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
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
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
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
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。
涡轮叶片冷却结构设计与试验方法简析
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。
适应飞机需求的进气预冷技术路线分析
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。
高速涡轮发动机技术途径浅析
（AECC Shenyang Engine Research Institute，Shenyang 110015，China）
摘要院高速涡轮发动机是航空动力发展的重要方向。本文从性能角度出发，结合高速涡轮发动机宽包线、高温度特征，指出其性能 重点在流量，难点在温度，需要基于进气预冷和低压比设计途径，发展射流预冷、换热预冷和变循环、高流通等关键技术，为后续研究
提供参考。
Abstract: For the development of aero -engines, high -speed turbine engine technology is very important. From the perspective of
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涡轮发动机射流预冷关键技术分析
作者：尚守堂田方超扈鹏飞
来源：《航空科学技术》2018年第01期
摘要：射流预冷技术（MIPCC）是扩展现有涡轮发动机工作范围的一条有效技术途径和重要发展方向，其技术研究将极大地支撑后续高速/高超声速飞行器动力技术的研究和发展。
根据国内外研究现状，梳理了开展射流预冷技术研究的技术难点，并对需要掌握的关键技术进行了分析和解读，可为国内后续射流预冷技术工程研制提供参考。
关键词：射流预冷；关键技术；涡轮发动机；高马赫数；飞行器
中图分类号：V233.5+9
文献标识码：A
近年来，高速飞行器已成为航空领域的重点研究方向，其动力技术是研发高速飞行器的难点之一。
从当前的技术水平来看，满足飞行器在亚声速、跨声速、超声速和高超声速的宽广范围工作，必须采用组合动力，其中的一个关键难题就是：如何实现涡轮发动机与冲压发动机之间的动力衔接。
采用射流预冷（MIPCC）技术，可以有效地扩展涡轮发动机的工作包线，解决涡轮发动机与冲压发动机之间的“速度裂缝”问题。
美国早在20世纪50年代就已开展了射流预冷技术研究。
2002年，美国国防预先研究计划局（DARPA）提出快速响应小载荷低成本运载（RASCAL）计划，将射流预冷技术作为重点
研究内容之一，同时在Fl00发动机上完成了模拟高空条件下发动机地面进气加温的射流预冷技术试验验证。
2013年，一篇关于SR-72飞行器的报道曾提出，其组合动力的涡轮基将在未来采用Fl00或Fll0发动机的改型，结合在Fl00上进行射流预冷验证情况，判断其可能采用射流预冷技术使涡轮发动机工作至马赫数Ma3以上。
俄罗斯米格-25高空截击机的R-15-300发动机成功应用了射流预冷技术，其最大工作马赫数达到Ma2.8，并具备短时间Ma3工作能力。
R-15-300是R-15发动机的改进型，改进内容之一就是增加了射流预冷装置。
为此，米格-25的进气道设内有一个“淋浴头”一样的喷水装置，向进气气流喷水和甲醇的混合溶液，混以甲醇是增强溶液的挥发性，加强效果。
因此，米格-25在机内除了携带巨量燃油外，还携带了一个250L的水箱，装水和甲醇混合溶液。
国内对射流预冷技术的研究始于20世纪70年代，国内发动机研制单位在涡喷发动机上开展了喷水增推效果的初步试验验证。
进入21世纪，射流预冷技术再次得到国内发动机研制单位和科研机构的关注，目前建立了射流预冷对发动机性能的影响模型，计算评估了射流预冷对发动机整机、部件的性能影响情况，同时开展了射流预冷装置研究和喷水降温效果研究和验证。
射流预冷技术由于其对涡轮发动机的能力扩展和短期可实现等因素，被认为是发展高速飞行器动力最有效的技术途径之一。
本文梳理了射流预冷技术研究的技术难点，重点对需要掌握的关键技术进行分析和解读，为国内开展射流预冷技术工程研制提供参考。
1主要技术难点分析
（1）射流预冷装置设计
射流预冷装置的加装会引起进气道内气流较大的总压损失和流动畸变，在保证换热率不降低的前提下，设计出总压损失低、气流畸变小的射流预冷装置是必须解决的要点问题。
（2）射流预冷带来的工质组分变化对发动机总体性能的影响
在发动机进口前喷入冷却介质后，工质属性发生变化，对部件特性和整机性能都产生影响，需要开展射流预冷对涡轮发动机性能影响研究。
（3）涡轮发动机适应性改进
将射流预冷技术应用于航空发动机，并不是直接将预冷系统加装上去就可以使用，整机和部件工作点都发生了变化，因此，需要开展涡轮发动机适应性改进研究。
（4）射流预冷试验技术
射流预冷工程研制中，试验验证技术必不可少，制订科学的试验验证方案、合理地设置试验状态参数是决定试验成败的前提和关键。
同时，还需要重点研究喷水环境下试验参数的测量方法。
2射流预冷关键技术分析
2.1射流预冷装置设计技术
射流预冷装置安装在飞机进气道内，安全性、可靠性要求较高，同时需要进行射流预冷装置与飞机进气道的一体化设计，国内目前技术成熟度低。
射流预冷装置所涵盖的技术范围较宽，需同时开展一体化设计技术、防冰技术、轻质化设计技术、低流阻和低畸变技术研究。
为实现高效、低阻射流预冷装置的设计要求，需开展大量的射流预冷装置试验研究，以支撑工程设计。
2.2射流预冷对发动机总体性能影响分析技术
射流预冷条件下，通过进气道的换热冷却过程后，工质成分发生改变，水蒸气的混入，体现为工质比热容等物性参数的变化，水蒸气含量越大，物性参数变化越明显。
压气机等部件工作特性是与工质成分相对应的，随着工质物性参数发生变化，压缩部件增压特性、燃烧室燃烧和温升特性、涡轮功特性也随之发生变化。
工质物性参数变化和部件工作特性变化最终体现为发动机总体性能的变化。
为了分析射流预冷对发动机总体性能的影响，需要开展发动机总体性能模拟计算。
给定相同的发动机进口总温和总压，通过不同的冷却水量，在发动机工作剖面内各个工作点计算对于比发动机的总体性能特性。
此时，发动机性能变化是由引入射流预冷系统造成的，从而评估射流预冷对发动机总体性能的影响。
2.3涡轮发动机适应性改进技术
发动机采用射流预冷技术扩展工作包线，在高速状态下能够获得更高的性能。
在高速条件下即使采用射流预冷，发动机各截面热负荷依旧比较大，发动机各部件在高热负荷条件下持续工作较长时间，对各部件系统耐温能力提出了更高的要求。
需要对热负荷过高的部件进行适应性改进，采用更换材料等方式，提升部件耐温能力，保证其在高热负荷条件下能够持续工作。
针对附件系统工作环境温度升高的情况，考虑通过加强冷却等方式，降低附件所处的环境温度，通过更换耐高温滑油，使附件系统能够耐受更高温度，以适应高速工作条件。
2.4射流预冷试验技术
在对射流预冷发动机进行性能影响分析的基础上，要开展射流预冷涡轮发动机技术集成验证。
完成射流预冷系统/涡轮发动机的结构一体化设计和控制一体化设计，建立带有射流预冷
系统的高速涡轮发动机关键技术验证平台，进行不同射流预冷方案的技术研究和验证，掌握射流预冷技术对发动机的影响和性能提升能力。
美国在射流预冷试验上的研究较为深入。
美国在Fl00发动机上改造的MIPCC系统包括一个液氧喷射平面和两个水喷射平面，前端为液氧平面，之后是两个喷水平面，可独立开启、关闭。
第二喷水平面与发动机表面之间的距离，按实际水蒸发成水蒸气所需的最小距离值确定。
图1为美国Fl00改造的MIPCC发动机结构示意图。
同时，美国在莫哈韦沙漠机场建立了MIPCC试验台，目的是在地面条件下模拟Ma4飞行时的进气温度环境。
热空气由J79发动机运转后产生的燃气提供，通过调节J79发动机工作状态来控制通过试验发动机的气源流量和温度。
调试试验证明，该试验台可以在Fl00发动机100%状态进气流量下，模拟最高飞行速度为Ma3.47、高度24.6km的進气温度条件。
2.5射流预冷测试技术
射流预冷发动机进行试验时，试验装置由传统的发动机增加为射流预冷装置和涡轮发动机共同工作，且通道内的工作介质由空气变为空气和水蒸气的混合液，甚至有部分未蒸发的液态水。
除了正常的发动机整机监测数据，为了考核射流预冷装置的功能以及有效性，工质流量、压力、温度需同时进入台架试验监控系统，同时考虑水蒸气以及液态水对传统测试传感器的影响，需对射流预冷发动机的测试方案进行研究，并对有影响的测试装置进行改装。
3结论
射流预冷具有较好的技术发展趋势，俄、美等国都开展了深入的应用研究，取得了很多成果可供我们借鉴。
我国在射流预冷方面进行的工作还基本处在理论研究阶段，细节机理研究、部件试验较少，整机验证也仅仅掌握了初步规律。
针对我国当前国情，对射流预冷技术的需求十分迫切，亟须推进针对工程产品的射流预冷发动机应用技术研究，突破关键技术研究，为射流预冷发动机工程产品研制奠定基础。