摘要：高超聲速飛行器因良好的高速突防和快速打擊能力成為重要的裝備發展方向，但高超聲速飛行工況的特殊性使其動力系統對熱管理和能源供給提出了嚴苛的需求。通過分析對高超聲速動力的熱防護、燃油熱管理和進氣預冷等技術進行了詳細評述。熱管理對高超聲速動力裝置的功能和性能實現具有重要影響，但其目前在該領域研究技術的成熟度較低，飛發一體化是解決問題的重要技術途徑之一。通過綜述對能源供給的生成及利用等技術與傳統飛行器進行了對比，概述了現有高超聲速動力主要的能源供給方式的關鍵技術為燃油裂解氣渦輪等，在此基礎上總結了能熱（能源與熱）管理的未來發展趨勢為熱電轉換等，為高超聲速動力能量綜合能熱管理技術的發展提供借鑒。

高超聲速動力、熱管理、能源供給可以歸結為機載能量的有效管理及利用，合理的能熱管理方式將直接影響飛行器的功能和性能。由于高超聲速工作模式特殊導致無法直接沿用常規的能熱管理方式，設計適用的能熱管理方案也成為了未來高超聲速飛行器和動力的研究重點。

本文以高超聲速動力渦輪基組合循環（Turbine Based Combined Cycle，TBCC）為目標，對其熱管理、能源供給、能熱綜合等進行綜合分析，并在此基礎上展望未來能熱管理的發展趨勢，以期為高超聲速動力研制提供技術支撐。

1、高超聲速動力對能熱的需求

高超聲速飛行器由于大空域、寬速域的工作特點，要求其動力系統的速度必須能夠實現從零至規定最高馬赫數。不同馬赫數、不同動力系統的比沖特性如圖 1所示，包括渦輪發動機、沖壓發動機、超燃沖壓發動機和火箭發動機。渦輪發動機的馬赫數為 0～3，對于更高馬赫數的工作條件，容易因來流溫度過高導致渦輪葉片損壞；沖壓發動機一般在亞聲速 （馬赫數通常為 3～6）；超燃沖壓發動機工作馬赫數則在6以上，具有良好的比沖特性。單一動力系統在執行大空域、寬速域飛行任務時存在性能短板，無法獨立實現從起飛到高速巡航全過程。因此，組合動力技術得到了廣泛的重視，主要思路是將2種或以上的動力系統通過熱力循環結構布局等有機融合形成新型寬包線多模態動力，根據預先飛行工況進行劃分，在每種特定飛行工況下選用合適的動力，再結合每種動力的優勢，拓寬飛行器工作范圍、提升平均比沖。

TBCC 發動機由渦輪發動機和沖壓發動機/超燃沖壓發動機構成，在低馬赫數下采用渦輪發動機，在高馬赫數下采用沖壓/超燃沖壓發動機。在馬赫數為 3～4 時，從渦輪模式切換至沖壓/超燃沖壓發動機模式。TBCC發動機是當前技術成熟度最高的一種動力裝置，但在低馬赫數下渦輪推進切換至高馬赫數沖壓推進的過渡階段存在“推力陷阱”難題，現階段的工作重點在于突破模態轉換、跨聲速下的推阻比矛盾 。

基于 TBCC 發動機從起動-爬升-模態轉換-巡航-返回的任務場景分析，發動機艙艙溫升高、進氣溫度和入口燃油溫度高等成為高超聲速動力面臨的主要熱管理需求，這歸根結底是因為高馬赫數飛行時沖壓作用使得飛機環境溫度大幅提高。通過對渦輪機進氣進行預冷增大渦輪機推力來解決 “推力陷阱” 難題，同時，飛行器利用燃油作為冷源對航電等系統進行散熱，導致發動機入口燃油溫度大幅升高為了使用飛機利用燃油熱沉導致發動機入口燃油溫度大幅提升。

在能源供給技術方面，高超聲速飛行時，不能通過提取渦輪發動機的軸功來獲得能源供給用于驅動發電機、液壓泵等。對長航時高超聲速飛行器的大功率供電不能僅靠電池實現，因此，在模態轉換過程及模態轉換后，飛機的能源供給成為新的技術難題。

在美國高超聲速技術研究中，2014年，美國空軍實驗室公布了重復使用高超聲速飛行器 6 大關鍵技術如圖2所示。其中，“能源與熱管理技術” 是其一。

2、高超聲速動力熱管理技術

在長時間、高馬赫數、高功率需求的工作環境下，高超聲速動力面臨嚴重的熱防護、熱管理問題。隨著飛行馬赫數的提高，飛行器氣動加熱效應愈發顯著，所承載的熱負荷呈指數增長。在飛行馬赫數為5時， 空氣滯止溫度達到1200 K，發動艙溫達到573 K，而現 有發動機外部附件工作環境溫度大部分在 473 K 以 下。因此，采取熱防護措施對高溫區域進行防護和滿足各部件/系統散熱需求是高超聲速動力的熱管理的主要內容。

熱防護技術是對熱量進行阻隔、削弱熱量向機身傳遞，最終目的是消耗熱量。當前主流的熱防護技術分為主動熱防護、被動熱防護和半被動熱防護3種形式。在選取熱防護技術時，需綜合考慮飛行任務包線下熱環境參數、飛行時長、受熱材料特性、使用成本和防護效果。在冷卻效果上，主動熱防護方式效果最佳，半被動熱防護次之，被動熱防護方式效果較差；在使用成本上，從高到低依次是主動熱防護、半被動熱防護、被動熱防護，主動防護技術如圖3所示；在工作環境上，被動熱防護方式適用于加熱時間短的工作條件，半被動熱防護方式多數無法重復使用，僅限在單次任務下使用。相比之下，主動熱防護方式能夠持續使用熱沉進行熱防護，兼具可重復使用的優點，適用在長時間、高熱流密度的工作環境，是未來高超聲速動力熱防護技術的研究重點。

對于發動機表面安裝的燃滑油附件、外部管路等，開展熱防護是必要的，無論采取哪種熱防護形式，其本質均為保證結構在高溫工作環境下可靠地工作。發動機艙內溫度控制技術綜合了主動和被動熱防護 2 種形式來保障成附件在耐溫水平的環境溫度下正常工作。目前，該項工作研究較少。劉友宏等針對高超聲速動力的外部附件開展了熱環境研究，對不同工況下不同熱防護和主動冷卻策略下的發動機艙環境溫度進行了仿真。其余的大部分相關的發動機艙環境溫度研究主要集中在常規飛行器。

對于高超聲速飛行器，燃油更是作為最重要的熱沉實現各個部件和系統的冷卻，飛機利用燃油對環控系統、航電系統、液壓系統等部件和系統進行散熱。飛機部分的燃油熱管理相關研究較多，主要包括燃油系統的建模和控制策略。其中，徐志英等以油箱、輸送燃油的各類部件及管道等組成的自供能源式輸油系統為研究對象，構建了輸運網絡和各部件的數學模型，求解獲得流體網絡各節點的流量、壓力、溫度和熱損失，從而預測出主要位置和進入發動機前的燃油溫度；常士楠等采用仿真軟件構建了機載綜合熱管理系統的穩態仿真數學模型，分析了飛行高度和馬赫數對各狀態點溫度的影響。熱控制策略可采用系統辨識與熱載荷預測算法，于喜奎等提出了基于能量平衡與溫度反饋配合的熱控制模型，解決熱慣性帶來的控制延遲問題，基于熱沉冷卻能力評估與熱載荷匹配構建的熱沉調度模型，旨在合理利用各種冷源，解決飛行后期冷源不足的問題。

此外，飛機對燃油熱沉的利用使得發動機入口燃油溫度大幅升高。這降低了發動機控制系統的控制精度和可靠性，并顯著降低了滑油系統的冷卻效率。典型的燃油系統方案如圖 4所示，高溫燃油對液壓機械裝置的影響主要體現在對燃油泵特性和液壓機械裝置可靠性的影響。同時，高溫燃油特性改變影響控制系統相關的密度、運動黏度、飽和蒸汽壓、橡膠相容性和熱安定性等參數。

在發動機燃油熱管理系統的建模仿真方法方面開展了較多的研究。蘇壯等分析了滑油系統散熱在不同的熱管理架構下的性能；針對發動機燃油系統，采用理論簡化計算方法和軟件仿真方法對燃油溫升特性進行了研究；劉友宏等針對 TBCC 發動機燃油系統流動傳熱特性進行了聯合仿真軟件開發研究，根據燃油系統的工作原理、流動傳熱機理，構建了燃油系統各元組件的 Flowmaster數學模型，并開展了渦輪沖壓組合發動機燃油系統溫升的仿真研究。

高超聲速動力燃油熱管理的主要難點在于發動機入口燃油溫度提升的方案架構設計和飛發一體化熱管理研究，但是，目前尚無文獻詳細論述。

高超聲速飛行器的航電系統、液壓系統、大功率用電設備產生的熱量通過熱管理系統進行轉移，最終通過燃油燃燒的形式耗散。完整的熱管理過程包括飛機和發動機的熱量收集、儲存、傳輸和耗散等。其中，熱量收集采用各式換熱器，結合蒸汽循環、空氣循環，并通過自然冷卻、強迫冷卻和換熱冷卻等方式實現；熱量儲存由相變材料或冷卻循環實現；熱量耗散是機艙熱管理系統通過熱沉實現熱量的消散或轉移。傳統低速飛行器采用發動機引氣、沖壓空氣以及燃油作為熱沉，而在高超聲速飛行器中，僅有燃油可用熱管理。

在飛發熱管理系統級研究上，傳統的高性能軍用飛機熱管理系統主要是由發動機引氣流經壓氣機渦輪組件后制冷的冷卻方式。在該熱管理方式下，空氣循環系統、燃油系統、滑油系統、液壓系統各自獨立，子系統間能量無法互補，在能量的使用上存在重復和浪費現象。為了對各子系統之間進行熱量的綜合管理，實現熱量充分、高效利用，綜合熱管理系統技術是解決該問題的重要手段。

Sprouse和Ashford等詳細描述了F-22飛機先進的環控與綜合熱管理系統的架構和主要功能，采用燃油和沖壓空氣的熱沉綜合解決了各系統的散熱需求。該飛機的燃油熱管理系統如圖5所示，利用燃油熱管理系統將環境控制系統、液壓系統、機電系統緊密交聯，各系統廢熱均由燃油熱管理系統輸送并處理。與傳統的空氣制冷循環系統相比，該方式的代償損失顯著降低。飛行器綜合能量技術（Integrated Vehicle Energy Technology，INVENT）計劃進一步擴展綜合熱管理技術內涵：旨在對全機能量按需、實際工作狀態進行綜合管理，以實現能量利用效率最大化 。自 適 應 動 力 與 熱 管 理 系 統（Adaptive Power Thermal Management System，APTMS）如圖 6 所示，是 INVENT 計劃中重要的子系統，率先在結構及功能上綜合了輔助動力系統、環境控制系統和應急動力系統。該系統通過采取多能量自適應的組合動力裝置， 能夠依據實時能效需求，實現系統內引氣、功率提取、 燃油、電能等多能量形式的交聯和管理。此外， APTMS 應用包括燃油、沖壓空氣和風扇涵道空氣在內的多種熱沉形式，為座艙及電子艙制冷。這種多種熱沉并行工作方式，能夠提升系統的熱管理能力并減少傳統機載機電熱管理系統對沖壓換熱的依賴。

與傳統飛行器的發展趨勢一致，未來高超飛行器熱管理系統在有限空間和熱沉下，也需要通過系統結構一體化手段，緊湊系統布局、集成系統功能并降低系統總質量。此外，需要更加注重熱管理系統之間的耦合，通過動態梯級利用熱沉，采用高效換熱手段，提高熱管理系統效率，實現飛發熱管理一體化設計和效能優化。

進氣預冷是高超聲速動力重要的熱管理需求，是提高渦輪發動機工作馬赫數的有效手段之一。通過將預冷器布置在壓縮機前面，將燃料作為冷卻劑可以顯著降低進入空氣的溫度，從而大幅降低壓縮機的功耗并提高發動機的循環效率。預冷發動機主要采用燃油預冷方式、質量注入預壓縮冷卻循環方式、組合方式、和第 3 流體預冷 4 種預冷方式。這 4 種冷卻模式包括9種具有代表性的預冷發動機，其中 ，ATREX發動機和佩刀發動機是最具應用前景的組合發動機。

佩刀發動機一般采用深度預冷技術，具有吸氣和火箭2種工作模式，能夠極大拓寬渦輪發動機工作馬赫數上限，可實現全空域、全速域工作，是目前單級入軌天地往返飛行器的理想選擇。預冷循環發動機引入冷卻介質，系統復雜程度高，調節參數非常困難，未來需要著重突破深度預冷、結霜控制和高效熱交換等關鍵技術。

3、高超聲速動力能源提供技術

高超聲速組合動力因嚴峻的飛行環境及獨特的發動機構型，在能源提供技術上與傳統低速飛行器區別很大。在沖壓發動機上無旋轉部件，因此無法提取軸功率驅動電機。此外，沖壓發動機在高馬赫數下工作，飛機輔助動力裝置壓縮機的入口溫度太高，無法獲得凈功率，甚至葉片容易燒蝕，難以用于高超聲速飛行器；同樣，入口高溫氣流會破壞吸氣式燃料電池結構，降低能量轉化效率，使燃料電池也很難在高超聲速飛行器上使用。空氣渦輪發電方式具備較強的發電能力，但需要熱保護結構。

考慮到飛行器的熱量豐富，從能量轉化利用的角度出發，探究了適用于高超聲速動力的能量供給技術，包括適用于高馬赫數環境的燃油裂解氣渦輪、熱電轉換和熱力循環發電等方案。2015 年，美國空軍發布項目指南文件“長航時高超聲速平臺發電技術” 子項目中也指出，需要依靠高溫或高速氣流進行發電提供能源，例如采用環境友好的燃料或通過熱電器件從高溫氣流中吸收熱量。

3.1燃油裂解氣渦輪

燃油裂解氣渦輪發電（Fuel Vapor Turbine，FVT） 是一種基于蓄熱冷卻的發電技術，如圖9所示。碳氫化合物首先由燃油泵抽出，進入冷卻通道，利用燃料自身吸熱能力冷卻發動機壁面，經過不斷吸熱過程燃油裂解為小分子碳氫化合物并進入渦輪，在渦輪機中 膨脹作功實現發電，最后將膨脹后裂解燃料注入發動機燃燒室。Kanda 等基于上述膨脹循環理念，提出將氣態燃料渦輪方式應用于氫燃料超燃沖壓發動機中。Sforza提出以碳氫燃料為工質的半閉式朗肯循環。在該方案中，碳氫燃料經燃油泵抽出，作為發動機壁面的冷源，換熱汽化后的碳氫燃料一部分進入燃燒室用于燃燒反應，另一部分則推動渦輪作功，經過 渦輪冷卻后的燃料流經冷凝器液化最后回到油箱。

Li等構建描述裂解燃料膨脹特性的分析模型，并通過試驗驗證了FVT的發電性能，并探究燃料溫度和壓力對燃料膨脹能力的影響，表明裂解燃料的作功能力遠高于未裂解燃料的，在其仿真條件下仿真溫度超過 800 K 可獲得正輸出功。在此基礎上，Li 等提出 2 種 FVT 性能改進方式并進行效果驗證，其中，部分質量流改進方法提高了系統的最大輸出功率，采用水蒸氣催化方法降低了獲得正輸出功的燃料溫度。

為評估燃氣輪機驅動的發電系統性能，Zhang 等構建基于 SRK 狀態方程的燃氣輪機性能評價模型，表明在汽輪機膨脹比為 2 時，烴類燃氣輪機能產生足夠的動力驅動供油泵。在入口溫度為 100 K、汽輪機膨脹比為 5 時，燃料蒸氣等熵焓降超過 940 kJ/ kg。

基于FVT技術的能源提供方式結構簡單、體積緊湊，在高超聲速飛行器中具有廣泛的前景。但由于燃料質量流量有限、化學性質在高溫下不穩定，同時系統輸出功率受到裂解氣體成分影響極易出現波動，加之能量轉換效率不夠高，制約了該系統的發展。未來該技術的發展核心在于能量轉換效率的提高。

3.2熱電轉換

在飛行過程中，燃燒和空氣動力學效應產生的大量熱量為熱電轉換技術發電提供了可能。半導體溫差發電技術基于熱電材料的賽貝克效應，即在溫度梯度下 2 種不同電子密度的金屬導體/半導體間形成電勢差，從而實現將熱能到電能的轉換。對比常見的熱 力學循環發電方式，熱電轉換發電機（Thermoelectric Generators，TEG）由于沒有旋轉部件，具有結構簡單緊湊、可靠性高、無振動的優勢，且能夠靈活的布置，在高超聲速能源供給方面具有良好應用前景。

為評估大溫差條件下多級熱電發電機性能， Cheng等構建了一種考慮冷、熱源流動的TEG模型， 研究了最大輸出功率和轉換效率的影響因素，仿真結果表明，在大溫差條件下采用多級結構、先進的熱電材料能夠實現 18.38% 的熱電轉化效率，TEG 系統如 圖 10所示。為探究 TEG合適的級數，Cheng等構建 了可變級數的TEG模型，對比單極和2級TEG的熱電性能，仿真結果表明，發現 2 級 TEG 的性能更好。Cheng 等進一步探究不同熱源入口溫度和溫差下 TEG的性能，表明TEG的最佳級數與熱源入口溫度相 關，且TEG的最大功率輸出和能量轉換效率隨熱源入口溫度的升高而提高；在超過 500 K 的大溫差下，多級 TEG 性能明顯優于單級 TEG 的，并且綜合考慮材料成本等因素，4 級 TEG 配重最優。Li 等提出了一 種用于發電的集成TEG和再生冷卻系統，在燃料流量 為61.69 kg/s時，輸出功率為0.4 kW。

綜上所述，采用多級結構、改進冷/熱源能夠提提高 TEG 的發電能力，未來溫差較大的 TEG 系統在高超聲速動力中具有廣闊應用前景。但目前的 TEG 方法受限于燃油流量、熱電材料性能，以及供電能力存在瓶頸，無法獨立承擔大規模能源供給任務，常與其 它發電方式組合使用，協同完成飛行器供電。

3.3布雷頓循環發電

由于較高的功率密度、熱效率以及緊湊的尺寸， 閉式布雷頓循環（Closed Brayton Cycle，CBC）引發了諸多關注，被視作高超聲速飛行器供電的可行方案之 一。CBC作為一種封閉式熱力學循環，在高超聲速能源供給上具有 2 種優勢：高溫氣流僅作為循環工質，降低了對熱源總壓力需求；以二氧化碳或者氦氣作為循環工質，對比開式循環以空氣或燃料蒸汽工質，具有更好的傳熱性能，有利于提高循環性能。

Qin等提出一種基于閉式熱力學循環的熱管理系統，并通過將部分熱量轉化為電能顯著降低超燃沖壓換熱器再生冷卻燃油流量，間接增加了 54% 的熱沉；Cheng等構建了閉式布雷頓循環模型，比較有限冷源條件下氫、碳氫燃料的發電能力，表明在相同的推進功率下，采用液氫冷卻的循環溫度更低，能夠產生更多的電力；在此基礎上，Cheng 等還提出一種閉式回熱布雷頓循環的發電及冷卻一體化系統，如圖 11所示。其中，氦氣僅作為布雷頓循環的工質，發動機壁面冷卻由液態金屬完成，燃料作為冷源經換熱冷卻進入燃燒室。仿真結果表明，該方案能夠滿足高超聲速飛行器大功率供電和發動機冷卻需求，且對推力影響小，相比于無燃燒散熱情況，比沖降低 2%、推力 減小2%。

超臨界二氧化碳布雷頓循環是近年興起的一種新型熱力循環方式，相比蒸汽循環，其循環效率高，系統結構緊湊且安全穩定。針對超臨界二氧化碳閉式布雷頓循環的發電性能和結構布局等關鍵技術，開展系列研究。Cheng等研究了超臨界二氧化碳閉式布雷頓循環在冷源有限條件下的發電功率，對比設計簡單回收和再壓縮2種循環布局，超臨界二氧化碳閉式布雷頓循環如圖 12 所示。仿真結果表明，由于預冷器燃料溫差變化大，簡單回收布局單位燃料質量流量發電能力高于再壓縮布局的。

為進一步研究超臨界二氧化碳閉式布雷頓循環的發電和冷卻性能，Miao等對比了 3種典型布局下的循環發電性能，仿真結果表明，對比傳統再生冷卻發電系統，超臨界二氧化碳閉式布雷頓循環的油耗降低30%，功率輸出為167.9 kW。

閉式布雷頓循環的功率密度高，但功率水平受有限冷源和高超聲速飛行器循環工質加熱溫度的限制，未來還需繼續研究。

3.4組合發電技術

組合發電技術將2種或者2種以上的發電系統有機結合，充分發揮各自的發電優勢，有望實現最佳的發電性能。近年來，為進一步提高高超聲速飛行器的發電能力，諸多學者開展大量組合發電技術研究。

Dang 等將 FVT 的高功率密度特性與 CBC 系統的高循環效率特性結合，提出一種 FVT-CBC 組合發電冷卻綜合系統。FVT-CBC聯合發電系統模型如圖 13 所示，碳氫化合物燃料首先在發動機壁面冷卻通道吸熱裂解，裂解后的高溫氣體進入燃油裂解氣渦輪進行膨脹發電，渦輪出口氣體作為CBC系統的熱源實現熱能的梯級利用。為評估該系統的發電性能，構架了系統模型，并基于遺傳算法研究最大電力的系統配置參數，驗證了 FVT-CBC 聯合發電系統可以為高超聲速飛行器提供足夠的電力。仿真結果表明，FVTCBC 組合系統的供電能力相比于 CBC 獨立發電系統至少提高 25%，經算法優化的 FVT-CBC 組合系統最大電功率為326.7 kW。

Guo等結合燃油氣渦輪發電和超臨界二氧化碳閉式布雷頓循環，建立FVT超臨界二氧化碳CBC聯合發電模型如圖14所示。仿真對比了該系統與僅使用燃油氣渦輪的能熱管理系統的發電量、熱電轉化效率、對冷卻通道結焦的影響，發現新型能熱管理系統能夠較好滿足高超聲速飛行器馬赫數為 6～7的冷卻要求。該新型能熱管理系統可利用超燃沖壓發動機的廢熱，發電能力和熱電轉化效率更高。

為提高冷源有限下布雷頓循環的發電功率， Cheng等將液態金屬磁流體發電技術和閉式布雷頓循環發電技術結合，構建 LMMHD-CBC 發電系統模型如圖 15 所示。在該集成化發電系統模型基礎上，研究冷源溫升、汽輪機入口溫度對系統性能的影響，并對比傳統布雷頓循環的發電效果。仿真結果表明，該系統在理論上可實現兆瓦級發電，單位質量燃料可發電 637.84 kW。相比傳統布雷頓循環，該系統的發電能力顯著提高，達到92.44%。

Cheng 等開發了一種以低溫燃料為冷源，以高溫燃料為熱源的一體化發電制冷系統，提出一種基于CBC和TEG的組合發電機，通過擴大冷源的可用溫度范圍來提高系統的發電能力。仿真結果表明，組合式 CBC-TEG 發電機在提高發電能力方面有巨大潛力。與單個 CBC相比，該系統的功率提高 18.2%。組合發電機的功率增加百分比隨著一次冷卻器中的燃料出口溫度升高而降低。TEG-CBC聯合發電模型如圖16 所示。

Sun 等將燃油冷卻空氣渦輪和朗肯循環結合，建立空氣渦輪-朗肯循環組合發電系統如圖17所示。通過試驗研究了該新型發電/冷卻系統的發電和冷卻效果，結果表明，該系統比空氣渦輪機發電功率提高 20.7%，且能生成質量流量為0.292 kg/s的冷卻氣流。

當前的組合發電技術多集中在一種熱力循環搭配其它發電方式，目的是提高有限冷源條件下熱力循環的發電功率，實現熱能的梯級利用。在未來飛行器馬赫數不斷提高的需求下，考慮熱防護需求和熱電轉化技術實現系統的發電、熱防護一體化是未來發電技術的重點研究方向。

4、結論

高超聲速飛行器是未來先進飛機的發展方向，高超聲速動力及其熱管理和能源供給是未來發展的重要關鍵技術。介紹了高超聲速組合動力的熱管理和能源供給技術的需求，并針對熱管理的熱防護、發動機艙環境控制、燃油熱管理、飛發一體化熱管理和預冷技術進行了分析。高超聲速動力裝置的能源供給與傳統飛行器的不同，單一發電方式供給能力有限，結合多種發電方式的組合式供給技術是未來的研究重點。為了充分提高飛行器效能，熱電轉化技術是未來高超聲速飛行器熱管理和能源管理耦合交聯實現綜合管理的重要途徑。

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來源：中國航發沈陽發動機研究所

作者：梁義強，范宇，周建軍，劉太秋

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