TBCC进气道涡轮通道扩张段设计及涡轮模态特性

摘要：

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.

关键词：组合发动机、内并联布局、进气道、涡轮通道扩张段、涡轮模态、TBCC、风洞试验

所属期刊栏目：29

分类号：V231.3(航空发动机（推进系统）)

资助基金：国家高技术研究发展计划2009AA7050303

在线出版日期：2014-04-11（万方平台首次上网日期，不代表论文的发表时间）

页数：共11页

页码：181-191