涡轮发动机射流预冷关键技术分析

航空涡扇发动机的冷却关键技术目录1.概述 (1)2.涡轮叶片冷却技术的基本原理 (2)3.国外研究现状 (4)4.发展趋势 (5)4.1.概述 (6)4.2.层板冷去|3技术 (6)4.3.复合冷却技术 (7)5.4.冷却叶片设计优化 (8)6.关键技术 (8)7.结束语 (9)1.概述对于涡扇发动机而言，提高涡轮进口燃气温度对于改善发动机性能，如增大发动机推力，提高发动机的效率和发动机的推重比都具有极其重要的意义。

然而，涡轮进口燃气温度却受涡轮材料的耐热能力所限制。

目前，先进航空涡扇发动机的涡轮进口燃气温度已经达到1800K~2050K,超出了耐高温叶片材料可承受的极限温度，所以必须采用有效的冷却方式来降低涡轮叶片的壁面温度。

图1给出了涡轮进口燃气温度的逐年变化趋势。

2000涡轮进口燃气温800 ---------------- 1 -------------- 1 ------------ 1 ------------- 1 --------1950 1960 1970 1980 1990年代图1涡轮进口燃气温度的逐年变化石蒙动机核后图1涡轮进口燃气温度的逐年变化趋势目前，涡轮叶片冷却技术普遍应用于大型航空涡扇发动机，而在弹用涡扇发动机上的应用相对较少。

但随着国内外导弹的不断发展进步，要求导弹飞的更高、更快、更远，同时又不能过多增加发动机的尺寸和重量，这就对弹用发动机的性能提出了更高的要求，为了满足导弹这种研制模式的需求，弹用涡扇发动机采用涡轮叶片冷却技术已成为一种必然的发展趋势。

2.涡轮叶片冷却技术的基本原理能在高温、高速、高压（简称“三高”条件下稳定工作是现代涡扇发动机对涡轮性能提出的最基本要求。

对于气流而言，温度、速度和压力是密切相关的三个参量，于是“三高”要求最终就体现在尽可能提高涡轮进口燃气温度上面，而涡轮进口燃气温度也就成了衡量发动机性能好坏的一个关键性指标。

根据计算，涡轮进口燃气温度每提高55。

单向轴流式涡轮的冷却技术研究与优化引言：单向轴流式涡轮是一种常见的热机继动机构，广泛应用于航空发动机、燃气轮机等领域。

然而，在高温高速运行过程中，涡轮叶片会受到严重的热负荷，导致热应力和热疲劳，从而缩短了涡轮的使用寿命。

因此，研究并优化单向轴流式涡轮的冷却技术，对于提高涡轮的耐高温性能具有重要意义。

一、冷却技术简介1. 冷却的目的和意义单向轴流式涡轮在高温高速运行中，由于受到燃气的高温冲击，温度迅速升高，进而导致热应力集中和热疲劳现象的产生。

冷却技术的主要目的是降低叶片表面的温度，减少热应力和热疲劳的发生，提高涡轮的工作寿命和可靠性。

2. 冷却的分类单向轴流式涡轮的冷却技术可以分为内部冷却和外部冷却两类。

内部冷却主要包括内部通道冷却和内冷气膜冷却；外部冷却主要包括冷却剂薄膜冷却和蒸发冷却。

二、冷却技术的研究与应用1. 内部通道冷却内部通道冷却是通过在涡轮叶片内部设置冷却通道，将冷却介质（如冷却空气、冷却液等）引入通道内进行冷却，以降低叶片表面的温度。

研究表明，优化内部通道的结构和布局可以提高冷却效果。

例如，采用弧形通道和弯道冷却结构可以增加冷却介质和叶片表面的接触时间，提高冷却效果。

2. 内冷气膜冷却内冷气膜冷却是通过在涡轮叶片上形成一层气膜，利用气膜的冷却效果来降低叶片表面的温度。

气膜可以由冷却空气或液态介质生成。

研究发现，通过控制气膜的厚度和流量，可以有效地降低叶片表面的温度，并减少热应力的集中。

3. 冷却剂薄膜冷却冷却剂薄膜冷却是通过在涡轮叶片表面形成一层冷却剂薄膜，以提供额外的冷却效果。

冷却剂可以通过喷雾方式或涂覆方式施加在叶片表面。

优化冷却剂的喷射方式和厚度分布可以提高冷却剂薄膜的均匀性和覆盖范围，从而提高涡轮叶片的冷却效果。

4. 蒸发冷却蒸发冷却是通过在涡轮叶片表面喷射可蒸发的液体，利用蒸发吸热效应来冷却叶片。

研究表明，喷射速度、喷射角度和喷射间隔等参数可以影响蒸发冷却效果。

优化这些参数可以提高蒸发冷却的冷却效果和涡轮的热防护性能。

浅谈涡轮转子叶片冷却技术摘要：隨着生产力的发展，燃气轮机被广泛应用于航空、地面动力以及工业生产的各个领域。

为了提高发动机输出功和热循环效率，涡轮前燃气温度仍在逐年提升，目前已远高于耐高温材料的极限承受温度，先进的冷却技术成为保障涡轮安全可靠工作的关键措施。

燃气轮机高温部件有很多不同的冷却方式，总的来说，可以分为内部冷却和外部冷却。

本文对涡轮叶片冷却方法以及影响其冷却效果的因素进行阐述，对涡轮叶片冷却技术进行了总结。

标签：燃气轮机;涡轮;冷却方式;冷却效果1 冷却方式概述用于冷却叶片的气体来自于压气机会导致发动机热效率和输出功损失，因此，对于给定的涡轮叶片和工作状态，我们需要理解冷却方式并使其优化。

毫无疑问，燃气涡轮冷却技术仍有复杂、多因素的难点。

目前大部分冷却方案包括前缘冷却、压力面和吸力面冷却和尾部冷却三个主要冷却区域。

前缘冷却由冲击和气膜冷却组成;中间区域由含加强肋条曲折内部通道的对流冷却以及气膜冷却;而尾部区域一般通过针状肋条和狭缝射流冷却组成。

另外转动对涡轮转子叶片内部通道热传递有很显著的影响，而不稳定高湍流因素对气膜冷却的影响也很大，这些在后文中有所提及。

总的来说，涡轮叶片的冷却方式可以分为内部冷却和外部冷却。

内部冷却是指在高温部件内部通入冷却工质，强化内部换热，从而吸收高温部件热量降低温度。

内部冷却主要包括肋片扰流冷却、射流冲击冷却、柱肋冷却以及复合式冷却。

外部冷却即为气膜冷却，由内部通道喷射温度较低的冷却工质，从而在高温部件表面和主流之间形成一层保护膜，隔离高温燃气达到冷却目的。

肋片扰流冷却通常是在涡轮叶片中部采用的冷却方式，即将扰流肋片安装在叶片内部冷却通道两侧表面，增大冷却工质与叶片之间对流换热系数，可以不改变冷却工质温度的情况下带走更多的热量。

这种冷却方式影响因素主要是通道及肋片的几何特性（如横截面形状、肋片大小、安装角分布等）和来流马赫数。

射流冲击冷却是将一股高动量冷却工质通过小孔或狭缝喷射到高温部件表面，强化局部换热，主要应用于叶片前缘、吸力面和压力面局部冷却，但冲击冷却需要在叶片内部钻孔会削弱其结构强度。

飞机发动机高效涡轮冷却技术的分析与应用摘要：飞机发动机高效涡轮冷却叶片设计是燃气轮机的核心技术，其难点之一是如何准确预测叶片温度场，满足工程需要。

飞机发动机高温涡轮叶片冷却，通过叶片内部和外部的数值计算获得内外边界条件，最后通过流体计算软件进行叶片的导热计算，从而获得叶片温度场。

由于流动和传热机理复杂，计算结果存在较大的不确定性，为了获得准确的温度结果和校准设计工具，需要在叶片设计的不同阶段开展不同的冷却技术的分析与应用进行验证，这些冷却试验的开展需要循序渐进，在不同设计阶段及时对设计结果进行修正和验证，从而保证涡轮冷却叶片开发能够顺利进行。

为适应新一代航空发动机涡轮设计技术需求，开展飞机发动机下高压涡轮冷却技术的研究具有重要的战略意义。

鉴于此，文章结合笔者多年工作经验，对飞机发动机高效涡轮冷却技术的分析与应用提出了一些建议，仅供参考。

关键词：飞机发动机；高效涡轮；冷却技术；分析与应用引言现今，通过航空发动机涡轮概述，根据超温现状，进行实例分析得出，根据涡轮叶片冷效果可知，可满足工程需要。

对叶片结构进行去叶冠，增加前缘气膜孔的改型设计后，去掉了叶冠，整机用于第一级动叶的冷却空气也得到了降低，为机组后续提高性能提供了基础。

1、航空发动机涡轮概述涡轮的作用是把燃气中的部分或大多数能量转化为机械能，带动压气机转子和附件转动。

涡轮喷气发动机工作时，燃油燃烧产生的大部分能量（约为3/4）被涡轮吸收，用来驱动压气机转子。

若是涡轮螺旋桨或涡轮轴发动机，则燃气中90%的能量要被涡轮吸收。

涡轮有3种形式，即冲击式涡轮、反力式涡轮和反力-冲击式涡轮（两种形式的结合）。

通常，燃气涡轮发动机上采用反力-冲击式涡轮。

2、航空发动机涡轮叶片超温现状飞机发动机是飞机的“心脏”，发动机的性能决定了飞机的飞行速度、航程、机动性等一系列性能。

在飞机发动机众多的零部件当中，最核心的部件为“一盘两片”，即涡轮盘、导向叶片和工作叶片。

其中，工作叶主要包括压气机工作叶片和涡轮工作叶片。

对于推重比高达20:1的航空发动机，提升以涡轮叶片为主的热端部件的耐高温性能的需求十分迫切，先进的涡轮叶片冷却结构设计与试验方法则是提高涡轮前温度的重要保障。

传统的典型涡轮叶片冷却结构主要包含前缘的冲击和气膜冷却结构、尾缘的扰流柱和劈缝冷却结构，以及中弦区域气膜冷却和带扰流肋的通道冷却结构等（如图1所示）。

然而，随着涡轮前温度的不断提升，通过典型冷却结构的简单组合的设计已经不能满足冷却的需求，优化设计已势在必行。

由于涡轮叶片冷却结构设计是一个综合了气动、传热、结构、强度、可靠性等多学科的复杂问题，所以设计过程中不仅需要先进的方法和流程，相关的配套试验也同样不可或缺。

图1 现代涡轮叶片典型冷却结构涡轮叶片冷却结构设计涡轮叶片冷却结构的设计是依据涡轮叶片的工作环境、设计寿命以及降温需求等为基础，在涡轮叶片各位置采用合理的冷却方式来实现最佳冷却效果，同时满足寿命、强度以及耐高温的要求。

传统设计方法和流程涡轮叶片冷却结构的传统设计主要分为方案设计和详细设计两个阶段。

在方案设计阶段是初步确定涡轮叶片冷却结构并进行初步热分析，初步热分析通常采用S1流面流动以及换热计算，基于经验公式的管网计算以及二维导热计算相结合，实现对叶片二维温度场的预测。

在详细设计阶段则是根据涡轮叶片冷效试验结果进行改进设计（设计流程如图2所示）。

目前，涡轮叶片冷却设计都是结合实际情况对上述涡轮叶片设计步骤进行改良的过程。

图2 涡轮叶片冷却结构传统设计流程新型设计方法和流程随着数值仿真技术的发展和计算能力的提升，设计人员更多地借助数值方法提高涡轮叶片冷却结构设计的可靠性并缩短设计周期。

例如，哈尔滨工业大学的涡轮叶片设计团队结合冷却结构参数化建模技术、传统的管网计算方法与新兴的全三维气热耦合数值模拟技术，提出了一套新的涡轮叶片冷却结构设计方法和流程，并编写了相关的设计程序与计算程序（如图3所示）。

在初步设计阶段，设计人员根据气冷叶片的气动参数和叶型特征，参考以往的气冷叶片设计结果，选择多种形式的初步冷却结构。

第 50 卷第 2 期2024 年 4 月Vol. 50 No. 2Apr. 2024航空发动机Aeroengine适应飞机需求的进气预冷技术路线分析张彦军1，刘太秋1，扈鹏飞2，于学明1（1.中国航发沈阳发动机研究所，沈阳10015； 2.中国航空研究院，北京 100029）摘要：为了综合评价高超飞机用高Ma的涡轮发动机及其组合动力的预冷技术方案，从工程应用角度以飞机动力需求为牵引，开展了射流预冷、超临界氦强预冷和燃油强预冷技术方案的对比分析。

针对3种预冷技术方案的原理、技术优势、存在的问题，以及适应飞机需求的标志性技术指标开展分析和评估，从跨速域时性能、技术难度及风险、付出的成本代价和周期，以及发展前景等方面开展了综合分析。

结果表明：从满足产品需求的角度出发，与超临界氦强预冷和燃油强预冷技术方案相比，射流预冷技术装置结构简单、可靠性高、总压损失小、可与进气道高度集成、供水量适度，以及涡轮发动机本身提供的功率足以驱动射流预冷系统无需额外能源，是目前涡轮发动机扩包线的较优方案。

关键词：组合动力；进气预冷；射流预冷；强预冷；航空发动机；技术路线中图分类号：V231文献标识码：A doi：10.13477/ki.aeroengine.2024.02.007Technical Route Analysis of Intake Precooling Adapted to Aircraft RequirementsZHANG Yan-jun1， LIU Tai-qiu1， HU Peng-fei2， YU Xue-ming1（1. AECC Shenyang Engine Research Institute，Shenyang 110015，China；2. Chinese Aeronautical Establishment，Beijing 100029，China）Abstract：In order to comprehensively evaluate the precooling technical schemes of high Mach turbine engines and their combined power for hypersonic aircraft, a comparative analysis of Mass Injection and Pre-compressor Cooling (MIPCC), supercritical helium deep precooling, and fuel deep precooling schemes was carried out from the perspective of engineering application, guided by the aircraft propul⁃sion requirements. An analysis and evaluation were conducted on the principles, technical advantages, existing problems, and key technical indicators suitable for aircraft requirements of three precooling schemes. A comprehensive analysis was conducted in terms of cross-speed-domain performance, technical difficulty and risks, cost and cycle, development prospects, etc. The results show that, from the perspective of meeting product requirements, compared with the technical solution of supercritical helium deep precooling and fuel deep precooling, the MIPCC device has a simpler structure, higher reliability, lower total pressure loss, can be highly integrated with the intake duct, with moderate water supply. The power provided by the turbine engine itself is sufficient to drive the MIPCC system without additional energy requirement. It is currently the preferred solution for expanding the envelope of turbine engines.Key words：combined propulsion; intake precooling; Mass Injection and Pre-compressor Cooling (MIPCC) ; deep precooling; aeroengine; technical route0　引言在大气层内或跨大气层中，临近空间高速（高超声速）飞机能以Ma>3的速度在一定时间内持续飞行。

燃气轮机涡轮喷雾冷却技术的研究燃气轮机是一种高温高压的能源转换设备，其工作过程中会产生大量的热量。

为了保证燃气轮机的高效运转，减小热应力对设备的影响，提高其可靠性和使用寿命，燃气轮机喷雾冷却技术得到了广泛的研究和应用。

燃气轮机涡轮是燃气轮机中的核心部件，负责将高速流入的燃气转化为旋转能量，并驱动其他设备。

然而，由于涡轮工作时的高温和高压环境，涡轮叶片面临着较大的热应力。

如果热应力过大，叶片可能发生烧蚀、氧化、疲劳等损伤，甚至导致涡轮失效。

因此，研究燃气轮机涡轮喷雾冷却技术具有重要的意义。

燃气轮机涡轮喷雾冷却技术利用喷射冷却剂降低涡轮工作时的表面温度，从而减小热应力。

喷雾冷却技术可以分为内冷和外冷两种方式。

内冷即喷射冷却剂进入涡轮结构内部，直接冷却叶片的背面；外冷则是通过喷射冷却剂在叶片表面形成薄膜冷却。

内冷技术包括强制喷射冷却和外循环喷射冷却。

强制喷射冷却是将冷却剂通过喷嘴喷入涡轮背面，在背面形成冷气层，降低叶片温度，提高叶片的寿命。

外循环喷射冷却则是用冷却剂流进入涡轮腔体中，形成循环，将冷却剂带热走，降低涡轮温度。

外冷技术是指将冷却剂喷射到叶片表面，形成薄膜冷却。

薄膜冷却技术类似于水汽冷却，冷却剂在入口处加热蒸发，然后冷却叶片，最后再回流到系统中循环使用。

薄膜冷却技术具有冷却效果好、操作灵活方便等优点，被广泛应用于燃气轮机涡轮的冷却中。

燃气轮机涡轮喷雾冷却技术的研究主要包括冷却剂的选择、冷却效果的评估和冷却系统的设计等方面。

在冷却剂的选择上，既要考虑冷却剂的性能和稳定性，还要考虑其对环境的影响以及使用成本等因素。

在冷却效果的评估上，可以使用实验和数值模拟相结合的方法，通过实验获得冷却剂的稳定性和冷却效果，并通过数值模拟分析其内部冷却剂的流动情况和热传导过程。

在冷却系统的设计上，需要根据燃气轮机的工作参数和结构特点，设计合理的喷雾冷却系统，确保冷却剂能够有效覆盖到叶片表面，提高冷却效果。

总之，燃气轮机涡轮喷雾冷却技术的研究对于提高燃气轮机的工作效率、延长设备寿命和降低维护成本具有重要的意义。

SCIENCE &TECHNOLOGY INFORMATION科技资讯涡轮发动机射流预冷扩包线技术应用前景分析扈鹏飞1林晓梅2齐伟呈1(1.中国航空研究院北京100029;2.沈阳市高坎中学辽宁沈阳110163)摘要：射流预冷技术是实现涡轮发动机扩包线的重要技术途径，该文总结了国内外射流预冷发动机发展现状，分析比较了相对于其他技术路线，射流预冷扩包线的技术优势和劣势，指出主要优势在于研发、使用成本低，技术风险小，研制周期短，可快速形成能力满足高速飞机等装备需求，在此基础上，阐述了射流预冷技术的发展潜力，分析了在TBCC 组合动力涡轮基、高速截击机/侦查机动力等方向的应用前景。

关键词：临近空间组合动力高速涡轮射流预冷中图分类号：V235.1文献标识码：A文章编号：1672-3791(2021)11(c)-0035-03Analysis of the Application Prospect of Turbine Engine Mass Injection Pre-compressor Cooling Expansion Line TechnologyHU Pengfei 1LIN Xiaomei 2QI Weicheng 1(1.Chinese Aeronautical Establishment,Beijing,100029China;2.Shenyang Gaokan Middle School,Shenyang,Liaoning Province,110163China)Abstract:Mass Injection Pre-compressor Cooling (MIPCC)technology is an important technical way to realize turbine engine line expansion.This paper summarizes the development status of MIPCC engine at home and abroad,analyzes and compares the technical advantages and disadvantages of MIPCC expansion line compared with other technical routes,and points out that the main advantages lie in low R&D and use cost,low technical risk,short development cycle,rapid formation ability and meeting the equipment needs of high-speed aircraft.The de‐velopment potential of MIPCC technology is described,and the application prospects in TBCC combined power turbine base,high-speed interceptor/reconnaissance maneuver are analyzed.Key Words:Adjacent space;Combined power;High speed turbine;MIPCC1研究背景临近空间高速飞机是未来航空航天技术发展的重要战略方向，动力是其关键和难点。

燃气轮机燃烧室火焰筒壁冲击射流冷却研究燃气轮机是一种可以将化学能转换成机械能的机械设备，是现代化工厂的基础设施。

它具有高效率、可靠性高、结构紧凑，广泛应用于汽车、船舶、涡轮机及电力发电等行业领域。

燃气轮机的正常运行时，多个构件被激活，其中燃烧室火焰筒壁冲击射流冷却是其中不可缺少的一部分。

燃烧室火焰筒壁冲击射流冷却是指将压缩空气和燃料混合物以极高的速度成功推进燃烧室火焰筒壁材料的冷却过程。

燃烧室的室内温度可以达到1200℃，对材料的耐热性能提出了极高的要求，必须采取有效的冷却措施，以保证材料的安全稳定使用。

近几年来，使用射流冷却的研究开始受到越来越多的关注。

射流冷却是指将射流喷射到燃烧室火焰筒壁上，进而将热量从壁上转移出去，从而降低壁面温度。

循环燃烧室内射流可以提高燃烧室火焰筒材料的抗热和抗氧化性能，可以延长其使用寿命，同时还能减轻材料的损耗和应力分布，提高燃气轮机支撑构件的可靠性和经济性。

在当前研究中，研究者们提出了一种新的冷却方案，即结合材料的遮蔽效应和射流的冷却效果的射流冷却，其原理是将射流以一定的角度投射在材料表面，在抵抗高温的同时，保持射流冷却效果最大化。

此外，研究者们还研究了结合热隔离和射流冷却的综合冷却方案。

当前研究已经取得了较好的效果，但提升射流冷却效果的技术仍然存在很多局限性，包括：燃烧室的结构形式和尺寸的多样性，以及不断变化的燃料和空气比例与典型的燃烧器温度以及材料的不同等。

因此，如何充分利用射流冷却的潜力，并最大限度地提高材料的抗热和抗氧化性能，还有待于深入研究。

本文以《燃气轮机燃烧室火焰筒壁冲击射流冷却研究》为题，简要介绍了燃气轮机燃烧室火焰筒壁冲击射流冷却的基本原理、最新发展及存在的问题。

经过艰苦的研究，研究者们取得了良好的成果，但如何更好地应用燃烧室火焰筒壁冲击射流冷却，还需要进一步深入探讨和研究。

综上所述，燃气轮机燃烧室火焰筒壁冲击射流冷却是燃气轮机的关键技术，其研究将为保证燃气轮机的可靠运行、性能优越和运行安全提供重要依据。

燃气轮机涡轮喷雾冷却技术的研究燃气轮机是一种用于发电、航空、航天等领域的动力装置，其核心部件为涡轮机。

由于运行时受到高温高压气流的冲击，涡轮机很容易受损，从而降低了燃气轮机的效率和寿命。

因此，喷雾冷却技术在涡轮机的保护和提高燃气轮机的性能方面具有重要作用。

本文将介绍燃气轮机涡轮喷雾冷却技术的研究进展和应用情况。

一、燃气轮机涡轮喷雾冷却的原理和分类涡轮喷雾冷却是指向涡轮叶片表面喷洒冷却剂，使其快速蒸发冷却涡轮叶片的一种技术。

根据喷洒冷却剂的来源，喷雾冷却可以分为外部喷雾冷却和内部喷雾冷却。

外部喷雾冷却是指从喷头外部向涡轮叶片表面喷洒冷却剂。

该方法成本低，易于实现，但对喷雾量和喷洒位置等参数的控制难度较大。

内部喷雾冷却是将冷却剂引入涡轮内部空腔进行喷洒。

该方法可以更加精准地控制喷雾量和喷洒位置，但其实现成本和难度较大。

二、燃气轮机涡轮喷雾冷却技术的研究历程早在20世纪50年代，就有学者开始研究燃气轮机涡轮喷雾冷却技术。

当时使用的冷却剂主要是水和乙二醇。

虽然这些冷却剂有效降低了涡轮工作温度，但也带来了新的问题，如腐蚀、结冰等。

因此，人们开始研究新型冷却剂和更加精细的涡轮喷雾冷却技术。

随着材料科学和计算机技术的发展，人们开始探索新的涡轮喷雾冷却技术。

例如，采用光纤和红外线测量技术，可以实时监测涡轮叶片的温度和热应力，从而进行更加精确的喷雾控制。

另外，一些新型的喷头结构和喷雾模型也被研发出来，例如多孔介质喷头、动静型混合喷头等。

三、燃气轮机涡轮喷雾冷却技术的优点和应用现状涡轮喷雾冷却技术具有降低燃气轮机温度和热应力、增加燃气轮机寿命、提高燃气轮机效率等优点。

因此，该技术已广泛应用于发电、航空、航天等领域。

例如，在发电领域，喷雾冷却技术被用于提高燃气轮机的效率和寿命，降低发电成本。

在航空领域，涡轮喷雾冷却技术被用于增加航空发动机的推力和寿命，提高航空安全性。

总之，涡轮喷雾冷却技术是燃气轮机保护和提高燃气轮机性能的重要手段，在燃气轮机的相关领域有着广阔的应用前景。

预冷技术在涡轮冲压组合动力中的应用童传琛;娄德仓【摘要】综合分析了预冷技术在高速飞行器推进系统上的应用，总结出预冷的结构形式及其对发动机性能的影响。

研究表明，实现预冷的途径主要有两种：一是在压气机进口喷入冷却介质(如液氧、水等)，二是利用预冷器。

后者效率高，但设计难度较大。

因此，轻质、高效的紧凑型预冷器是实现发动机预冷的关键技术。

总结了先进预冷器在提高换热效率、减少压力损失和抑制结冰方面的设计技术及研究成果，可为将来预冷器的设计提供经验和技术支持。

%The application of pre-cooling technologies on the combined-cycle engines for the high speed aircraft was analyzed. The pre-cooling structures and their influence on engine performance were summa-rized. Two methods of pre-cooling are proposed, one is to injecting the coolant, such as liquid oxygen, wa-ter, at the entrance of turbofan;the other is precooler. It is proved that the latter is more efficient but more complicated. Consequently the development of light, high efficient compact precooler is one of key technolo-gies for the application of pre-cooling on combined-cycle engines. The design technologies of advanced pre-cooler in the fields of the pressure drop, heat transfer rate and anti-icing were investigated and summa-rized, which could be referential and supportive for the design of precooler in future.【期刊名称】《燃气涡轮试验与研究》【年(卷),期】2013(000)006【总页数】6页(P21-25,60)【关键词】预冷技术;预冷器;高超声速飞行器;涡轮基组合循环发动机;防冰措施【作者】童传琛;娄德仓【作者单位】中国燃气涡轮研究院，四川成都610500;中国燃气涡轮研究院，四川成都610500【正文语种】中文【中图分类】V236近年来，空天飞行器已成为航空领域研究的热点和重点。

氢预冷涡轮发动机研究进展及关键技术郭恒杰;贾琳渊;郭帅帆;韩佳【期刊名称】《航空发动机》【年(卷),期】2024(50)1【摘要】高速涡轮发动机及其组合动力装置是高超声速飞行器技术的基础和关键。

随着飞行马赫数提高,来流空气总温显著升高,发动机推力急剧减小。

在此背景下,进气预冷成为扩展航空涡轮发动机工作速域的主要方向。

液氢同时具备高热值和高热沉,是燃料换热预冷的理想工质。

因此,氢预冷涡轮发动机被视为实现临近空间高超声速飞行的重要技术之一。

回顾了国外氢预冷吸气式发动机的发展历程,分析了各型发动机的主要特点,并根据预冷目的归纳总结了面向氢氧火箭以及面向冲压或涡喷发动机的2类氢预冷技术。

在此基础上,考虑氢预冷涡轮发动机的工作需求,对其研发中的关键技术进行了梳理。

与传统航空发动机相比,氢预冷涡轮发动机由于采用了新的循环、燃料和结构,给总体、传热、燃烧、材料等方面带来了诸多挑战。

其中的关键技术包括:预冷系统与发动机总体性能的全工况稳态和动态匹配技术;高功重比预冷器的设计、成型和防冰技术;氢燃料动态高精度计量和燃烧控制技术;涉高压氢部件的氢损伤抑制及预测技术等。

【总页数】10页(P10-19)【作者】郭恒杰;贾琳渊;郭帅帆;韩佳【作者单位】西北工业大学动力与能源学院;中国航发沈阳发动机研究所【正文语种】中文【中图分类】V235.1【相关文献】1.涡轮发动机射流预冷关键技术分析2.涡轮发动机射流预冷扩包线技术应用前景分析3.高马赫数涡轮发动机射流预冷特性研究4.基于冷气预冷技术的高马赫数涡轮发动机建模与仿真研究5.强预冷涡轮发动机关键技术分析因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。

涡轮增压柴油机中冷技术的探讨温福易轮机工程（陆上）1082班一、引言由于对改善柴油机排气品质、排放量的控制、尽可能的节约能源和提高柴油机的功率的要求越来越高，导致目前涡轮增压技术应用非常广泛。

而中冷技术对以上的要求同样起着十分重要的作用。

涡轮增压柴油机的突出优点在今天已毋庸置疑，诸如在高海拔出的功率输出，或以高的扭矩提升来得到功率匹配良好的机车，而伴随着高功率的输出、高扭矩的提升，也出现了以下一些不满意的因素：柴油的燃烧质量下降、排气温度升高和排气量增加等。

因此本研究的目的在于考察今日在涡轮增压柴油机中广泛应用的中冷技术是否可以加以改进，以求就各方面来说在提高功率及提升扭矩的同时能最大限度地提高燃料的燃烧质量、降低排气温度等，并确定为此应该从哪方面来改进中冷技术为最好。

这里主要从中冷器的冷却方式和其结构来考虑怎么改进。

二、中冷器的作用（１）降低进气温度。

涡轮增压发动机是有中冷器的，即在涡轮增压器和发动机之间引入了一个中冷器。

这是因为发动机直接排出的废气温度通常高达8、9百度，会造成涡轮本体、进气温度升高，加之压缩空气时做功，增压压缩进气缸的气体就有可能过热而造成汽油预燃而发生爆震，影响动力输出；同时，高温也是引擎的隐形杀手。

所以，增压发动机通常会引入中冷器来降低进气温度。

一般来说，使用中冷后能减小50～60度的进气温度（离开临界值），可以适当的提高发动机压缩比，改善低转速时的动力输出；同时由于冷空气的密度大，所以在相同条件下，这种设计可以提高发动机的进气密度，因此发动机工作效率更高。

由于涡轮的温度上升，所以会导致处在进气增压部分的涡轮的温度上升，进而导致进气温度的急剧升温，这样就会出现爆燃和进气效率下降，以前采取的办法是推迟点火，但是这样又会丧失最大扭矩的最佳点火时间，而且会出现新的点火时间下的排气温度上升，因而造成恶性循环。

随着中冷器的诞生，这样的问题将会得到很好的改善，中冷器说白了就是冷却被增压完的空气，因此中冷器的作用就是冷却，结构一般有两大类，气冷和水冷，也有和散热水箱做成一体的，其中单独的水冷式中冷器的效率最高，但结构也最复杂所以一般被应用到赛车上。

航空发动机典型涡轮叶片冷却分析陈玉英发布时间：2021-09-23T08:44:06.950Z 来源：《防护工程》2021年15期作者：陈玉英[导读] 本阐述了涡轮叶片冷却的必要性，介绍了几种典型的涡轮叶片冷却技术，并对其中的气膜冷却方法进行了数值计算，并进行相应的分析。

陈玉英中国航发哈尔滨东安发动机有限公司黑龙江哈尔滨 150000摘要：本阐述了涡轮叶片冷却的必要性，介绍了几种典型的涡轮叶片冷却技术，并对其中的气膜冷却方法进行了数值计算，并进行相应的分析。

关键词：涡轮叶片；冷却技术；数值计算第一章引言对于涡扇发动机而言，提高涡轮进口燃气温度对于改善发动机性能，如增大发动机推力，提高发动机的效率和发动机的推重比都具有极为重要的意义。

然而，涡轮进口温度却受涡轮材料的耐热能力所限制。

目前，先进航空涡扇发动机的涡轮进口温度应经达到1800K～2050K，超过了耐高温叶片材料可承受的极限温度，所以必须采用有效的冷却方式来降低涡轮叶片的壁面温度。

图1.1给出了涡轮进口燃气温度的逐年变化趋势。

图1.1 涡轮进口燃气温度的逐年变化趋势目前涡轮叶片冷却技术普遍应用于大型汗孔涡扇发动机，而在弹用涡扇发动机上应用较少。

但随着国内外导弹的不断进步，要求导弹飞得更高、更快、更远，同时又不能过多增加发动机的尺寸和重量，这就对弹用发动机的性能提出了更高的要求，为了满足这种研制模式的需求，弹用涡扇发动机采用涡轮叶片冷却技术已成为一种必然的发展趋势。

第二章涡轮的结构和工作原理2.1 涡轮的基本结构涡轮是由不旋转的静子部分和旋转的转子部分组成。

静子部分包括导向叶片（又称静子叶片）、涡轮机匣、轴承座、、承力机匣及各种静子件；转子部分主要有转子叶片（又称工作叶片）涡轮盘，涡轮轴；此外还有轴承系统及封严系统的构件。

有叶片排的流道构成了涡轮主燃气流流道，一排导向叶片及紧跟其后的一排转子叶片构成一个涡轮级。

多级涡轮由多个涡轮级组成。

含导向叶片排的组件成为导向器，含转子叶片排的组件成为工作轮。