超声速进气道进发匹配安装性能快速计算方法

为了研究超声速进气道与发动机的匹配特性,改善推进系统的安装性能,结合准一维进气道流场计算方法和基于部件法的发动机总体性能仿真模型,发展了一种考虑进发匹配的超声速进气系统安装性能快速计算方法。该方法能够计算不同飞行条件和不同进气道工况下,超声速进气系统的性能和安装阻力。利用文献中的数据对本文的模型进行了校核,并以两斜一正外压式进气道为例,研究了亚声速飞行时的附加阻力和进气道的调节方法。与文献中数据对比表明,进气道总压恢复和流量系数误差小于1.4%,发动机安装推力计算结果误差小于9%。超声速进气道在亚声速巡航状态下由于发动机节流带来较大的附加阻力,而进气道调节可降低高马赫数下的溢流阻力并增加进气道的稳定裕度。

变循环发动机调节机构研究现状

变循环发动机是指通过改变、调节发动机的一些部件的几何形状、尺寸或者位置,来实现不同热力循环的燃气涡轮发动机。要实现上述定义中的'改变''调节'功能,则需要采用相关的调节机构,其重要性不言而喻。从20世纪50年代起,变循环发动机方案就被提出,经过不断的研究、改进和优化,方案已日趋成熟(如图1所示)。变循环发动机通过改变发动机一些部件的几何形状、尺寸或位置,实现不同的热力循环,使得发动机在不同飞行条件下可分别工作于涡喷和涡扇两种模式,在整个飞行过程中,综合涡喷发动机大推力和涡扇发动机低油耗的优势,满足飞行器在较宽飞行包线内的性能需求,为解决新一代战斗机的动力瓶颈提供了一个全新的解决思路。