發動機關鍵技術研究基礎上，團隊擬進一步開展高超聲速強預冷FAPE發動機系統集成試驗驗證，正在搭建具備預冷發動機原理驗證、強預冷器高溫試驗、高溫高壓閉式循環系統性能試驗、超臨界氦壓氣機/渦輪試驗驗證等多項功能的強預冷系統綜合試驗驗證平臺，可有力支撐強預冷發動機技術進一步發展。

3 結束語

（1）國內外已對強預冷發動機開展了大量的工程應用方案研究、發動機總體設計、強預冷器等關鍵技術攻關，正在開展系統級/整機級集成驗證，不斷取得關鍵性進展。研究表明強預冷發動機技術無“卡脖子”難題，強預冷發動機原理先進、技術可行，可為多種不同用途的水平起降、重復使用高超聲速飛行器提供理想的動力方案，未來將在高超聲速動力系統市場占據重要的地位。

（2）目前，中國在強預冷發動機關鍵技術、系統及整機集成驗證方面的研究廣度與深度與國外先進水平仍存在一定差距，亟需加大研發投入與攻關力量，提升強預冷發動機技術成熟度，為后續型號研制奠定堅實基礎。

（3）國內外已基本突破緊湊快速強預冷技術，該技術可拓展應用于現有成熟渦輪發動機和TBCC發動機，通過對來流進行適度預冷，適當拓寬渦輪發動機/渦輪基的工作范圍或提升高馬赫數下的發動機性能，是強預冷技術的重要應用方向。