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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：
11
1
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。
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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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职称材料
一种正向乘波前体设计方法初步研究
2
作者
万能
袁化成
王颖昕
《固体火箭技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2017年第4期506-510,516,共6页
以定楔角乘波体设计方法为基础,研究了影响高超/超声速乘波体"乘波"的主要因素,给出了前体前缘实际气流压缩角的确定方法及影响因素,可知在相同的来流马赫数和压缩角δ下,随着前缘角θ和气流与前缘夹角α的增加,实际气流偏转...
以定楔角乘波体设计方法为基础,研究了影响高超/超声速乘波体"乘波"的主要因素,给出了前体前缘实际气流压缩角的确定方法及影响因素,可知在相同的来流马赫数和压缩角δ下,随着前缘角θ和气流与前缘夹角α的增加,实际气流偏转角γ减小。据此,基于幂函数进气道前体构形,给出了前缘激波不脱体的限制条件及具体的判定方法,分析了乘波体典型几何特征参数对前缘激波不脱体的影响规律,结果显示在相同的来流马赫数和压缩角度下,增大前缘形状因子n,减小前体的长宽比L/W及增大前缘角均有利于激波不脱体。根据给出的前体几何参数对前缘激波脱体的影响规律曲线,对一种"前体几何外形构造+前缘激波附体条件限制"的正向前体乘波器工程设计方法进行了研究,给出了具体设计流程,并进行了初步的数值仿真验证,表明通过该方法设计的乘波前体流动特征与预期的结果吻合,说明文中所给出的激波附体条件及影响规律是可信的,乘波前体设计方法是可行的。
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关键词
高超声速推进系统
高超
声速
进气道
乘波前体
激波附体
设计方法
数值仿真
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职称材料
涡轮基组合动力技术发展分析
被引量：
4
3
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。
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关键词
涡轮基组合动力
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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职称材料
题名
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：
11
1
作者
刘红霞
梁春华
孙明霞
机构
中国航发沈阳发动机研究所
出处
《航空发动机》
2017年第4期96-102,共7页
基金
航空动力基础研究项目资助
文摘
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。
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
Keywords
supersonic propulsion system
TBCC
combined ramjet engine
aeroengine
分类号
V236 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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职称材料
题名
一种正向乘波前体设计方法初步研究
2
作者
万能
袁化成
王颖昕
机构
中国航空规划设计研究总院有限公司
南京航空航天大学能源与动力学院
中国运载火箭技术研究院研究发展中心
出处
《固体火箭技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2017年第4期506-510,516,共6页
基金
国家自然科学基金(51206077)
文摘
以定楔角乘波体设计方法为基础,研究了影响高超/超声速乘波体"乘波"的主要因素,给出了前体前缘实际气流压缩角的确定方法及影响因素,可知在相同的来流马赫数和压缩角δ下,随着前缘角θ和气流与前缘夹角α的增加,实际气流偏转角γ减小。据此,基于幂函数进气道前体构形,给出了前缘激波不脱体的限制条件及具体的判定方法,分析了乘波体典型几何特征参数对前缘激波不脱体的影响规律,结果显示在相同的来流马赫数和压缩角度下,增大前缘形状因子n,减小前体的长宽比L/W及增大前缘角均有利于激波不脱体。根据给出的前体几何参数对前缘激波脱体的影响规律曲线,对一种"前体几何外形构造+前缘激波附体条件限制"的正向前体乘波器工程设计方法进行了研究,给出了具体设计流程,并进行了初步的数值仿真验证,表明通过该方法设计的乘波前体流动特征与预期的结果吻合,说明文中所给出的激波附体条件及影响规律是可信的,乘波前体设计方法是可行的。
关键词
高超声速推进系统
高超
声速
进气道
乘波前体
激波附体
设计方法
数值仿真
Keywords
hypersonic propulsion system
hypersonic inlet
wave rider forebody
shock attached forebody
design method
numerical simulation
分类号
V439 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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职称材料
题名
涡轮基组合动力技术发展分析
被引量：
4
3
作者
王玉男
韩佳
徐雪
刘太秋
刘旭阳
郭帅帆
机构
中国航发沈阳发动机研究所
出处
《航空发动机》
北大核心
2023年第3期29-35,共7页
基金
航空动力基础研究项目资助。
文摘
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。
关键词
涡轮基组合动力
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
Keywords
TBCC propulsion
mode transition
high-speed turbine engine
large-size ramjet
hypersonic propulsion system
nearspace vehicles
分类号
V236 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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职称材料
题名
作者
出处
发文年
被引量
操作
1
美国高超声速涡轮基组合循环发动机的进展及分析
刘红霞
梁春华
孙明霞
《航空发动机》
2017
11
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职称材料
2
一种正向乘波前体设计方法初步研究
万能
袁化成
王颖昕
《固体火箭技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2017
0
在线阅读
下载PDF
职称材料
3
涡轮基组合动力技术发展分析
王玉男
韩佳
徐雪
刘太秋
刘旭阳
郭帅帆
《航空发动机》
北大核心
2023
4
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