超燃冲压发动机新型冷却循环研究

热防护是发展吸气式高超声速飞行器尤其是超燃冲压发动机的关键技术，再生冷却是一种重要的冷却方式。燃料作为再生冷却的冷却剂，由于燃料资源受限且冷却能力有限(有限低温热源)，无法满足高Ma数下的冷却需求，严重影响了发动机性能并制约了发动机的发展。本项目提出将燃料一次冷却后的部分热能转换为有用功输出，燃料温度降低后可用于二次冷却；燃料冷却能力得到了重复利用，冷却用燃料流量将降低，燃料热沉得到了间接提高。同时回收了存在于高温壁面与燃料热沉间的潜在可用功，可用于驱动燃料供给和发电系统。冷却循环为超燃冲压发动机冷却及高超声速飞行器热防护研究提供了新的思路，缓解了吸热型碳氢燃料研制难度，且与原发动机子系统具有很好的部件和功能匹配，并有望拓宽吸气式高超声速飞行器的最大飞行Ma数。.本项目主要开展冷却循环机理、性能分析及优化和试验研究，以期成为高超声速飞行器领域一项具有我国自主知识产权的新型热防护方法。

超燃冲压发动机是研制吸气式高超声速飞行的首要支撑技术。其中，主动热防护是发展超燃冲压发动机的核心关键技术。本项目针对主动热防护当前主要的技术矛盾——燃料热沉（冷却能力）不足，针对如何提高燃料热沉、如何提高燃料热沉实际利用水平和燃料冷却/如何影响发动机性能等，开展了如下理论和试验研究工作：.分析了航空发动机飞行速度提升过程中发动机类型、高温部件冷却方式的发展规律，分析了冷却技术对航空发动机性能及类型演变的影响，研究了有限冷源对航空发动机极限马赫数的影响。提出了一种提高燃料热沉的新方法——冷却循环，探讨了冷却循环性能影响因素及其性能极限。建立了冷却循环原理性试验台，开展了不同设计及运行参数条件下的冷却循环原理性对比试验，分析了燃料热沉释放的限制因素。计算及实验研究结果表明：冷却循环可大幅提高燃料热沉并拓展超燃冲压发动机极限马赫数。.建立了考虑超声速燃烧释热、气动加热、冷却通道内燃料超临界流动、传热和燃料裂解特性的超燃冲压发动机冷却循环耦合模型，并基于超声速燃烧试验和碳氢燃料流动传热及裂解试验，进行了模型校验。分析了冷却循环变工况冷却特性，分析表明：冷却循环具备变工况提高燃料热沉的能力，并能保持燃料热沉在所有工况下始终处于很高的水平，可满足所有工况下超燃冲压发动机主动热防护需求。冷却循环对超燃冲压发动机性能的影响分析表明：冷却循环不仅可以提高燃料热沉、产生有用功输出，还有助于提升发动机的比冲。.建立了高温燃料裂解气（油气）涡轮数值模拟仿真模型，数值仿真分析进一步验证了高温燃料裂解混合气这种变工质、混合工质具有很强的做功能力。提出了基于起/发电机的全流量油气涡轮-泵燃料供给系统方案。建立了油气涡轮-泵-电机变工况特性仿真模型，分析表明：冷却循环还兼有燃料供给和热动力发电功能，构建了一个高效的热管理系统，可提升超燃冲压发动机乃至整个高超声速飞行器整体能量管理水平。.提出了控制燃料停留时间来控制化学热沉释放过程，进而来提高燃料热沉利用水平的控制方法。提出并定义了管内流动有效停留时间的概念。提出了控制燃料热沉释放的全局性和局部性方法，理论和试验分析了各种燃料热沉控制方法对燃料热沉实际利用水平的影响。研究结果表明：燃料热沉释放控制方法都能有效地控制燃料热沉释放过程，进而控制热沉实际利用水平；其中，局部性方法在有效控制燃料热沉释放的同时，还将有利于改善传热及压降性能。