一种带中心体的TBCC可调喷管的设计与仿真
一种新型可调喉径喷管的结构设计与分析
Ｓ Ｓ仿真软件 ， Ｙ 对该结构的主要部件在 高速燃气冲击下的强度进 行 了模 拟。分析 结果表 明 ， 该设 计方 案可行 ， 为 固体 火 可 箭发动机 的研发提供 参考。
关键词 ： 固体 火箭 发 动 机 ； 管 ； 喷 可调 喉 径 ； 滑 和 密封 ； 润 强度 模 拟 中 图分 类 号 ：４ ５ Ｖ ３ 文献 标 识 码 ： Ａ 文 章 编 号 ：０ ６２ ９ （ ０２ ０ － ５ －４ １０ —７ ３ ２ １ ） １ ０ ３０ ０
０ 引 言
初 始 最大 的喉 部 面积 （ 始 喉 径 ） 减 小 到 一个 固定 尺 初 ，
终点 喉径 ） 。 推力 可控 技 术 是 固体 火 箭 发 动 机 研 究 的 重 要 领 寸 的喉部 面积 （ 本 文根 据 喷管 喉 径 最 简 单 的两 级 可 调 原 理 ， 计 设 域 。从 ２ ０世纪 ６ ０年 代 起 ， 内外 在 可控 推 力 固体 火 国 箭 发 动机 的研 究 方 面 取得 了 大量 成 果 ， 装 药设 计 和 从
ｃ ｒｅ ｔｓ ｕ ｔｒ ｓｐ ｒｏｍｅ ｉ ｈ ｎ ｏ ｓ ．Ｆ ｎ ｌ ｔ ｅｐ ｉ ｒ ｔｕ ｔ ｒｌｐ ｒ ｎ ｅ ｉｈ ｓ ｅ ｄ ｃ ｍｂ ｓｉｎ ｇ ｓｅ ｖｒ ｎ ｎ ｒ ｕ ｒ ｎ ｔ ｃｕ ｅ ｉ ｅ ｆ ｒ ｄ ｓｍｕ ａ ｅ ｕ ｌ ｒ ｙ ｉａ ｌ ｈ ｒ ｙ， ｍａ ｙ ｓｒ ｃｕ ａ ａ ｔ ｕ ｄ ｒｈ ｇ ｐ ｅ ｏ ｕ ｔ — ａ ｎ ｉｏ ｍｅ ｔ ｅ ｓ ｏ ａ ｓ ｌｔ ｄ ｂ ｓｎ ｉ ａｅ ｙ ｕ ｉ ｇ ＡＮＳ ．Ｔ ｅ ｒ ｓ ｌ ｓ ｏ ｈ ｔｔ ｅ ｓ ｌ ｔ ｎ ｉ ｅ ｓｂ ｅ ａ ｄ ｃ ｎ ｐ ｏ ｉ ｅ ｒ ｆｒ ｎ ｅ ｆ ｒｔ ｅｒ ｃ ｅ ｔｒｄ ｓｇ ． ｍｕ ＹＳ ｈ ｅ ｕ ｔ ｈ ｗｓｔ ａ ｈ ｏ ｕ ｉ ｓｆ ａ ｉ ｌ ｎ ａ ｒ ｖ ｄ ｅｅ ｅ ｃ ｏ ｈ ｏ ｋ ｔ ｏ ｍｏ ｏ ｅ ｉｎ Ｋｅ ｒ ｓ ｓ ｌ ｏ ｋ ｔｍｏ ｏ ； ｏ ｚｅ ｖ ｒａ ｌ ｈ ｏ ｔａ ｅ ； ｂ ｉ ａｉｎ ａ ｄ ｓ ａ ；ｔｅ ｇｈ ｓｍｕ ａｉ ｎ ｙ ｗｏ ｄ ：ｏ ｉ ｒ ｃ ｅ ｔ ｒ ｎ ｚ ｌ ； ａ ｉ ｂｅ ｔｒ ａ ｒ ａ ｌ ｒｃ ｔ ｎ ｅ ｌ ｓｒ ｎ ｔ ｉ ｌ ｔ ｄ ｕ ｏ ｏ
RBCC和TBCC简介
RBCC简介RBCC 推进系统将火箭发动机和吸气式推进系统结合在一起, 组成了一个一体化的推进系统。
该推进系统整合了火箭发动机、亚燃冲压发动机和超燃冲压发动机, 将不同将经历四种工作模态，即火箭引射模态、亚燃冲压模态、超燃冲压模态和纯火箭模态。
（1）火箭引射模态，主要工作速度范围为 0 ～ 3 马赫。
嵌于流道中的一次火箭工作，通过其高速气流的引射抽吸作用，引入二次空气流，空气的总压升高，但是由于来流的动压较低, 发动机的推力主要是由引射火箭提供的, 这就使得引射火箭的工作压力较高, 高温燃气与空气进行掺混, 进而在混合气流中喷入燃料, 进行补燃燃烧, 此时, 引射火箭和扩压段均产生推力。
研究表明, 相对于纯火箭工作的情况, 对引射气流进行二次补燃可以大大提高发动机的推力。
在零速度的情况下 ,推力可以增加 15%, 而在 Ma=2 的情况下, 推力增益可以达到 50%。
（2）亚燃冲压模态，主要工作速度范围为 3 ～ 5 马赫。
火箭发动机关闭或保持小流量，利用来流空气的速度冲压，在主流道中的燃烧室内组织亚声速燃烧，实现对飞行器的推动。
超燃冲压内组织亚声速燃烧，实现对飞行器的推动。
（3）超燃冲压模态，主要工作速度范围为 6 ～ 10 马赫。
发动机只利用进气道对高超声速来流进行适当压缩，使其在燃烧室内仍然保持为超声速，在燃烧室中直接组织超声速燃烧。
（4）纯火箭模态，主要工作速度范围为 10 马赫以上。
随着飞行器逐渐飞出大气层，来流空气量逐渐降低并趋于零，此时关闭进气道，结束超燃冲压，并再次点燃火箭发动机，利用火箭发动机将飞行器推入预定轨道，完成飞行任务。
TBCCTBCC 动力系统由涡轮喷气 (或涡轮风扇) 发动机与冲压发动机有机结合而成。
起飞和加速期间，发动机起常规涡轮喷气发动机的作用。
在约3.0 马赫以下的飞行状态，加力燃烧室不工作。
当飞行器加速通过约 3.0 马赫时，涡轮喷气发动机关闭，进气道的空气直接进入加力燃烧室，加力燃烧室成为冲压发动机燃烧室。
吸气式空天飞机对TBCC动力的需求分析
吸气式空天飞机对TBCC动力的需求分析梅东牧;林鹏;王战【摘要】With the quick development of the aerospace technology, the aerospace vehicle propelled by air-breathing engine or combined engine has been the main research field. The development of air-breath-ing aerospace plane is faced with a lot of technology challenges of which propulsion system is a key ele-ment. Propulsion technology has been analyzed, and it was concluded that TBCC would be the optimal choice for aerospace vehicles for its wide operation range. Technology characteristics of co-axial and over-under types of TBCC were compared and analyzed to summarize the requirements for TBCC.%随着空天技术的迅猛发展，研究以吸气式发动机或以组合式发动机为动力的空天飞机，成为航空航天事业发展的一个主要方向。
吸气式空天飞机的发展面临着一系列技术挑战，动力就是决定因素之一。
对空天飞机动力技术进行了分析，指出涡轮基组合循环(TBCC)动力因其工作范围较大而成为空天动力的最佳选择。
对比分析了串联/并联TBCC的技术特点，归纳总结了空天飞机对组合动力的技术需求。
【期刊名称】《燃气涡轮试验与研究》【年(卷),期】2013(000)006【总页数】4页(P12-14,30)【关键词】吸气式;空天飞机;涡轮基组合循环动力;串联/并联布局;飞行任务【作者】梅东牧;林鹏;王战【作者单位】沈阳飞机设计研究所，辽宁沈阳110035;沈阳飞机设计研究所，辽宁沈阳110035;沈阳飞机设计研究所，辽宁沈阳110035【正文语种】中文【中图分类】V221;V23621世纪的空天装备面临着低成本、高可靠性、高机动及低污染等新的挑战。
高超声速飞行与TBCC
中国航空学会推进系统气动热力学专业第十届学术交流会
发动机设计任务失败率为每飞行７１７次，失败１次，飞行器任务失败率为１／２４３ ｌ。ＴＢＣＣ失效率 为１／５０００，火箭失效率为１／６０００。３台ＴＢＣＣ失效仍能保持飞行器飞行，不致失事；１台火箭发 动机失效，仍能保持第二级飞行器飞行，不致失事。估计每运送ｌｋｇ酬载，重复发生费用１３００ 美元。
图６波音公司方案
５Байду номын сангаас
图７，图８是美国佐治亚大学提出的【６一】，低速段以ＴＢＣＣ为动力的双级入轨和单级入轨方 案。
图７双级入轨方案
图８单级入轨方案 双级入轨方案的第一级用上下置ＴＢＣＣ作动力。燃气涡轮发动机部分由ｌＯ台小涵道比加力 涡扇发动机组成，每台海平面静止状态推力为１８５００ｄａＮ。下置的发动机是双模态冲压发动机。 ＴＢＣＣ发动机全使用碳氢燃料。第二级用３台分级燃烧火箭发动机。有效载荷（酬载）接近ｌｌｔ， 发射总重３１４ｔ，飞行器干重１００ｔ。飞行器用涡扇发动机起飞，加速到Ｍ数Ｏ．８时第二级的火箭 发动机工作，以将飞行器加速通过声速，达到Ｍ数１．５，然后继续用涡扇发动机加速，达到Ｍ数 ２．５冲压发动机启动开始工作并关闭涡扇发动机。冲压发动机工作到Ｍ数６，转为超声速燃烧模 式，继续加速到Ｍ数８，第二级火箭发动机工作加速到Ｍ数８．２第二级飞行器脱离，第一级以冲 压发动机为动力，减速返回基地。飞行器设计使用次数１０００次，发动机设计使用次数５００次。
（３）成本：据分析，吸空气发动机的发展费用高，生产费与火箭发动机相差不多，运行费 则明显低。如选用ＴＢＣＣ方案，而且是两级入轨，则不需要专门运载空间飞行器转场的载机。像 飞机一样水平起飞可利用现有机场而不需要专门的发射架。这些都可降低发射成本。只有降低成 本才有望提高利用率，使可重复使用的飞行器，一年发射１０００—２０００次。
国外TBCC发动机发展研究
５８
燃 气 涡 轮 试 验 与研 究
Ｇａ ｓＴｕｒ ｉ ｅＥｘ ｅ ｉ ｎｔ ｎｄＲｅ ｅ ｒ ｂ ｎ ｐ ｒｍｅ ａ ｓ ａｃｈ
Ｖｏ ．５． ． １２ Ｎｏ３ Ａｕ ， ０１ ｇ．２ ２
２１ ０ ２年 ８ 月
摘 要 ： 轮 基 组 合 循 ３ Ｔ Ｃ ） 动 机 是 未 来 高 超 声 速 飞 行 器 最 适 合 的 动 力 系 统 之 ～ ， 备该 类 发 动 机 的 高 超 声 速 涡 ￣（Ｂ Ｃ发 配
明 随 着 涡 轮 发 动 机 技 术 的 全 面 发 展 ， 采 用 火 箭 引 射 冲 压 和 预 冷 等 技 术 ， 轮 发 动 机 的 工 作 马 赫 数 可 扩 大 到 ４０ 且 及 涡 ．，
Ｔ Ｃ 发 动 机 具 有 工 程 可 实 现性 ， 未 来 最 具 发展 潜 力 的空 天 动 力 。 Ｂ Ｃ 是 关 键 词 ： Ｂ Ｃ； 超 声 速 ； ＴＣ 高 马赫 数 ； 天 动 力 空 中 图分 类 号 ： ２ ６ Ｖ ３ 文 献标 识码 ： Ａ 文 章 编 号 ： ６ ２ ２ ２ （ １）０ — ０ ８ ０ １ ７— ６ ０ ２ ２ ３ ０ ５ — ５ ０
ｂｎ ｄｃ ｃｅ ｅ ｇｎ ｎ ｂｅａｒｒｆ ｗｉ ｕ ｃｉｎ ｆｈ ｒ ｏ ｔｌｔｋ — ｆ ｆ ｇ ｔｍａ ｅ ｖ ｒａ ｄｒ ｐ ａｅ ｓ ． ｉｅ ｙ ｌ） ｎ ｉｅｅ ａ ｌ ｉ ａ ｔ ｆｎ ｔ ｓｏ ｏｉ ｎａ ａ ｅ ｏ ， ｉｈ ｎ ｕ ｅ ｎ ｅ ｅ ｔｄｕ ｅ ｃ ｔ ｈ ｏ ｚ ｌ
第 ２ 卷 ５
燃 气 涡 轮 试 验 与 研 究
５ ９
着 高超 声 速技 术 研究 的广 泛开 展 ， 实 现 高超 声 速 对
比 冲 、 全性 和费 用等 要 求 。Ｒ Ａ ２ 安 Ｔ 一 的工 作 马赫 数
涡轮组合循环(TBCC)推进技术发展
涡轮组合循环（TBCC）推进技术发展1、引言吸气式高超声速（飞行马赫数大于5）飞行器是未来军、民用航空器的战略发展方向，被喻为是继螺旋桨、喷气推进飞行器之后世界航空史上的第三次革命。
20世纪60年代，国外就开始投入巨资对此进行研究。
但是，由于遇到了许多技术上和经济方面的问题，其发展曾几度终止。
进入21世纪，国外进一步加紧了吸气式高超声速技术的研究，并且已经取得了大量研究成果。
到目前为止，对于飞行包线范围非常宽（高度0~40km或更高、飞行M数从亚声、跨声、超声速扩展到高超声速）的高超声速飞行器来说，还没有一种吸气式发动机能独立完成推进任务，因此国外提出了利用两种以上的发动机组合起来作为高超声速推进动力的构想，国外研究较多的高超声速飞行器组合动力包括火箭基组合循环（RBCC）动力装置和涡轮基组合循环（TBCC）动力装置两种类型。
目前，RBCC动力装置技术的发展已取得了巨大成功。
已经提出的RBCC方案包括管道火箭和火箭冲压发动机、液化空气循环火箭和深冷空气火箭发动机、火箭/双模态冲压组合发动机、液化或深冷空气火箭/超燃冲压组合发动机、液化或深冷空气火箭/双模态冲压组合发动机等类型。
其中，火箭/双模态冲压组合发动机的研制投入最多，并开始进入了应用研究的飞行试验阶段。
已经完成的研究包括进行了火箭模态向双模态转换的地面试验并实现了冲压发动机亚燃模态向超燃模态转换的飞行试验。
涡轮组合发动机（TBCC）适用于M数5~8的高超声速飞行器，以TBCC为动力的飞行器可与普通的飞机一样工作，可重复使用（大于1000次任务，每年可飞行100次），用途多样，有灵活的发射和着陆地点，耐久性高，单位推力大，能采用普通的燃料和润滑剂、成本低，并有很低的运行成本和很好的安全性，是未来很有前途的高超声速动力概念之一。
以TBCC为动力的飞行器可采用现有的飞机地面设备实现革新的进入太空。
目前，美国、日本和印度等国都在发展TBCC技术，并准备在2006年以后进行地面试验验证，2009年开始飞行试验，到2025年~2030年左右可实际应用。
串联式TBCC发动机模态转换模拟
摘要 ： 为开展涡轮基 组合循环（ Ｔ Ｂ Ｃ Ｃ ） 发 动机模 态转换过程研 究， 基 于某小 型涡喷发 动机 ， 应用 串联 式 Ｔ Ｂ Ｃ Ｃ 发动机总体性 能数
值计算程序进行性能计算。 根据沿飞行轨道 Ｔ Ｂ Ｃ Ｃ 发 动机冲压涵道 与涡轮发动机涵道气流混合过 程中的参 数变化规律 ， 开展模 态转 换过程模拟 。分析 了不 同等动压 头、 加力 ／ 冲压燃烧 室进 口马赫数、 出 口温度等 主要参数对发 动机 性能 的影响 。根据 小型 串联 式
Ａｎ ａ ｌ ｙ ｓ ｉ ｓ ｏ ｆ Ｍｏ ｄ ｅ Ｔｒ ａ ｎ ｓ ｉ ｔ ｉ ｏ ｎ Ｓｉ ｍｕ ｌ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ｏ ｆ Ｃｏ － ａ ｘ ｉ ａ ｌ ａ ｎ ｄ Ｔａ ｎ ｄ ｅ ｍ Ｃｏ ｎ ｆ ｉ ｇ ｕ ｒ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ＴＢ ＣＣ Ｅｎ ｇ ｉ ｎ ｅ
Ａｃ ｃ ｏ ｒ ｄ ｉ ｎ ｇ ｔ ｏ ｔ ｈ ｅ ｌ ｆ ｉ ｇ ｈ ｔ ｏ ｒ ｂ ｉ ｔ ， ｔ ｈ ｅ ｔ ｈ ｅ ｒ ｍｏ ｄ ｙ ｎ ａ ｍｉ ｃ ｐ ａ ｒ ａ ｍｅ ｔ ｅ ｒ ｓ ｖ ａ ｉ ｒ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ｏ ｆ ｒ ａ ｉ ｎ ｄ ｕ ｃ ｔ ａ ｎ ｄ ｔ ｕ ｒ ｂ ｉ ｎ ｅ ｄ ｕ ｃ ｔ ｄ ｕ ｉｎ ｒ ｇ ｍｏ ｄ ｅ ｔ ｒ ａ ｎ ｓ ｉ ｔ ｉ ｏ ｎ ｗ ｅ ｒ ｅ ｓ ｔ ｕ ｄ ｉ ｅ ｄ ． Ｔ ｈ ｅ ｉ ｎ ｌ ｆ ｕ ｅ ｎ ｃ ｅ ｓ ｏ ｆ ｍａ ｉ ｎ ｐ ａ ｒ ａ ｍｅ ｔ ｅ ｒ ｓ ｏ ｎ ｅ ｎ ｇ ｉ ｎ ｅ ｐ ｅ ｒ ｆ ｏ ｍａ ｒ ｎ ｃ ｅ ｗｅ ｒ ｅ ａ ｎ ｌｙ ａ ｚ ｅ ｄ ，ｗｈ ｉ ｃ ｈ ｉ ｎ ｃ ｌ ｕ ｄ ｅ ｄ ｉ ｆ ｅ ｒ ｅ ｎ ｔ ｄ ｙ ｎ ａ ｍｉ ｃ ｈ ｅ ａ ｄ， ｉ ｎ ｌ ｅ ｔ Ｍａ ｃ ｈ ｎ ｕ ｍｂ ｅ ｒ ｏ ｆ ａ ｆ ｔ ｅ ｒ ｂ ｕ ｒ ｎ ｅ ｒ ， ｏ ｕ ｔ ｌ ｅ ｔ ｔ ｅ ｍｐ ｅ ｒ ａ ｔ ｕ ｒ ｅ， ｅ ｔ ｃ ． Ｍｏ ｒ ｅ ｒ ｅ ａ ｓ ｏ ｎ ａ ｂ ｌ ｅ ｍｏ ｄ ｅ ｔ ｒ ａ ｎ ｓ ｉ ｔ ｉ ｏ ｎ ｒ ｅ ｇ ｉ ｏ ｎ ｓ ｗ ｅ ｒ ｅ ｄ ｅ ｔ ｅ ｍ ｉ ｒ ｎ ｅ ｄ ｂ ａ ｓ ｅ ｄ ｏ ｎ ｔ ｈ ｅ ｓ ｉ ｍｕ ｌ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ｏ ｆ ｍｏ ｄ ｅ ｔ ｒ ａ ｎ ｓ ｉ ｔ ｉ ｏ ｎ ｐ ｒ ｏ ｃ ｅ ｓ ｓ ａ ｎ ｄ ｔ ｈ ｅ ｓ ｔ ｅ ａ ｄ ｙ ｐ ｅ ｒ ｆ ｏ ｍａ ｒ ｎ ｃ ｅ ｏ ｆ ｔ ｈ ｅ Ｔ ＢＣ Ｃ ｅ ｎ ｇ ｉ ｎ ｅ ｌｏ ａ ｎ ｇ ｔ ｈ ｅ ｔ ｒ ａ ｃ ｋ ． Ｔ ｈ ｅ ｔ ｈ ｎｓ ｒ Ｌ ｏ ｉ ｌ ｃ ｏ ｎ ｓ ｕ ｍｐ ｔ ｉ ｏ ｎ ｒ ａ ｔ ｅ ， ｐ ｅ ｆ ｒ ｏ ｍ ａ ｒ ｎ ｃ ｅ ｐ ａ ｒ ａ ｍｅ ｔ ｅ ｓ ｒ ｗ ｅ ｒ ｅ
并联式TBCC单边膨胀组合喷管安装及结构设计研究
并联式TBCC单边膨胀组合喷管安装及结构设计研究
黄发;王恒;钟世林;龚晓庆;陈晖;徐庆锋;刘洋
【期刊名称】《推进技术》
【年(卷),期】2022(43)2
【摘要】针对单边膨胀组合喷管(Single expansion ramp nozzle,SERN)不规则几何结构设计难题,以提高SERN结构刚度、强度为目标,从安装布局方案以及承力结构拓扑优化两个方面开展设计工作,分析了不同位置安装节点对载荷分布、关键位置变形的影响,基于拓扑优化方法,建立了SERN部件级结构概念设计方法和流程,实现了SERN的结构设计。
研究结果表明:新增辅助侧拉杆能减小关键位置的变形,同时往左上方移动侧拉杆、右上方移动辅助安装节以及左下方移动主安装节有利于关键位置变形控制和各安装节点载荷的合理分布;优化后的安装方案相比初步安装方案,最大关键位置变形下降了83%,主安装节最大载荷下降了35%,辅助安装节最大载荷下降了55%。
设计的SERN结构随TBCC发动机完成了高马赫数模态转换试验,试验后结构状态良好,验证了设计的合理性。
【总页数】11页(P181-191)
【作者】黄发;王恒;钟世林;龚晓庆;陈晖;徐庆锋;刘洋
【作者单位】中国航发四川燃气涡轮研究院
【正文语种】中文
【中图分类】V231.3
【相关文献】
1.水平并联TBCC冲压喷管调节方案设计及性能研究
2.超燃冲压及TBCC组合循环发动机尾喷管设计方法研究进展
3.过膨胀状态下单边膨胀喷管内壁面压力非定常特性试验研究
4.侧向膨胀对单边膨胀喷管性能的影响研究
5.膨胀边开槽对单边膨胀喷管性能影响的数值研究
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一种外并联式TBCC变几何进气道的设计
固体火箭技术 Journal of Solid Ｒocket Technology
Vol．42 No．1 2019
一种外并联式 TBCC 变几何进气道的设计①
卢 杰1，袁化成2，王颖昕3，伊戈玲3
（ 1． 江西洪都航空工业集团有限责任公司，南昌 330024； 2． 南京航空航天大学 能源与动力学院，南京 210016； 3． 中国运载火箭技术研究院研究发展中心，北京 100076）
中图分类号： V438
文献标识码： A
文章编号： 1006－2793（ 2019） 01－0119－09
DOI： 10．7673 / j．issn．1006－2793．2019．01．018
Design of an over / under type TBCC variable geometry inlet
3． China Academy of Launch Vehicle Technology，Beijing 100076，China）
Abstract： The design of a two-dimensional over / under type TBCC（ Turbine based combined cycle） variable geometry inlet has been investigated including an available design method，the geometry，the variable geometry scheme and the control of the flow field of the TBCC inlet． The numerical simulation results indicated that the inlet captured air can meet the demands． The total pressure recovery of a high speed flow path throat section were 0．62 and 0．45 at Ma = 4 and Ma = 7，respectively． The total pressure recovery of a low speed flow path throat section were 0．97 and 0．73 at Ma = 2．3 and Ma = 4，respectively． The variable inlet operates well during the mode transition process，and no obvious flow separation occurs． The inlet total pressure recovery and captured three dimensional mass flow was lower than two dimensional one due to the bleed in the sidewall． The design and numerical simulation of three dimensional TBCC inlet turbine flow path diffuser has been investigated as well． The aerodynamic and back pressure characteristics of the turbine flow path have been illustrated．
水平并联TBCC冲压喷管调节方案设计及性能研究
Ｆ ｘ ＝ ( Ｐ ｉｎ －Ｐ ｂ ) Ａ ｉｎ ＋ｍＶ ｉｎ －Ｆ Ｐ －Ｆ ｄ
(１)
本节开展水平并联 ＴＢＣＣ 排气系统在飞行包线内典
型工况下的数值模拟ꎬ湍流模型选择 ＳＳＴ ｋ－ｅꎬ对壁面网格
进行加密处理使得 ｙ＋在 ３０ ~ ６０ 之间ꎬ选择基于密度的隐
化推力系数保持在 ０.９７ 左右ꎻ水平并联 ＴＢＣＣ 排气系统膨胀面的法向力能够相互抵消ꎬ从而有
效地解决了上、下并联 ＴＢＣＣ 排气系统升力突变而引起的飞行控制难题ꎮ
关键词:水平并联 ＴＢＣＣꎻ冲压喷管ꎻ调节方案ꎻ飞行包线ꎻ一体化ꎻ志码:Ｂ 文章编号:１６７１￣５２７６(２０２２)０６￣０２０２￣０６
式格式求解 Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ 方程ꎬ对流项使用 Ｒｏｅ 二阶迎
风格式进行离散ꎬ气体性质选择理想气体ꎬ动力黏性系数
由 Ｓｕｔｈｅｒｌａｎｄ 公式进行拟合ꎬ壁面区域流场设置为绝热无
滑移条件ꎮ 排气系统三维网格和边界条件如图 ３ 所示ꎮ
为了节约 计 算 耗 时ꎬ 数 值 模 拟 的 流 场 为 卧 式 水 平 并 联
x
ED*
整个下唇板同步旋转ꎬ优化方案 １ 为控制出口面积最大ꎬ
优化方案 ２ 为出口面积被动可调ꎮ 由图可见:基准方案排
气系统因下唇板被截短ꎬ在高马赫数阶段气流逐渐处于欠
图 ３ ＴＢＣＣ 排气系统三维网格及边界条件
表 １ 为水平并联 ＴＢＣＣ 排气系统在飞行马赫数 Ｍａ ＝
ｅｘｈａｕｓｔ ｓｙｓｔｅｍ ｃａｎｃｅｌ ｅａｃｈ ｏｔｈｅｒ ｏｕｔꎬ ｗｈｉｃｈ ｅｆｆｅｃｔｉｖｅｌｙ ｓｏｌｖｅｓ ｔｈｅ ｆｌｉｇｈｔ ｃｏｎｔｒｏｌ ｐｒｏｂｌｅｍ ｃａｕｓｅｄ ｂｙ ｔｈｅ ｓｕｄｄｅｎ ｃｈａｎｇｅ ｏｆ ｌｉｆｔ ｆｏｒｃｅ ｏｆ
一种带中心体的TBCC可调喷管的设计与仿真
Ｏ． ５ ０
美 国在 ２ ０世 纪末 开 始 了 马赫 数 ０ ～ ５的 Ｔ Ｂ Ｃ Ｃ乘 波 飞行 器 设 计 口 ］ ， 其 尾 喷 管 采 用 了 多 铰 链 可 调 结 构， 但 由于 转动 部件 较 多 ， 其 可靠 性 较低 ， 且 密封 和 热 防护 问题 比较 突 出 。最 近美 国 又启 动 了涡 轮 冲
在各 类燃 气 涡 轮 喷气 发 动 机 以及 冲压 发 动 机
ｂ ａ ｓ ｅ ｄ ｃ ｏ ｍｂ ｉ ｎ ｅ ｄ ｃ ｙ ｃ ｌ ｅ ｅ ｎ ｇ ｉ ｎ ｅ ，ＴＢ Ｃ Ｃ ） 尾 喷 管 在 很
中， 尾 喷 管 的主要 功用 是使 发 动机 出 口的燃 气在 尾 喷管 中继 续膨 胀 ， 将 其 携带 的 热能 和压 力能 转变 为 动能 ， 以增 大 发 动机 出 口气 流 的冲 量 ， 从 而 增 大 发 动机 的推 力 。 由于涡 轮 冲压 组 合 发 动机 （ Ｔ ｕ ｒ ｂ ｉ ｎ ｅ —
Ｄｅ ｓ ｉ ｇ ｎ ａ ｎｄ Ｃｏ ｍ ｐｕ ｔ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ａ ｌ Ｓｔ ｕ ｄｙ ｏ ｆ ＴＢＣＣ Ｖａ ｒ ｉ ａ ｂｌ ｅ Ｎｏ ｚ ｚ ｌ ｅ ｗｉ ｔ ｈ Ｃｅ ｎｔ ｒ ａ ｌ Ｂｏ ｄ ｙ
一种带中心体的TBCC可调喷管的设计与仿真
一种带中心体的TBCC可调喷管的设计与仿真黄河峡;谭慧俊;周唯阳;田方超;庄逸【摘要】针对涡轮冲压组合发动机(Turbine-based combined cycle engine,TBCC)喷管工作范围宽广、需同时实现喉道面积与出口面积调节这一特点,提出了一种带中心体的TBCC可调喷管设计方案,并对其静特性和带外流特性进行了仿真分析.结果表明,该喷管方案具有较好的静特性,其典型状态下的推力系数分别为0.90,0.97和0.98.在引入外流干扰后,低马赫数情况下(Ma=0.8)外流对可调喷管的过膨胀现象有较好的抑制作用,故其推力系数较静特性提高了6.7％.而高马赫数情况下(Ma=2.8,4.0)外流虽然可显著改变喷口下游的流动结构,但对喷管内流道及中心体的壁面压力分布影响甚微,故推力系数没有变化,仍分别为0.97和0.98.【期刊名称】《南京航空航天大学学报》【年(卷),期】2013(045)005【总页数】7页(P658-664)【关键词】涡轮冲压组合发动机;可调喷管;外流干扰;仿真【作者】黄河峡;谭慧俊;周唯阳;田方超;庄逸【作者单位】南京航空航天大学能源与动力学院,南京,210016;南京航空航天大学能源与动力学院,南京,210016;南京航空航天大学能源与动力学院,南京,210016;南京航空航天大学能源与动力学院,南京,210016;南京航空航天大学能源与动力学院,南京,210016【正文语种】中文【中图分类】V211.3在各类燃气涡轮喷气发动机以及冲压发动机中，尾喷管的主要功用是使发动机出口的燃气在尾喷管中继续膨胀，将其携带的热能和压力能转变为动能，以增大发动机出口气流的冲量，从而增大发动机的推力。
由于涡轮冲压组合发动机（Turbine－based combined cycle engine，TBCC）尾喷管在很大的落压比范围内工作，且通过的质量流量变化幅度也较大，故要求其能根据飞行状态及发动机工作状态的变化进行有效调节。
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和０ ． ９ ８ 。在 引入 外 流 干扰 后 ， 低 马 赫数 情 况 下 （ Ｍａ 一０ ． ８ ） 外流对可调 喷管的过 膨胀现 象有较好 的抑制 作用 ，
其 推 力 系数 较 静 特 性 提 高 了 ６ ． ７ 。而高马赫数情况 下（ Ｍａ 一２ ． ８ ， ４ ． ０ ） 外 流 虽 然 可 显 著 改 变喷 口下 游 的 流 动 构， 但 对 喷 管 内流 道 及 中心 体 的壁 面 压 力 分 布 影 响 甚 微 ， 故推 力 系数 没 有 变化 ， 仍分别为 ０ ． ９ ７和 ０ ． ９ ８ 。 关键词 ： 涡轮 冲 压 组 合 发 动 机 ； 可调喷 管； 外流干扰 ； 仿 真 中图分类号 ： Ｖ２ １ １ ． ３ 文 献 标 志码 ： Ａ 文章编 号 ： ｌ ０ ０ ５ — ２ ６ ｌ ５ （ ２ Ｏ １ ３ ） ０ ５ — ０ ６ ５ ８ Ｏ ７
（ Ｃ ｏ ｌ ｌ ｅ ｇ ｅ ｏ ｆ Ｅｎ ｅ ｒ ｇ ｙ ａ ｎ ｄ Ｐ ｏ ｗｅ ｒ Ｅｎ ｇ ｉ ｎ ｅ ｅ ｒ ｉ ｎ ｇ，Ｎａ ｎ ｊ ｉ ｎ ｇ Ｕｎ ｉ ｖ ｅ ｒ ｓ ｉ ｔ ｙ ｏ ｆ Ａｅ ｒ ｏ ｎ ａ ｕ ｔ ｉ ｃ ｓ ８ － Ａｓ ｔ ｒ ｏ ｎ ａ ｕ ｔ ｉ ｃ ｓ ，Ｎａ ｎ ｊ ｉ ｎ ｇ，２ １ ０ ０ １ ６ ，Ｃｈ ｉ ｎ ａ ）
ｏｕ ｓ ｌ ｙ ． Ｔｈ ｅ ｐ ｅ ｒ ｆ ｏ ｒ ｍａ ｎ ｃ ｅ ｓ ｏｆ ｔ ｈ ｅ ｎ ｏ ｚ ｚ ｌ ｅ ａ ｔ ｓ ｔ ａ ｔ ｉ ｃ ｃ ｏ ｎｄ ｉ ｔ ｉ ｏ ｎ ａ ｎｄ ａ ｔ ｄ ｉ ｆ ｆ ｅ ｒ ｅ ｎｔ ｆ ｒ ｅ ｅ ｓ ｔ ｒ ｅ ａ ｍ Ｍａ ｃ ｈ ｎｕ ｍ ｂｅ ｒ ｓ ａ ｒ ｅ ａ ｎ ａ ｌ ｙ ｚ ｅ ｄ ． Ｒｅ ｓ ｕ ｌ ｔ ｓ ｓ ｈ ｏｗ ｔ ｈａ ｔ ｔ ｈｅ ｄ ｅ ｓ ｉ ｇｎ ｈａ ｓ ａ ｐ ｒ ｅ ｆ ｅ ｒ ａ ｂｌ ｅ ｓ ｔ ａ ｔ ｉ ｃ ｐ ｅ ｒ ｆ ｏ ｒ ｍａ ｎ ｃ ｅ ａ ｎｄ ｔ ｈｅ ｔ ｈｒ ｕｓ ｔ ｒ ａ ｔ ｉ ｏｓ ａ ｒ ｅ ０． ９ ０，０． ９７ ａ ｎｄ ０ ．９ ８ ｉ ｎ ｔ ｙ ｐｉ ｃ ａ ｌ ｓ ｔ ａ ｔ ｅ ｓ ． Ａｆ ｔ ｅ ｒ ｔ ｈ ｅ ｉ ｎｔ ｒ ｏ ｄ ｕｃ ｔ ｉ ｏ ｎ ｏｆ ｔ ｈｅ ｅ ｘ ｔ ｅ ｒ ｎ ａ ｌ ｆ ｌ ｏｗ ，ｔ ｈｅ ｆ ｒ ｅ ｅ ｓ ｔ ｒ ｅ ａ ｍ ｃ ａ ｎ ｓ ｕｐ — 现 流 故 结 ｐｒ ｅ ｓ ｓ ｔ ｈｅ ｏ ｖｅ ｒ ｅ ｘＤａ ｎｓ ｉ ０ ｎ ｏ ｆ ｔ ｈｅ ｅ ｘ ｈａ ｕｓ ｔ ｆ ｌ ｏ ｗ ｅ ｆ ｆ ｅ ｃ ｔ ｉ ｖｅ ｌ ｙ ａ ｔ ｔ ｈｅ ｌ ｏ ｗ Ｍａ ｃ ｈ ｎｕ ｍ ｂｅ ｒ ｃ ｏ ｎｄ ｉ ｔ ｉ ｏ ｎ（ Ｍ ａ一 ０． ８）， Ｓ Ｏ ｔ ｈｅ ｔ ｈｒ ｕｓ ｔ ｃ ｏ ｅ ｆ ｆ ｉ ｃ ｉ ｅ ｎｔ ｉ Ｓ ｅ ｎｈａ ｎ ｃ ｅ ｄ ｂｙ ６ ．７ ．Ｉ ｎ ｔ ｈｅ ｈｉ ｇｈ Ｍａ ｃ ｈ ｎｕｍｂｅ ｒ ｃ ｏｎ ｄｉ ｔ ｉ ｏｎ ｓ（ Ｍ ａ一 ２ ．８， ４ ．０）， ｔ ｈｏ ｕｇ ｈ ｔ ｈｅ ｆ ｌ ｏｗ ｐ ａ ｔ ｔ ｅ ｒ ｎ ｏ ｆ ｔ ｈｅ ｎｏ ｚ ｚ ｌ ｅ ｄ ｏｗｎｓ ｔ ｒ ｅ ａ ｍ ｉ ｓ ａ ｐｐ ａ ｒ ｅ ｎｔ ｌ ｙ ａ ｆ ｆ ｅ ｃ ｔ ｅ ｄ ｂｙ ｔ ｈｅ ｅ ｘｔ ｅ ｒ ｎａ ｌ ｆ ｌ ｏ ｗ ，ｔ ｈｅ ｐ ｒ ｅ ｓ —
一
种 带 中心 体 的 Ｔ Ｂ Ｃ Ｃ可 调 喷 管 的设 计 与仿 真
黄 河 峡 谭 慧俊 周 唯 阳 田方 超 庄 逸
（ 南京航空航天大学能源 与动力学院 ， 南京 ， ２ １ ０ ０ １ ６ ）
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摘要 ： 针 对 涡轮 冲 压 组 合 发 动 机 （ Ｔ ｕ ｒ ｂ ｉ ｎ ｅ — ｂ ａ ｓ ｅ ｄ ｃ ｏ ｍｂ ｉ ｎ ｅ ｄ ｃ ｙ ｃ ｌ ｅ ｅ ｎ ｇ ｉ ｎ ｅ ， ＴＢ Ｃ Ｃ ） 喷 管工作 范围 宽广、 需同 时实 喉 道 面 积 与 出 口 面积 调 节 这 一 特 点 ， 提 出 了一 种 带 中心 体 的 Ｔ Ｂ Ｃ Ｃ可调 喷管设计 方案 ， 并 对 其 静 特 性 和 带 外 特 性 进 行 了仿 真 分 析 。 结 果 表 明 ， 该喷 管方案具有较 好的静特 性 ， 其 典 型 状 态 下 的推 力 系数 分 别 为 ０ ． ９ ０ ， ０ ．
Ｄｅ ｓ ｉ ｇ ｎ ａ ｎｄ Ｃｏ ｍ ｐｕ ｔ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ａ ｌ Ｓｔ ｕ ｄｙ ｏ ｆ ＴＢＣＣ Ｖａ ｒ ｉ ａ ｂｌ ｅ Ｎｏ ｚ ｚ ｌ ｅ ｗｉ ｔ ｈ Ｃｅ ｎｔ ｒ ａ ｌ Ｂｏ ｄ ｙ
Ｈｕ ａ ｎ ｇ Ｈｅ ｘｉ ａ ，Ｔａ ｎ Ｈｕ ｉ ｊ ｕ ｎ，Ｚ ｈ ｏ ｕ Ｗｅ ｉ ｙ ａ ｎ ｇ，Ｔｉ ａ ｎ Ｆａ ｎ ｇ ｃ ｈ ａ ｏ，Ｚ ｈ ｕ ａ ｎ ｇ Ｙｉ
第４ ５卷 第 ５ 期 ２ ０ １ ３年 １ ０月
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空ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ
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Ｖｏ １ ． ４ ５ Ｎｏ ． ５
０ｃ ｔ ．２ Ｏ１ ３
Ｎａ ｎ ｊ ｉ ｎ ｇ Ｕｎ ｉ ｖ ｅ ｒ ｓ ｉ ｔ ｙ ｏ ｆ Ａｅ ｒ ｏ ｎ ａ ｕ ｔ ｉ ｃ ｓ＆ Ａｓ ｔ ｒ ｏ ｎ ａ ｕ ｔ ｉ ｃ ｓ
ｅ ｎ ｇ ｉ ｎ ｅ（ ＴＢＣＣ）ｖ ａ ｒ ｉ ａ ｂ ｌ ｅ ｎ ｏ ｚ ｚ ｌ ｅ ｉ ｓ ｐ ｒ ｏ ｐ ｏ ｓ ｅ ｄ ｔ ｏ ａ ｄ ｊ ｕ ｓ ｔ ｔ ｈ ｅ ａ ｒ ｅ ａ ｏ ｆ ｔ ｈ ｅ ｎ ｏ ｚ ｚ ｌ ｅ ｔ ｈ ｒ ｏ ａ ｔ ａ ｎ ｄ ｔ ｈ ｅ ｅ ｘ ｉ ｔ ｓ ｉ ｍｕ ｌ ｔ ａ ｎ ｅ
Ａｂ ｓ ｔ ｒ ａ ｃ ｔ ： Ｉ ｎ ｏｒ ｄ ｅ ｒ ｔ ｏ ｏ ｐ ｅ ｒ ａ ｔ ｅ ｅ ｆ ｆ ｉ ｃ ｉ ｅ ｎｔ ｌ ｙ ｉ ｎ ｖ ａ ｒ ｉ ｏｕ ｓ ｏ ｐｅ ｒ ａ ｔ ｉ ｎｇ ｃ ｏ ｎｄ ｉ ｔ ｉ ｏ ｎｓ，ａ ｔ ｕｒ ｂｉ ｎｅ — ｂａ ｓ ｅ ｄ ｃ ｏ ｍ ｂｉ ｎ ｅ ｄ ｃ ｙ ｃ ｌ ｅ