文献综述
文献综述1选题的背景及意义涡轮基组合循环（Turbine Based Combine Cycle，TBCC）发动机是高超声速飞行器的动力部件，其稳定充足的推力是飞行器长时间长距离飞行的前提条件。
由于目前应用于组合动力系统的涡轮发动机最高工作马赫数不超过2.3，低于超燃冲压发动机最低起动马赫数，故两种发动机工作速域存在间隙；再则涡轮发动机工作马赫数接近上限时推力迅速下跌，而冲压发动机工作马赫数接近下限时其推力也相当低，因此导致TBCC发动机工作模态从涡轮发动机转换至冲压发动机时会出现推力缺失问题。
对来流高温空气进行预冷是解决TBCC发动机推力不连续问题的有效手段之一，预冷型组合循环发动机应运而生。
预冷器紧凑快速强换热的技术核心即超临界换热介质和微小尺度换热单元的结合，然而这也使其流动传热机制与物性、参数之间关联更为复杂，且全三维流场模拟的难度更高，建模和计算耗时巨大。
本课题针对超声速/高超声速预冷组合发动机工作环境，发展预冷器流动换热的建模方法和研究手段，为预冷组合发动机设计提供技术支撑。
图1-1是SABRE发动机预冷换热器结构。
图1-1 SABRE发动机预冷换热器2国内外发展及研究现状2.1国外发展及研究现状关于预冷循环发动机概念的提出与早期研究始于20世纪50年代的美国[1]。
近年来，临近空间高超声速飞行器的发展使得预冷型组合循环发动机在可重复使用飞行器的单级入轨或两级入轨中使用越来越广泛[2,3]。
预冷技术主要分为两大类[4]，即压气机前冷却剂注入预冷（Mass Injection Precompresser Cooling ，MIPCC）和压气机前换热预冷(Heat Exchange Precompressor Cooling, HEXPCC)。
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