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基于循环参数分析的涡轮基组合动力系统用高速涡轮发动机构型方案 被引量:1
1
作者 杨天宇 韩佳 +2 位作者 刘旭阳 徐雪 刘太秋 《航空发动机》 北大核心 2024年第2期45-51,共7页
在涡轮基组合动力系统的使用场景中,高速涡轮发动机为了实现起飞、跨声速、模态转换等状态下的性能指标,需要扩展使用速域范围,兼顾多状态推力性能,对于发动机构型和循环参数选取提出了特殊的要求。开展基于循环参数分析的高速涡轮发动... 在涡轮基组合动力系统的使用场景中,高速涡轮发动机为了实现起飞、跨声速、模态转换等状态下的性能指标,需要扩展使用速域范围,兼顾多状态推力性能,对于发动机构型和循环参数选取提出了特殊的要求。开展基于循环参数分析的高速涡轮发动机构型方案设计,通过分析高速涡轮发动机在不同速域下的使用需求,明确发动机的技术特征,并从性能、结构、技术发展趋势等多角度对高速涡轮发动机构型进行分析,针对双转子涡扇构型的高速涡轮发动机开展循环参数分析,明确压比、涵道比和涡轮前温度对发动机不同工况性能的影响。结果表明:变循环是高速涡轮发动机的理想构型方案。现阶段应基于双转子涡扇构型逐步集成变循环特征部件,并通过合理的循环参数匹配,实现高低速性能的兼顾。 展开更多
关键词 临近空间高超声速 涡轮组合循环发动机 高速涡轮发动机 构型 循环参数
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火箭基组合循环(RBCC)推进系统研究现状 被引量:9
2
作者 王国辉 王小军 +3 位作者 杨勇 余梦伦 何国强 蔡体敏 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2003年第3期1-3,6,共4页
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。
关键词 可重复使用航天器 火箭组合循环推进系统 组合式发动机 现状
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涡轮基组合循环发动机燃油系统流动传热耦合仿真软件开发 被引量:1
3
作者 刘友宏 赵晓旺 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第3期249-257,共9页
为避免燃油系统温度压力过高造成燃油系统故障,针对涡轮基组合循环发动机燃油系统流动传热特性进行了联合仿真软件开发研究。根据燃油系统的工作原理、流动传热机理,建立了燃油系统各个元组件的Flowmaster数学模型,采用Visual Basic (VB... 为避免燃油系统温度压力过高造成燃油系统故障,针对涡轮基组合循环发动机燃油系统流动传热特性进行了联合仿真软件开发研究。根据燃油系统的工作原理、流动传热机理,建立了燃油系统各个元组件的Flowmaster数学模型,采用Visual Basic (VB)语言基于Microsoft Visual Studio (VS)软件平台二次开发了包含Flowmaster,Excel的联合仿真软件,用Excel数据表作为联合仿真参数的输入和计算结果输出的数据库,并对典型飞行工况进行了试验验证和初步联合仿真研究。结果表明,开发的联合仿真软件实现了工况参数和计算结果的统一化管理以及自动化仿真,使得仿真步骤简捷迅速,提高了工作效率;典型工况下,主燃烧室燃油流量在m_(0)~3.5m_(0)内(m_(0)为某工况下主燃烧室燃油流量),温度仿真值与试验值相对误差不超过4.0%,压力仿真值与试验值相对误差不超过3.6%;加力燃烧室燃油流量在1.39m_(0)~9.72m_(0)内,温度仿真值与试验值相对误差不超过3.4%,压力仿真值与试验值相对误差不超过3.6%;冲压燃烧室燃油流量在2.25m_(0)~14.60m_(0)内,温度仿真值与试验值相对误差不超过3.8%,压力仿真值与试验值相对误差不超过4.0%,联合仿真结果正确、可靠。 展开更多
关键词 涡轮组合发动机 燃油系统 流动传热 耦合仿真 二次开发
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涡轮基组合循环发动机并联式进气道的气动特性 被引量:19
4
作者 李龙 李博 +2 位作者 梁德旺 黄国平 雷雨冰 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第6期667-672,共6页
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... 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。 展开更多
关键词 涡轮组合循环发动机^+ 可调进气道^+ 气动特性
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涡轮基组合循环发动机性能数值模拟 被引量:7
5
作者 刘增文 王占学 +1 位作者 蔡元虎 马会民 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2009年第1期1-4,51,共5页
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... 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。 展开更多
关键词 涡轮组合循环发动机 性能 数值仿真
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涡轮基组合循环发动机技术发展趋势和应用前景 被引量:18
6
作者 王占学 刘增文 +1 位作者 王鸣 李斌 《航空发动机》 2013年第3期12-17,共6页
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、... 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。 展开更多
关键词 涡轮组合循环发动机 高超声速推进技术 超燃冲压发动机
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外并联涡轮基组合循环进气道模态转换技术研究 被引量:10
7
作者 袁化成 章欣涛 +1 位作者 童泽润 郭荣伟 《航空科学技术》 2015年第11期37-42,共6页
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... 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。 展开更多
关键词 进气道 涡轮组合循环 模态转换 数值仿真 气动性能
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涡轮基变循环组合动力控制技术发展分析 被引量:2
8
作者 李凌蔚 吴宋伟 +1 位作者 张天宏 嵇润民 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2023年第11期16-26,共11页
基于现有文献梳理分析涡轮基变循环组合发动机控制技术的发展现状。介绍了涡轮基变循环组合发动机的发展历史和结构特点,提炼出其控制系统设计的关键技术;分别围绕飞/推一体化综合建模技术、模态切换控制技术以及飞/推一体化协同控制技... 基于现有文献梳理分析涡轮基变循环组合发动机控制技术的发展现状。介绍了涡轮基变循环组合发动机的发展历史和结构特点,提炼出其控制系统设计的关键技术;分别围绕飞/推一体化综合建模技术、模态切换控制技术以及飞/推一体化协同控制技术三个关键技术问题进行文献分析;基于国内空天动力需求及研究现状,提出对涡轮基变循环组合发动机控制技术的未来发展思考。 展开更多
关键词 空天飞行器 涡轮循环组合发动机 控制技术 飞/推一体化 模态切换 综述
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高马赫数涡轮基推进系统的发展及挑战 被引量:15
9
作者 尹泽勇 蔚夺魁 徐雪 《航空发动机》 北大核心 2021年第4期1-7,共7页
高马赫数推进系统不仅是高马赫数飞机必须突破的关键和难点,也是航空发动机未来发展的代表性技术方向之一,对于涡轮发动机设计技术及相关制造技术的发展有着重要的牵引作用。总结了国外高马赫数飞机和推进系统的发展历程和发展趋势,阐... 高马赫数推进系统不仅是高马赫数飞机必须突破的关键和难点,也是航空发动机未来发展的代表性技术方向之一,对于涡轮发动机设计技术及相关制造技术的发展有着重要的牵引作用。总结了国外高马赫数飞机和推进系统的发展历程和发展趋势,阐述了高马赫数飞机和推进系统的工作特点,分析了高马赫数涡轮基推进系统5个方面的技术挑战。据此提出应紧密结合高马赫数飞机的需求,分布实施、快速验证,以多领域技术协同创新的方式发展高马赫数推进系统。尤其要关注高马赫数TBCC推进系统及其中的高马赫数涡轮基。 展开更多
关键词 高马赫数涡轮发动机 涡轮推进系统 高超声速飞机 发展趋势
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美国高超声速涡轮基组合循环发动机的进展及分析 被引量:10
10
作者 刘红霞 梁春华 孙明霞 《航空发动机》 2017年第4期96-102,共7页
旨在为未来空天动力技术研究和产品研制提供参考与借鉴。综述了美国高超声速涡轮基组合循环(TBCC)发动机的进展,重点对与涡轮发动机有关的预研计划进行详细描述,如国家空天飞机(NASP)计划、高速推进评估(Hi SPA)计划、猎鹰组合循环发动... 旨在为未来空天动力技术研究和产品研制提供参考与借鉴。综述了美国高超声速涡轮基组合循环(TBCC)发动机的进展,重点对与涡轮发动机有关的预研计划进行详细描述,如国家空天飞机(NASP)计划、高速推进评估(Hi SPA)计划、猎鹰组合循环发动机试验(Fa CET)计划等。总结与归纳了TBCC发动机的研究发展的特点:TBCC发动机一直是高超声速飞行器研究的关键技术;目前涡轮发动机的首选是现有涡轮发动机改进,未来可能选择正在预研的高速涡轮发动机或自适应发动机;冲压发动机和模态转换技术已经取得明显进展,但还需长期深入验证。 展开更多
关键词 高超声速推进系统 涡轮组合发动机 组合冲压发动机 航空发动机
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涡轮基组合循环发动机的发展现状及关键技术浅析 被引量:2
11
作者 王欣欣 张苏佳 《中国航天》 2021年第2期58-61,共4页
近年来,世界各国在高超声速武器领域的竞争日益激烈,作为高超声速武器核心的动力系统更是成为高超声速武器研制的重中之重。要实现高超声速武器在宽速域、大空域飞行状态下对动力的需求,集成涡轮发动机、亚燃/超燃冲压发动机的涡轮基组... 近年来,世界各国在高超声速武器领域的竞争日益激烈,作为高超声速武器核心的动力系统更是成为高超声速武器研制的重中之重。要实现高超声速武器在宽速域、大空域飞行状态下对动力的需求,集成涡轮发动机、亚燃/超燃冲压发动机的涡轮基组合循环发动机(TBCC)是一种较为理想的方案。TBCC根据飞行器所处飞行阶段、飞行高度切换到最合适的工作模态,可以满足天地往返的空天飞行对动力装置的需求,且具有较好的经济性能。本文主要对几种典型TBCC方案及关键技术进行分析。 展开更多
关键词 涡轮组合循环发动机 涡轮发动机 空天飞行 飞行高度 工作模态 动力系统 飞行阶段 天地往返
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涡轮基组合循环冲压燃烧室点火特性试验研究
12
作者 解亮 王东明 +2 位作者 张宝华 蒋联友 张哲衡 《航空发动机》 北大核心 2019年第1期57-62,共6页
为了考察并联式涡轮基组合循环发动机在模态转换点进气道开启比例对冲压燃烧室点火性能的影响,设计管式蒸发式二元稳定器,测取模态转换点不同速度系数(进气道开启比例)时点火边界和稳定燃烧边界,并试验研究了安装相同类型稳定器的全环... 为了考察并联式涡轮基组合循环发动机在模态转换点进气道开启比例对冲压燃烧室点火性能的影响,设计管式蒸发式二元稳定器,测取模态转换点不同速度系数(进气道开启比例)时点火边界和稳定燃烧边界,并试验研究了安装相同类型稳定器的全环冲压燃烧室点火特性,通过计算稳定器稳定性系数和最小点火能量,分析冲压燃烧室在低压、低温、高速条件下的点火性能。研究结果表明:在模态转换点冲压燃烧室进气道开启比例对蒸发式稳定器点火性能影响较大,但选择合适的进气道开启比例蒸发式稳定器可以组织燃烧,冲压燃烧室在模态转换点可以成功起动。燃烧室内气流速度的增加导致稳定性系数减小和最小点火能量增加,使稳定器组织燃烧变得困难。 展开更多
关键词 涡轮组合循环 冲压燃烧室 点火特性 试验 航空发动机
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基于蒸发式值班稳焰的涡轮基组合燃烧室燃烧性能研究 被引量:1
13
作者 朱志新 何小民 +2 位作者 宋耀宇 朱一骁 秦伟林 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第4期698-705,共8页
对涡轮基组合循环发动机(Turbine based combined cycle,TBCC)组合燃烧室进行了试验研究。研究首先设计了组合燃烧室模型及相关的试验系统,并在此基础上开展了不同工作模式下,进口速度系数、温度和油气比对燃烧室燃烧性能影响的试验... 对涡轮基组合循环发动机(Turbine based combined cycle,TBCC)组合燃烧室进行了试验研究。研究首先设计了组合燃烧室模型及相关的试验系统,并在此基础上开展了不同工作模式下,进口速度系数、温度和油气比对燃烧室燃烧性能影响的试验研究。研究结果表明:随着外涵进口速度系数(λ=0.25~0.40)的增加,点火总油气比、贫油熄火总油气比均增加,燃烧效率提高;随着外涵进口温度(343~473K)的增加,点火总油气比和贫油熄火总油气比减小,燃烧效率提高;随内涵进口速度系数的增加,燃烧效率提高。试验中获得最小点火总油气比为0.0045,最小贫油熄火总油气比为0.002。 展开更多
关键词 涡轮组合循环 组合燃烧室 火焰稳定器 试验 燃烧性能
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补燃循环发动机推进剂利用系统研究 被引量:5
14
作者 张小平 丁丰年 +1 位作者 刘站国 王拴虎 《火箭推进》 CAS 2005年第2期7-11,共5页
采用推进剂利用系统可以提高运载火箭的发射能力。以液氧/煤油富氧预燃室补燃循环发动机为例,提出的混合比调节系统方案为:在推力室燃料主路设置全流量的混合比调节器,由步进电机驱动,可以实现混合比连续调节。与我国现有的液体火箭发... 采用推进剂利用系统可以提高运载火箭的发射能力。以液氧/煤油富氧预燃室补燃循环发动机为例,提出的混合比调节系统方案为:在推力室燃料主路设置全流量的混合比调节器,由步进电机驱动,可以实现混合比连续调节。与我国现有的液体火箭发动机相比,这种调节方式可以实现全流量调节,调节范围大。同时,混合比调节时对推力、比冲和涡轮泵转速等参数的影响很小,对发动机系统和组件的影响也较小。发动机混合比调节范围可以达到±10%,调节速率为每秒2%以上。 展开更多
关键词 补燃循环 推进 系统研究 液体火箭发动机 步进电机驱动 调节范围 混合比 发动机系统 发射能力 运载火箭 利用系统 系统方案 连续调节 流量调节 调节方式 调节速率 预燃室 调节器 推力室 等参数 涡轮 比冲
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涡轮冲压组合喷管运动机构布局研究综述 被引量:1
15
作者 赵春梅 王恒 +3 位作者 王俊 钟世林 蒲永彬 任亚强 《航空发动机》 北大核心 2024年第6期13-18,共6页
组合喷管运动机构是并联式涡轮基组合循环(TBCC)发动机技术验证成败的关键技术之一。介绍了TBCC发动机的布局方案及相应喷管方案,通过详细分析国外TBCC组合喷管运动机构研究情况,阐述了不同发动机布局下组合喷管运动机构的概念方案,揭示... 组合喷管运动机构是并联式涡轮基组合循环(TBCC)发动机技术验证成败的关键技术之一。介绍了TBCC发动机的布局方案及相应喷管方案,通过详细分析国外TBCC组合喷管运动机构研究情况,阐述了不同发动机布局下组合喷管运动机构的概念方案,揭示了2种并联式涡轮冲压组合发动机组合喷管运动机构的技术特点。展望了高马赫数涡轮冲压组合发动机组合喷管运动机构布局的未来发展方向,即开发静强度以及结构轻量化、刚度、热等多学科协同设计优化技术、流固热耦合的运动仿真分析方法和加温加载试验技术以及新型耐高温高强度材料应用技术。 展开更多
关键词 涡轮组合循环发动机 组合喷管 运动机构 布局方案 流固热耦合 加温加载试验 耐高温高强度材料
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涡轮基组合动力技术发展分析 被引量:3
16
作者 王玉男 韩佳 +3 位作者 徐雪 刘太秋 刘旭阳 郭帅帆 《航空发动机》 北大核心 2023年第3期29-35,共7页
在高超声速推进系统中,涡轮基组合动力装置凭借宽广的飞行范围和良好的比冲性能,成为临近空间飞行器的主要候选动力装置。历经几十年发展,其在关键技术方面取得了诸多突破,目前正向着工程研制方向迈进。通过对国外TBCC动力技术的发展路... 在高超声速推进系统中,涡轮基组合动力装置凭借宽广的飞行范围和良好的比冲性能,成为临近空间飞行器的主要候选动力装置。历经几十年发展,其在关键技术方面取得了诸多突破,目前正向着工程研制方向迈进。通过对国外TBCC动力技术的发展路径、技术特点、研制经验进行系统分析,认为TBCC动力技术研究主要围绕高速涡轮发动机、冲压发动机以及组合循环发动机的技术验证开展。用于TBCC动力的涡轮发动机首选是现有发动机的改进,未来可能在继承涡轮发动机先进技术的基础上,针对高马赫数任务场景等特点进行适应性设计,发展高速涡轮发动机;冲压发动机技术进展显著,但还需向大尺寸方向发展;模态转换技术虽然取得一定突破,但还需深入验证。基于未来临近空间飞行器的需求,立足于现有技术基础和可预见的技术方向,分析提出了TBCC动力技术发展建议:提前开展关键技术预研、基于现有资源发展演示验证平台及进行基于技术发展需求的飞发协同设计。 展开更多
关键词 涡轮组合动力 模态转换 高速涡轮发动机 大尺寸冲压发动机 高超声速推进系统 临近空间飞行器
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预冷却吸气式涡轮冲压膨胀循环发动机发展简介 被引量:4
17
作者 商旭升 蔡元虎 肖洪 《兵工学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2006年第3期480-484,共5页
分析了吸气式涡轮冲压膨胀循环(ATREX)发动机模型和工作原理,介绍了其主要部件的研究和发展情况,与常规发动机相比说明了其发展的优势,总结归纳了这种发动机技术特点和发展的关键技术。研究认为ATREX发动机采用液态氢预冷却方式,大大扩... 分析了吸气式涡轮冲压膨胀循环(ATREX)发动机模型和工作原理,介绍了其主要部件的研究和发展情况,与常规发动机相比说明了其发展的优势,总结归纳了这种发动机技术特点和发展的关键技术。研究认为ATREX发动机采用液态氢预冷却方式,大大扩展了常规涡轮发动机的工作范围,可满足高速飞行器或两级入轨航空航天飞机第一级动力装置的要求。 展开更多
关键词 航空、航天推进系统 涡轮组合循环发动机 预冷却ATREX发动机 高超声速飞行器 二级入轨
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美国航空航天平台与推进系统的未来发展及启示 被引量:15
18
作者 梁春华 刘红霞 +1 位作者 索德军 孙明霞 《航空发动机》 2013年第3期6-11,45,共7页
介绍了美国20世纪50年代以来的航空航天预研计划详细内容及实施情况,分析了美国航空航天发展战略并归纳总结了支撑该战略的航空飞行平台、临近太空飞行平台、进入太空飞行平台和太空飞行平台的发展和特点,综述了可用于4大飞行平台的推... 介绍了美国20世纪50年代以来的航空航天预研计划详细内容及实施情况,分析了美国航空航天发展战略并归纳总结了支撑该战略的航空飞行平台、临近太空飞行平台、进入太空飞行平台和太空飞行平台的发展和特点,综述了可用于4大飞行平台的推进系统,如自适应发动机、高速涡轮发动机、超燃冲压发动机和组合循环发动机技术的研制现状和未来发展,获得了中国航空航天技术的发展应该实施国家战略、夯实技术基础和适时调整目标等启示。 展开更多
关键词 航空航天平台 推进系统 自适应发动机 高速涡轮发动机 超燃冲压发动机 组合循环发动机
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组合循环动力技术在天地往返领域的发展与应用 被引量:13
19
作者 彭小波 《导弹与航天运载技术》 北大核心 2013年第1期78-82,共5页
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... 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。 展开更多
关键词 组合循环动力 天地往返 火箭组合循环 涡轮组合循环 空气涡轮冲压
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超燃冲压及TBCC组合循环发动机尾喷管设计方法研究进展 被引量:10
20
作者 徐惊雷 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2018年第10期2236-2251,共16页
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... 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。 展开更多
关键词 超燃冲压发动机 涡轮组合循环发动机 非对称喷管 设计方法 评述
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