传统的飞机环境控制系统需要大量发动机压气机引气来实现座舱增压并带走热载荷,对发动机性能存在影响。为得到限定流量和合适温度的座舱供气,引气系统中设置预冷器、绝对压力调节器等部件,将高温高压的发动机压气机引气进行降温、降压处理,造成发动机压气机引气的能量极大浪费,发动机有效功率没有得到充分使用。达到座舱要求条件下,减少发动机压气机引气量是目前研究的热点。本文针对MA700民用飞机提出一种用动力涡轮驱动的空气循环系统。将高温高压引气直接引入动力涡轮膨胀做功,可以将发动机压气机引气的能量得到最大限度利用,同时可以取消预冷器、绝对压力调节器等附件减小系统质量。本文中,动力涡轮的结构特点是具有可调节喷嘴环,可以根据环控系统中压气机功率需求改变喷嘴环开度控制引气量。主要涉及以下几方面研究:1)根据MA700飞机发动机压气机引气参数,计算出飞行剖面内使用动力涡轮驱动空气循环系统时需要的发动机压气机引气量。根据计算结果选取设计、优化状态。在地面状态,环境温度高,座舱热负荷大;冲压空气温度高,换热器效率低;动力涡轮膨胀比小,需要引气量大。选取飞机地面状态发动机压气机引气参数设计动力涡轮。在飞行剖面内巡航时间最长,选取飞机巡航状态发动机压气机引气参数优化动力涡轮。在巡航高度对动力涡轮转速、叶轮叶片数、叶轮叶型三方面进行优化。优化目标是提高动力涡轮在喷嘴环开度为+3°,0°,-3°,-6°时的综合性能。2)对优化得到的动力涡轮进行性能分析:在相同工作条件下对比优化前后涡轮流场,对比不同喷嘴环开度时涡轮内部流场,分析涡轮效率改变的原因。3)在飞行剖面内数值模拟,得到动力涡轮输出功曲线,据此确定飞行剖面内任意时刻喷嘴环开度。动力涡轮驱动的空气循环系统发动机压气机引气量与飞机现有环控系统相比明显减少。飞行剖面内动力涡轮效率保持在0.851~0.885之间,在变工况条件下可以保持较高效率。