三维并联涡轮基组合循环排气系统设计与性能分析

doi:10.7527/S1000-6893.2024.31104

流体力学与飞行力学

本期目录 | 过刊浏览 | 高级检索

前一篇 |

三维并联涡轮基组合循环排气系统设计与性能分析

丁海鹏¹^,²^,³, 吕郑¹^,²^,³(), 田轲²^,⁴, 叶涛¹^,²^,³, 陈匡世¹^,²^,³, 徐惊雷¹^,²^,³

^1.进排气技术教育部重点实验室，南京 210016
^2.南京航空航天大学能源与动力学院，南京 210016
^3.航空航天结构力学及控制全国重点实验室，南京 210016
^4.中国空气动力研究与发展中心，绵阳 621000

收稿日期:2024-08-27 修回日期:2024-09-13 接受日期:2024-10-15 出版日期:2024-11-06 发布日期:2024-10-29
通讯作者: 吕郑 E-mail:hypersonic_lv@126.com
基金资助:
中央高校基本科研业务费(NS2023008);江苏省自然科学基金(BK20241367);1912项目(2019-JCJQ-DA-001-072);1912项目(2019-JCJQ-DA-001-073);1912项目(2019-JCJQ-DA-001-141);国家自然科学基金(12332018)

Design and performance analysis of a three-dimensional TBCC exhaust system

Haipeng DING¹^,²^,³, Zheng LYU¹^,²^,³(), Ke TIAN²^,⁴, Tao YE¹^,²^,³, Kuangshi CHEN¹^,²^,³, Jinglei XU¹^,²^,³

^1.Key Laboratory of Inlet and Exhaust System Technology，Ministry of Education，Nanjing 210016，China
^2.College of Energy and Power Engineering，Nanjing University of Aeronautics and Astronautics，Nanjing 210016，China
^3.State Key Laboratory of Mechanics and Control of Aeronautics and Astronautics Structures，Nanjing 210016，China
^4.China Aerodynamics Research and Development Center，Mianyang 621000，China

Received:2024-08-27 Revised:2024-09-13 Accepted:2024-10-15 Online:2024-11-06 Published:2024-10-29
Contact: Zheng LYU E-mail:hypersonic_lv@126.com
Supported by:
Fundamental Research Funds for the Central Universities(NS2023008);Natural Science Foundation of Jiangsu Province(BK20241367);Project 1912(2019-JCJQ-DA-001-072);National Natural Science Foundation of China(12332018)

摘要/Abstract

摘要：

针对三维并联涡轮基组合循环（TBCC）排气系统，基于几何约束下的轴对称最大推力基准流场，利用双向流线追踪方法设计了圆转矩三维非对称喷管，并对其进行尾缘斜切修型以改善气动性能同时降低喷管重量。在此基础上，利用共用面绕后端点转动的方式实现涡轮通道的变几何调节，从而完成排气系统设计。随后，通过风洞冷流试验获得了典型工况下排气系统的壁面压力分布、流场纹影；并通过数值模拟获得了详细的流场特征、性能参数。结果表明，各工况点下的流场纹影、沿程压力分布与数值仿真结果吻合较好；排气系统涡轮通道单独工作时，排气射流结构较为简单，在低落压比下出现激波串结构；双通道共同工作时，2个通道的排气射流相互干涉；在冲压通道单独工作阶段，气流在三维流道内膨胀较为流畅。排气系统推力性能在涡轮、冲压发动机共同工作工况下略有恶化，但在整个工作包线内推力系数均在0.924以上且变化平稳。本研究为TBCC排气系统提供了一种新的有效方案。

关键词: 涡轮基组合循环（TBCC）, 排气系统设计, 三维喷管, 冷态实验, 双向流线追踪

Abstract:

Based on the axisymmetric flowfield with optimal thrust under geometric constraints， a circular-to rectangular three-dimensional single expansion ramp nozzle is designed by using the streamline tracing method， and trimming the configuration of nozzle to improve the aerodynamic performance and reduce the weight of the nozzle. On this basis， the adjustment programme for changing geometry of the turbojet flowpath is achieved by using the rotating ramp rotation around the ramp endpoint to complete the design of the exhaust system. Subsequently， the wall pressure distribution and schlieren image of the exhaust system are obtained through cold flow experiments， and the detailed flow field characteristics and performance parameters are obtained through numerical simulations. The results show that the schlieren image and pressure distributions of the wall under each operating condition are in good agreement with the numerical simulation results； when the turbojet works alone， the structure of the exhaust jet is relatively simple， and there will be a shock train structure under the low Nozzle Pressure Ratio （NPR）. In parallel operation， the two flowpath interfere with each other； in separate operation of ramjet， the airflow expands smoothly in the three-dimensional flow path. The thrust performance of the exhaust system deteriorates slightly in the turbine and ramjet co-operating condition， but the thrust coefficient is above 0.924 in the whole working envelope， and the thrust performance changes smoothly. This study provides a new effective solution for the TBCC exhaust system.

Key words: turbine based combined cycle (TBCC), design of exhaust system, three-dimensional (3-D) nozzle, cold flow experiment, streamline tracing

中图分类号:

V231

丁海鹏, 吕郑, 田轲, 叶涛, 陈匡世, 徐惊雷. 三维并联涡轮基组合循环排气系统设计与性能分析[J]. 航空学报, 2025, 46(15): 131104.

Haipeng DING, Zheng LYU, Ke TIAN, Tao YE, Kuangshi CHEN, Jinglei XU. Design and performance analysis of a three-dimensional TBCC exhaust system[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2025, 46(15): 131104.

图/表 32

图 1

图 2

图 3

图 4

图 5

图 6

图 7

图 8

图 9

图 10

图 11

表 1

图 12

图 13

图 14

图 15

图 16

图 17

图 18

图 19

图 20

图 21

图 22

图 23

图 24

图 25

图 26

图 27

图 28

图 29

图 30

图 31

参考文献 20

[1]	徐惊雷. 超燃冲压及TBCC组合循环发动机尾喷管设计方法研究进展［J］. 推进技术， 2018， 39（10）： 2236-2251.
	XU J L. Research progress of nozzle design method for scramjet and turbine based combined cycle［J］. Journal of Propulsion Technology， 2018， 39（10）： 2236-2251 （in Chinese）.
[2]	左林玄，张辰琳，王霄，等. 高超声速飞机动力需求探讨［J］. 航空学报， 2021， 42（8）： 525798.
	ZUO L X， ZHANG C L， WANG X， et al. Requirement of hypersonic aircraft power［J］. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica， 2021， 42（8）： 525798 （in Chinese）.
[3]	林鹏，庄福建，曲林锋，等. 高超声速飞机尾喷管设计-制造与验证技术发展综述［J］. 航空学报， 2022， 43（6）： 526160.
	LIN P， ZHUANG F J， QU L F， et al. Technological development in hypersonic nozzle design， manufacture and validation： A review［J］. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica， 2022， 43（6）： 526160 （in Chinese）.
[4]	马松，林鹏，左林玄，等. 并联TBCC动力对高超声速飞行器性能的影响［J］. 国防科技大学学报， 2019， 41（2）： 1-7.
	MA S， LIN P， ZUO L X， et al. Influence of over-under TBCC on the performance of hypersonic aircraft［J］. Journal of National University of Defense Technology， 2019， 41（2）： 1-7 （in Chinese）.
[5]	SIEBENHAAR A， BOGAR T. Integration and vehicle performance assessment of the aerojet “TriJet” combined-cycle engine‍［C］‍∥16th AIAA/DLR/DGLR International Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference. Reston： AIAA， 2009.
[6]	莫建伟. TBCC排气系统设计方法及流场特性研究［D］. 南京：南京航空航天大学， 2015： 107-131.
	MO JIANWEI. Research on design method and flow characteristics of TBCC exhaust system‍［D］. Nanjing： Nanjing University of Aeronautics and Astronautics， 2015： 107-131 （in Chinese）.
[7]	MO J W， XU J L， ZHANG L H， et al. The experimental and numerical study of the over-under TBCC exhaust system‍［C］‍∥17th AIAA International Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference. Reston： AIAA， 2011： 2234.
[8]	牛彦沣. 并联式 TBCC 排气系统设计方法及性能研究［D］. 南京：南京航空航天大学， 2016： 15-28.
	NIU YANFENG. Research on design and performance study of over-under TBCC exhaust system flow structure［D］. Nanjing： Nanjing University of Aeronautics and Astronautics， 2016： 15-28 （in Chinese）.
[9]	牛彦沣，徐惊雷，许保成，等. 并联TBCC排气系统流场结构数值模拟及实验研究［J］. 推进技术， 2017， 38（12）： 2686-2691.
	NIU Y F， XU J L， XU B C， et al. Numerical and experimental study of over-under TBCC exhaust system flow structure［J］. Journal of Propulsion Technology， 2017， 38（12）： 2686-2691 （in Chinese）.
[10]	XU B C， XU J L， WANG X， et al. Flowfield and performance analysis of a three-dimensional TBCC exhaust nozzle［J］. Journal of Engineering for Gas Turbines and Power， 2017， 139（11）： 112602.
[11]	花文达，徐惊雷. 三维并联式TBCC发动机排气系统设计与实验［J］. 航空动力学报， 2018， 33（9）： 2268-2277.
	HUA W D， XU J L. Design approach and experiment of three-dimensional over/under TBCC exhaust system［J］. Journal of Aerospace Power， 2018， 33（9）： 2268-2277 （in Chinese）.
[12]	吕郑. Ma0-6并联式TBCC排气系统的设计及性能研究［D］. 南京：南京航空航天大学， 2019： 38-149.
	LVZ. Design and performance study of Ma0-6 parallel TBCC exhaust system［D］. Nanjing： Nanjing University of Aeronautics and Astronautics， 2019： 38-149 （in Chinese）.
[13]	OGAWA H， BOYCE R R. Nozzle design optimization for axisymmetric scramjets by using surrogate-assisted evolutionary algorithms‍［J］. Journal of Propulsion and Power， 2012， 28（6）： 1324-1338.
[14]	TANIMIZU K， MEE D J， STALKER R J， et al. Nozzle design study for a quasi-axisymmetric scramjet-powered vehicle at Mach 7.9 flight conditions［J］. Shock Waves， 2013， 23（5）： 453-460.
[15]	魏仁敏，杜刚，金捷. 基于Kriging代理模型的单边膨胀喷管尾缘切角优化［J］. 航空动力学报， 2018， 33（4）： 874-881.
	WEI R M， DU G， JIN J. Optimization of trailing edge angles of single expansion ramp nozzle based on Kriging method［J］. Journal of Aerospace Power， 2018， 33（4）： 874-881 （in Chinese）.
[16]	卢鑫，岳连捷，肖雅彬，等. 超燃冲压发动机三维变截面尾喷管设计［C］∥第三届高超声速科技学术会议会议文集. 北京：中国力学学会， 2010： 254-259.
	LU X， YUE L J， XIAO Y B， et al. Design of three-dimensional section controllable scramjet nozzle‍［C］‍∥Proceedings of the 3rd International Conference on Hypersonic Technology. Beijing： Chinese Society of Theoretical and Applied Mechanics， 2010： 254-259.
[17]	卢鑫，岳连捷，肖雅彬，等. 超燃冲压发动机尾喷管流线追踪设计［J］. 推进技术， 2011， 32（1）： 91-96.
	LU X， YUE L J， XIAO Y B， et al. Design of scramjet nozzle based on streamline tracing technique［J］. Journal of Propulsion Technology， 2011， 32（1）： 91-96 （in Chinese）.
[18]	MO J W， XU J L， GU R， et al. Design of an asymmetric scramjet nozzle with circular to rectangular shape transition［J］. Journal of Propulsion and Power， 2014， 30（3）： 812-819.
[19]	MO J W， XU J L， GU R， et al. Design of a circular to rectangular transition scramjet nozzle with streamline tracing technique‍［C］‍∥18th AIAA/3AF International Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference. Reston： AIAA， 2012.
[20]	LV Z， XU J L， MO J W. Design and analysis on three-dimensional scramjet nozzles with shape transition［J］. Aerospace Science and Technology， 2017， 71： 189-200.

E-mail：hkxb@buaa.edu.cn

关于我们

期刊社服务

专业学科

封面文章

友情链接

主管单位：中国科学技术协会主办单位：中国航空学会北京航空航天大学

工况点	飞行马赫数Ma_∞	工作模态	涡轮通道压比NPR_t	冲压通道压比NPR_r	涡轮通道喉道高度H_t，t/H_e	冲压通道进口马赫数
1	0.8	SOT	5.42		0.275 2
2	1.5	SOT	11.40		0.250 0
3	2.5	PO	27.11	14.88	0.294 7	1.15
4	3.0	PO	44.49	12.65	0.293 3	1.22
5	3.5	PO	29.07	32.22	0.201 0	1.28
6	4.0	SOR		57.68		1.34
7	5.0	SOR		112.59		1.46
8	6.0	SOR		175.00		1.58

三维并联涡轮基组合循环排气系统设计与性能分析

Design and performance analysis of a three-dimensional TBCC exhaust system

RichHTML

PDF (PC)

可视化

摘要/Abstract

引用本文

使用本文

图/表 32

参考文献 20

相关文章 4

编辑推荐

Metrics

本文评价

[1]	左林玄, 张辰琳, 王霄, 卢恩巍, 朱伟. 高超声速飞机动力需求探讨[J]. 航空学报, 2021, 42(8): 525798-525798.
[2]	罗佳茂, 杨顺华, 张建强, 李季, 刘彧, 张弯洲. 换热预冷发动机预冷特性和发动机性能数值研究[J]. 航空学报, 2019, 40(5): 122652-122652.
[3]	吕多, 陆海鹰, 周建军, 尚守堂, 于霄. 临近空间飞行器推进系统预冷器关键技术[J]. 航空学报, 2016, 37(S1): 119-126.
[4]	刘君, 袁化成, 葛宁. 串联式TBCC进气道模态转换模拟器设计及其特性分析[J]. 航空学报, 2016, 37(12): 3675-3684.