高超声速涡轮冲压组合发动机方案
涡扇—冲压组合发动机总体结构方案及模式转换机构设计
涡扇—冲压组合发动机总体结构方案及模式转换机构设计大家好，今天我要给大家介绍一款非常厉害的发动机，它的名字叫做涡扇—冲压组合发动机。
这款发动机可不是一般的发动机，它的性能可是相当出色的哦！接下来，我就要给大家详细介绍一下这款发动机的总体结构方案以及模式转换机构的设计。
我们来看看这款发动机的整体结构。
这款发动机主要包括两个部分：涡扇发动机和冲压发动机。
涡扇发动机负责提供大量的空气流量，而冲压发动机则负责提供高功率输出。
这两者之间的结合，使得这款发动机在保证高效率的也具备了非常强大的动力输出能力。
说到涡扇发动机，大家肯定都知道它是飞机上常见的一种发动机。
那么，什么是涡扇发动机呢？简单来说，涡扇发动机就是一种利用风扇将空气加速并排出的发动机。
它的工作原理就像是一个巨大的风扇，通过高速旋转，将周围的空气吸入到发动机内部，然后将这些空气加速并排出，从而产生推力。
而冲压发动机则是一种利用高压气体产生推力的发动机。
它的工作原理是利用高压气体通过一个特殊的阀门迅速喷出，产生反作用力，从而推动飞机前进。
这种发动机的特点是体积小、重量轻、功率大，因此在航空领域得到了广泛的应用。
那么，为什么要把这两种发动机结合起来呢？这是因为涡扇发动机虽然推力大、效率高，但是耗油量也相对较大；而冲压发动机虽然省油，但是推力较小。
将这两种发动机结合起来，就可以取长补短，实现更高的能效比。
接下来，我们来看看这款发动机的模式转换机构。
模式转换机构的作用是在不同飞行状态下，自动调整涡扇和冲压发动机的工作状态，以实现最佳的飞行效果。
这个机构主要由两个部分组成：控制单元和执行单元。
控制单元负责接收飞行员的操作指令，并根据飞行状态自动判断应该采用哪种工作模式。
例如，当飞机在低空飞行时，控制单元会判断此时应该采用冲压发动机的工作模式，以节省燃油；而当飞机在高空飞行时，控制单元则会判断此时应该采用涡扇发动机的工作模式，以提高推力。
执行单元则负责根据控制单元的指令，实际操作涡扇和冲压发动机的工作状态。
涡扇—冲压组合发动机总体结构方案及模式转换机构设计
涡扇—冲压组合发动机总体结构方案及模式转换机构设计大家好，我今天要给大家讲解一下涡扇—冲压组合发动机总体结构方案及模式转换机构设计。
我们要知道涡扇发动机是什么，它有什么优点。
涡扇发动机是一种高效、低噪音的发动机，它的推力大，速度快，可靠性高。
而冲压发动机则是一种轻量、高效的发动机，它的推力小，速度快，但是可靠性相对较低。
那么，我们为什么要把这两种发动机结合起来呢？这是因为涡扇发动机的推力大，可以满足高速飞行的需求，而冲压发动机的轻量、高效可以降低飞机的整体重量，提高燃油效率。
接下来，我们来谈谈涡扇—冲压组合发动机的总体结构方案。
首先是涡扇发动机部分，它主要包括进气道、燃烧室、涡轮风扇等部件。
进气道的作用是将空气引入发动机，燃烧室的作用是将燃料和空气混合燃烧产生高温高压气体，涡轮风扇的作用是将高温高压气体排出并产生推力。
然后是冲压发动机部分，它主要包括进气道、燃烧室、涡轮风扇等部件。
与涡扇发动机不同的是，冲压发动机的燃烧室比较小，因为它的推力较小，不需要产生太大的高温高压气体。
最后是模式转换机构，它的作用是在不同工作模式下自动切换涡扇和冲压发动机的工作状态。
现在我们来详细讲解一下模式转换机构的设计。
模式转换机构主要由两个部分组成：一个是控制单元，另一个是执行单元。
控制单元负责接收飞行员的操作指令和传感器采集到的数据，根据这些数据判断当前的工作模式，并向执行单元发送相应的指令。
执行单元则负责根据控制单元发出的指令来调整涡扇和冲压发动机的工作状态。
具体来说，当需要进行高速飞行时，控制单元会发出指令让执行单元将涡扇发动机的工作状态调整为最大功率模式；当需要进行低速巡航或爬升时，控制单元会发出指令让执行单元将涡扇发动机的工作状态调整为最佳燃油效率模式；当需要进行超音速飞行或紧急情况下的加速时，控制单元会发出指令让执行单元将冲压发动机的工作状态调整为最大推力模式。
涡扇—冲压组合发动机总体结构方案及模式转换机构设计是一个非常复杂的问题，需要涉及到多个学科的知识。
一种独具匠心的高超声速推进方案
本文2009 11 20收到,作者分别系中国航天科工集团三院310所高工、工程师一种独具匠心的高超声速推进方案李文杰 叶 蕾摘 要 首先对火神推进系统研发项目的概况进行了简单描述,并结合组合发动机的构成对各种可能的组合发动机进行了详细的介绍,最后从创新、机制、沟通以及军民结合等四个方面进行了评述。
关键词 高超声速 火神发动机 组合发动机 涡轮发动机CVC 发动机引 言火神(Vu lcan)是美国国防高级研究计划局(DARPA )正在实施的一个推进系统研发项目,旨在探索如何将全尺寸的高超声速飞行器加速到超燃冲压发动机的启动速度。
据 F ligh t I nter nation al 2009年8月14日报道,美国国防部将于2009年12月份召开关于火神双模发动机项目的秘密会议,届时该发动机的构型将呈报给军方高层官员。
由于研制高马赫数涡轮发动机的费用非常高昂,而且涡轮发动机性能提升的幅度已经相对有限,因此,DARPA 独辟蹊径,采取了一种全新的思路:即在现有战斗机使用的发动机基础上整合新型的定容燃烧(CVC )发动机,实现将飞行器从静止状态加速到马赫数4的目标。
这种全新的发动机能够大大减小耗油率,对执行情报、监视、侦察、打击和其它重要任务的全尺寸高超声速巡航飞行器具有重要的价值。
能够从亚声速加速到高超声速是火神被称为双模发动机的原因,它相当于高超声速飞行器的低速加速器。
火神项目的研发分四个阶段。
第一阶段为期8个月,在2009年9月完成。
共有4家公司获得了该阶段的开发合同,他们是阿连特技术公司、通用电气(GE)公司、普惠公司和罗罗公司。
在第一阶段,这四家公司负责研究对火神发动机系统和C VC 发动机验证系统的要求,并进行概念设计和关键技术开发,以降低发动机的研发风险。
第一阶段结束之际,四家公司将向DARPA 提交CVC 发动机与全尺寸涡轮发动机集成的方案,并接受DARPA 的评估。
目前,来自俄亥俄州的空军研究实验室(AFRL)作为第五个团队也参与到研究之中,该团队将开展风险降低研发工作,并辅助企业团队开展研发工作。
高超声速飞行器一体化优化设计
高超声速飞行器一体化优化设计摘要高超声速飞行器是二十一世纪航空航天领域的研究重点之一，其在军事和民用领域都有广泛的应用前景。
相比于传统的低速飞行器，高超声速飞行器涉及的流动更加复杂，对飞行器设计的要求也越高。
飞行器设计是多个学科的综合化系统设计，相关研究表明，对于一个单一的乘波体飞行器，其升阻比可达到8，但是匹配发动机后的飞行器其升阻比不超过4，即单纯的机体与发动机叠加并不能达到最佳效果。
因此，飞行器的一体化设计和优化设计尤为重要。
本文概述了高超声速飞行器一体化/优化设计的主要研究进展，并对相关技术进行了展望。
1. 引言随着航空航天技术的发展，高超声速飞行器的研究如今如火如荼。
以美国为例，在过去的半个世纪里，美国开展了多个吸气式高超声速飞行器研制项目，取得了众多有价值的成果。
同时需要注意到，飞行器是一个十分复杂的系统，飞行器设计是一个不断寻优的过程，最终完整的飞行器应该是一个综合性能最优的系统。
图1 美国主要的高超声速飞行器项目乘波体构型由于具有升阻比高、下表面流场均匀以及有利于机体/机身一体化设计而受到人们的重视。
1990年在马里兰大学召开的第一届乘波体国际会议将将其推向了一个新的研究高潮。
如今，各种类型乘波飞行器层出不穷。
图2 各种类型的乘波体飞行器升力体构型高超声速飞行器往往采用超燃冲压发动机作为动力，飞行器前体下壁面作为进气道外压缩段，后体下壁面作为喷管膨胀。
因而，这类飞行器具有显著的机体/推进一体化特征，飞行器机体与发动机形成的流场存在强烈的耦合作用，包括：飞行器前体形状、积薄结构和边界层发展直接影响进气道气动性能、捕获流量和压力恢复系数；发动机位置、几何形状对飞行器力/力矩产生影响；尾喷口燃气既可产生力/力矩，也会和控制舵面发生相互作用，影响飞行姿态、稳定性。
图3 典型高超声速飞行器流场示意图2. 国外发展情况气动外形与发动机一体化设计思想源于不断的高超声速技术和超燃冲压发动机技术的研究实践，国外在这方面已经做了大量的研究工作。
超燃冲压发动机_高超声速气动推进的选择
推进技术超燃冲压发动机:高超声速气动推进的选择 摘 要 高超声速吸气式动力系统在通往实际应用道路上遇到了很多困难。
采用气动原理对超声速混合及燃烧过程的某些性质进行了分析,并应用瑞典学术界20世纪七八十年代进行的超燃冲压发动机研究的数据,根据风洞试验对超声速混合问题进行了评估。
最后对超燃冲压发动机的燃烧和空气掺混问题提出了一些改进建议。
关键词 高超声速气动推进 超声速燃烧 超声速燃烧冲压发动机概述与采用化学推进剂的火箭发动机相比,采用吸气式冲压发动机的高超声速推进在上层大气层中具有明显的优势。
例如,已经进行的性能评估显示高超声速飞行上采用冲压发动机具有极高的热效率。
此外,典型的固体火箭发动机携带的氧化剂与含有大量碳的推进剂之比为80%,而冲压发动机采用大气中的氧气作为燃烧过程中的氧化剂。
而且火箭发动机的理论性能极限为4500m/s,实际的性能与之近似。
产生这个极限的原因是即使采用更高能量的推进剂仍然无法相应地提高燃烧温度,因为更高的温度会增加吸热分解反应。
然而,尽管对于高超声速冲压发动机的研究已经持续了数十年,但取得的进展仍然十分有限,甚至要建立超声速燃烧下冲压发动机的性能计算模型都很困难,一方面缺乏包括气动过程在内的详细数据,另一方面不同马赫数下的推力性能差别很大。
由于冲压发动机在静态不能产生推力,因此,需要一些加速器或助推发动机来达到高超声速。
另外,冲压发动机必须与其高超声速下的气动环境相关联,而火箭发动机的工作与大气环境相关性不大。
高速飞行时产生气动问题的根本原因在于空气的物理特性:在低亚声速状态下(M aν1),空气表现出理想流体的性能,几乎不受飞行速度影响;在超声速状态下(M a=2～4),气动压缩开始产生影响,气流的特性完全转变为飞行器和发动机产生的激波、压力和膨胀波;在较低的高超声速状态下(M a=4～5),激波现象和气动加热对结构产生了很大的热载荷;在高超声速状态下(M a>5),空气显现出实际的气体特性,其分子组成发生裂解和电离,高超声速下的压缩气动力学与等离子气动力学相结合。
涡轮-冲压组合发动机技术发展浅析
维普资讯
５ ８
燃 气 涡 轮 试 验 与 研 究
第 １ ９卷
动力 关键 技 术研 究 ，并进 一步应 用 到 高速 飞行器 或 高速 巡 航导 弹上
ｈ ｐｅ ｓ ｎ ｃ ｐ ｏ ｌｉｎ ｓ ｓｅ ｙ ｒ ｏ ｉ ｒ ｐｕｓｏ ｙ ｔ ｍ．Ｂａ ｅ ｎ ａ ａ ｙ ｉ ｆｏ ｅ ｓ ａ ｄ ｖ ｌｐｍｅ ｔｉ ｏ ｉ ｅ ｙ ｌ ｒ ｐ ｌｉ ｎ ａ ｄ ｓ ｄ ｏ ｎ ｌ ｓｓ ｏ ｖ ｒ ｅ ｅ ｅ ｏ ｎ ｎ ｃ ｍｂ ｎ ｄ ｃ ｃｅ ｐ ｏ ｕ ｓｏ ｎ ＴＢＣＣ ｎ ｉ ｅ ｔ ｄ ｎ Ｃｈ ｎ ， ｔ ｓｐ ｐ ｒｐ ｏ ｉ ｓ ｔ ｅ ｐ ｎ ｉａ ｃ ｅ ｓ ｏ ｖ ｌｐｉ ｇ ＴＢＣＣ ｅ ｇ ｎ ｓ ｉ ｅ ｇ ｎ ｓｓｕ ｙ ｉ ｉ ａ ｈｉ ａ ｅ ｒ ｖｄｅ ｈ ｒ ｃｐ ｌｓ ｈ ｍｅ ｎ ｄｅ ｅｏ ｎ ｉ ｎ ｉ ｅ ｎ Ｃｈｉａ． ｎ
Ｋｅ ｏ ｄ ： ｒｏ ｔｒｍ ｅ；ｏ ｉａｉｎｅ ｇｎ ；ｙ ｅｓｎｃ ｙｗ ｒ ｓｔ ｂｊ ； ｊｔｃｍｂｎ ｔ ｎ ｉｅ ｈｐ ｒｏ ｉ ｕ ｅ ａ ｏ
１ 基 本 概 念 及 基 本 原 理
涡 轮一 压组 合 发动 机 是将 涡 轮 发 动 机 和 冲 压 冲 发 动机 组合 起 来使用 的吸 气式 发动 机 。根 据 涡轮 发 动 机 和冲 压发 动机 的组 合方 式 ，可 以分 为分 体式 和 整体 式组 合 发动机 ，其 中整体 式 组合 发 动机 又根 据 涡轮 和冲 压两 类发动 机 主要部 件 的关 系 和流 程分 为 串联 布局（ 图 ｌ和并联 布 局（ 图 ２。在 涡轮一 见 １ 见 １ 冲压 组合 发动 机 中 ． 压发 动机 按其 工作 模态 分 为亚 燃 、 冲
普·惠公司高性能涡轮发动机技术（IHPTET）计划
普·惠公司高性能涡轮发动机技术（IHPTET）计划2007-02-09 09:271、综合高性能涡轮发动机技术计划1988年，美国空军首先发起制订并实施高性能涡轮发动机技术（IHPTET）计划，空军、海军、陆军、国防部预研局、NASA和七家主要发动机制造商都参与了这项计划。
计划总的目标是到2005年使航空推进系统能力翻一番，即推重比或功率重量比增加100%~120%，耗油率下降15%~30%。
也就是说，要用15~20年时间取得过去30~40年取得的成就，生产和维修成本降低35%~60%。
可以说，航空推进技术正呈现出一种加速发展的态势。
在欧洲，以英国为主，意大利和德国参与共同实施了先进核心军用发动机计划的第二阶段（ACME-Ⅱ），英国和法国又联合实施了先进军用发动机技术（AMET）计划。
ACME-Ⅱ的目标是在2005~2008年验证推重比18~20、耗油率降低15%~30%、制造成本低30%和寿命期费用低25% 的技术。
俄罗斯也有类似的计划，其目标是在2010~2015年验证的技术，与俄罗斯的第五代发动机相比，重量减轻30~50%，耗油率减少15~30%，可靠性提高60%~80%，维修工作量减少50%~65%。
这里着重介绍美国的IHPTET计划，它采取变革性的技术途径，综合运用发动机气动热力学、材料、结构设计和控制方面突破性的成就，大大提高涡轮前温度，简化结构，减轻重量，实现最佳性能控制，最终达到预定的目标。
计划总投资50亿美元，以1995、2000和2005财年分为三个阶段，分别达到总目标的30%、60%和100%。
目前，第二阶段的任务已经完成，第三阶段计划正在实施，并已进入核心机的验证机试验阶段。
下面将以涡喷/涡扇发动机技术为例说明其进展。
●第一阶段军方选普拉特·惠特尼公司为主承包商，通用电气公司为备选承包商。
以普拉特·惠特尼公司的XTE65/2验证机为代表，在1994年9月的试验中已经达到并超过了第一阶段的目标--推重比增加30%，涡轮进口温度比现有先进发动机高222℃，超过目标55℃。
高超音速飞行器的推进技术探讨
高超音速飞行器的推进技术探讨在现代航空航天领域，高超音速飞行器的发展正引起广泛关注。
高超音速飞行器是指飞行速度超过 5 倍音速的飞行器，其具有极高的军事和民用价值。
而推进技术则是实现高超音速飞行的关键所在。
要理解高超音速飞行器的推进技术，首先得明确高超音速飞行所面临的特殊挑战。
在这样的高速下，空气的压缩性和粘性等物理特性会发生显著变化，导致飞行器表面的气动加热极为严重，传统的推进系统难以适应。
目前，常用于高超音速飞行器的推进技术主要包括超燃冲压发动机、火箭发动机以及组合循环发动机等。
超燃冲压发动机是高超音速飞行器推进技术中的一个重要研究方向。
它利用飞行器在高速飞行时产生的高超声速气流，在燃烧室内实现燃料的快速燃烧。
与传统的冲压发动机不同，超燃冲压发动机在超声速气流下进行燃烧，这就要求燃料与空气的混合、燃烧过程必须在极短的时间内完成。
为了实现这一目标，研究人员在发动机的进气道设计、燃料喷射方式以及燃烧控制等方面进行了大量的研究工作。
然而，超燃冲压发动机也存在一些技术难题，例如在低速时无法工作，以及燃烧过程的稳定性难以保证等。
火箭发动机则是一种依靠自身携带的氧化剂和燃料产生推力的推进系统。
它具有推力大、工作速度范围广等优点，在高超音速飞行中也有着重要的应用。
但火箭发动机的缺点也比较明显，其燃料消耗率高，工作时间相对较短，这就限制了飞行器的航程和有效载荷。
组合循环发动机则是将不同类型的发动机进行组合，以适应飞行器在不同飞行阶段的需求。
比如，涡轮基组合循环发动机将涡轮发动机、冲压发动机和超燃冲压发动机进行组合。
在飞行器起飞和低速飞行阶段，使用涡轮发动机；在高速飞行阶段，逐渐过渡到冲压发动机和超燃冲压发动机。
这种组合方式可以充分发挥不同发动机的优势，但也带来了系统复杂性增加、结构重量增大等问题。
除了上述几种主要的推进技术外，还有一些新兴的技术正在研究和探索中。
例如，爆震发动机利用燃料的爆震燃烧产生推力，具有更高的能量释放效率；脉冲爆震发动机则是通过周期性的爆震过程产生推力，具有结构简单、推力大等优点。
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表２不同加力方案相对于不加力方案的重量变化量
仅从总重量变化来看，选择带加力的方案是 收益很大的．加力温度越高，收益越大．
本方案的设计目标是运输机，对起飞噪声有 严格的要求，所以选择加力方案的时候，还考虑了 起飞排气速度的影响．图１是对于不同加力温度 设计方案，起飞排气速度Ｋ随起飞推力Ｆ的变 化曲线，Ｆ。。为需用推力．图中还列出了吒＝ １ ７００Ｋ的情况下，关小低压涡轮导向器来降低起 飞速度的效果．从图可看出，虽然关闭低压涡轮导
适用于Ｍａ达到３的超声速进气道，一般采
用混压式进气道．考虑进气道和发动机流量匹配
时，不允许混压式进气道进入亚临界工作状态，必
须使进气道的供气量等于或大于发动机的需气
量，这时只能靠放出全部富余气量来保持进气道
工作状态不变，这会带来放气阻力．应用式（２）计
算放气阻力阳］．
，＾
、
Ｘ＝ｑ一。ｌ≠一１ ｌ·
ｋ一、／（２＋７．－１．２了】 （２）
型，比较分析了涡扇发动机的加力方案；考虑了进气道，发动机流量匹配对发动机特性的影响；
给出了涡轮／冲压模式转换阶段的稳态性能仿真结果．
关 键 词：高超声速；组合动力；发动机
中图分类号：Ｖ ２３１
文献标识码：Ａ
文章编号：１００１．５９６５（２００６）０３—０２６３—０４
“Ｏｖｅｒ—ｕｎｄｅｒ”ｃｏｎｃｅｐｔ ｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃ ｔｕｒｂｏ—ｒａｍｊｅｔ ｃｏｍｂｉｎｅｄ ｐｒｏｐｕｌｓｉｏｎ ｓｙｓｔｅｍ
增加．为了保证涡扇发动机的Ｆ。满足Ｆ。。要求， 可以通过提高燃烧室出Ｉ＝１总温巧加以补偿安装 损失．图３表示提高巧使Ｆ．达到Ｆ。。时的巧 调节规律，图上同时也标出不考虑安装损失时 吖的调节规律，图４给出对应的安装耗油率变 化．由图４可见，巧增大３％～４％，即可使Ｆ。到 达Ｆ。。，同时安装耗油率下降了３．２％左右．巧 增大，一方面发动机所需流量增大，进气道放气量 减小，放气阻力减小，使安装耗油率下降；另一方 面，巧超过最经济涡轮前温度聪。时，巧增大 则发动机油气比增大速率比单位推力增大速率 大，使耗油率上升．对于本方案，２种影响综合作 用的结果是安装耗油率下降．所以对于本方案的
２．５～５，２种发动机共同工作范围：Ｍａ＝２．５～３． 本文建立了组合发动机性能计算模型，比较分析 了涡扇发动机的加力方案；考虑了进气道／发动机 流量匹配对发动机特性的影响；给出了涡轮，冲压 模式转换阶段的稳态性能仿真结果．
为进行高超声速组合动力装置中混排涡扇发 动机总体性能的设计，本文建立了部件级的详细 非线性性能模型，以模拟整个飞行包线和油门变 化范围内的发动机性能，模型完整地描述了内部 各部件的工作状态和发动机外部特性．它采用多 位置可变几何的发动机方案，以保证发动机工作
为了表示放气阻力对发动机非安装推力Ｆ¨
Ｖ
的相对量，引入放气损失系数庐。，＝争．若采用不
』＇ＵＡ
可调节的Ａ。，选择Ａ。＝Ａ。。。＝８．０９２ ｍ２，则在低 Ｍａ飞行状态，其阻力是很大的（见表３）．显然，采 用可调节的Ａ。将减少放气阻力，甚至避免产生放 气阻力．
如果采用Ａ。不可调节，则会产生放气阻力， 带来推力损失，使安装推力Ｆ。减小，安装耗油率
Ｋｅｙ ｗｏｒｄｓ：ｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃ ｐｌａｎｅ；ｃｏｍｂｉｎｅｄ ｃｙｃｌｅ ｐｏｗｅｒ ｐｌａｎｔｓ；ｅｎｇｉｎｅｓ
本方案设计的组合动力装置用于高超声速运 输机，其飞行包线范围宽广（Ｈ＝０—３０ ｋｍ，Ｍａ＝ ０。５），巡航Ｍａ高达５．０，并要求能实现重复使 用，常规水平起降．要达到这样的设计目标，任何 一种单一类型发动机都无法满足其要求．通过对 燃气涡轮发动机，冲压发动机和火箭发动机的工 作范围研究…得出：使用吸气式的涡轮风扇／亚燃 冲压组合发动机可以在整个工作范围内保持良好 的性能．动力装置初步总体设计方案是：由涡扇发 动机和亚燃冲压发动机组成．其中，涡扇发动机工 作范围：Ｍａ＝０～３，冲压发动机工作范围：Ｍａ＝
Ｚｈｕ Ｄａｒｎｉｎｇ
Ｃｈｅｎ Ｍｉｎ
Ｔａｎｇ Ｈａｉｌｏｎｇ Ｚｈａｎｇ Ｊｉｎ
（Ｓｃｈｏｏｌ ｏｆ Ｊｅｔ Ｐｒｏｐｕｌｓｉｏｎ，Ｂｅｉｊｉｎｇ Ｕｎｉｖｅｒｓｉｔｙ ｏｆ Ａｅｒｏｎａｕｔｉｃｓ ａｎｄ Ａｓｔｒｏｎａｕｔｉｃｓ，Ｂｅｉｊｉｎｇ １０００８３，Ｃｈｉｎａ）
Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ｔｕｒｂｏ—ｒａｍｊｅｔ ｃｏｍｂｉｎｅｄ ｐｒｏｐｕｌｓｉｏｎ ｓｙｓｔｅｍ ｆｏｒ ａ ｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃ ｔｒａｎｓｐｏｒｔ ｗａｓ ｅｘａｍｉｎｅｄ，ｗｈｉｃｈ ｃａｎ ｗｏｒｋ ｓｔｅａｄｉｌｙ ａｎｄ ｒｅｌｉａｂｌｙ ｉｎ ａ ｗｉｄｅ ｆｌｙｉｎｇ－ｓｃｏｐｅ（Ｍａ＝０～５，Ｈ＝０—３０ ｋｍ）．Ｔｈｅ ｏｖｅｒａｌｌ ｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅ ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ ｏｆ ｔｕｒ— ｂｏ ｅｎｇｉｎｅ ａｎｄ ｒａｍｊｅｔ ｅｎｇｉｎｅ Ｗａｓ ａｃｃｏｍｐｌｉｓｈｅｄ．Ｔｈｅ ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ ｏｆ ｔｕｒｂｏ／ｒａｍｊｅｔ ｍｏｄｅ ｔｒａｎｓｉｔｉｏｎ ａｎｄ ｔｈｅ ｓｔｅａｄｙ ｐｅｒ—
ｃｏ－Ｋ去＝幅南产差
式中，），是比热容比；Ｒ是气体常数；Ｐ。。和ｒ。。是
海平面标准大气压和大气温度．
表３飞行轨迹上的迸发匹配
Ｈｉｍ
Ａ． ／ｍ２
放气损失系数
Ｍａ
（最佳匹配）
Ａ。＝８．０９２一
式中，ｘ是放气阻力；ｑ。。是发动机物理流量；ａ。 是当地声速；Ａ。，是进气道供气流量对应的远前方 流管面积；Ａ。ｉ＝‰ｍＡ。；Ａ。。是所需的发动机流量 对应的远前方流管面积；ｙ是比热容比．
最后，由以上２部分集成一个变比热部件级 组合发动机性能计算分析模型．并通过了相关数 据校核心’３｜．
以提出加力涡扇发动机方案．希望能在高空大马 赫数条件下，打开加力，增加单位推力，在满足需 用推力的条件下，降低发动机设计流量，缩小发动 机的几何尺寸，减轻重量．
比较计算时，加力方案主机循环参数与设计 点部件性能参数均与不加力方案主机相同．起飞 和亚声速巡航时，发动机在不加力状态工作．通过 调节油门，使加力方案在各个主要工作点产生的 不加力推力和不加力方案对应各点相同．加力温
果见表１． 显然，呓越高的加力方案，设计点流量越小，
发动机重量越轻，这是有利的方面；但起飞和巡航 的耗油率越高，起飞的排气速度越大，这是不利的 方面．因此为了权衡各种加力方案的利弊，采用文 献［４］的方法估算各种加力方案的重量和燃油消 耗量的变化，表２列出其相对于不加力方案的重 量变化量．
表１不同加力温度对应各个工作点的特性计算结果
涡扇／冲压组合发动机的布局方式有很多种， 本文只对其中的并联布局组合发动机进行模拟． 其结构的简单示意图如图５．
Ｍａ 图７转换过程中的Ｆ。。
２００６拄
过程２种发动机的耗油率及组合发动机推力性 能．
图５并联发动机结构不葸图 并联方案中，涡扇模式向冲压模式转换的条 件为Ｍａ＝２．５～３．０．在Ｍａ为２．５以前，涡扇发 动机单独工作；Ｍａ达到２．５时，涡扇发动机开始 转入节流状态，冲压发动机点燃；Ｍａ＝２．５．３范 围内，涡扇和冲压发动机共同工作；Ｍａ达到３以 后，涡扇发动机关闭，冲压发动机单独工作．为了 保证涡扇发动机和冲压发动机平稳地转换，转换 过程中需要保证２种发动机提供的组合推力满足 需求推力．依据这一原则，转换过程中，涡扇发动 机的节流控制规律为控制高压转子转速Ⅳ：，并保 持喷管喉道面积不变；冲压发动机的控制规律为 控制一和喷管喉道面积．图６、图７给出了转换
图２进气道特性
对Ｍａ≥１的涡扇发动机沿飞行轨迹工作点，
应用式（１）计算其进气道和发动机良好匹配时的
进气道捕获面积Ａ。（见表３），然后假定Ａ。为轨迹
扯看彘 上的最大值不变，计算进气道的安装损失．
（１）
式中，ｄｉ。叭和９ｉｏｐｔ是进气道特性图上最佳匹配点的 总压恢复系数和流量系数；ｑＥｚｈ是发动机的折合流 量；Ｃ。是一个常数，计算如下：
ｆｏｒｍａｎｃｅ ｏｆ ｔｈｅ ｃｏｍｂｉｎｅｄ ｃｙｃｌｅ ｅｎｇｉｎｅ ａｌｏｎｇ ｔｈｅ ａｅｒｅ ｔｒａｃｋ ｗａｓ ｎｅａｒｌｙ ａｃｈｉｅｖｅｄ．Ｔｈｅ ｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅ ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ ｍｏｄｅｌ
ｉｎｃｌｕｄｅｓ ｖａｒｉａｂｌｅ ｇｅｏｍｅｔｒｙ ａｎｄ ｖａｒｉａｂｌｅ ｃｙｃｌｅ．Ｔｈｅ ｍｏｄｅｌ ｈａｄ ｂｅｅｎ ｔｅｓｔｅｄ ｂｙ ｔｅｓｔｉｎｇ ｄａｔａ．Ｂａｓｅｄ ｏｎ ｔｈｅ ｍｏｄｅｌｓ ｏｆ ｔｕｒｂｏ ａｎｄ ｒａｍｊｅｔ ｅｎｇｉｎｅ ｆｏｒ ｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃ ｆｌｉｇｈｔ．ｔｈｅ ｅｎｇｉｎｅ ｗｉｔｈ ａｆｔｅｒｂｕｒｎｅｒ Ｗａｓ ａｎａｌｙｚｅｄ ａｎｄ ｃｏｍｐａｒｅｄ稍ｔｈ ｔｈｅ ｏｎｅ ｗｉｔｈｏｕｔ ａｆｔｅｒｂｕｒｎｅｒ．Ｔｈｅ ｉｎｆｌｕｅｎｃｅ ｏｆ ｔｈｅ ｆｌｕｘ ｍａｔｃｈｉｎｇ ｗｉｔｈ ｅｎｇｉｎｅ ａｎｄ ｉｎｌｅｔ ｆｏｒ ｔｈｅ ｔｕｒｂｏ ｅｎｇｉｎｅ ｏｎ ｔｈｅ ｅｎｇｉｎｅ ｐｅｒ— ｆｏｒｍａｎｃｅ ｗａｓ ａｎａｌｙｚｅｄ ａｔ ｔｈｅ ｓａｍｅ ｔｉｍｅ．Ａｔ ｔｈｅ ｅｎｄ，ｉｔ ｉｓ ｓｈｏｗｎ ｔｈａｔ ｔｈｅ ｃａｌｃｕｌａｔｉｏｎａｌ ｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅ ｏｆ ｔｕｒｂｏ／ｒａｍｊｅｔ ｍｏｄｅ ｔｒａｎｓｉｔｉｏｎ ｆｏｒ ａｎ“ｏｖｅｒ－ｕｎｄｅｒ”ｃｏｎｃｅｐｔ．ｔｕｒｂｏ—ｒａｍｊｅｔ ｃｏｍｂｉｎｅｄ ｅｎｇｉｎｅ．
摘
要：为满足高超声速运输机在宽广的工作范围内（Ｍａ＝０—５，日＝０～３０ ｋｍ）稳
定，可靠工作，研究了涡轮／冲压组合动力装置并联方案．完成了涡扇发动机和冲压发动机的总
体性能方案设计，２种工作模式转换过程和沿飞行轨迹的组合发动机稳态特性模拟也已接近
尾声．建立了适合高超声速飞行的涡扇发动机、冲压发动机可变几何的部件级详细性能计算模
万方数据
图３ ２种不同的巧调节规律
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２ 主 丫 堂 ．≥ ＼２ 斛 跫 犍 蜊 懈
图４提高巧对安装耗油率的影响