强预冷发动机新型热力循环布局及性能分析

为兼顾高超声速强预冷发动机的比冲及系统复杂度,提出了一种耦合闭式氦循环的强预冷发动机新型热力循环布局。该热力循环采用空气适度预冷,闭式氦循环采用较为简单的二支路分流冷却压缩方式。在支路1中,使用较少的液氢即可保证氦被冷却至低温以便于压缩,可提高闭式循环增压比进而增加闭式循环输出功率;在支路2中,利用温度相对较低的氢气对预冷器出口分流的部分高温氦冷却,保证支路1和支路2掺混后的氦温度满足预冷器要求。对该新型强预冷发动机的设计点性能进行了参数化影响分析及优化设计,马赫数5工作点比冲可达3287 s。通过旁路冲压当量比和喷管喉道面积的调节,可保证进气道、预冷涡轮通道和旁路冲压通道的匹配工作,且能实现冷却与燃烧所需燃料量的平衡;通过对闭式氦循环基准压力的调节可实现发动机推力的有效调节,且各主要部件均能匹配稳定工作。沿典型飞行轨迹的发动机总体性能计算表明,在马赫数0~5工作范围内,该新型强预冷发动机具有较高的推力和比冲性能;且闭式氦循环较为简单,利于工程实现,该新型热力循环布局可为高超声速强预冷发动机设计提新的思路。

高超声速强预冷发动机热力循环研究进展

先进动力系统是水平起降、可重复使用高超声速飞行器的核心支撑,其中,高超声速强预冷发动机是一种极具潜力的动力方案,近年来受到广泛关注。深入研究强预冷发动机的热力循环,掌握发动机热力循环工作特性对发动机的方案设计至关重要。本文对近年来国内外在高超声速强预冷发动机热力循环方面的研究进展进行了综述,主要包括发动机热力循环建模分析方法、性能分析手段、典型强预冷发动机热力循环方案研究等。其中,根据热力循环方案的显著差异,分别介绍了开式直接预冷循环及中间介质闭式预冷热力循环。已有研究表明,对于开式直接预冷循环,燃料类型是决定其性能的根本,提升燃料的热沉是提升发动机性能的重要途径。对于中间介质闭式预冷热力循环,发动机的比冲、单位推力等性能与闭式循环系统的复杂性存在一定的矛盾。整体来看,需继续开展高超声速强预冷发动机核心部件的研究,提炼更加准确的部件性能模型,完善部件尺寸、重量等估算模型,实现对于发动机比冲、单位推力、推重比等整机性能参数的准确评估,支撑高可行性的高超声速强预冷发动机热力方案设计。

高超声速强预冷航空发动机技术研究进展

高超声速强预冷航空发动机技术是1项具有巨大潜在技术优势的革命性动力技术,已成为高超声速动力的研究热点。调研了国外具有代表性的强预冷发动机技术发展脉络及现状,并对不同发动机方案的典型技术特征进行了分析与总结, 详细介绍了中国在强预冷航空发动机热力循环设计分析、紧凑强预冷器设计制造和试验、超临界氦叶轮机设计、宽域进排气系统优化设计及高效燃烧等技术方面的最新研究进展。国内外已有研究表明:高超声速强预冷航空发动机原理先进、综合性能优异,多项核心技术已取得重大突破,无"卡脖子"难题, 中国可进一步开展强预冷航空发动机核心系统和整机集成验证,提升强预冷航空发动机技术成熟度,为水平起降重复使用高超声速飞行器研制提供有力支撑。