TBCC可调二元进气道数值模拟(2)

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1.1 研究背景

TBCC 发动机是将涡轮发动机(包括涡喷、涡扇发动机)和冲压发动机(包括亚燃和双模态燃烧冲压发动机)组合起来的动力装置，这种组合就确定了其飞行马赫数的范围，但同时它集中体现了涡轮发动机和冲压发动机优势，因为各自使用马赫数范围不一样。作为动力系统之一，是未来高超声速飞行器最适合的，搭载这种发动机的高超声速飞行器可以水平起降、重复使用、可靠性高、低速稳定、运行费用低、安全性好等优点。而且在Ma<3范围内，TBCC的比冲是各种发动机中最高的，而且航空燃气涡轮发动机经过了长时期的研究检验，因此TBCC发动机对于高超声速军民用飞机、单双级入轨轨道飞行器以及高超声速巡航导弹都是理想的动力装置。由此可看TBCC发动机在工程上具有很好的应用前景，是目前很值得研究的动力方案。

TBCC发动机可分为共轴型布局和上下型(或称并联型) 布局，共轴型可分为环绕型和串联型，并联型又分为外并联型和内并联型[1] 。

进气道是TBCC发动机必不可少的部分，其主要目的是高效率地向冲压发动机的压气机或涡轮发动机的燃烧室提供需要的压力、速度、温度和流量的空气，来满足高超声速飞行的需要，对整个推进系统的性能作用非常关键，关系整个推进系统功能的发挥和性能的提高[2]。由于ＴＢＣＣ推进系统本身的复杂性，就给进气系统的设计带来了相当的难度，所以发展TBCC发动机的几个关键技术之一就是改进进气道的气动性能和不同飞行状态下的适用性。

在设计TBCC进气道时，不仅需要考虑常规变几何进气道的设计要求，还需从总体上考虑起飞后的加速飞行阶段涡轮模态下冲压通道所处的状态、模态转换过程中涡轮通道和冲压通道的相互干扰以及高速飞行阶段冲压模态下涡轮通道所处的状态和运行方式。国外从上世纪六十年代就开始通过近五十年对TBCC组合动力展开了大量的深入的研究，也仅在共轴型进气道方面发展到试验及实际应用的水平[3-5]，而这经过了近五十年的研。其次，在外并联上也有较多研究，如美国X43-B[5]，处于方案论证和实验阶段。而在内并联型进气道方面，仍处于方案论证的初级阶段[7-9]。

本文根据国内涡轮发动机和冲压发动机的研究水平与应用现状，确定出TBCC发动机的设计马赫数和转级马赫数，在不同来流马赫数范围内，对进气道型面调整的安排

进行论述，并简要分析进气道主要气动参数与型面参数的选取原则，旨在提出一种具有工程实用价值的内并联型TBCC进气道气动方案，最后通过数值计算的手段对总体方案的可行性进行模拟。

1.2 TBCC进气道国内外研究现状

1.2.1外国TBCC进气道发展状况

1.2.2 TBCC进气道国内发展状况

1.3 本课题的研究内容

本文根据国内涡轮发动机和冲压发动机的研究水平与应用现状，确定出TBCC发动机的设计马赫数和转级马赫数，在不同来流马赫数范围内，对进气道型面调整的安排进行论述，并简要分析进气道主要气动参数与型面参数的选取原则，旨在提出一种具有工程实用价值的内并联型TBCC进气道气动方案，最后通过数值计算的手段对总体方案的可行性进行模拟。

主要任务有：

1）M2.5-M6双通道二元可调进气道设计

2）M2.5-M6双通道二元可调进气道数值模拟

2 进气道的设计

进气道是空气喷气推进装置的一个部件，对喷气式飞机来说，进气道指的是从飞机进口（或发动机短舱进口）到涡轮喷气发动机压气机（或风扇）进口这一段管道。对于导弹的冲压发动机来说，指的是从冲压发动机进口到冲压发动机燃烧室这一段管道。进气道的主要作用是把空气传给空气喷气发动机，使迎面流入的高速气流减速，通过这样把气流的动能转变为压力能，并使空气预压缩，是进气道出口流速适应压气机（或风扇）或燃烧室的要求。论文网