总体丨南航：基于液氢热沉利用的氢能涡轮航空发动机拓扑架构性能优化

航空业大量的二氧化碳排放给航空产业发展带来日益严峻的环境挑战。研究表明其排放量占全球碳排放的2.5%~4%且逐年增长。面对此困境，世界各国针对航空领域提出了节能、减排的绿色发展需求，针对新能源航空器的研究受到众多专家与学者的关注。

氢气以其清洁和可再生的特点，成为满足航空业节能减排需求的潜力方案。表1比较了氢燃料与航空煤油的热物性。氢燃料的热值约为航空煤油的3倍，且燃烧速度和点火能量均优于航空煤油，有潜力降低油耗、提升飞机性能。此外，氢燃烧产物仅为H₂O与NO_x，不产生CO₂等污染物，若能解决低NO_x排放问题，将对环境影响微乎其微。研究表明，氢能可显著提升无人机续航，并在传统发动机中添加氢后显著提高效率。因此，氢能动力成为绿色航空的重要方案之一。

表1 氢燃料与航空煤油热物性对比

与传统发动机相比，氢能涡轮发动机除了拥有碳排放的优势外，Fredrik等人的研究表明传统涡轮发动机改用氢燃料后，在涡轮前温度不变的情况下，发动机推力有所提升，氢能需要结合性能收益与代偿问题进行综合评估涡轮发动机拥有更好的推进性能。因此氢能涡轮发动机在军民用航空装备领域都具有广泛的应用前景。

然而，由于氢燃料体积密度较低，氢能涡轮发动机中氢燃料一般以低温液体的形式储存在液氢罐中，若低温的液氢燃料直接进入燃烧室燃烧，不仅可能会导致燃烧反应不充分，燃烧效率较低，更有可能对发动机带来不可逆的损伤，因此液氢需要吸热汽化后再燃烧。同时，传统发动机面临热力排散需求日益提升且热沉不足的挑战，若不应用高效的热管理技术对发动机内部进行冷却，容易导致发动机效率降低、压气机与涡轮的材料达到温度上限等失效问题。因此，液氢燃料的低温特性与发动机的冷却需求相互匹配，在氢能涡轮发动机中，利用优质的液氢燃料热沉对发动机进行冷却，发展高效的氢能涡轮发动机架构，是氢能涡轮航空发动机提升设计可行性的重要举措。

目前，针对在氢能涡轮发动机中应用液氢燃料的热沉，已有不少专家及学者开展了研究，并形成了氢能涡轮发动机非常规循环架构。英国零碳飞行项目规划出液氢燃料热沉利用的三种换热器技术：滑油/氢换热器技术、回热器技术以及冷气冷却换热器技术；Alexandre等人针对氢能涡轮发动机中预冷及回热两种热沉利用形式开展换热器技术研究；瑞典查尔姆斯理工大学的Adam等人将液氢燃料的热沉应用于组合循环发动机中；北京航空航天大学的刘鹏等人提出了朗肯循环和氢气直接膨胀循环(RC-DEC)联合发电热管理系统，同时利用氢能涡轮发动机的废气热能和氢燃料热沉。此外，学者们针对不同氢能涡轮发动机非常规架构开展对比研究，Najjar等人选取了传统涡轮发动机常规架构及涡轮冷却架构、氢能涡轮发动机常规架构及氢冷涡轮架构，在不同工况下对比了不同发动机的性能参数，研究表明氢冷涡轮架构比传统架构有更好的性能表现；Yildiz等人对比了氢能涡轮发动机常规架构以及回热架构的性能、燃料成本等参数，在不同工况下针对不同发动机架构性能开展敏感性分析，研究表明回热架构在一定的工况条件下具有一定的性能优势；Svensson等人总结了有关氢能涡轮发动机非常规架构的研究，得出四种液氢燃料热沉的利用方式，并分别介绍了它们的性能特点；何皑等人构建了三种典型的氢能涡轮发动机架构模型，并进行了性能对比分析，评估了每种架构在不同飞行条件下的优势与劣势。但在分析氢能涡轮发动机非常规架构的优劣时，仅比较性能收益是远远不够的，需要结合性能收益与代偿问题进行综合评估。Boggia等人在欧洲CRYOPLANE项目中提出的三种氢能涡轮发动机非常规架构，在起飞、爬升及巡航工况下对比了不同架构的性能优劣，并且考虑了架构的应用为发动机带来的质量代偿，通过“直接运行成本”参数综合评估了不同架构的表现，得出预冷循环架构较优的结论。但Boggia等人针对液氢燃料热沉利用的研究仅限于发动机层面，并未针对飞行平台开展收益与代偿的综合评估分析。目前针对氢能涡轮发动机中液氢燃料热沉利用的研究，仅针对不同的非常规架构开展了性能等方面的对比，缺乏氢能涡轮发动机多种拓扑架构的耦合研究，缺乏基于飞发一体的飞机全飞行剖面下收益与代偿的氢能涡轮发动机架构评估方法。因此目前的研究无法全面考虑不同的液氢热沉的利用方式，无法从飞机层面评价非常规架构的优劣，缺少优化研究过程中不可缺少的对优化目标与优化参数的考虑，难以开展针对氢能涡轮航空发动机架构的寻优研究。

在本文中，针对氢能涡轮发动机液氢燃料热沉利用问题，开展了氢能涡轮发动机拓扑架构优化研究。本文的详细工作可以总结如下：在第1.1节中，本文构建氢能涡轮发动机性能计算模型，并根据文献中典型涡轮风扇发动机性能参数验证了模型的可靠性；在1.2节中结合氢能涡轮发动机的热力排散需求，本文建立了氢能涡轮发动机拓扑架构模型；在第2节中，本文构建了面向飞机飞行剖面的氢能涡轮发动机架构综合评估方法，并在此基础上详细讲述了本文中氢能涡轮发动机拓扑架构优化流程；最后，在第四节中给出了本文中的拓扑优化设计结果。本文的工作有助于研究氢能涡轮发动机中液氢燃料的高热沉特性与发动机中热力排散需求的匹配机制，寻找性能更好的氢能涡轮发动机非常规架构方案。本研究的主要目的在于优化氢能涡轮发动机中液氢燃料热沉的利用，提升配装氢能涡轮发动机的飞机的性能，提高氢能涡轮发动机的设计可行性。

为了设计氢能涡轮发动机液氢热沉优化利用的拓扑架构，基于燃气涡轮发动机的性能模拟，本文使用了NASA的航空发动机部件级建模方法，考虑氢燃烧后产物的物性变化及其做功能力变化，建立燃氢涡轮发动机性能模拟方法，结合航空发动机内需要冷却的部位，发展多种液氢热沉利用架构，形成氢能涡轮发动机非常规架构方案，打破多种架构之间的壁垒，考虑多种架构相互耦合，形成氢能涡轮发动机拓扑架构优化设计方法。

1.1 氢能涡轮发动机性能仿真计算程序建立

1.1.1 性能模拟方法

氢能涡轮发动机将传统涡轮发动机的燃料替换为液氢燃料，在传统燃气涡轮发动机性能模拟的基础上，根据液氢燃料的自身特性及其燃烧后产物特性，构建氢能涡轮发动机性能计算模型。图1展示了本文所研究的发动机结构示意图，其中1-9标号分别代表进气道、风扇、低压压气机、高压压气机、燃烧室、高压涡轮、低压涡轮、内涵喷管以及外涵喷管。并且在发动机内定义了9个截面，其中S0表示进气道前截面；S2表示风扇前截面；S21表示风扇后截面；S25表示高压压气机前截面；S3表示燃烧室前截面；S4表示高压涡轮前截面；S45表示低压涡轮前截面；S5表示内涵喷管前截面；S15表示外涵喷管前截面。

图1 氢能涡轮发动机结构示意图

本文的燃氢涡轮发动机性能模拟考虑做功工质及其物质特性在发动机中的变化过程。氢燃料燃烧后产生的高温燃气，主要由未燃烧完全的氢燃料H₂、氧气O₂、氮气N₂以及燃烧产物水H₂O组成。混合物的物性参数由这几种气体的组分及各自的定压比热容(c_p值)决定，并且c_p值随气体温度变化而变化。计算公式如式(1)所示：

中：T表示气体温度；C₀、C₁、C₂、C₃均为可查阅资料得到的常数值，具体取值取决于气体类型。

根据发动机的氢燃料消耗以及空气质量流量，可计算出发动机燃烧室产生的高温燃气各组分的质量分数。结合上述计算中的各组分气体的c_p值，通过质量分数加权平均法，可计算出由H₂、O₂、N₂及H₂O组成的高温燃气的c_p值，计算公式如式(2)所示：

式(2)中：c_p,i表示混合气体中一种气体的c_p值，y_i表示该气体的质量分数。

将上述物性参数计算方法应用于氢能涡轮发动机燃烧室、涡轮、尾喷管部件的热力学计算中，可实现针对氢能涡轮发动机中燃烧室、涡轮及喷管部件的建模，并结合传统涡轮发动机中其余部件的热力学过程，完成氢能涡轮发动机性能仿真模型的建立。

1.1.2 模型验证

基于所建立的传统航空涡轮发动机模型，在保持最大涡轮前温度不变的情况下，模拟典型涡扇发动机JT9D发动机性能并与JT9D发动机实际参数进行对比，得到模型模拟误差；并根据1.1.1节中建立的氢能涡轮发动机模型，维持发动机推力不变，模拟JT9D发动机替换氢燃料后发动机的燃料消耗性能，计算结果与模拟得出的传统JT9D发动机的参数进行对比，得到替换氢燃料后发动机性能的相对变化量。具体数据如表2所示。

表2 氢能涡轮发动机模型验证

由表中数据可知，所建立的传统发动机模型模拟结果与实际发动机性能参数相比，在起飞推力、巡航推力及巡航耗油率等方面的误差均不超过10%，因此可知本文所使用的发动机建模方法可靠性较强，所建立的发动机模型精度较高。而在使用1.1.1节中物性参数转换方法将传统发动机模型改型为氢能涡轮发动机模型后，所模拟出的氢能JT9D性能在推力不变的情况下，耗油率下降了72.41%。除了氢燃料的热值约为传统航空煤油3倍的原因外，氢燃料燃烧产物的物性参数相较于传统燃料有所提升，使氢能涡轮发动机拥有更低的燃料消耗率。

1.2 氢能涡轮发动机拓扑架构建立

为优化液氢燃料的热沉利用，单个或多个架构的简单结合无法支持针对氢能涡轮发动机中液氢热沉的寻优研究，需要将不同非常规架构耦合利用于氢能涡轮发动机中，实现不同架构之间的灵活切换以及相同架构不同换热量的灵活改变，形成氢能涡轮发动机拓扑架构模型。本节将主要讲述氢能涡轮发动机拓扑架构建立的原理及过程，包括非常规架构模拟方法—换热器模型的建立以及不同架构耦合利用方法。

1.2.1 热力排散需求分析

随着航空业的快速发展，传统涡轮发动机内部面临着热力排散需求日益提升的挑战，氢能涡轮发动机也面临同样的挑战，然而液氢燃料的热沉特性与发动机内部的热力排散需求可以相互匹配。本小节将根据氢能涡轮发动机内部各截面的热力排散需求，确定液氢燃料换热的关键截面，形成氢能涡轮发动机非常规架构方案。

随着飞机飞行马赫数的日益提高，发动机来流空气的总温显著提升，降低了压气机压比，使发动机推力急剧减小，此现象表明发动机压气机进口气流拥有热力排散需求。因此采用液氢燃料对氢能涡轮发动机压气机进口进行冷却，形成预冷循环架构，提升压气机压比，增大发动机循环功，从而提升发动机性能。所对应的关键截面为图2中的S21截面。

其次，在航空发动机中为防止涡轮前温度超过材料的限制而损坏发动机，涡轮部件有极高的冷却需求。但直接采用液氢燃料冷却温度极高的涡轮部件，容易产生较大的热应力问题。而传统发动机结构中一般会引出一部分压气机后截面的气流对涡轮部件进行冷却。因此在氢能涡轮发动机中应使用液氢燃料冷却从压气机后引出的冷却涡轮的气流，提升涡轮冷却气的质量，从而提升涡轮冷却效果，减少冷却气流量，从而提升发动机性能，形成了冷却冷却气架构(CCA架构)。所对应的关键截面为图1中的S3截面。

最后，针对氢能涡轮发动机中的能量损失可以进行二次利用。根据1.1节中所建立的氢能涡轮发动机模型，开展㶲分析，更加清楚地反映发动机的能量利用率，进一步评估不同架构的氢涡轮发动机性能。

㶲由物理用和化学州共同组成，本文通过添加气流的物理㶲和化学㶲来确定不同发动机部件的㶲损失，计算发动机内部横截面处气流的用。物理用和化学州的计算公式分别如式(3)和式(4)所示：

研究可以发现，尾喷管部件及发动机出口工质的㶲损失占比较大，达到了53.21%，具体㶲损失分布如图2所示。因此采用尾喷管出口气流加热液氢燃料可以提升氢能涡轮发动机能量利用率，从而提升发动机性能，形成回热循环架构。所对应的关键截面为图1中的S5截面。

图2 氢能涡轮发动机各部件㶲损失分布

综合上述针对氢能涡轮发动机内部热力排散需求的分析，主要可以形成三种氢能涡轮发动机非常规架构，分别为预冷循环架构、CCA架构以及回热循环架构。三种非常规架构的结构示意图如图3-5所示。

图3 预冷架构示意图

图4 冷却冷却气架构示意图

图5 回热架构示意图

1.2.2 换热器模型 

液氢燃料的热沉利用原理为采用液氢燃料冷却发动机内部拥有热力排散需求的关键截面，其本质为液氢燃料与发动机内部气流的热量交换，而该换热量影响着架构的性能。因此在氢能涡轮发动机非常规架构的模拟过程中，换热器模型至关重要。为实现拓扑架构模型的建立，所建立的换热器模型需要综合反映多种因素对换热器换热量的影响，从而实现参数化控制，为拓扑架构模型建立提供基础。

本文中采用NTU法（效率—换热单元法）进行换热器的传热计算，从而建立换热器模型。为保证换热器有较高的传热效率，采用逆流式换热器进行研究，其换热过程的计算方法见式(5)和式(6)。

式(5)和式(6)中：ε为传热效率，Q为换热器实际换热量，Q_max为换热器最大可能的换热量；r为换热器冷热两端较大热容量与较小热容量的比值；K为换热器换热系数，A为换热器面积，KA值反映了换热器自身的性能；λ_min表示换热器冷热两端流体热容量的较小值。

完成换热器模型建立后，可以根据换热器进口冷热源的温度、流量，以及换热器自身特性(KA值)，计算出换热器换热量大小以及冷热源的出口温度，可模拟出氢能涡轮发动机内部液氢燃料与不同气流换热的真实情况，为拓扑架构模型建立奠定基础。

1.2.3 非常规架构耦合方法

氢能涡轮发动机中不同架构的耦合利用，其本质为采用液氢燃料同时冷却发动机中的关键截面。为反映液氢燃料热沉在不同截面之间的分配以及不同换热器的换热量，需要基于1.2.2节中建立的换热器模型，综合考虑换热器冷热两端气流的性质以及换热器自身特性。

根据1.2.2节的分析，影响换热器换热量的因素主要包括换热器冷热源气体的流量、温度以及换热器的KA值。在氢能涡轮发动机中，换热器冷源即为液氢燃料，其温度为20K，而其流量大小取决于液氢热沉在不同发动机截面的分配量，需要假设可变参数，主动控制氢燃料流量在不同架构之间的分配关系。换热器热源为氢能涡轮发动机中拥有冷却需求截面的气流，而将流经关键截面的气流全部通入换热器进行换热是不可取的，不仅会对换热器设计造成较大负担，还将导致较为严重的压降损失，因此需从发动机关键截面引出部分气流与氢燃料进行换热。而引气比例的不同会改变换热器热端气流的热容量，对换热量产生影响，则该引气比例需要设定可变参数进行控制。另外，换热器自身特性KA值代表换热器自身的换热能力，对换热量有较大影响，也需要通过可变参数进行控制。

利用上述方法，对1.2.1节中提出的三种氢能涡轮发动机非常规架构耦合利用于氢能涡轮发动机模型中，即可形成氢能涡轮发动机拓扑架构模型，具体结构如图6所示。图中各控制变量对应的意义如表3所示。如此完成了氢能涡轮发动机拓扑架构模型建立，为后续液氢燃料热沉利用的寻优研究提供了模型基础。

图6 氢能涡轮发动机拓扑架构模型示意图

表3 拓扑架构参数符号表示

本文在第二章中详细讲述了氢能涡轮发动机拓扑架构模型的建立原理及其功能，为氢能涡轮发动机的拓扑架构优化设计做好了前期的准备工作。但在液氢热沉利用寻优研究的过程中，如何评价不同氢涡轮发动机架构的性能是不容忽视的关键问题。因此，本章节将首先讲述本文中所建立的氢能涡轮发动机架构评估方法，再运用该方法开展拓扑架构优化方法研究。

2.1 面向飞机飞行剖面的氢能涡轮发动机架构综合评估方法

评价氢能涡轮发动机架构的性能，仅从发动机性能模拟的角度是远远不够的。氢能涡轮发动机性能计算模型仅能反映在满足推力需求的情况下，液氢燃料的热沉利用所带来的发动机效率提高、氢燃料消耗减少等性能收益，并不能反映出热沉利用带来的代偿问题。因此为优化液氢热沉利用方式，需要针对配装氢能涡轮发动机的飞机的飞行剖面，综合考虑收益与代偿，建立面向飞机飞行剖面的氢能涡轮发动机架构综合评估方法。

在建立评估方法之前，需要首先厘清氢能涡轮发动机的应用在飞机层面带来的收益与代偿，并给出其相应的计算或评估方法。根据氢燃料特性以及非常规架构的应用，收益包括氢燃料热值收益以及非常规架构性能收益。氢燃料热值约为传统航空煤油的3倍，在相同推力的情况下，减少了燃料消耗。而非常规架构、液氢燃料热沉的利用提升了发动机效率，降低了氢燃料消耗。上述收益为发动机性能收益，均可以反映在发动机氢燃料消耗减少，可在维持发动机推力不变的情况下，通过氢能涡轮发动机性能计算程序计算得出新的耗氢率参与后续计算。

而氢能涡轮发动机非常规架构的应用带来的代偿包括储氢系统质量代偿以及非常规架构质量代偿。由于储氢技术发展不成熟，储存氢燃料所需的储氢系统质量较大。在当前储氢水平下，储氢质量分数为20%，即表示氢燃料质量仅占储能系统总质量的20%，据此可计算出在一定的储能质量下可消耗的氢燃料质量代入后续计算。而非常规架构的利用本质为液氢燃料与发动机内部气流的换热，其所需的换热器带来了较大的质量代偿。本文中通过所需换热器面积计算所需换热管的数量，从而得出换热器的质量。该质量代偿应反映于飞机储能质量的减少、可携带的氢燃料质量的减少。

综合考虑上述氢能涡轮发动机的收益与代偿，发现收益集中体现在氢燃料消耗减少，而代偿反映在飞机可携带的氢燃料质量减少。因此本文在维持飞机最大起飞重量不变的情况下，计算飞机的留空时长以评估氢能涡轮发动机架构的性能，留空时长越长则表示该架构带来的收益越大或者代偿越小。本文中计算飞机留空时长的方法采用了布雷盖航程公式，如式（7）所示：

式(7)中：Range表示飞机航程；V表示飞机的巡航速度；SFC表示飞机的巡航耗氢率，氢能涡轮发动机架构的性能收益可以反映在该参数上；g表示重力加速度；L/D表示飞机升阻比；W₀表示飞机的最大起飞重量，在本文的计算中为定值；W₁表示飞机降落时的重量，与最大起飞重量相结合，反映了飞机所能携带的氢燃料质量，氢能涡轮发动机架构的质量代偿可体现于此。另外，本文的目的在于计算飞机的留空时长，在式(5)的基础上除以飞机巡航速度即可。

至此完成了面向飞机飞行剖面的氢能涡轮发动机架构综合评估方法的构建。本文选取了70座小型商用客机为研究对象，运用氢能涡轮发动机性能计算程序可以计算出满足该飞机飞行剖面需求的氢能涡轮发动机性能。并根据该飞机的各项基本参数，运用所建立的氢能涡轮发动机综合评估方法，可以计算出配装氢能涡轮发动机的该飞机的留空时长，作为后续拓扑优化设计的基准飞机。表4给出该飞机的各项基本参数，表5给出了配装氢能涡轮发动机的飞机的各项性能参数。由表中数据可以看出，应用氢能涡轮发动机后，储氢系统的质量代偿使飞机的留空时长有所降低。

表4 70座小型商用飞机基本参数

表5 装配氢能涡轮发动机的70座小型商用飞机性能参数

2.2 拓扑架构优化流程

本文基于遗传优化算法的拓扑架构优化方法，开展氢能涡轮发动机液氢燃料热沉利用的寻优研究。

首先，应用氢能涡轮发动机非常规架构后发动机质量由于换热器的加入而提升，在维持飞机最大起飞质量不变的情况下，使飞机可携带的燃料量减少；而非常规架构带来的耗氢率降低，减少了飞机全航段的燃料消耗量。因此为尽可能地提升配装氢能涡轮发动机飞机的性能，需要在最大化非常规架构效能、最小化发动机耗氢率的同时最小化换热器的质量代偿。然而提升非常规架构效能必然伴随着发动机内部气流与液氢燃料换热量的增加，同时增大了换热器的设计质量。因此需要选取一定的优化目标平衡上述收益与代偿。基于2.1节中所建立的面向飞机飞行剖面的氢能涡轮发动机架构综合评估方法，配装氢能涡轮发动机飞机的留空时长是评估氢能涡轮发动机非常规架构收益与代偿的关键参数，可以综合评估氢能涡轮发动机非常规架构的收益与代偿。因此本文中拓扑优化设计以最大化配装氢能涡轮发动机飞机的留空时长为优化目标。

其次，为尽可能全面地考虑氢能涡轮发动机中液氢热沉利用的多种形式，应根据1.2节中所建立的氢能涡轮发动机拓扑架构模型，选择该模型所有的控制参数为优化参数，如表3所示。通过表中的10个参数，可以在不同架构、不同换热量的情况下模拟出所有的氢能涡轮发动机非常规架构方案。表6给出这些优化参数的取值范围。在该范围内，10个参数的任意取值形成的数组均代表氢能涡轮发动机中的非常规架构形式，优化的目标即为在这些可能的非常规架构选取使飞机留空时长最长的架构方案。

表6 优化参数取值范围

但是，在寻优过程中，所选取的氢能涡轮发动机非常规架构需要满足一定的约束条件。为保证配装氢能涡轮发动机的飞机能够在其飞行剖面内完成其飞行任务，需要各优化参数改变的同时维持发动机的推力达到需求。本文中选取了70座小型商用飞机为对象，表5中的数据表明，该量级飞机在巡航状态下的单发推力为15.31kN，因此优化过程中的一个重要的约束为发动机推力要始终大于等于15.3kN。其余优化约束主要包括三个换热器的氢燃料分配比例相加等于1；发动机涡轮前不超温，发动机满足流量、功率平衡条件，即发动机需要正常工作。若所选取的架构方案经过模型计算后不能满足约束条件，则需要对10个优化参数进行重新取值。图7给出了本文中拓扑架构优化的流程图。

图7 氢能涡轮发动机拓扑架构优化流程图

目前针对氢能涡轮发动机非常规架构的研究，仅在对比不同架构性能等参数的基础上给出某种架构更优的结论，并未从飞机的角度评价架构的优劣，且不能完全考虑液氢热沉利用的多种方式。而本文的研究将不同非常规架构耦合利用后，在所建立的氢能涡轮发动机架构评估体系下，通过遗传优化算法，计算得出配装氢能涡轮发动机的飞机最大留空时长，并根据此时优化参数的取值可得出使飞机质量代偿最小、留空时长最长的氢能涡轮发动机液氢热沉利用方式、非常规架构方案。表7给出了飞机留空时长最大时优化参数的取值，表8及图8给出了优化前后70座小型商用飞机的性能对比。

表7 优化参数取值

表8 优化前后70座小型商用飞机性能对比

图8 优化前后70座小型商用飞机性能对比

由表8及图8中的数据可知，经过拓扑架构优化设计后，氢能涡轮发动机在达到推力需求的情况下，巡航耗氢率有所下降，下降了15.4%，减少了储氢系统的质量及飞机的质量代偿。但由于非常规架构的应用，换热器的加入导致发动机的质量上升了24.4%。最终飞机的留空时长由优化前的2.45h提升至2.67h，提高了8.98%。虽然非常规架构使动力系统的质量有所提升，但架构所带来的燃料消耗优势更为显著，飞机的留空时长有所提高。可以认为，拓扑架构优化设计切实提升了配装氢能涡轮发动机飞机的性能，提升了氢能涡轮发动机的设计可行性。

然而传统飞机的留空时长为3小时，经过拓扑架构优化设计后，配装氢能涡轮发动机的70座小型商用飞机的留空时长仅达到2.67小时。由此可以看出储氢系统带来的质量代偿大大影响了氢能飞机的性能，是采用氢燃料实现发动机零碳排放不可避免的代偿。若要实现无偿零碳，即配装氢能涡轮发动机的飞机留空时长与传统发动机相同，针对70座小型商用飞机来说，需要储氢质量分数达到24.51%。因此在氢能涡轮发动机的实际应用的过程中，亟需发展先进的储氢技术以减少氢能飞机的质量代偿。

本文针对氢能涡轮发动机液氢燃料热沉利用的问题，开展了氢能涡轮发动机拓扑架构优化研究。目前针对氢能涡轮发动机中液氢燃料热沉利用的研究，难以全面考虑不同的液氢热沉的利用方式，难以从飞机层面评价非常规架构的优劣，无法开展针对氢能涡轮航空发动机架构的寻优研究。为克服这一难题，本文基于氢燃料燃烧特性以及燃烧产物的做功特性建立了氢能涡轮航空发动机性能仿真计算程序，并根据发动机及内部不同截面的冷却需求，耦合不同氢能涡轮发动机非常规架构，形成氢能涡轮发动机拓扑架构模型；并且综合考虑氢燃料带来的发动机性能收益以及储氢系统、动力系统的质量代偿，面向飞机飞行剖面形成氢能涡轮航空发动机收益与代偿综合评估方法，通过飞机的留空时长表征氢能涡轮航空发动机架构的优劣。基于上述模型与方法，本文综合氢燃料的收益与代偿对飞机的影响，以最大化飞机留空时长为优化目标，开展面向飞机飞行剖面的氢能涡轮航空发动机拓扑架构优化设计，找到使配装氢能涡轮航空发动机的飞机性能最好的液氢燃料热沉利用方式、氢能涡轮航空发动机的最佳架构方案。本文的研究得出以下结论：

① 经过拓扑架构优化设计,得到优化后的液氢热沉利用的架构方案,此时配装氢能涡轮发动机的70座小型商用飞机的留空时长与优化前相比延长了8.98%。

② 在当前的氢技术水平下，小型商用飞机的留空时长为2.67h，小于传统飞机的3h。针对该量级的飞机而言，若要实现无偿零碳，则需要使储氢质量分数提升至24.51%。

本文深入研究了氢能涡轮发动机中液氢燃料的热沉与发动机的热力排散需求的匹配机制，采用了拓扑优化方法优化液氢燃料的热沉利用，在提升氢能涡轮发动机性能的同时提升了配装氢能涡轮发动机的飞机的性能。最终提升了氢能涡轮发动机的设计可行性，为其实际应用提供了理论与技术支持。但储氢技术水平发展的不成熟为配装氢能涡轮发动机的飞机带来了较大的质量代偿，因此发展储氢技术是氢能涡轮发动机实际应用的关键难题之一。