作者简介 " 王占学 S!cIcJE ! 男 ! 辽宁建平人 ! 副教授 ! 博士后 ! 主要从事吸气式发动机总体技术 $ 计算流体力学等方面的研究 #
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燃 气 涡 轮 试 验 与 研 究
第 #$$ 发动机的结构图 !
射流器
为 了 进 一 步 说 明 *+,$$-".$$ 发 动 机 性 能 的 优势 " 表 / 将 *+,$$-".$$ 发动机与固体火箭发动 机012*3 的性能进行了对比 !
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图 ! 喷流预冷却 ".$$ 发动机的结构图
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图 % 和图 & 分别示出了喷水预冷却涡轮发动机 的推力和比冲随飞行马赫数的变化 ! 从图中可以看 出 " 当飞行马赫数达到 & 时 " 常规涡喷发动机的压气 机进口温度已达 ’(( ) " 推力也达到了最大值 # 而采 用喷水预冷却的涡喷发动机的推力随飞行马赫数的 增加还可以继续增加 " 即使在马赫数 ’ 时 " 发动机的 推力也比海平面标准条件时的推力高 " 并且发动机 的比冲仍然较大 !
M"1"N3 飞行器的第一级推进系统 ! !OK’ 年提出的吸 气式涡轮冲压 膨 胀 循 环 发 动 机 MP"2QR3 概 念 " 使 日
第Q期
王占学等 $ 预冷却涡轮基组合循环发动机发展现状及应用前景
,,
本在 !"#$ 方面的研究工作更深入了一步 ! 并且围 绕 %!&’( 发动机的工作至今一直在进行 "
收稿日期 ")**KJ*"J*K% 修回日期 ")**KJ!!J)c
SbOVDDJ/CDDE # 由美国 bT6 技术应用公司提出的 bOVDDJ/CDD 发动机概念 ‘H!Ka! 是在常规涡轮发动机
的压气机前部加装液体喷射系统 ! 将流体喷射到进 气道 ! 蒸发冷却进气道中的气流 ! 使气流温度下降 ! 扩展涡轮发动机的可工作范围 # 该发动机采用碳氢 燃料 ! 可作为高超声速巡航导弹 $ 高超声速侦察机 $ 轨道飞行器第一级的推进系统 # 通过系统论证和分 析计算表明 ! 预冷却 /CDD 发动机最高工作马赫数 可达到 I 以上 !且比冲压发动机有更高的推重比 # 图
机完成了一系列的地面试验并取得满意结果 ! 飞行 试验计划在 9--1 年进行 "
预冷却器 进气道 叶尖涡轮 热交换器
风扇
! 预冷却 "#$$ 发动机的技术优势
无 论 是 喷 流 预 冷 却 !F## 发 动 机 还 是 %!&’( 发动机 ! 其共同点都是在发动机进口对来流空气进 行降温 ! 达到扩展发动机工作范围和增加发动机性 能的目的 "这类发动机所具有的技术特点 # 技术优势 类似 "
能够增加推力的发动机之一 "
:>+ 采用预冷却 !F## 发动机作动力装置的高
速飞行器在起飞过程中出现一般性故障时可以安全 返回 "
:D+ 基于目前的涡轮发动机技术就可以开展预
冷却 !F## 发动机的研究 "
9--- 年在法国航空航天研究院:@A’&%=<> 风洞完成
了进气道的控制试验 " 基于对进气道气动性能和进 气道控制的研究 !从 9--- 年开始了进气道结构的设 计 ! 设计过程考虑的重点是保证进气道结构重量最 轻的前提下完成中心锥驱动机构 # 气动热的设计 "目 前 ! 用于飞行试验的全尺寸模型已经在 A%<% 格林 研究中心的 6-!6- 超声速风洞进行试验B?C" 预冷却器也是 %!&’( 发动机的重要部件之一 " 一方面 ! 预冷却器通过液态氢冷却进气道吸入的空 气流 !扩展了涡轮发动机的工作范围 !增加了涡轮发 动机的推力和比冲 %另一方面 ! 由于在风扇进口加装 了预冷却器 ! 会引起气流的总压损失和流场畸变 !降 低了涡轮发动机的性能 ! 减小了风扇的可用稳定裕 度 % 同时 ! 预冷却器换热片表面还存在结冰问题 ! 结 冰不仅会进一步增加总压损失 #降低换热率 ! 而且结 冰严重时还会引起气流堵塞 " 因此 !需要研制一种结
UTE U !YZ’(( ) 时喷水
喷水模式
".$$ 发动机消耗的燃料少 " 亦即 *+,$$-".$$ 发 动机有优越的比冲性能 ! 美国海军认为以 *+,$$".$$ 为动力的高速飞行器能够满足 %((E 年导弹飞 行范围和飞行时间的要求HE ?9@ 内飞行 !E( @ ?9673IFJ!
相对推力
第 !" 卷 第 ! 期
燃气涡轮试验与研究
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)**+ 年 ) 月
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预冷却涡轮基组合循环发动机 发展现状及应用前景
王占学 ! 乔渭阳
@ 西北工业大学 动力与能源学院 ! 陕西 西安 !A!**A)B
B 引言
由于不同类型的发动机在不同飞行范围具有各 自的性能优势 ! 世界上许多国家曾经开展了将不同 类型的发动机在每一任务段的优势进行组合 ! 形成 一种组合循环发动机
‘!!)a
C 国外预冷却 6=?? 发动机发展现状
CDE 美国预冷却 6=?? 发动机发展现状
在美国 ! 一种新的已引起军方高度关注的高速 飞 行 器 用 发 动 机 概 念 是 喷 流 预 冷 却 /CDD 发 动 机
!" #$%&$’%( )* +%$%,)-.%"/ 0/123 4"2 5%3 6%78"),)93 )* :&%;7)),%2 61&<’"% =4>%2 ?).<’"%2 ?37,% @"9’"%
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道的基本要求是 $ 在亚声速飞行阶段需要大的进口 流量 !在超声速飞行阶段需要有高的总压恢复 " 日本 宇航航空科学所 :;<%<= 从 677> 年开始进 行 %!&’( 发动机进气道的设计和性能试验分析 ! 并取得满意 结果 " 从 677? 年起开始进气道的控制研究 ! 并在
:9+ 预冷却 !F## 发动机是在高马赫数条件下
/TE
涡喷模式
/ (TE
飞行马赫数 飞行器相对质量 L^
!(( O( ( / U & F E ’ K( D( ’( E( F(
涡喷模式
预冷却涡轮基 组合发动机
图 % 相对推力随马赫数的变化
D!^
固体火箭发动机
S9ATU 2764>9V7 >W;XC> <W4@A7 V7;CXC *4<W @X?57;
摘 要 " 本文介绍了国外新型预冷却涡轮基组合循环 @/CDDE 发动机的技术研究现状 ! 其中最具代表性的是美国的喷流
预冷却 /CDD 发动机和日本的 F/<6G 发动机 # 在对预冷却 /CDD 发动机发展现状分析的基础上 ! 介绍了预冷却 /CDD 发动机的技术优势 $ 关键技术 $ 潜在应用方向及我国开展预冷却 /CDD 发动机研究的可行性 # 关键词 "/CDD 发动机 % 高速飞行器 % 预冷却 % 涡轮发动机 中图分类号 "#)HI 文献标识码 "F 文章编号 "!IA)J)I)* @)**+E *!J**+HJ*K
构紧凑 #重量轻 #换热率高 # 总压损失小 #不结冰的预 冷却器 " 6779"677D 年间 !;<%< 研究了不同结构换热 器表面对预冷却器的换热率 #总压损失的影响 " 677, 年 ! 为了进行 %!&’( 发动机的地面试验 ! 又设计了 三种预冷却器模型 !试验结果比较理想 !但结冰问题 比较严重 !引起了严重的总压损失 " 因此 ! 深入研究 预冷却器的防结冰问题是预冷却器研究的重点BE!7C" 从目前的研制进展看 ! 尽管 %!&’( 发动机的 结构已经从叶尖涡轮结构改为后涡轮结构 ! 但是仍 然有许多技术难题需要解决B?C"