TBCC进气道研究现状及其关键技术
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[ 5 6]
图3
ATREX 二元进气道系统简图
Fig. 3 ATREX rectangular inlet system schematic
为了给马赫数 5 一级超声速巡航民航机提供动 力系 统, 日 本从 1989 年 开始 为 期 10 年 的 H YP R ( H y personic T ranspo rt P ropulsion System ) T BCC 发动机研制计划 。 H YPR T BCC 发动机仍采用 共轴串联布局方式, 是最早的专为高超声速运输机设 计并通过地面试验的 T BCC 发动机。该发动机采用 二元变几何侧板式进气道 ( 图 4) , 该进气道的设计马 赫数为 5, 模态转换的转级马赫数定为 2. 5~ 3, 其气 动性能的目标是在最小的放气流量下 , 在 M a= 3 时 总压恢复系数达到 0. 81, 在 Ma = 5 时总压恢复系数 达到 0 51。进气道在设计马赫数时由 2 块侧板、 4个 压缩面、 内收缩段、 喉道等直段和方转圆扩张段组成。 进气道第一个压缩面的偏转角固定为 5!, 第二、 三、 四个压缩面的偏转角可调 , 进气道内收缩段下壁面可 做平移运动。在不同的飞行状态下 , 进气道第二、 三、 四个压缩面有不同的偏转角以及内收缩段下壁面平 移到相应的位置与之相适应, 以使组合发动机达到最 佳的工作状 态。该进 气道 的缩 尺寸模 型在 法国 的 S3M A 超声速风洞中进行了吹风试验 , 进气道模型捕 获面积的高宽比为 1. 5( 150m m 高, 100m m 宽) , 喉道 后扩张段截面形状从喉道处的矩形光滑过渡到发动 机入口处的圆形, 在 M a= 5 状态下喉道的高宽比为 0. 1。试验结果表明 , 在 Ma = 5 状态下最大总压恢复可 达 0. 53, 达到并超过了设计目标, 但在 Ma= 3 状态下 最大总压恢复只有 0. 70, 未达到设计目标。试验同 时还研究了侧板类型、 第四道压缩面抽吸孔类型、 喉 道处开缝宽度和侧板开孔等对进气道性能的影响。
*
收稿日期 : 2009 04 21; 修订日期 : 2009 08 30 基金项目 : 国家航空科学基金 ( 04C52013) 作者简介 : 张华军 ( 1979 ) , 男 , 博士 . 主要研究领域: 内流气体动力学和高超声速进气道设计技术等 . E mail: zhanghu aju n1@ gamil . com
图 2 ATREX 轴对称进气道简图 Fig. 2 ATREX axisymmetric inlet schematic
以上两共轴型轴对称进气道结构简单, 变几何作 动部件少 , 便于控制, 工程中相对易于实现。但因激 波锥半锥角固定 , 其大小由设计马赫数确定, 若选高 马赫数为设计点 , 半锥角大, 则低马赫数下流量捕获 不足 , 若选低马赫数为设计点 , 半锥角小 , 则高马赫数 下总压恢复系数低。简而言之 , 该类进气道在高马赫 数下的总压恢复系数与低马赫数下的流量捕获间存 在较大矛盾。 同时 , 由于中心体整体移动, 对进气道后的扩压 段流动产生了一定的影响 , 可移动中心体的几何形状 不变 , 对中心体的外形和唇口内型面的设计提出了考 验, 很难做到不同来流马赫数下通道的几何形状均能 产生好的气动特性, 因此也限制了该类进气道性能的 进一步提高。 为了改善 SR 71 进气道的气动性能和拓宽其工 作马赫数范围, 近年美国马里兰大学航空航天工程系 以 SR 71 进气道为基础 , 通过数值模拟的手 段进行 了大量的研究, 包括可调激波锥角、 可调唇罩和拓宽 激波锥肩部范围等的研究 1. 2
( a) 结构简图
1
TBCC 进气道方案及国外研究现状
目前美国、 日本、 俄罗斯、 法国、 德国和印度等国
都在大力发展 T BCC 技术, 其中又以美国和日本的 研究最具代表性。本文按照 T BCC 发动机的布局方 式并结合进气道自身的结构特点, 将 T BCC 进气道 分为共轴型轴对称进气道、 共轴型二元进气道、 外并 联型进气道和内并联型进气道四类。前两类适用于 共轴布局方式的 T BCC 发动机 , 后两类适用于并联 布局方式的 T BCC 发动机。下面按此分类分别对国 外 T BCC 进气道的研究与应用现状进行简 要介绍, 初步分析 T BCC 进气道的设计原则及面临的挑战。 1. 1 共轴型轴对称进气道 20 世纪 60 年代初曾经在世界上创造过多项飞 行记录的美国 黑鸟 高空高速侦察机 SR 71 所使用 的推进系统就是 T BCC 发动机 , 该发动机是世界上 最早投入使用的 T BCC 发动机 , 它采用的是串联布 局方式, 能使 SR 71 长时间巡航在马赫数 3 以上, 且 最大飞行马赫数达 3. 2 。该发动机进气系统采用 的是轴对称变几何进气道, 包括整流罩、 一个可移动 的激波锥、 可调的前后旁路活门、 多孔式激波锥中心 体附面层吸除系统和一套为控制内部激波位置及附 面层流动而设计的喉道壁吸气系统 ( 图 1a) 。激波锥 在不同的飞行状态下有不同的轴向位置与之相对应, 以向处于不同飞行状态下的 T BCC 发动机提供最适 宜的内流品 质。在 地面起 飞状 态和 飞行 高度低 于 30000 英尺时 , 激波锥自动锁定在最前方位置 ; 当飞 行高度超过 30000 英尺时激波锥解锁, 但仍保持靠前 位置直到马赫数 1. 6; 超过马赫数 1. 6 以后, 飞行马 赫数每增加 0. 1 马赫激波锥就缩进 13/ 8 英寸, 当飞 行马赫数达到 3 2 时, 外压锥形激波封口 , 激波锥达 到最里端位置 ( 图 1b) 。整个过程, 总的激波锥行程 约为 26 英寸; 捕获面积从 8. 7 平方英尺增加到 18. 5 平方英尺 , 增加了 112% ; 喉道面积缩小到 4. 16 平方 英尺 , 为马赫数 1. 6 时面积的 54% 。
[ 2]
发展方向 , 其飞行范围十分宽广, 飞行马赫数从亚声 速、 跨声速、 超声速一直扩展到高超声速。动力装置 是能否实现高超声速飞行的主要关键。当今 , 航空涡 轮发动机的飞行马赫数一般在 0~ 3, 亚燃冲压发动 机飞行马赫数为 2~ 6, 超燃冲压发动机飞行马赫数 大于 6。可见 , 任意一种单一的吸气式发动机均不能 满足以上要求, 因此从上世纪六十年代开始, 国外对 组合动力展开了广泛而深入的研究。 组合发动机可分为 RBCC( 火箭基组合循环 ) 和 T BCC( T urbine Based Combined Cycle, 涡轮 基组合 循环 ) 两 大类, 其中 T BCC 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、 超 燃和双模态燃烧冲压发动机 ) 的两种技术结 合到一 起, 整合了涡轮发动机和冲压发动机在各自适用飞行 范围内的优势, 使其具有可常规起降、 重复使用、 可靠 性高、 低速性能好
1
博
1
( 1. 南京 航空航天大学能源与动力学院 , 江苏 南京
210016; 610503)
2. 中国人民解放军驻成都发动机集 团军事代表室 , 四川 成都 摘来自百度文库
要 : 介绍了 T BCC 发动机的组合方案及相对应的进气 道方案 , 通过 对国外 T BCC 进 气道技 术发展 和应用 现状
的详细分析 , 阐述了不同布 局方式的 T BCC 进气道的优劣 点 , 总 结了发 展 T BCC 进气道 所面临 的主要 挑战及 所需 解决的关键技术 , 提出了 T BCC 进气道技术当前有待突破 的首要问 题 , 意在为 发展 T BCC 进气 道技术 提供基 本思 路和参考。 关键词 : 涡轮基组合循环发 动机 ; 进气道 ; 高超声速 中图分类号 : V 211. 48 文献标识码 : A
0
引 言
高超声速飞行器已成为未来飞行器的主要战略
( co axial t ype) 布局和上下型 ( over/ under t ype, 亦称 并联型 ) 布局, 其中共轴型布局可分为环绕型 ( w rap aro und, 冲压燃烧室在涡扇发动机的外函管道中 ) 和 串联型 ( t andem , 冲压燃烧室在涡扇发动机的后面 ) , 而并联型布局又可分为外并联型和内并联型
( 在 Ma < 3 的阶段, 涡轮发动机
的比冲是各类发动机中最高的 ) 、 技术风险小等优点, 可作为高超声速军民用飞机、 高超声速巡航导弹以及 单双级入轨轨道飞行器的理想动力装置 , 从而具有很 好的工程应用前景。按照涡轮发动机和冲压发动机 组合时的相对位置关系, T BCC 发动机可分为共轴型
[ 1]
。
进气道是 T BCC 发动机的重要组成部分 , 对整 个推进系统的性能起着关键性作用 , 制约着整个推进 系统功能的发挥和性能的提高。改进进气道的气动 性能和不同飞行状态下的适用性被国际上确定为发 展 T BCC 发动机的关键技术之一。 T BCC 进气道的 主要任务是高效率地向涡轮发动机的压气机或冲压 发动机的燃烧室提供一定压力、 温度、 速度和流量的 空气, 以满足飞行器高超声速飞行的需要, 其中包括 模态转换过程中 ( 涡轮模态转换到冲压模态或冲压模 态转换到涡轮模态) 同时向涡轮通道和冲压通道提供 所需气流, 能否完成转换过程的流量和推力平稳过渡 是决定 T BCC 发动机研制成败的关 键。由此可见 , T BCC 进气道不同于其它普通航空发动机的进气道 , 它要在非常宽广的飞行范围内以及飞行工况多变的 条件下向 T BCC 发动机提供稳定优良的流场 , 这就 要求进气道在整个飞行过程中通过改变自身的形状 来适应飞行状态的变化, 如果进气道不能正常工作 , T BCC 发动机的效率将 大大降低 , 以致 不能正常 工 作。 为了 使 T BCC 发 动机在不 同的飞行 状态下都 能
[ 3 6]
( b) 激波锥位置与 波系简图 图 1 SR 71 轴对称进气道简图 Fig. 1 SR 71 axisymmetric inlet schematic
日本是世界上较早从事 T BCC 发动机研究工作 的国家之一 , 该国于 1986 年开始实施吸气式涡轮冲压 膨胀循环发动机 ( AT REX, Air Turbo Ramjet Engine) 研制计划 。 AT REX 发动机 以液氢为燃料, 最大 飞行马赫数为 6, 采用串联布局方式, 主要用作高超 声速飞机或单、 双级入轨可往返式空天飞机的推进系 统。该 T BCC 发动机采用带预冷器的轴对称变几何 进气道 ( 图 2) , 进气道激波锥的半锥角由设计马赫数 确定, 其变几何特性也是通过改变激波锥在轴向所处 的位置来实现。 AT REX 计划于 1993 年首次完成了 带预冷器的 轴对称 变几何 进气 道的 风洞 试验。在 1994~ 1995 年间, 通过数值模拟和风洞试验 相结合 的手段 , 对进气道波系配置、 设计马赫数和激波锥半 锥角的选取进行了详细地研究[ 9 11] , 试验同时进行了 进气道攻角、 激波锥锥面开孔和唇口开缝对进气道性 能影响的研究。其中 , 设计马赫数选为 3. 5 、 半锥角 10 !、 外压由一道锥形激波和一等熵压缩波组成、 内压 三道波组成的进气道方案 , 在大部分飞行马赫数范围 内不同攻角下均获得了高的总压恢复和流量系数, 且 其 唇 罩 阻 力 最 小 , 已 基 本 能 够 满 足 实 际 应 用。 AT REX 计划从 1997 年开始开展进气道控制研究[ 12] , 于 2000 年 2 月在法国的 S3MA 超声速风洞中进行了 进气道控制试验 , 成功地完成了进气道的自动控制 ,
第 28 卷
第5期
2010 年 10 月 文章编号 : 0258 1825( 2010) 05 0613 08
空 气 动 力 学 学 报 ACTA AERODYNAMICA SINICA
V o l. 28, N o. 5 Oct. , 2010
TBCC 进气道研究现状及其关键技术
张华军
1, 2
, 郭荣伟 , 李
614
空
气
动
力
学
学
报
第 28 卷
正常高效地工作 , 发展 一种变几 何进气道 与 T BCC 发动机相匹配是十分必要的, 美国和日本等国均在此 领域投入大量的人力和物力, 且已在某些关键技术方 面取得了重大进展。 本文将按照 T BCC 发动机的布局方式 , 分类介 绍各布局方式所用进气道的研究与应用现状 , 详细论 述不同布局方式的 T BCC 进气道的优劣点 , 并对进 一步发展可能会面对的关键技术和问题给出意见。
[ 7 8]
第5期
张华军等 : T BCC 进气道研究现状及其关键技术
615
并在无手动操作的情况下获得了 90% 的最大进气道 性能。
时 , 可调斜板与来流的夹角开始随着来流马赫数的增 大而增大, 在设计马赫数时, 各压缩面的气流角度均 达到最大, 进气道流通面积最小 , 且在不同的来流马 赫数下 , 保证喉道马赫数为 1. 5 左右。通过对各可调 斜板的调整 , 实现了在不同的来流马赫数下, 调节进 气道压缩效率和捕获流量的目的, 使之在不同的外部 飞行状态下均能满足发动机的需求。
图3
ATREX 二元进气道系统简图
Fig. 3 ATREX rectangular inlet system schematic
为了给马赫数 5 一级超声速巡航民航机提供动 力系 统, 日 本从 1989 年 开始 为 期 10 年 的 H YP R ( H y personic T ranspo rt P ropulsion System ) T BCC 发动机研制计划 。 H YPR T BCC 发动机仍采用 共轴串联布局方式, 是最早的专为高超声速运输机设 计并通过地面试验的 T BCC 发动机。该发动机采用 二元变几何侧板式进气道 ( 图 4) , 该进气道的设计马 赫数为 5, 模态转换的转级马赫数定为 2. 5~ 3, 其气 动性能的目标是在最小的放气流量下 , 在 M a= 3 时 总压恢复系数达到 0. 81, 在 Ma = 5 时总压恢复系数 达到 0 51。进气道在设计马赫数时由 2 块侧板、 4个 压缩面、 内收缩段、 喉道等直段和方转圆扩张段组成。 进气道第一个压缩面的偏转角固定为 5!, 第二、 三、 四个压缩面的偏转角可调 , 进气道内收缩段下壁面可 做平移运动。在不同的飞行状态下 , 进气道第二、 三、 四个压缩面有不同的偏转角以及内收缩段下壁面平 移到相应的位置与之相适应, 以使组合发动机达到最 佳的工作状 态。该进 气道 的缩 尺寸模 型在 法国 的 S3M A 超声速风洞中进行了吹风试验 , 进气道模型捕 获面积的高宽比为 1. 5( 150m m 高, 100m m 宽) , 喉道 后扩张段截面形状从喉道处的矩形光滑过渡到发动 机入口处的圆形, 在 M a= 5 状态下喉道的高宽比为 0. 1。试验结果表明 , 在 Ma = 5 状态下最大总压恢复可 达 0. 53, 达到并超过了设计目标, 但在 Ma= 3 状态下 最大总压恢复只有 0. 70, 未达到设计目标。试验同 时还研究了侧板类型、 第四道压缩面抽吸孔类型、 喉 道处开缝宽度和侧板开孔等对进气道性能的影响。
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收稿日期 : 2009 04 21; 修订日期 : 2009 08 30 基金项目 : 国家航空科学基金 ( 04C52013) 作者简介 : 张华军 ( 1979 ) , 男 , 博士 . 主要研究领域: 内流气体动力学和高超声速进气道设计技术等 . E mail: zhanghu aju n1@ gamil . com
图 2 ATREX 轴对称进气道简图 Fig. 2 ATREX axisymmetric inlet schematic
以上两共轴型轴对称进气道结构简单, 变几何作 动部件少 , 便于控制, 工程中相对易于实现。但因激 波锥半锥角固定 , 其大小由设计马赫数确定, 若选高 马赫数为设计点 , 半锥角大, 则低马赫数下流量捕获 不足 , 若选低马赫数为设计点 , 半锥角小 , 则高马赫数 下总压恢复系数低。简而言之 , 该类进气道在高马赫 数下的总压恢复系数与低马赫数下的流量捕获间存 在较大矛盾。 同时 , 由于中心体整体移动, 对进气道后的扩压 段流动产生了一定的影响 , 可移动中心体的几何形状 不变 , 对中心体的外形和唇口内型面的设计提出了考 验, 很难做到不同来流马赫数下通道的几何形状均能 产生好的气动特性, 因此也限制了该类进气道性能的 进一步提高。 为了改善 SR 71 进气道的气动性能和拓宽其工 作马赫数范围, 近年美国马里兰大学航空航天工程系 以 SR 71 进气道为基础 , 通过数值模拟的手 段进行 了大量的研究, 包括可调激波锥角、 可调唇罩和拓宽 激波锥肩部范围等的研究 1. 2
( a) 结构简图
1
TBCC 进气道方案及国外研究现状
目前美国、 日本、 俄罗斯、 法国、 德国和印度等国
都在大力发展 T BCC 技术, 其中又以美国和日本的 研究最具代表性。本文按照 T BCC 发动机的布局方 式并结合进气道自身的结构特点, 将 T BCC 进气道 分为共轴型轴对称进气道、 共轴型二元进气道、 外并 联型进气道和内并联型进气道四类。前两类适用于 共轴布局方式的 T BCC 发动机 , 后两类适用于并联 布局方式的 T BCC 发动机。下面按此分类分别对国 外 T BCC 进气道的研究与应用现状进行简 要介绍, 初步分析 T BCC 进气道的设计原则及面临的挑战。 1. 1 共轴型轴对称进气道 20 世纪 60 年代初曾经在世界上创造过多项飞 行记录的美国 黑鸟 高空高速侦察机 SR 71 所使用 的推进系统就是 T BCC 发动机 , 该发动机是世界上 最早投入使用的 T BCC 发动机 , 它采用的是串联布 局方式, 能使 SR 71 长时间巡航在马赫数 3 以上, 且 最大飞行马赫数达 3. 2 。该发动机进气系统采用 的是轴对称变几何进气道, 包括整流罩、 一个可移动 的激波锥、 可调的前后旁路活门、 多孔式激波锥中心 体附面层吸除系统和一套为控制内部激波位置及附 面层流动而设计的喉道壁吸气系统 ( 图 1a) 。激波锥 在不同的飞行状态下有不同的轴向位置与之相对应, 以向处于不同飞行状态下的 T BCC 发动机提供最适 宜的内流品 质。在 地面起 飞状 态和 飞行 高度低 于 30000 英尺时 , 激波锥自动锁定在最前方位置 ; 当飞 行高度超过 30000 英尺时激波锥解锁, 但仍保持靠前 位置直到马赫数 1. 6; 超过马赫数 1. 6 以后, 飞行马 赫数每增加 0. 1 马赫激波锥就缩进 13/ 8 英寸, 当飞 行马赫数达到 3 2 时, 外压锥形激波封口 , 激波锥达 到最里端位置 ( 图 1b) 。整个过程, 总的激波锥行程 约为 26 英寸; 捕获面积从 8. 7 平方英尺增加到 18. 5 平方英尺 , 增加了 112% ; 喉道面积缩小到 4. 16 平方 英尺 , 为马赫数 1. 6 时面积的 54% 。
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发展方向 , 其飞行范围十分宽广, 飞行马赫数从亚声 速、 跨声速、 超声速一直扩展到高超声速。动力装置 是能否实现高超声速飞行的主要关键。当今 , 航空涡 轮发动机的飞行马赫数一般在 0~ 3, 亚燃冲压发动 机飞行马赫数为 2~ 6, 超燃冲压发动机飞行马赫数 大于 6。可见 , 任意一种单一的吸气式发动机均不能 满足以上要求, 因此从上世纪六十年代开始, 国外对 组合动力展开了广泛而深入的研究。 组合发动机可分为 RBCC( 火箭基组合循环 ) 和 T BCC( T urbine Based Combined Cycle, 涡轮 基组合 循环 ) 两 大类, 其中 T BCC 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、 超 燃和双模态燃烧冲压发动机 ) 的两种技术结 合到一 起, 整合了涡轮发动机和冲压发动机在各自适用飞行 范围内的优势, 使其具有可常规起降、 重复使用、 可靠 性高、 低速性能好
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博
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( 1. 南京 航空航天大学能源与动力学院 , 江苏 南京
210016; 610503)
2. 中国人民解放军驻成都发动机集 团军事代表室 , 四川 成都 摘来自百度文库
要 : 介绍了 T BCC 发动机的组合方案及相对应的进气 道方案 , 通过 对国外 T BCC 进 气道技 术发展 和应用 现状
的详细分析 , 阐述了不同布 局方式的 T BCC 进气道的优劣 点 , 总 结了发 展 T BCC 进气道 所面临 的主要 挑战及 所需 解决的关键技术 , 提出了 T BCC 进气道技术当前有待突破 的首要问 题 , 意在为 发展 T BCC 进气 道技术 提供基 本思 路和参考。 关键词 : 涡轮基组合循环发 动机 ; 进气道 ; 高超声速 中图分类号 : V 211. 48 文献标识码 : A
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引 言
高超声速飞行器已成为未来飞行器的主要战略
( co axial t ype) 布局和上下型 ( over/ under t ype, 亦称 并联型 ) 布局, 其中共轴型布局可分为环绕型 ( w rap aro und, 冲压燃烧室在涡扇发动机的外函管道中 ) 和 串联型 ( t andem , 冲压燃烧室在涡扇发动机的后面 ) , 而并联型布局又可分为外并联型和内并联型
( 在 Ma < 3 的阶段, 涡轮发动机
的比冲是各类发动机中最高的 ) 、 技术风险小等优点, 可作为高超声速军民用飞机、 高超声速巡航导弹以及 单双级入轨轨道飞行器的理想动力装置 , 从而具有很 好的工程应用前景。按照涡轮发动机和冲压发动机 组合时的相对位置关系, T BCC 发动机可分为共轴型
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进气道是 T BCC 发动机的重要组成部分 , 对整 个推进系统的性能起着关键性作用 , 制约着整个推进 系统功能的发挥和性能的提高。改进进气道的气动 性能和不同飞行状态下的适用性被国际上确定为发 展 T BCC 发动机的关键技术之一。 T BCC 进气道的 主要任务是高效率地向涡轮发动机的压气机或冲压 发动机的燃烧室提供一定压力、 温度、 速度和流量的 空气, 以满足飞行器高超声速飞行的需要, 其中包括 模态转换过程中 ( 涡轮模态转换到冲压模态或冲压模 态转换到涡轮模态) 同时向涡轮通道和冲压通道提供 所需气流, 能否完成转换过程的流量和推力平稳过渡 是决定 T BCC 发动机研制成败的关 键。由此可见 , T BCC 进气道不同于其它普通航空发动机的进气道 , 它要在非常宽广的飞行范围内以及飞行工况多变的 条件下向 T BCC 发动机提供稳定优良的流场 , 这就 要求进气道在整个飞行过程中通过改变自身的形状 来适应飞行状态的变化, 如果进气道不能正常工作 , T BCC 发动机的效率将 大大降低 , 以致 不能正常 工 作。 为了 使 T BCC 发 动机在不 同的飞行 状态下都 能
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( b) 激波锥位置与 波系简图 图 1 SR 71 轴对称进气道简图 Fig. 1 SR 71 axisymmetric inlet schematic
日本是世界上较早从事 T BCC 发动机研究工作 的国家之一 , 该国于 1986 年开始实施吸气式涡轮冲压 膨胀循环发动机 ( AT REX, Air Turbo Ramjet Engine) 研制计划 。 AT REX 发动机 以液氢为燃料, 最大 飞行马赫数为 6, 采用串联布局方式, 主要用作高超 声速飞机或单、 双级入轨可往返式空天飞机的推进系 统。该 T BCC 发动机采用带预冷器的轴对称变几何 进气道 ( 图 2) , 进气道激波锥的半锥角由设计马赫数 确定, 其变几何特性也是通过改变激波锥在轴向所处 的位置来实现。 AT REX 计划于 1993 年首次完成了 带预冷器的 轴对称 变几何 进气 道的 风洞 试验。在 1994~ 1995 年间, 通过数值模拟和风洞试验 相结合 的手段 , 对进气道波系配置、 设计马赫数和激波锥半 锥角的选取进行了详细地研究[ 9 11] , 试验同时进行了 进气道攻角、 激波锥锥面开孔和唇口开缝对进气道性 能影响的研究。其中 , 设计马赫数选为 3. 5 、 半锥角 10 !、 外压由一道锥形激波和一等熵压缩波组成、 内压 三道波组成的进气道方案 , 在大部分飞行马赫数范围 内不同攻角下均获得了高的总压恢复和流量系数, 且 其 唇 罩 阻 力 最 小 , 已 基 本 能 够 满 足 实 际 应 用。 AT REX 计划从 1997 年开始开展进气道控制研究[ 12] , 于 2000 年 2 月在法国的 S3MA 超声速风洞中进行了 进气道控制试验 , 成功地完成了进气道的自动控制 ,
第 28 卷
第5期
2010 年 10 月 文章编号 : 0258 1825( 2010) 05 0613 08
空 气 动 力 学 学 报 ACTA AERODYNAMICA SINICA
V o l. 28, N o. 5 Oct. , 2010
TBCC 进气道研究现状及其关键技术
张华军
1, 2
, 郭荣伟 , 李
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空
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正常高效地工作 , 发展 一种变几 何进气道 与 T BCC 发动机相匹配是十分必要的, 美国和日本等国均在此 领域投入大量的人力和物力, 且已在某些关键技术方 面取得了重大进展。 本文将按照 T BCC 发动机的布局方式 , 分类介 绍各布局方式所用进气道的研究与应用现状 , 详细论 述不同布局方式的 T BCC 进气道的优劣点 , 并对进 一步发展可能会面对的关键技术和问题给出意见。
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第5期
张华军等 : T BCC 进气道研究现状及其关键技术
615
并在无手动操作的情况下获得了 90% 的最大进气道 性能。
时 , 可调斜板与来流的夹角开始随着来流马赫数的增 大而增大, 在设计马赫数时, 各压缩面的气流角度均 达到最大, 进气道流通面积最小 , 且在不同的来流马 赫数下 , 保证喉道马赫数为 1. 5 左右。通过对各可调 斜板的调整 , 实现了在不同的来流马赫数下, 调节进 气道压缩效率和捕获流量的目的, 使之在不同的外部 飞行状态下均能满足发动机的需求。