南京航空航天大学学报

作者：李宪开，张志雨，何淼生，缪俊杰，柳军

单位：国防科技大学空天科学学院，长沙 410073;沈阳飞机设计研究所扬州协同创新研究院有限公司，扬州 225000；,沈阳飞机设计研究所扬州协同创新研究院有限公司，扬州 225000；,上海交通大学航空航天学院高超声速创新技术研究实验室，上海 200240；,沈阳飞机设计研究所扬州协同创新研究院有限公司，扬州 225000；,国防科技大学空天科学学院，长沙 410073；

关键词：高马赫数飞机;混合并联TBCC;飞机/发动机一体化;跨声速;阻力

基金：航空科学基金（2019ZA0Z9001）。

为了探究跨声速飞行工况下混合并联涡轮基组合循环（Turbo based combine cycle，TBCC）动力的冲压流道在冷通气状态下的流动及阻力特性，构建了一个巡航马赫数为4.0、基于混合并联TBCC动力的高马赫数飞机模型，通过三维定常数值模拟方法研究了其在Ma_∞=0.7~1.6，H_∞=11 km飞行环境下飞机-发动机内/外流动及其耦合特征。计算结果表明：跨声速状态下，冲压进气道入口处气流增压后的静压达到了自由来流滞止压力的85%~90%，气流接近于滞止状态，说明组合进气道存在强烈的节流效应，且冲压通道的喉道是组合进气道节流效应的主要贡献者；冲压发动机尾喷管的排气流动同时受到飞机绕流及涡轮通道排气系统等多方面的干扰，且涡轮通道排气射流对冲压发动机尾喷管气流本身就存在膨胀压缩及排气引射等多种干扰机制。阻力分析表明，压差阻力系数高出内表面摩擦阻力系数2个数量级，是跨声速状态下冲压流道阻力的主要来源；亚声速状态下，进气道阻力占比达到了60%~80%，是冲压流道的主要阻力部件，而Ma_∞>1.0超声速状态下，进气道阻力占比随飞行马赫数的增大而逐步减小，尾喷管的阻力则快速增长，阻力贡献逐渐向尾喷管转移，两者趋于接近。

来源：2022年第4期

《南京航空航天大学学报》期刊编辑部

查看南京航空航天大学学报杂志2022年第4期