【摘 要】
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涡轮基组合循环推进系统（TBCC）是高超声速飞行器的理想动力之一,而TBCC进气道以及平稳的模态转换过程成为TBCC推进系统研制成败的关键。本文根据热力循环分析法确定了TBCC进气道设计约束并完成进气道型面设计,采用风洞试验及数值仿真相结合的方法对内并联TBCC进气道模态转换过程及全速域的稳态及动态特性开展了研究。首先,根据TBCC推进系统沿50 k Pa等动压飞行轨迹性能,确定了TBCC进气道模
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涡轮基组合循环推进系统（TBCC）是高超声速飞行器的理想动力之一,而TBCC进气道以及平稳的模态转换过程成为TBCC推进系统研制成败的关键。本文根据热力循环分析法确定了TBCC进气道设计约束并完成进气道型面设计,采用风洞试验及数值仿真相结合的方法对内并联TBCC进气道模态转换过程及全速域的稳态及动态特性开展了研究。首先,根据TBCC推进系统沿50 k Pa等动压飞行轨迹性能,确定了TBCC进气道模态转换区间为Ma 2.2～2.5,以及满足推进系统总体气动需求的进气道几何约束。在此基础上对TBCC进气道方案设计开展了研究,提出了一种可由单自由度控制实现TBCC进气道压缩面角度、喉道高度等多参数同时可控的设计思路,提出并完成了一种可改善模态转换过程中流动分离的平动式模态转换设计方案,并给出相同约束条件下的转动式模态转换方案,参数化研究了典型型面几何控制参数对涡轮/冲压通道扩压段气动性能的影响规律,完成了包含转动式和平动式两种模态转换方案在内的TBCC进气道气动方案设计。其次,根据上述TBCC进气道型面及变几何思路设计并加工了试验模型,开展了平动式及转动式模态转换过程各分流模态稳态特性风洞试验研究,获得了平动式和转动式模态转换过程各分流模态涡轮/冲压通道的反压特性及流量耦合特性并对比分析了两种不同模态转换方式的异同点。提出了结尾激波在分流装置上游和下游的模态转换方案,并给出了基于进气道特性或基于组合推进系统特性约束下的模态转换控制规律确定方法;此外还开展了转动式模态转换动态过程风洞试验研究,获得了结尾激波动态特性以及出口参数变化规律,揭示了流动机理。接着,内并联TBCC进气道三维稳态数值仿真结果表明:数值仿真结果与风洞试验结果吻合较好,说明本文采所用的数值仿真方法可行;当结尾激波从分流装置下游进入喉道时,平动式和转动式分流装置内均出现变化幅度为3%的流量耦合现象;模态转换过程的动网格及非稳态数值模拟结果表明:平动式模态转换过程中涡轮通道下壁面的分离导致结尾激波在模态转换起始时刻出现40 Hz左右的激波振荡现象,此后激波振荡消失;转动式模态转换过程,激波振荡一直存在且在不同阶段振荡频率不同;变马赫数模态转换过程数值模拟结果表明:来流马赫数从2.2增大到2.5,对平动式模态转换过程初始阶段激波运动规律及出口参数影响不明显,但在模态转换结束阶段,通道内再次出现结尾激波振荡现象。最后,开展了内并联TBCC进气道全速域的风洞试验及三维数值仿真研究,获得了TBCC进气道在Ma 1.5～4.0的反压特性,验证了单自由度控制多变量的进气道设计思路及方法的可行性和有效性;此外开展了TBCC进气道加速过程数值仿真研究,获得了加速过程涡轮模态（Ma1.5～2.5）及冲压模态（Ma 2.5～4.0）,结尾激波运动规律以及出口性能参数变化规律。
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