王玉男，胡秋晨，賈琳淵，張彥軍

（1.中航工業(yè)沈陽發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)研究所，沈陽110015；2.西北工業(yè)大學(xué)動(dòng)力與能源學(xué)院，西安710072）

串聯(lián)式TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)模態(tài)轉(zhuǎn)換模擬

王玉男1，胡秋晨2，賈琳淵2，張彥軍1

（1.中航工業(yè)沈陽發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)研究所，沈陽110015；2.西北工業(yè)大學(xué)動(dòng)力與能源學(xué)院，西安710072）

為開展渦輪基組合循環(huán)（TBCC）發(fā)動(dòng)機(jī)模態(tài)轉(zhuǎn)換過程研究，基于某小型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)，應(yīng)用串聯(lián)式TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)總體性能數(shù)值計(jì)算程序進(jìn)行性能計(jì)算。根據(jù)沿飛行軌道TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)沖壓涵道與渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)涵道氣流混合過程中的參數(shù)變化規(guī)律，開展模態(tài)轉(zhuǎn)換過程模擬。分析了不同等動(dòng)壓頭、加力/沖壓燃燒室進(jìn)口馬赫數(shù)、出口溫度等主要參數(shù)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)性能的影響。根據(jù)小型串聯(lián)式TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)模態(tài)轉(zhuǎn)換過程和沿飛行軌道的發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)態(tài)特性模擬，確定了較為合理的模態(tài)轉(zhuǎn)換區(qū)間，并得到了推力、耗油率等發(fā)動(dòng)機(jī)性能參數(shù)。研究表明：不同動(dòng)壓頭對(duì)應(yīng)不同的模態(tài)轉(zhuǎn)換馬赫數(shù)，加力/沖壓燃燒室進(jìn)口馬赫數(shù)和出口總溫對(duì)模態(tài)轉(zhuǎn)換馬赫數(shù)并無影響。

渦輪基組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)；性能模擬；模態(tài)轉(zhuǎn)換；渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)；沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)

0 引言

在經(jīng)歷著深刻技術(shù)變革的今天，世界強(qiáng)國正在從爭奪空中優(yōu)勢向爭奪太空優(yōu)勢轉(zhuǎn)變。空天飛行器作為未來航空、航天武器裝備，由于其革命性的技術(shù)變革和顛覆性的作戰(zhàn)優(yōu)勢，受到世界各國的關(guān)注。美國、歐盟、日本等國家已將空天飛行器及其動(dòng)力列為重要的技術(shù)發(fā)展方向，并制定了相應(yīng)研究計(jì)劃[1-2]。

渦輪基組合循環(huán)（TBCC）發(fā)動(dòng)機(jī)作為1種新型吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)，擁有比傳統(tǒng)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)更寬的飛行范圍、比火箭發(fā)動(dòng)機(jī)更大的比沖、可使用常規(guī)碳?xì)淙剂稀⒕哂休^好的經(jīng)濟(jì)性等特點(diǎn)，可作為水平起降重復(fù)使用臨近空間飛機(jī)、空天入軌飛機(jī)以及遠(yuǎn)程高空高速導(dǎo)彈的動(dòng)力裝置，滿足空天一體化飛行的發(fā)展趨勢[3-7]。

本文基于某小型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)，通過串聯(lián)式TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)性能計(jì)算，分析了沿飛行軌道的渦輪、沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的參數(shù)變化規(guī)律。根據(jù)沿飛行軌道的熱力參數(shù)變化規(guī)律，確定了渦輪沖壓模態(tài)轉(zhuǎn)換區(qū)間。

1 串聯(lián)式TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)性能分析

1.1 TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)方案

所研究的TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)方案為串聯(lián)式[8]，在單軸渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)（渦輪基）的外圍增加沖壓涵道，達(dá)到?jīng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)的工作條件時(shí)，來自進(jìn)氣道的氣流分為2股，其中1股流經(jīng)壓氣機(jī)、燃燒室和渦輪；另1股流經(jīng)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)外圍的沖壓涵道，這2股氣流通過渦輪后的混合室充分混合后進(jìn)入全新設(shè)計(jì)的加力/沖壓燃燒室[9]（以下簡稱燃燒室），在燃燒室中加入燃油燃燒并產(chǎn)生高溫燃?xì)?，最后?jīng)由喉部和出口面積均可調(diào)的收擴(kuò)噴管排入大氣中，串聯(lián)式TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)如圖1所示。

圖1 串聯(lián)式TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)

1.2 渦輪基性能計(jì)算

TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)的渦輪基計(jì)算過程與單軸渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)的相同。發(fā)動(dòng)機(jī)在ISA條件下，高度為0～12 km的高度速度特性如圖2所示（部分計(jì)算數(shù)據(jù)采取無量綱化處理）。

圖2 某渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)加力狀態(tài)高度速度特性（T7=2000 K）

1.3 模態(tài)轉(zhuǎn)換計(jì)算方法

在TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)計(jì)算過程中，較為復(fù)雜的是模態(tài)轉(zhuǎn)換過程的非設(shè)計(jì)點(diǎn)計(jì)算。在模態(tài)轉(zhuǎn)換區(qū)間，還必須保證混合段進(jìn)口的渦輪涵道和沖壓涵道的壓力平衡關(guān)系和補(bǔ)氣條件的實(shí)現(xiàn)。在TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)沖壓涵道氣流與渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)通道氣流的混合過程中，根據(jù)氣體動(dòng)力學(xué)可知，只要沖壓外涵的總壓P25大于渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)的內(nèi)涵出口靜壓Ps55，總可以找到Ps25與Ps55相等時(shí)，即可進(jìn)行補(bǔ)氣。故對(duì)于串聯(lián)式TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)應(yīng)以Ps55/P25＜1.0作為沖壓外涵的恰好補(bǔ)氣條件，從而計(jì)算得到模態(tài)轉(zhuǎn)換起始點(diǎn)[10-11]，而模態(tài)轉(zhuǎn)換結(jié)束點(diǎn)由渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)最大工作點(diǎn)決定。考慮到當(dāng)恰好滿足Ps55/P25＜1.0時(shí)，沖壓外涵25截面的速度很小，此時(shí)25截面需要打開很大的面積來滿足尾噴管的流量平衡，故需要在P25比Ps55高出一定的裕度后才會(huì)打開沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)通道。

在基于單軸渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)的TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)計(jì)算模型中，即模態(tài)轉(zhuǎn)換的計(jì)算過程為：首先假定關(guān)閉沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)通道，進(jìn)行單軸渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)各截面氣動(dòng)參數(shù)計(jì)算，計(jì)算完畢后打開沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)通道，在保持渦輪基狀態(tài)不變的情況下，通過沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)通道與渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)通道的靜壓平衡，以及進(jìn)氣道與噴管的流量平衡，計(jì)算模態(tài)轉(zhuǎn)換的截面參數(shù)與性能參數(shù)。

2 串聯(lián)式TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)性能主要影響因素分析

針對(duì)影響TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)軌道性能的幾個(gè)因素分別分析，并綜合考慮某型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)的參數(shù)極限和串聯(lián)式方案的難度風(fēng)險(xiǎn)，最終確定基于某型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)的串聯(lián)式TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)總體方案。

經(jīng)過綜合考慮，影響串聯(lián)式TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)主要包括飛行軌道動(dòng)壓頭、燃燒室進(jìn)口面積（設(shè)計(jì)點(diǎn)進(jìn)口馬赫數(shù)Ma6,ds）和燃燒室出口溫度（T7）。

2.1 等動(dòng)壓頭對(duì)性能的影響

研究針對(duì)3種不同的潛在使用對(duì)象選取了3種不同的等動(dòng)壓頭飛行軌道：第1種是適用于高超聲速導(dǎo)彈的飛行軌道（等動(dòng)壓頭為80 kPa），第2種是適用于臨近空間飛行器的飛行軌道（等動(dòng)壓頭為50 kPa），第3種是適用于高空高速偵察機(jī)的飛行軌道（等動(dòng)壓頭為20 kPa）。

采用隔離變量的方法進(jìn)行分析。即保持燃燒室進(jìn)口面積和燃燒室溫度不變，僅改變飛行軌道動(dòng)壓頭，觀察其對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)性能和整機(jī)方案的影響。保持Ma6,ds= 0.15，T7=2000 K，飛行軌道動(dòng)壓頭q分別為20、50和80 kPa，利用串聯(lián)式TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)性能計(jì)算程序，計(jì)算獲得TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)沿3種動(dòng)壓頭軌道飛行的性能，如圖3所示。

研究表明，飛行軌道動(dòng)壓頭、燃燒室進(jìn)口面積和燃燒室出口溫度這3個(gè)參數(shù)對(duì)TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)性能均會(huì)產(chǎn)生重要影響。從圖3中可見，隨著軌道動(dòng)壓頭的增大，使發(fā)動(dòng)機(jī)的流量顯著提高，從而使發(fā)動(dòng)機(jī)的推力顯著提高。在加力模態(tài)，動(dòng)壓頭越大則耗油率越高；而在模態(tài)轉(zhuǎn)換及純沖壓模態(tài)，動(dòng)壓頭越大則發(fā)動(dòng)機(jī)耗油率越低。尤其是在模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中軌道動(dòng)壓頭越大則推力越高，而耗油率越低。

圖3 發(fā)動(dòng)機(jī)沿不同等動(dòng)壓頭軌道的飛行性能（T7=2000 K，Ma6,ds=0.15）

由于模態(tài)轉(zhuǎn)換過程是TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)研制過程中的關(guān)鍵和難點(diǎn)技術(shù)，因此，給出模態(tài)轉(zhuǎn)換成功點(diǎn)附近發(fā)動(dòng)機(jī)的重要性能參數(shù)變化。飛行軌跡動(dòng)壓頭對(duì)模態(tài)轉(zhuǎn)換起始點(diǎn)性能的影響見表1。

表1 飛行軌跡動(dòng)壓頭對(duì)模態(tài)轉(zhuǎn)換起始點(diǎn)性能的影響（T7=2000K，Ma6,ds=0.15）

從表中可見，動(dòng)壓頭對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)模態(tài)轉(zhuǎn)換起始點(diǎn)的性能有較大影響：不同動(dòng)壓頭下TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)的模態(tài)轉(zhuǎn)換起始點(diǎn)馬赫數(shù)分別為2.39、2.30和2.27，換算轉(zhuǎn)速分別為0.785、0.804和0.809，表明動(dòng)壓頭對(duì)模態(tài)轉(zhuǎn)換起始點(diǎn)的馬赫數(shù)有直接影響，而對(duì)其換算轉(zhuǎn)速影響相對(duì)較?。磺覄?dòng)壓頭越大，燃燒室出口的油氣比越低、燃燒室燃油流量越大，模態(tài)轉(zhuǎn)換下的涵道比、沖壓涵道補(bǔ)氣流量和補(bǔ)氣點(diǎn)外涵面積A25均越大。

2.2 燃燒室出口溫度對(duì)性能影響

燃燒室出口溫度T7對(duì)串聯(lián)式TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)的性能有重要影響，T7的選擇既要考慮對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)性能的需求，又要兼顧燃燒室的設(shè)計(jì)難度及發(fā)動(dòng)機(jī)的壽命。若T7過低，則不利于發(fā)動(dòng)機(jī)性能的發(fā)揮；若T7過高，則對(duì)燃燒室的熱防護(hù)要求更高。綜合考慮以上因素和目前渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)加力燃燒室與沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室設(shè)計(jì)水平，初步選擇3種T7進(jìn)行分析。保持Ma6,ds=0.15，飛行軌道動(dòng)壓頭為50 kPa，燃燒室溫度T7分別為1900、2000和 2100 K，利用本研究所編制的串聯(lián)式TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)性能計(jì)算程序，計(jì)算獲得了3種T7下TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)沿軌道飛行的性能，如圖4所示。

圖4 3種T7下發(fā)動(dòng)機(jī)沿軌道飛行的性能（Ma6,ds=0.15，q=50 kPa）

從圖中可見，隨著T7的升高，發(fā)動(dòng)機(jī)的推力略有增大，這是因?yàn)門7升高，增大了其單位推力，但流過發(fā)動(dòng)機(jī)的流量減小，從而降低了其推力增大的幅度。在加力模態(tài)和模態(tài)轉(zhuǎn)換時(shí)，T7越高耗油率越高。而在純沖壓模態(tài)，T7越高則發(fā)動(dòng)機(jī)耗油率越低?？梢娫谒xT7范圍內(nèi)，T7的升高對(duì)加力模態(tài)和模態(tài)轉(zhuǎn)換時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)的性能增益很小，但是對(duì)純沖壓模態(tài)的性能增益明顯。值得注意的是，在本研究過程中均假定T7始終保持為常數(shù)，這樣的選擇實(shí)際上很難兼顧TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)全軌道的性能。T7對(duì)模態(tài)轉(zhuǎn)換起始點(diǎn)性能的影響見表2，其重點(diǎn)給出了模態(tài)轉(zhuǎn)換成功點(diǎn)附近發(fā)動(dòng)機(jī)的重要性能參數(shù)變化。

從表中可見，T7對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)模態(tài)轉(zhuǎn)換起始點(diǎn)的性能有一定影響：在目前的模型下，T7對(duì)TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)的模態(tài)轉(zhuǎn)換馬赫數(shù)沒有影響，但是若考慮進(jìn)排氣系統(tǒng)與發(fā)動(dòng)機(jī)的匹配工作，則需要進(jìn)一步優(yōu)化[12-13]；T7對(duì)TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)的模態(tài)轉(zhuǎn)換換算轉(zhuǎn)速?zèng)]有影響；T7越高，模態(tài)轉(zhuǎn)換下的涵道比越小，且在整個(gè)模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中涵道比變化較小、補(bǔ)氣點(diǎn)外涵面積A25越小、沖壓涵道補(bǔ)氣流量越小，主要是尾噴管喉部始終臨界，T7的升高起到了熱節(jié)流的作用；T7越高，燃燒室出口的油氣比越大、燃燒室燃油流量越大；在整個(gè)模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中，Ma6,ds幾乎不變。

表2 T7對(duì)模態(tài)轉(zhuǎn)換起始點(diǎn)性能的影響（Ma6,ds=0.15，q=50 kPa）

2.3 燃燒室設(shè)計(jì)點(diǎn)進(jìn)口馬赫數(shù)對(duì)性能的影響

由于燃燒室進(jìn)口面積A6由設(shè)計(jì)點(diǎn)進(jìn)口馬赫數(shù)Ma6,ds惟一確定，討論A6對(duì)TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)性能的影響時(shí)，均采用Ma6,ds代替。A6的設(shè)計(jì)主要考慮燃燒室燃燒的組織。若Ma6,ds過大，即A6過小則沖壓/加力燃燒室內(nèi)氣流速度過高，難以有效組織燃燒；若Ma6,ds過小，則會(huì)使得A6過大，給試驗(yàn)件的設(shè)計(jì)加工帶來不便。文獻(xiàn)[14-15]指出，CIAM的TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)件的燃燒室進(jìn)口馬赫數(shù)在0.10～0.25之間。

綜合考慮以上因素并結(jié)合目前渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)加力燃燒室與沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室設(shè)計(jì)水平，初步選擇3種Ma6,ds進(jìn)行分析，分別是Ma6,ds=0.15、0.20、0.25。保持T7=2000 K，飛行軌道動(dòng)壓頭為50 kPa，利用串聯(lián)式TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)性能數(shù)值計(jì)算程序，獲得了3種燃燒室溫度下TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)的軌道性能，如圖5所示。

圖5 不同Ma6,ds下發(fā)動(dòng)機(jī)沿軌道飛行的性能（T7=2000 K，q＝50 kPa）

從圖中可見，在現(xiàn)有模型和假設(shè)條件下，Ma6,ds對(duì)加力模態(tài)下的發(fā)動(dòng)機(jī)性能幾乎沒有影響，這是因?yàn)镸a6,ds的改變僅影響燃燒室的損失。同時(shí)，Ma6,ds對(duì)模態(tài)轉(zhuǎn)換和純沖壓模態(tài)的性能影響較大，這是補(bǔ)氣量顯著變化的結(jié)果?？梢哉f，Ma6,ds越小發(fā)動(dòng)機(jī)模態(tài)轉(zhuǎn)換和純沖壓模態(tài)性能越好，同時(shí)可以降低燃燒室的設(shè)計(jì)難度。在現(xiàn)有模型和假設(shè)下，Ma6,ds對(duì)TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)模態(tài)轉(zhuǎn)換時(shí)馬赫數(shù)沒有影響，但是若考慮進(jìn)排氣系統(tǒng)與發(fā)動(dòng)機(jī)的匹配工作，則二者應(yīng)有一定聯(lián)系，其結(jié)果有待進(jìn)一步研究。Ma6,ds對(duì)模態(tài)轉(zhuǎn)換起始點(diǎn)性能的影響見表3，表中重點(diǎn)給出了模態(tài)轉(zhuǎn)換成功點(diǎn)附近發(fā)動(dòng)機(jī)的重要性能參數(shù)變化。

表3 Ma6,ds對(duì)模態(tài)轉(zhuǎn)換起始點(diǎn)性能的影響（T7=2000 K，q=50 kPa）

從表中可見，Ma6,ds對(duì)沖壓渦輪涵道比有較大影響，且Ma6,ds越大，模態(tài)轉(zhuǎn)換時(shí)的涵道比越小，且在整個(gè)模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中涵道比變化較??；Ma6,ds對(duì)燃燒室出口油氣比有較大影響，且Ma6,ds越大，燃燒室出口的油氣比越低；因?yàn)镸a6,ds越大，則A6和A8越小，而尾噴管喉部始終臨界，導(dǎo)致沖壓涵道補(bǔ)氣量小，從而燃燒室燃油流量越??；Ma6,ds越大，補(bǔ)氣點(diǎn)外涵面積A25越小，實(shí)際上補(bǔ)氣涵道的面積與補(bǔ)氣涵道流量的變化趨勢一致；燃燒室進(jìn)口馬赫數(shù)在整個(gè)模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中幾乎不變。

表4 串聯(lián)式TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)模態(tài)轉(zhuǎn)換起始點(diǎn)參數(shù)（q=50 kPa，T7=2000 K，Ma6,ds=0.15）

2.4 串聯(lián)式TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)軌道特性

按照本方案計(jì)算獲得的模態(tài)轉(zhuǎn)換起始點(diǎn)參數(shù)見表4。通過分析不同因素對(duì)串聯(lián)式TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)方案的影響，以滿足臨近空間飛行器推力需求為目標(biāo)，并保證加力/沖壓燃燒室在各模態(tài)性能最優(yōu)，確定了沿等動(dòng)壓頭為50 kPa的軌道工作，Ma6,ds=0.15、T7=2000 K的發(fā)動(dòng)機(jī)方案。利用串聯(lián)式TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)性能計(jì)算程序計(jì)算獲得了本方案下發(fā)動(dòng)機(jī)的軌道性能，如圖6所示。

圖6 串聯(lián)式TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)軌道飛行性能（T7=2000 K，q=50 kPa，Ma6,ds=0.15）

3 結(jié)論

基于某小型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)，開展了串聯(lián)式TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)性能計(jì)算與匹配分析，給出了串聯(lián)式TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)模態(tài)轉(zhuǎn)換過程參數(shù)計(jì)算方法，分析了發(fā)動(dòng)機(jī)推力、耗油率、空氣流量等性能參數(shù)變化趨勢。闡述了動(dòng)壓頭q、燃燒室出口溫度T7、燃燒室設(shè)計(jì)點(diǎn)進(jìn)口馬赫數(shù)Ma6,ds等參數(shù)對(duì)串聯(lián)式TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)的加力模態(tài)、模態(tài)轉(zhuǎn)換期間、沖壓模態(tài)性能的影響，研究表明：

（1）隨著q的增大，發(fā)動(dòng)機(jī)的空氣流量和推力顯著增大，且不同動(dòng)壓頭對(duì)應(yīng)不同的模態(tài)轉(zhuǎn)換馬赫數(shù)；

（2）隨著T7的升高，發(fā)動(dòng)機(jī)的推力略有增大。在加力模態(tài)和模態(tài)轉(zhuǎn)換時(shí)，T7越高耗油率越高，而在純沖壓模態(tài)，T7越高則發(fā)動(dòng)機(jī)耗油率越低，然而T7對(duì)模態(tài)轉(zhuǎn)換馬赫數(shù)并無影響；

（3）Ma6,ds對(duì)燃燒室出口油氣比有較大影響，且Ma6,ds越大，燃燒室出口油氣比越低，Ma6,ds對(duì)模態(tài)轉(zhuǎn)換馬赫數(shù)也無影響。

通過分析，最后確定了q=50 kPa、Ma6,ds＝0.15、T7=2000 K條件下的串聯(lián)式TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)方案，獲得了模態(tài)轉(zhuǎn)換過程參數(shù)及發(fā)動(dòng)機(jī)的軌道性能參數(shù)，可為后續(xù)開展小型串聯(lián)式TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)驗(yàn)證提供數(shù)據(jù)支持。

[1]梁春華，劉紅霞，索德軍，等.美國航空航天平臺(tái)與推進(jìn)系統(tǒng)的未來發(fā)展及啟示[J].航空發(fā)動(dòng)機(jī)，2013，39（3）：6-10. LIANG Chunhua，LIU Hongxia，SUO Dejun，et al.Future development and enlightenments for US aerospace platform and propulsion system[J]. Aeroengine，2013，39（3）：6-10.(in Chinese)

[2]趙彪.高超聲速飛行器技術(shù)發(fā)展研究[D].哈爾濱：哈爾濱工業(yè)大學(xué)，2010. ZHAO Biao.Research on the development of hypersonic vehicle technology[D].Harbin：Harbin Institute of Technology，2010.(in Chinese)

[3]王占學(xué)，劉增文，王鳴，等.渦輪基組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)發(fā)展趨勢和應(yīng)用前景[J].航空發(fā)動(dòng)機(jī)，2013，39（3）：12-17. WANG Zhanxue，LIU Zengwen，WANG Ming，et al.Future development and application prospect of turbine based combined cycle engine [J].Aeroengine，2013，39（3）：12-17.(in Chinese)

[4]Bartolotta P A，McNelis N B，Shafer D G.High speed turbines:development of a turbine accelerator(RTA)for space access[R].AIAA-2003-6943.

[5]Campbell D H.F-12 Series aircraft propulsion system performance and development[R].AIAA-73-821.

[6]Okazaki M，Miyazawa K，Ishizawa K.Engineering research for super/hyper-sonic transport propulsion system(HYPR)[R].ISABE 99-7004.

[7]McNelis N.RevolutionaryTurbine Accelerator(RTA)demonstrator single expansion ramp nozzle simulation[R].AIAA-2005-3250.

[8]陳大光.高超聲速飛行與TBCC方案簡介[J].航空發(fā)動(dòng)機(jī)，2006,32（3）：10-13. CHEN Daguang.Brief introduction of hypersonic flight and TBCC concept[J].Aeroengine，2006，32（3）：10-13.(in Chinese)

[9]王玉男.渦輪沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)加力/沖壓燃燒室流動(dòng)、燃燒模擬[J].航空發(fā)動(dòng)機(jī)，2013，39（3）：23-26. WANG Yunan.TBCC augmented/ramjet burner flow and combustion simulation[J].Aeroengine，2013，39（3）：23-26.(in Chinese)

[10]王玉男.小型串聯(lián)式渦輪沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)性能模擬與分析 [D].西安：西北工業(yè)大學(xué)，2010. WANG Yunan.The analysis of performace simulation of minitype co-axial and tandem configuration TBCC engine[D].Xi’an:Northwestern Ploytechnical University,2010.(in Chinese)

[11]黃紅超，王占學(xué)，蔡元虎.基于推力連續(xù)準(zhǔn)則的小型渦輪沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)模態(tài)轉(zhuǎn)換過程分析 [J].航空動(dòng)力學(xué)報(bào)，2009，24（12）：2756-2762. HUANG Hongchao，WANG Zhanxue，Cai Yuanhu.Analysis of mode transition with thrust smoothing of small turbine/ramjet combined cycle engine[J].Journal of Aerospace Power，2009，24（12）：2756-2762. (in Chinese)

[12]Davoudzadeh F，Buehrle R，Liu N S，et al.Numerical simulation of the RTA combusion rig[R].NASA-TM-2005-213899.

[13]Lee J，Winslow R，Buehrle R.The Ge-NASA RTA hyperburner design and development[R].NASA-TM-2005-213803.

[14]Sosounov V A，Tskhovrebov M M.The study of experimental turboramjets[R].AIAA-92-3720.

[15]Sosounov V A，Solonin V I.The study of experimental turboramjets: heat state and cooling problems[R].AIAA-93-1989.

（編輯：張寶玲）

Analysis of Mode Transition Simulation of Co-axial and Tandem Configuration TBCC Engine

WANG Yu-nan1，HU Qiu-chen2，JIA Lin-yuan2，ZHANG Yan-jun1
（1.AVIC Shenyang Engine Design and Research Institute,Shenyang 110015,China 2.School of Engine and Energy,Northwestern Polytechnical University,Xi'an 710072,China）

In order to investigate the turbo/ramjet mode transition of TBCC engines,the performance calculations were conducted using overall performance numerical calculation program of co-axial and tandem configuration TBCC engine based on a monotype turbojet. According to the flight orbit,the thermodynamic parameters variation of ram duct and turbine duct during mode transition were studied.The influences of main parameters on engine performance were analyzed,which include different dynamic head，inlet Mach number of afterburner，outlet temperature,etc.More reasonable mode transition regions were determined based on the simulation of mode transition process and the steady performance of the TBCC engine along the track.The thrust,oil consumption rate,performance parameters were obtained.The researches show that different dynamic heads are corresponding to different Mach number of mode transition，while the inlet Mach number and exit total temperature of after/ramjet burner have no influence on the Mach number.

TBCC engine；performance simulation；mode transition；turbine engine；ramjet

V 236

A

10.13477/j.cnki.aeroengine.2015.02.005

2014-03-11 基金項(xiàng)目：國家重大基礎(chǔ)研究項(xiàng)目資助

王玉男（1984），男，碩士，工程師，從事航空發(fā)動(dòng)機(jī)總體設(shè)計(jì)工作；E-mail:yoononwong@163.com。

王玉男，胡秋晨，賈琳淵，等.串聯(lián)式TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)模態(tài)轉(zhuǎn)換模擬[J].航空發(fā)動(dòng)機(jī)，2015，41（2）:22-26.WANG Yunan，HU Qiuchen，JIA Linyuan，et al.Analysis ofmode transition simulation ofco-axial and tandemconfiguration TBCCengine[J].Aeroengine，2015，41（2）：22-26.