涡轮基组合循环发动机进气道设计

采用等激波强度的方法,考虑进气道的气动性能和进气道前体斜板的调节规律。对高超声速涡轮基组合循环发动机的二维混压式几何可调进气道的设计进行了探索。控制进气道喉部出口马赫数的大小,给出了三斜板内外混合压缩进气道设计点的几何尺寸和非设计点的斜板调节规律。运用二维CFD数值计算手段,通过求解欧拉方程,对所设计进气道在不同飞行条件下的流场进行了计算。计算表明,设计的进气道结构简单,附加阻力小,总压恢复系数高,低速起动性能好,调节规律容易实现。     

并联式TBCC发动机排气系统气动特性研究

采用变比热计算方法对Ma7一级并联式TBCC发动机排气系统的内外流场进行了三维数值模拟研究,分析了其在整个飞行包线范围内的气动特性,研究结果显示:在涡轮模态过程中,当马赫数较低时,排气系统的气动特性较差,随着马赫数的增加其性能逐渐好转;在模态转换过程中,虽然排气系统的流场结构十分复杂,但是没有出现明显的流动分离现象,整个排气系统气动特性变化平稳,有利于模态转换的顺利完成;在冲压模态过程中,排气系统的流场结构均匀,推力系数虽然略有降低,但是总体保持在一个比较高的水平。     

并联式TBCC发动机排气系统性能数值模拟

针对一个并联式涡轮基组合循环(Turbine Based Combined Cycle, TBCC)发动机排气系统的气动方案,对其在整个飞行包线范围内典型工作点上的流场进行了数值模拟研究,获得了飞行包线范围内排气系统相应的推力系数、升力、俯仰力矩随飞行马赫数的变化关系。计算结果显示,在整个飞行包线范围内,排气系统的轴向推力系数随着飞行马赫数先减小后增大,在跨声速飞行时降到最低 Ma=0.9,涡喷不加力时为0.562,加力时0.662),在设计点附近达到最大;升力和俯仰力矩性能在亚声速及跨声速飞行时较差,在超声速飞行时随着飞行马赫数增加逐渐好转。表明排气系统在跨声速飞行范围内工作时应采取措施以改善其性能。      

风车状态静子角度调节对高负荷风扇性能的影响

参照RTA发动机工作点的变化情况,对某型实验用高负荷风扇高空高速低换算转速条件下的性能进行了数值仿真。结果表明:高负荷单级风扇在高空高速低换算转速下,来流负攻角的增大引发了风扇通道的部分阻塞,限制了通道流量的增大；静子叶片角度的旋转能够部分限制来流过大的负攻角的出现,基本消除由气流分离引起的阻塞,进而使风扇的流量进一步增大,改善风扇的通流性。