预冷涡轮组合循环发动机及其关键技术研究综述

预冷涡轮组合循环发动机技术是继涡轮基组合循环发动机、火箭基组合循环发动机、涡轮火箭组合循环发动机之后新的技术路线。为了深入了解预冷涡轮组合循环发动机的发展现状,评估该循环方案的发展潜力,从换热器预冷及射流预冷角度出发,综述了先进预冷发动机循环方案、射流预冷技术以及预冷器技术发展进程,并提出采用化学燃料预冷的若干技术方法,致力于提高预冷涡轮组合发动机总体性能,为高超声速组合发动机的发展提供新的思路和方向。预冷涡轮组合发动机技术是高超声速飞行领域的关键创新。通过不断优化预冷器的设计、提高换热效率,同时考虑到结构紧凑性和重量管理,能显著提升发动机性能。研究显示,采用先进的预冷技术能够拓展飞行马赫数,实现更高的燃料效率和性能。尽管技术挑战依然存在,如氢脆问题和预冷器的抗结冰需求,未来的研究将继续探索新的材料和设计方案,以克服这些难题。总体上,预冷涡轮组合发动机技术代表了空天飞行器推进系统的未来方向,预示着在高速飞行和可重复使用空天飞行器方面的重大突破。

组合循环动力技术在天地往返领域的发展与应用

随着现代航天、航空技术的发展,传统的化学火箭发动机的比冲已经接近理论极限,为了追求更大比冲而发展的组合循环动力技术可以最大限度发挥不同动力方式的优点,提高动力推进系统性能。通过分析组合循环动力的技术特点及发展现状,研究天地往返领域动力推进系统的发展趋势,并提出相关发展建议。

RBCC组合循环推进系统研究现状和进展

对火箭基组合循环(RBCC)推进系统的国内外研究现状和进展进行了详细综述。着重通过美国对RBCC推进系统的研究历程和最近的进展动态进行了总结,阐述了不同时期研究计划的重点和所取得的研究成果。介绍了欧洲航天局、法国、日本和韩国等国家的研究现状和进展,并详细论述了国内在RBCC推进系统方面的研究现状和最新进展,最后进行了总结,分析了RBCC研究过程中的难点和国外在该方面的一些经验教训,提出了需要重视和亟待解决的若干问题以及RBCC研制过程存在的关键技术,对国内在RBCC组合循环推进系统方面研究思路提出了建议。

涡轮基组合循环发动机并联式进气道的气动特性

为了研究工作马赫数范围0～5的涡轮／冲压组合发动机进气道的工作特性，对一种内并联式涡轮基组合循环发动机（TBCC）变几何进气道进行了型面设计并对其二维流场进行了数值模拟。得到了进气道在各典型工作状态下的流场特征，在不采用附面层抽吸的条件下进气道在各典型飞行马赫数下均能正常起动。以设计巡航状态和过渡工作状态为例，分析了反压变化对进气道性能的影响，结果表明，进气道出口反压对进气道性能有重要影响，尤其是进气道在过渡工作状态时，两流道之间存在气动耦合效应。文中还给出了进气道气动参数随飞行条件变化的特性曲线，初步研究了影响进气道性能的主要因素，分析了该进气道在典型飞行工况下的气动性能。

火箭基组合循环(RBCC)推进系统研究现状

对火箭基组合循环(RBCC)推进系统基本概念进行了介绍,并就此项技术在美国的研究现状做了比较详细的综述,指出了发展这种新型推进装置的关键技术,对国内在这方面的研究思路提出了建议。

涡轮基组合循环发动机性能数值模拟

分析了涡轮基组合循环发动机的布局方式,选择串联式涡扇-冲压组合发动机方案作为研究对象,给出了涡扇发动机和冲压发动机主要设计参数,阐述了涡轮冲压组合发动机模态转换点的选择方法,选择马赫数3作为工作模态转换点。基于模块化合成程序的研究思想,采用数值模拟方法研究了沿飞行轨迹的涡轮冲压组合发动机的气动热力学参数以及性能特性,研究表明,可在推力波动不大于10%的情况下完成工作模态转换。

火箭冲压组合循环推进系统掺混参数研究

火箭冲压组合循环(RBCC)推进系统工作过程中,来自冲压管道的空气和火箭发动机的排气流进行混合,混合气体通过一个扩压器,在扩压器中与燃料混合并燃烧。本文基于CFD技术,研究了基准掺混段内的掺混过程,N-S方程的计算结果显示,在掺混段出口,截面气流并不均匀,这将会影响整个RBCC推进系统的性能。在此基础上,本文还研究了掺混段长度和掺混段出口静压对掺混性能的影响。

涡轮基组合循环发动机技术发展趋势和应用前景

涡轮基组合循环发动机将是未来高超声速飞行器的主要动力装置,针对空间运载、高速运输、远程快速打击等任务需求,总结了国内外关于涡轮基组合循环发动机的研究现状,分析了开展涡轮基组合循环发动机技术研究必须解决涵盖了耐温、性能、匹配性、飞发一体化等诸多方面的关键技术,并阐述了涡轮基组合循环发动机潜在的技术优势和可能的应用方向。结合未来军民用领域对高速飞行器的需求,分析了中国开展涡轮基组合循环发动机技术研究的必要性。

利用TDLAS技术评估火箭基组合循环发动机试验性能

针对宽范围工作的火箭基组合循环(RBCC)发动机推力、比冲和燃烧效率等性能难以通过关键参数的实时测量直接计算的问题,提出利用可调谐二极管激光器吸收光谱(TDLAS)技术实现发动机燃气温度、H2O组分浓度和速度多参数同时实时在线非接触式激光光谱测量方法,搭建用于RBCC地面试验性能分析的时分复用-扫描波长TDLAS系统。通过试验获得的(7444.352+7444.371)/7185.597cm-1谱线附近吸收光谱,从而得到燃气温度、H2O组分浓度和速度参数,并结合数值模拟方法确定的流场参数纵向分布,实现基于关键参数在线测量的发动机性能直接计算。该方法有助于评判燃烧组织和结构改变对发动机性能的影响。

涡轮冲压组合循环发动机引射过程数值模拟

为了研究气流参数和几何参数对TBCC发动机引射工作过程的影响,基于CFD技术,采用数值求解N-S方程的方法,开展了对TBCC发动机引射工作过程的数值模拟研究。基于TBCC发动机引射过程数值模拟结果的分析,可以发现:随着引射段主流(涡轮发动机排出气流)的进口气流角度增加,总压和马赫数的分布趋于均匀,但是总压损失逐渐增大,因此在TBCC发动机引射段结构设计时,不应使涡轮发动机的排气角度过大。存在一个最小的引射段长度Lm in,当引射段长度小于Lm in时,随着引射段长度的增加,总压损失显著增大;当引射段长度大于Lm in时,随着引射段长度的增加,总压损失基本不发生变化。

空气分离与天然气液化组合循环

提出了利用空分系统冷量液化天然气的联合流程思想,并介绍了一种采用氮气膨胀循环的空气分离与天然气液化联合方案,在得到液化天然气(LNG)的同时,也生产氮气、氧气等多种产品。通过流程模拟计算并采用有效能分析原理,确定了高、低温膨胀量比对传热温差及有效能损失的影响规律,得到了不同液化量下的优化膨胀量之比。结果表明,基于热负荷总组合曲线的有效能分析原理能够方便、有效地研究整个传热过程的温差分布及有效能损失规律,对实际低温过程系统优化有重要意义。

组合循环发动机轴对称环形可调喷管方案研究

针对组合循环发动机双流道轴对称环形喷管提出了一种可调方案,开展了特定工况下喷管三维流场数值仿真,与固定喷管、无扩张段喷管进行了对比。结果表明,通过环形喷管特定型面外壁沿轴向前后移动,可实现喷管喉部面积、面积膨胀比的连续调节,有效提高喷管推力性能;在Ma2～5典型工况下,可调喷管推力系数均大于0. 93,最高约0. 974;固定喷管在非设计点无法匹配发动机需求,可调喷管由于可调节喷管喉部面积,其流量可做到与发动机上游流量准确匹配。采用固定喷管,其流量相对可调喷管最大偏差可达50. 6%;环形可调喷管推力系数总体高于固定喷管和无扩张段喷管。相同工况下,可调喷管较固定喷管推力系数提高最高约31%,较无扩张段喷管推力系数提高最高约14. 6%。

火箭基组合循环(RBCC)推进系统研究进展

对火箭基组合循环(RBCC)的基本概念和基本工作原理进行了介绍,就世界各国尤其是美国对此项技术的研究现状进行了比较详细的综述,并指出了该种新型推进系统的关键技术,阐述了加快我国新型推进系统研究的必要性。

涡轮基组合循环发动机/飞行器一体化数值模拟

基于两级入轨高超声速飞行器方案,确定了涡轮基组合循环发动机设计点各参数,设计了飞行器进排气系统,编写了推进系统安装损失计算程序,采用数值模拟技术研究了沿飞行轨迹的涡轮基组合循环发动机/飞行器一体化性能,计算结果显示,跨声速阶段的安装损失最大,溢流阻力在跨声速区域具有主要的影响,在工作模式转换结束后,安装损失会有一定的增长,这是因为喷管喉部气流总压降低,致使流经发动机的气流流量减少,造成溢流阻力和旁路放气阻力的增加所致。

吸收—压缩式组合循环

介绍了吸收—压缩式组合循环的工作原理及特点 ,与传统的蒸汽压缩式制冷循环相比 ,其制冷性能系数较高 ,而工作压缩比却较低。

吸收-压缩式组合循环模拟计算

论述了吸收 压缩式组合循环及其模拟计算结果.与传统的蒸汽压缩式制冷循环相比,其制冷性能系数较高,容量调节性较好,工作压缩比较低.

超燃冲压及TBCC组合循环发动机尾喷管设计方法研究进展

随着对远程、宽马赫数范围内高速飞行器的需求日益迫切,超燃冲压发动机(Scramjet)、甚至未来涡轮基组合循环发动机(Turbine Based Combined Cycle,TBCC)等已成为国内外研究的焦点。推进系统是高超声速飞行器能否实现宽马赫数范围内高效工作的关键,而非对称喷管(Single Expansion Ramp Nozzle,SERN)是其重要组成部分和关键技术之一。本文主要分析了远程、宽马赫数范围内高速飞行器对其发动机尾喷管的特殊要求,简要回顾了国内外相关的研究进展,重点介绍了本课题组针对超燃冲压及组合循环发动机尾喷管设计方法的主要工作和研究进展。结果表明:在大落压比下,不同的设计方法对非对称喷管的气动性能,特别是升力和俯仰力矩影响较大。最后对未来的研究进行了展望,旨在总结目前的相关研究进展,梳理关键科学与技术问题,为后续的研究工作提供参考。

外并联涡轮基组合循环进气道模态转换技术研究

对一种外并联涡轮基组合循环发动机进气道进行了基于定常和非定常的模态转换过程气动特性分析,并研究了模态转换时间对进气道气动性能的影响。最终获取了进气道模态转换过程的流动特性,并分析了模态转换时间对外并联TBCC进气道的气动性能影响。结果表明:低速唇口旋转角度相同时,不同模态转换时间下的气动性能参数基本一致。

涡轮活塞组合循环(TPCC)发动机性能试验研究

为同时发挥涡轴燃气轮机和往复活塞式内燃机的优点,提出一种热力循环可变的新概念热机——涡轮活塞组合循环(TPCC)发动机。选型设计原理样机,搭建试验台架,对原理样机的循环切换过程及循环耦合前后基型活塞机和基型涡轮机的性能变化进行试验研究。结果表明:在气路完全隔离条件下,TPCC发动机可在涡轮机循环、活塞机循环及涡轮—活塞联合循环3种基本热力循环间自由切换;在联合循环中,由于基型活塞机高温排气的掺混作用,基型涡轮机的性能将得到明显提升;切换阀门的节流损失显著影响原理样机联合循环中活塞机乃至整个联合循环的性能。

涡轮基组合循环发动机分布式控制系统通信网络混合拓扑结构优化方法

涡轮机组合循环(Turbine based combined cycle,TBCC)发动机控制系统通信网络拓扑结构是其分布式控制系统方案设计的重要部分,优化网络拓扑结构可提高发动机推重比和控制系统可靠性。本文基于智能优化算法提出TBCC分布式控制系统网络拓扑结构优化方法。基于图论建立TBCC几何模型和网格模型,以重量和可靠性为优化性能指标,同时考虑发动机表面高温区域以及控制节点的工作可靠性,分别采用粒子群算法和遗传算法优化星形结构中智能中央节点位置、中央节点的环形拓扑结构,获得星形-环形混合拓扑结构。仿真实例表明,基于本文方法优化所得的混合拓扑结构相较于星形集中式控制结构,系统重量降低了51.9%。