Ma4一级内并联式TBCC发动机模态转换性能分析

涡轮基组合循环(TBCC)发动机是未来远程高速飞行器和可重复使用双级入轨(TSTO)飞行器第一级运载器的理想动力,而模态转换是实现TBCC发动机工程实用所必须解决的关键技术之一。针对Ma4一级内并联式TBCC发动机,分析了其工作原理,发展了相应的总体性能计算模型,该模型考虑了进气道与发动机的流量匹配关系,改进了发动机模型的迭代求解方法。通过对比涡轮模态与冲压模态的净推力、单位燃油消耗率沿飞行轨迹的变化规律,确定模态转换马赫数为3.0。根据模态转换期间发动机推力、空气流量连续变化的基本要求,提出了一种根据涡轮发动机工作状态分三阶段进行的模态转换策略,确定了模态转换过程的参数调节规律。模态转换动态性能模拟结果表明,基本实现了涡轮模态至冲压模态的平稳转换,但在涡轮发动机加力关闭时,为保证发动机空气流量连续变化,发动机总推力将出现短暂的下降,降幅约为12.5%。     

外并联式TBCC发动机模态转换性能模拟与分析

针对Ma7一级外并联式TBCC发动机,发展了组合进气道模态转换性能简化计算模型和高马赫数涡轮发动机风车性能计算模型,实现了TBCC发动机由涡轮模态至冲压模态完整转换过程的动态性能模拟。将模态转换过程划分为冲压发动机冷通流打开和涡轮发动机关闭加力、降转、风车关闭等四个典型阶段,基于推力连续准则提出了模态转换策略。计算结果表明:模态转换期间,TBCC发动机的推力转换主要发生在涡轮发动机由全加力状态变化至不加力状态过程中;模态转换前期处于冷通流状态的冲压发动机以及后期处于风车状态的涡轮发动机产生负推力,最大值分别为模态转换后总推力的5.3%和13.7%;当涡轮发动机进入风车状态时,风扇和压气机的工作点均位于其特性图的低转速大流量区域,此后随着涡轮发动机空气流量的减小,风扇压比和压气机压比均趋向于1.0,与相关试验结果基本一致。     

一种内转式TBCC进气道气动设计及分析

提出了一种基于内转式进气道利用二元楔板转动的TBCC进气道可调设计方法及方案,进气道采用平动式模态转换装置,并对其不同来流马赫数及模态转换过程的气动特性开展了三维数值模拟分析,同时探究了进气道方转圆扩张段典型参数对进气道性能影响。结果显示:给出的可调进气道变几何方案解决了高马赫数气动性能与低马赫数起动性能的兼容问题,平动式模态转换装置保证了涡轮通道与冲压通道流量的线性过渡,方转圆段面积变化规律对本文进气道性能影响较小,中心线变化规律对进气道性能影响较大,其中对出口畸变影响显著。该方案有很好的工程实现性,本研究可为此类内转式TBCC可调进气道研制提供参考。     

并联式TBCC发动机进排气系统气动特性研究

针对一并联式涡轮基组合循环(TBCC)发动机进排气系统的气动方案,对其从涡轮向冲压模态转换过程中的典型工作点上的流场进行了数值模拟。结果显示:模态转换中涡轮发动机进气道的流量系数逐渐下降,反压承受能力逐渐减弱,冲压发动机进气道的流量系数逐渐增加。模态转换中,涡轮发动机喷管在不同落压比(NPR=20⁸0)下均无明显流动分离现象;冲压发动机喷管分离区逐渐减小,且随着落压比的增加分离程度逐渐减弱。     

并联TBCC可调进气道并联方案

对并联涡轮基组合循环(TBCC)可调进气道并联方案进行了归纳分析,提出了一种分类方法和两种并联方案。对4种典型并联方案在马赫数为2.5的模态转换工况进行了稳态仿真分析。结果表明:后开纯内并联方案在模态转换过程中总流量变化很小,其余3种的总流量系数随着涡轮通道的关闭都是逐渐减小的,涡轮通道流量系数逐渐降低,冲压通道升高。4种方案冲压通道流量系数在模态转换过程中均是逐渐升高的,后开纯内并联方案具有最低的冲压通道平均流量系数,变化幅度最大,其余3种方案变化幅度均较小。前开纯外并联和混合式内并联两种方案的涡轮通道出口总压恢复在模态转换过程中呈减小趋势,另外两种方案的总压恢复呈略微增大趋势,其中前开纯外并联平均总压恢复最低,而混合式内并联方案的平均总压恢复最高。      

TBCC发动机涡轮进气道喷水冷却特性数值研究

对涡轮基组合循环(Turbine Based Combined Cycle, TBCC)发动机涡轮进气道进行喷水冷却是解决TBCC发动机推力不连续问题的有效方式之一。本文基于实际流场条件选取某型TBCC发动机涡轮进气道结构,对进气道内喷水冷却特性进行了数值仿真,研究飞行器不同工况下水滴的蒸发特性及喷水对来流高温空气的预冷效果。结果表明,来流空气温度降幅随水气比提高而增大,最高温降可达152.4K。水气比提高后水滴蒸发率逐渐降低,但蒸发总量仍会继续上升。相同水气比条件下,飞行马赫数越高,喷水冷却效果越明显。在Ma3.5飞行速度和水气比0.03条件下有最高蒸发率,达83.05%。喷水冷却有效扩展了涡轮模态飞行马赫数,最高能使飞行速度提升至Ma2.84,即喷水冷却扩展了TBCC从涡轮模态向超燃冲压模态转换的衔接速域。     

串联式TBCC发动机风车冲压模态性能模拟

建立了基于部件低转速特性匹配的串联式涡轮基组合循环（TBCC）发动机风车冲压模态性能计算模型,提出了压气机低转速大流量特性扩展方法,由换算扭矩代替等熵效率表示旋转部件特性,解决了低转速部件效率不连续相关问题。分析了冲压外涵面积变化和涡轮功率提取对风车冲压模态性能及部件匹配的影响规律,并基于推力、流量连续准则设计了涡轮模态至冲压模态转换过程（含风车冲压模态）的参数调节规律。计算结果表明:在风车冲压模态下,冲压外涵面积变化对风扇工作状态有显著影响,对压气机影响较小;涡轮可提取功率随着风车转速的减小先增加后降低,比冲随提取功率的增加基本呈线性降低趋势,功率提取位置（高、低压涡轮）对部件匹配有显著影响。      

内并联型TBCC进气道方案设计及验证

提出了一种带可变几何泄流腔的内并联型涡轮基组合循环(TBCC)进气道设计方案.介绍了进气道的总体设计思路,给出了进气道的设计马赫数、转级马赫数及飞行轨迹,对不同来流条件下进气道的工作方式以及全马赫数范围进气道型面调整的安排进行了论述,确定了进气道主要气动参数与型面参数的选取原则.通过数值模拟和高速风洞试验的手段,对进气道设计方案的可行性进行了验证.数值模拟结果表明:当Ma₀≤2.5时,进气道的总压恢复系数均在0.8以上,当2.5<Ma₀≤4.5时,进气道的总压恢复系数均在0.3以上,符合进气道总体方案的要求;冲压模态下,冲压通道的出口马赫数均小于0.4,出口静压均大于0.5个标准大气压,均能满足冲压燃烧室的燃烧需求.风洞试验结果表明:模态转换过程中,进气道涡轮通道具有良好的进/发匹配特性,且进气道涡轮/冲压通道具有良好的相容性能.研究结果可为我国开展组合动力研究提供方案参考和技术储备.      

TBCC进气道模态转换气动技术研究综述

阐述了涡轮基组合循环发动机(TBCC)进气道模态转换国内外的研究现状,并结合串联、内/外并联等典型TBCC发动机的主要特点对其模态转换气动技术研究存在的主要问题及未来主要发展趋势进行对比分析。给出了TBCC模态转换过程需要进一步解决的主要关键气动问题,主要包括新型高性能TBCC进气道模态转换设计技术、模态转换过程高精准度数值模拟及风洞试验技术、模态转换条件对进气道出口流场性能和起动特性影响、模态转换过程分流板区域内外流复杂非定常流动机理及对飞行器气动特性的影响等,为TBCC组合动力模态转换气动技术研究提供参考。     

TBCC进气道涡轮通道扩张段设计及涡轮模态特性

采用拓展中心线、不同的流通截面面积变化规律和倒圆半径变化规律对内并联型TBCC（turbine based combined cycle engine）进气道涡轮通道扩张段进行了设计.通过数值模拟的手段,对涡轮通道扩张段设计参数的影响规律和涡轮模态下涡轮通道扩张段的气动特性进行了研究,并利用高速风洞试验结果对数值模拟方法进行了验证.研究结果表明:中心线控制点纵坐标在1.50~2.25、涡轮通道扩张段出口等直段长度与出口直径比值在0.3~0.7的范围内取值时,涡轮通道扩张段可获得较高的出口总压恢复系数和较小的出口总压畸变指数;采用前急后缓的流通截面面积和倒圆半径变化规律能使涡轮通道扩张段获得较小的出口总压畸变指数;随着飞行马赫数的增加,进气道和涡轮通道扩张段的流量系数先不断减小,在飞行马赫数为0.9附近达到最小,之后又逐渐增加,涡轮通道扩张段出口总压恢复系数不断升高,在飞行马赫数为0.7附近达到最大,之后又逐渐降低;涡轮模态下,涡轮通道扩张段出口总压畸变指数均小于0.5,能很好地满足涡轮发动机对进口流场的要求.      

一种双流路变几何涡轮基组合循环进气道的设计与仿真

针对涡轮基组合循环(TBCC)发动机宽速域的工作需求,提出了一种外并联双流路的变几何进气道方案.通过转动涡轮和亚燃通道的唇罩前缘,可对进气道的捕获高度进行调节,并可实现模态切换;通过亚燃通道下壁面的多连杆机构,可对进气道的内收缩比进行调节,以实现进气道在宽马赫数范围的高效工作.通过对该进气道进行CFD数值模拟,获得了其流动和工作特性,并与定几何进气道方案进行了对比分析.研究结果表明:该变几何进气道具较宽的工作马赫数范围,且具有良好气动性能.与定几何方案相比,该变几何进气道在来流马赫数Ma为2.5,3.0,4.0时的总压恢复系数分别高出了12.5%,30.2%,133.3%.      

美国高超声速涡轮基组合循环发动机的进展及分析

旨在为未来空天动力技术研究和产品研制提供参考与借鉴。综述了美国高超声速涡轮基组合循环(TBCC)发动机的进展,重点对与涡轮发动机有关的预研计划进行详细描述,如国家空天飞机(NASP)计划、高速推进评估(Hi SPA)计划、猎鹰组合循环发动机试验(Fa CET)计划等。总结与归纳了TBCC发动机的研究发展的特点:TBCC发动机一直是高超声速飞行器研究的关键技术;目前涡轮发动机的首选是现有涡轮发动机改进,未来可能选择正在预研的高速涡轮发动机或自适应发动机;冲压发动机和模态转换技术已经取得明显进展,但还需长期深入验证。     

基于节流阀模型的变循环发动机风扇准稳态数值研究

为了研究变循环发动机风扇部件在模式转换过程中的气动性能及流场变化规律,在风扇三维数值仿真模型的外涵道出口采用节流阀模型给定出口特征边界,代替模式选择阀门形成了风扇高/低阶混合计算模型,计算过程中通过调节节流阀系数模拟模式选择阀门的开闭过程。在模式选择阀门单独作用时,对风扇部件、中介机匣和分流环在模式转换过程中的气动性能和流场变化进行了准稳态分析,得到了以下结论：在模式转换过程阀门关闭的前半段（阀门开度大于0.4）,第二级处于堵塞状态,此时第二级转子槽道正激波位于转子流道内部,并在阀门关闭过程中不断向前移动,第一级在此阶段流场及工作点几乎不发生变化;当第二级转子的槽道正激波被推至叶片前缘附近,第二级退出堵塞后,第一级转子流道内槽道激波开始移动,第一级气动性能才开始发生明显变化;在模式选择阀门从开到闭的过程中,分流环前缘气流攻角增大,内涵道上壁面附面层增厚造成内涵道进口流动出现径向畸变。     

涡轮基组合动力技术发展分析

在高超声速推进系统中,涡轮基组合动力装置凭借宽广的飞行范围和良好的比冲性能,成为临近空间飞行器的主要候选动力装置。历经几十年发展,其在关键技术方面取得了诸多突破,目前正向着工程研制方向迈进。通过对国外TBCC动力技术的发展路径、技术特点、研制经验进行系统分析,认为TBCC动力技术研究主要围绕高速涡轮发动机、冲压发动机以及组合循环发动机的技术验证开展。用于TBCC动力的涡轮发动机首选是现有发动机的改进,未来可能在继承涡轮发动机先进技术的基础上,针对高马赫数任务场景等特点进行适应性设计,发展高速涡轮发动机;冲压发动机技术进展显著,但还需向大尺寸方向发展;模态转换技术虽然取得一定突破,但还需深入验证。基于未来临近空间飞行器的需求,立足于现有技术基础和可预见的技术方向,分析提出了TBCC动力技术发展建议：提前开展关键技术预研、基于现有资源发展演示验证平台及进行基于技术发展需求的飞发协同设计。     

涡轮冲压组合发动机在超声速客机上的应用方案研究

为研究涡轮冲压组合发动机(Turbine Based Combined Cycle,TBCC)在超声速客机上的配装可行性,以Ma4超声速客机典型飞行任务需求为牵引,采用飞/发一体化约束分析与任务分析方法,建立了Ma4客机/TBCC发动机的一体化设计模型,确定了满足宽范围机动性需求的起飞推重比和满足航程需求的飞机起飞重量,对比分析了起飞推重比、模态转换马赫数、爬升轨迹等因素对飞机任务特性的影响。研究结果表明,TBCC发动机可满足Ma4客机配装需求,满足Ma4客机典型任务剖面机动性需求的起飞推重比应在0.6以上,满足60人商载与4000km航程任务需求的飞机起飞总重在50t～60t量级。     

一种进气道流场畸变模拟装置的研究

提出了一种用于进/发匹配的畸变模拟板与紊流发生环组合畸变模拟技术,根据该技术所设计的畸变模拟装置由可调节角度的模拟板以及可换装的紊流环组成,轴向长度仅等于通道截面一倍当量直径。通过实验研究得到了可调畸变模拟板与可换紊流发生环的几何设计参数及其组合状态下的气动性能变化规律,为该组合模拟技术的进一步运用打下了基础。