TBCC发动机射流预冷蒸发理论计算方法研究及其对涡轮性能提升的影响

针对TBCC发动机模态转换中的推力陷阱问题，研究人员提出了一种基于能量守恒定律的0-D射流预冷蒸发理论计算模型。通过15种典型工况的仿真验证，该方法计算误差小于±1%，能精确计算射流冷却过程的蒸发率。研究证明，在Ma=2.5、射流流量为入口流量4%时，100%蒸发率可使涡轮发动机温降系数提升20.5%，等效马赫数降低0.42，显著扩展涡轮工作上限。该成果为喷水预冷技术优化提供了重要理论工具。

　　

超音速飞行器的动力系统正面临严峻挑战——随着军事现代化推进，单一吸气式发动机已无法满足宽马赫数范围的飞行需求。涡轮基组合循环（TBCC）发动机虽然通过整合涡轮发动机和冲压发动机的优势解决了这一问题，但其模态转换过程中的"推力陷阱"成为最大技术瓶颈。射流预冷技术被视为突破涡轮发动机工作上限的有效手段，但高温高湿环境下蒸发率的精确测量一直是实验难点。

为解决这一难题，国内研究人员在《Results in Engineering》发表创新研究，建立了基于能量守恒定律的0-D蒸发理论模型。该模型仅需进出口易测物性参数，通过15种工况验证显示计算误差小于±1%。关键技术包括：采用Spalding稳态温度图解算法确定液滴蒸发温度；建立能量平衡方程计算蒸发量；通过典型截面简化验证3D模型等效性；利用SST k-ω湍流模型和离散相模型（DPM）进行CFD验证。

研究结果显示：在典型工况下（Ma=2.5，射流流量4%），完全蒸发可使涡轮温降系数提升20.5%，相当于无预冷发动机出口马赫数降低0.42。通过分析液滴滞留时间（<30ms）和温度分布，证实液滴在进气道内仅经历蒸发而非沸腾过程。能量计算表明，忽略液滴动能项（Q₂=569.2 J/s）和水蒸气动能项（Q₄=30292.1 J/s）对蒸发量计算影响小于1%，验证了模型简化的合理性。

这项研究的意义在于：首次建立了适用于进气道高速液滴蒸发的显式计算模型，解决了湿热环境测量难题；证实蒸发率提升可直接扩大涡轮工作边界，为推力陷阱问题提供解决方案；提出的0-D方法计算效率显著高于CFD仿真，对实验参数优化具有重要指导价值。研究还发现，在46kPa等动压飞行条件下，蒸发率从18%提升至100%可使等效无喷马赫数从2.38降至1.96，为TBCC发动机宽域工作提供了关键设计依据。