热力循环的博弈：预冷型组合循环发动机开式与闭式循环路径对比分析

 

空天推进技术的革新是推动高超声速飞行与可重复使用航天器的核心驱动力。传统单一类型发动机如涡轮发动机、冲压发动机和火箭发动机各自存在明显的局限性：常规涡轮发动机最高飞行速度不超过马赫数2.5，飞行高度限制在30公里以下；超燃冲压发动机需在马赫数3.0以上才能起动，且机动性较差；火箭发动机虽能在全速域内工作并不受高度限制，但比冲极低，且难以重复使用。为解决全速域飞行器动力问题，组合循环发动机应运而生，它们通过有机融合不同类型发动机的工作特性，实现了更宽的工作速域、更好的比冲性能以及可重复使用能力，在未来单级入轨和两级入轨可重复使用飞行器中具有广阔的应用前景。

预冷型组合循环发动机作为组合发动机的重要发展方向，利用低温介质对来流高温空气进行预冷或液化，有效解决了传统涡轮类发动机在高马赫数条件下进气温度过高的问题。这种技术路径不仅显著扩展了发动机的工作包线，还保持了较高的比冲和推重比，成为当前空天动力领域的前沿研究方向。美国、日本、英国和俄罗斯等航空航天强国已对预冷型组合循环发动机开展了诸多理论研究与试验验证，取得了丰硕的成果。

本文将系统梳理预冷型组合循环发动机的发展历程，深入分析各类预冷发动机的工作原理与技术特点，探讨其热力循环中的关键科学问题，为我国预冷发动机技术的研究与应用提供参考。

一、预冷型组合循环发动机的发展历程与分类

预冷型组合循环发动机的发展大致经历了三个主要阶段，每个阶段都有其代表性的技术路径和发动机类型。20世纪六七十年代，主要以液化空气循环发动机（LACE）为代表，其核心思想是通过深冷技术将进气液化为液态空气，作为氧化剂供火箭发动机使用。八十至九十年代，进入了空气深冷循环发动机的发展阶段，以RB545发动机为代表，实现了更深入的预冷效果。90年代中期至今，研发重点转向适度预冷循环发动机，如英国的SABRE发动机和日本的ATREX发动机，在预冷深度与系统复杂性之间寻求更优平衡。

根据预冷机制的不同，预冷型组合循环发动机可分为四种主要类型：燃料预冷、质量喷注预压缩冷却、燃料预冷和质量喷注预压缩冷却组合预冷以及其他流体预冷。这种分类方法反映了不同技术路径在解决进气冷却问题上的差异化思路。燃料预冷方案直接利用燃料作为冷却剂，在预冷器中降低进气温度；质量喷注预压缩冷却则通过注入冷却物质实现降温；组合预冷结合了两者的优势；其他流体预冷则使用非燃料介质进行冷却。

预冷型组合循环发动机的技术发展呈现出从极端冷却到适度冷却、从简单循环到复杂循环、从单一功能到多功能集成的演进趋势。早期的LACE循环追求空气的完全液化，虽然技术思路直接，但液化过程能耗高，系统笨重。随后的RB545发动机采用了更先进的深度预冷技术，在不追求完全液化的前提下实现更高效的冷却效果。现代的SABRE和ATREX发动机则进一步优化，采用适度预冷策略，在性能、复杂度和可靠性之间取得了更好的平衡。

这一技术演进背后反映的是研究人员对预冷发动机热力循环本质认识的不断深化。从最初的简单热交换，到后来对熵函数、当量比-压比协同工作线以及功热转换过程能量损失的精细分析，预冷发动机的设计方法日益科学化和系统化。特别是近年来，随着微小通道换热器、新型冷却工质和多目标优化算法等技术的进步，预冷发动机的性能不断提升，为实际应用奠定了基础。

 

二、各类预冷型组合循环发动机的工作原理

2.1 液化空气循环发动机——LACE与ACES

液化空气循环发动机（LACE）是早期预冷技术的典型代表，其核心工作原理是利用低温液氢的巨大热沉将来流空气深度冷却并液化。在LACE系统中，吸入的空气在预冷器中与液氢进行热交换，空气被冷却至液化温度（约80K）后成为液态空气，随后经泵加压送入燃烧室与氢气燃烧产生推力。这一过程本质上是用大气中的空气替代了部分氧化剂，显著提高了比冲，因为液氢只需冷却和液化空气，而无需同时作为氧化剂和燃料。

LACE发动机的技术优势在于它能够充分利用液氢的热沉，理论上在马赫数5.5以下都能有效工作。然而，该系统也存在明显缺点：空气液化需要消耗大量能量，使得液氢的需求量增加；预冷器需要极大的换热面积，导致系统重量和阻力增加；同时，空气中包含大量氮气等不参与燃烧的成分，降低了燃烧效率。为克服这些缺陷，研究人员提出了ACES（Air Collection and Enrichment System）方案，通过在液化后对空气进行分离和富氧处理，提高氧化剂的纯度和燃烧效率，但系统也因此变得更加复杂。

LACE系统的工作过程涉及复杂的多相流和传热传质现象。在预冷器中，空气从高温气体经历冷却、相变成为液态，这一过程伴随着显著的热物理性质变化。研究表明，预冷器的设计需要综合考虑换热效率、流动阻力和重量尺寸等多方面因素。由于空气的液化温度远高于氢的沸点，如何防止氢侧结冰成为技术难点之一，通常需要通过优化流道设计和控制换热温差来解决。

2.2 空气深冷循环发动机——RB545和ATRDC

空气深冷循环发动机代表了预冷技术发展的第二阶段，以英国劳斯莱斯公司的RB545发动机和日本提出的ATRDC（Air Turbo Ramjet with Deep Cooling）为主要代表。与LACE不同，深冷循环不追求空气的完全液化，而是将其冷却至适宜温度范围（通常为150-200K），既降低了涡轮机械的热负荷，又避免了完全液化的高能耗问题。

RB545发动机是英国为霍托尔空天飞机设计的动力系统，它采用液氢作为冷却剂，在预冷器中将对来流空气进行深度冷却，随后通过一台高效率压气机进一步提升压力，最后进入燃烧室与氢燃料燃烧。这种设计使得RB545能够在从海平面静止状态到马赫数6.0、高度30公里的宽广范围内稳定工作。其技术创新的核心在于深度预冷与高效增压的结合，既扩展了涡轮发动机的工作上限，又保持了较高的比冲特性。

ATRDC发动机则在传统空气涡轮火箭发动机的基础上引入了深度预冷机制，通过预冷器大幅降低压气机进口温度，使得在高速条件下仍能维持较高的增压比和流量捕获能力。研究显示，在马赫数4.0工况下，采用氢作为冷却剂的预冷系统能够将空气温度降低476K，而相同流量的甲烷仅能冷却182K，这表明氢在深冷循环中具有不可替代的热力学优势。

深冷循环发动机面临的主要技术挑战包括预冷器的轻质化设计、高负荷涡轮机械以及系统控制策略等。特别是预冷器，需要在有限的体积和重量下实现极高的换热效率，同时保持较低的流动阻力。RB545发动机采用的微通道换热器设计为解决这一问题提供了方向，这种结构具有极高的比表面积和传热系数，能够满足深冷循环对紧凑高效换热的需求。

2.3 适度预冷闭式膨胀循环——SABRE和Scimitar发动机

适度预冷闭式膨胀循环代表了当前预冷发动机技术的最高水平，以英国反应发动机公司（Reaction Engines）开发的SABRE（Synergetic Air-Breathing Rocket Engine）及其衍生型号Scimitar最为著名。这类发动机的核心特点是采用适度预冷策略，既不过度追求深度冷却也不追求空气液化，而是将进气冷却到适合压气机高效工作的温度范围（约120-150K），并通过闭式膨胀循环实现功率提取和传递。

SABRE发动机的工作原理极为精巧，它本质上是一种混合动力系统，结合了空气呼吸模式和火箭模式。在低马赫数阶段（0-5.5），发动机以空气呼吸模式工作：来流空气经过预冷器被液氢冷却，随后通过压气机增压，一部分进入主燃烧室与氢燃料燃烧产生推力，另一部分则用于驱动涡轮。在高马赫数阶段（>5.5），发动机切换至火箭模式，关闭进气口，依靠机载液氧和液氢燃烧产生推力。这种双模式设计使SABRE能够覆盖从地面到轨道的全部飞行轨迹。

SABRE发动机最引人注目的技术创新是其微通道预冷器设计，该预冷器采用数千根薄壁微管组成，能够在0.01秒内将1000°C的进气冷却至零下150°C，同时结霜问题得到了有效解决。这种惊人的换热性能使得SABRE的压气机能够在高马赫数条件下依然正常工作，突破了传统涡轮发动机的速度限制。

Scimitar发动机是SABRE技术的进一步发展，专为太空船的高效巡航设计。它在SABRE的基础上优化了热力循环参数，提高了比冲和推重比，并增强了系统的可靠性和耐久性。Scimitar采用了更加先进的材料和制造工艺，预冷器的紧凑度和功重比进一步提高，使得发动机在宽速域范围内都能保持高效率。

适度预冷闭式膨胀循环面临的主要技术挑战包括：预冷器防结冰、高负荷涡轮设计、模式切换过程稳定性以及系统控制复杂性等。特别是模式切换过程，需要在极短时间内完成从空气呼吸到火箭工作的平稳过渡，对部件性能和控制系统都提出了极高要求。

2.4 适度预冷开式膨胀循环——ATREX发动机

适度预冷开式膨胀循环以日本的ATREX（Air Turbo Ramjet Expander Cycle）发动机为代表，与闭式循环不同，开式循环中冷却剂（通常是液氢）在预冷器吸热蒸发后直接进入燃烧室燃烧，而不用于驱动涡轮。这种设计简化了系统结构，降低了重量，但热力学效率相对较低。

ATREX发动机由日本航空宇宙开发机构（JAXA）和京都大学共同开发，其核心组件包括预冷器、涡轮压气机单元和冲压燃烧室。液氢燃料首先流经预冷器，对来流空气进行适度冷却，自身受热蒸发并升温至适宜燃烧的状态；随后，一部分氢气驱动涡轮，涡轮通过轴连带动压气机对冷却后的空气进行增压；最后，氢气和空气在冲压燃烧室中混合燃烧产生推力。由于氢在驱动涡轮后直接进入燃烧室，不存在工质回收问题，系统得以简化。

ATREX发动机的技术优势在于其相对简单的结构和较高的可靠性，特别适用于高马赫数飞行条件（最高可达马赫数6.0）。研究表明，通过优化预冷器设计和涡轮工作参数，ATREX能够在宽速域范围内保持较高的比冲和推重比。此外，由于采用了开式循环，系统对氢气纯度和污染物的敏感性较低，维护需求相对较小。

然而，开式循环也存在固有的局限性，其中最主要的是燃料利用效率较低。由于驱动涡轮后的氢气仍然含有大量可用功，这些能量在燃烧过程中难以完全回收，导致一定的能量损失。为此，研究人员提出了多种改进方案，如涡轮后氢气再膨胀和多级预冷等，以期提高能量利用效率。

ATREX发动机的研发历程展示了适度预冷开式循环的技术可行性，尤其在高马赫数适应性和系统可靠性方面表现出色。尽管其性能指标略低于SABRE等闭式循环发动机，但在特定应用场景下，如一次性使用的高速飞行器或靶弹动力系统中，ATREX及其衍生技术仍具有独特的应用价值。

2.5 其他预冷型组合循环发动机

除了上述主流类型外，研究人员还提出了多种特殊构型的预冷型组合循环发动机，它们通过独特的技术路径解决进气冷却和动力提取问题。这些创新构型丰富了预冷发动机的技术体系，为不同任务需求提供了更多选择。

燃料直接预冷循环是近年来备受关注的技术方向，它不仅可以简化预冷系统的结构复杂度，还可以较大范围地拓展涡轮发动机的工作上限。在这种循环中，燃料直接作为冷却剂在预冷器中与空气进行热交换，吸收热量后可能发生裂解反应，充分利用燃料的化学热沉。研究显示，氨、甲烷和煤油等不同燃料在直接预冷循环中表现出显著差异：氨兼具最高当量热沉和高于甲烷与煤油的当量燃烧热值，在马赫数4.0和5.0工况下，将来流总温冷却至相近温度时，氨所需的当量比最低。

复合预冷循环则是将多种预冷机制结合在一起的技术方案。例如，燃料预冷与质量喷注预压缩冷却的组合，既能通过热交换降低进气温度，又能通过注入冷却物质进一步强化冷却效果。这种复合方式虽然增加了系统复杂性，但在极高马赫数条件下（>6.0）能够提供更为有效的热防护。

混合工质预冷循环使用非燃料介质作为冷却剂，如氨、水或特殊流体，这些工质在相变过程中吸收大量热量，提供卓越的冷却效果。然而，混合工质系统需要独立的冷却剂循环和回收装置，增加了系统重量和复杂度，适用于对燃料化学性质有特殊要求的应用场景。

这些特殊构型的预冷发动机拓展了技术可能性边界，但它们也面临着各自的技术挑战，如燃料裂解控制、多相流稳定性和系统集成度等。随着计算方法和实验手段的进步，这些挑战正逐步被攻克，为预冷发动机的未来发展注入新的活力。

 

三、预冷型组合循环发动机技术挑战与解决路径

预冷型组合循环发动机作为空天动力领域的前沿技术，面临着一系列严峻的技术挑战。这些挑战贯穿于设计、制造和控制的全过程，需要多学科、多技术的协同创新才能有效解决。深入分析这些挑战并探索可行的解决路径，对推动预冷发动机的实际应用具有重要意义。

预冷器的设计与制造是预冷发动机面临的首要技术难题。预冷器需要在极端的温度梯度和压力条件下工作，同时满足极高的换热效率、紧凑的结构和较低的流动阻力。研究表明，微通道换热器是解决这一问题的有效途径，它通过大量微细流道（通常直径小于1毫米）形成巨大比表面积，实现高效紧凑换热。英国SABRE发动机的预冷器正是采用这种设计，能够在0.01秒内将1000°C的进气冷却至-150°C。然而，微通道换热器也面临着制造工艺复杂、成本高昂和容易堵塞等问题。近年来，3D打印技术为复杂结构预冷器的制造提供了新的可能性，研究人员已成功利用该技术加工逆流管翅式预冷器，并通过实验验证了其性能。

 

循环系统的选择与优化是另一项关键挑战。预冷发动机的热力循环比传统发动机复杂得多，涉及多变量耦合和多模式切换。开式循环与闭式循环的选择需要在性能与复杂性之间权衡；循环参数的确定则需要综合考虑飞行条件、部件特性和系统限制。研究显示，预冷空气涡轮火箭发动机与布雷顿循环有所不同，其理想循环的控制体由空气和燃料共同构成，且增添了循环冷却比这一影响循环性能的因素。针对这一问题，基于多目标约束优化的策略被提出，可同时优化风扇压比、油气比、预冷器热载荷等多个循环自变量，使发动机性能最大化。

全速域循环参数匹配是预冷发动机特有的技术难题。由于不同飞行条件下发动机各部件的工作特性变化极大，如何确保从低速到高速的整个飞行过程中部件之间始终保持良好的匹配关系，直接影响发动机的性能和稳定性。研究发现，预冷深度是影响发动机安全工作边界的关键参数，明确定义预冷深度概念有助于分析发动机触碰安全边界的先后顺序。针对这一问题，研究人员提出了基于相对换算参数的组合调节规律，通过多变量协同控制实现宽速域范围内的最优匹配。

高效增压技术对大马赫数预冷发动机至关重要。随着飞行速度的提高，来流总温急剧上升，传统压气机的增压效率和稳定工作范围大幅下降。预冷技术通过降低压气机进口温度，有效缓解了这一问题，但压气机本身仍需应对高压比、高流量和高效率的挑战。研究表明，涡轮总功率是影响预冷发动机压气机压比的主要原因。与传统涡轮相比，预冷发动机中驱动涡轮的工质（冷却剂）流量小，要求涡轮单位功率高，这给涡轮设计带来了额外挑战。

 

涡轮功提取技术面临着冷却剂流量有限与功率需求大的矛盾。在预冷发动机中，驱动压气机的涡轮通常由加热后的冷却剂（如氢气）驱动，但由于冷却剂流量受限，涡轮必须在小流量条件下输出大功率。研究显示，这要求涡轮具有极高的单位功率输出，传统涡轮设计方法难以满足要求。解决这一问题的可能路径包括：优化涡轮气动设计，提高效率；采用高强度耐高温材料，提高进口温度；以及优化工质热力学性质，提高做功能力。

除了上述技术挑战，预冷发动机还面临着系统集成、重量控制和可靠性提升等综合性难题。这些问题的解决需要材料科学、制造技术、控制理论和热物理等多学科的协同创新。随着计算能力的提升和试验手段的完善，预冷发动机的技术挑战正逐步被攻克，为其在未来空天系统中的实际应用铺平道路。

 

四、结论与展望

预冷型组合循环发动机作为空天动力技术的重要发展方向，以其工作速域宽、比冲高和推重比大等优点，在未来空天运输系统中具有广阔的应用前景。从早期的液化空气循环到现代的适度预冷循环，预冷发动机技术经历了显著的演进，在循环构型、部件设计和系统集成等方面取得了突破性进展。然而，预冷发动机从技术验证走向工程应用仍面临诸多挑战，需要科研机构与工业界的持续协作创新。

从技术发展角度看，预冷型组合循环发动机的未来研究将重点围绕以下几个方向：首先是预冷器的轻质化与高效化，通过新材料、新结构和新工艺的应用，进一步提升预冷器的功重比和紧凑度；其次是循环构型的优化与创新，探索热力学性能更优、系统复杂度适中的新型循环方式；第三是宽速域协调控制技术，解决从低速到高速的全过程部件匹配和工作模式平滑切换问题；第四是新型工质的应用研究，如氨、甲烷等替代燃料的热力学特性和应用可行性；最后是多学科协同设计方法，通过气动、热力、结构和控制等多学科的紧密耦合，实现发动机全局性能最优。

 

从应用前景看，预冷型组合循环发动机将在以下领域发挥重要作用：一是单级入轨空天飞行器，预冷发动机能够提供从地面到轨道的全程动力支持，大大简化飞行器设计；二是高超声速巡航飞行器，预冷技术有效扩展了涡轮发动机的工作速域，使马赫数5以上的高效巡航成为可能；三是可重复使用航天运载器，预冷发动机的高比冲和可重复使用特性符合低成本航天运输的需求；四是高速靶弹和侦察平台，预冷发动机的宽速域特性非常适合这类任务的动力需求。

对我国而言，预冷型组合循环发动机技术的发展需要统筹规划、突出重点、分步实施。一方面，要加强对基础理论和关键技术的研究投入，攻克预冷器、高温部件和控制系统的技术瓶颈；另一方面，要注重产学研结合，鼓励像湖南泰德航空技术有限公司这样的创新企业参与发动机配套系统的研发，形成良好的产业生态。同时，还应积极开展国际合作，吸收借鉴国外先进经验，加速我国预冷发动机技术的成熟。

展望未来，随着新材料、新工艺和智能控制技术的不断进步，预冷型组合循环发动机有望在2030年前后实现工程应用，为人类空天活动提供更加高效、经济和环保的动力选择。而像湖南泰德航空技术有限公司这样的专业企业，也将在这一进程中通过关键系统技术的创新，为我国空天动力技术的发展做出重要贡献。

&注：文章内使用的图片及部分文字内容来源网络，仅供参考使用，如侵权可联系我们删除，如需了解公司产品及商务合作，请与我们联系！！

湖南泰德航空技术有限公司于2012年成立，多年来持续学习与创新，成长为行业内有影响力的高新技术企业。公司聚焦高品质航空航天流体控制元件及系统研发，深度布局航空航天、船舶兵器、低空经济等高科技领域，在航空航天燃/滑油泵、阀元件、流体控制系统及航空测试设备的研发上投入大量精力持续研发，为提升公司整体竞争力提供坚实支撑。

公司总部位于长沙市雨花区同升街道汇金路877号，株洲市天元区动力谷作为现代化生产基地，构建起集研发、生产、检测、测试于一体的全链条产业体系。经过十余年稳步发展，成功实现从贸易和航空非标测试设备研制迈向航空航天发动机、无人机、靶机、eVTOL等飞行器燃油、润滑、冷却系统的创新研发转型，不断提升技术实力。

公司已通过 GB/T 19001-2016/ISO 9001:2015质量管理体系认证，以严苛标准保障产品质量。公司注重知识产权的保护和利用，积极申请发明专利、实用新型专利和软著，目前累计获得的知识产权已经有10多项。泰德航空以客户需求为导向，积极拓展核心业务，与中国航发、中航工业、中国航天科工、中科院、国防科技大学、中国空气动力研究与发展中心等国内顶尖科研单位达成深度战略合作，整合优势资源，攻克多项技术难题，为进一步的发展奠定坚实基础。

湖南泰德航空始终坚持创新，建立健全供应链和销售服务体系、坚持质量管理的目标，不断提高自身核心竞争优势，为客户提供更经济、更高效的飞行器动力、润滑、冷却系统、测试系统等解决方案。