图1.1  涡轮、冲压组合循环系统共轴型结构示意图

 涡轮、冲压组合循环系统并联型结构示意图

1.1.1  国外研究概况

1.1.2  国内研究概况

1.2  高超声速进气道的研究概况

对于工作马赫数在5以上的吸气式高超音速飞机而言，其主要的推进系统便是超燃冲压发动机，推进技术作为重点技术制约着其各项性能，故而超燃冲压发动机性能的优良影响着高超声速飞行器的研发，因此对其研究十分重要。超燃冲压发动机主要包括进气道、隔离段、超燃燃烧室和尾部喷管等组件，而其中进气道作为飞行器最前端的重要的进气装置，其性能在很大程度上决定了推进装置和飞行器的好坏，因而多年来一直受到各研究机构的高度关注。

高超声速进气道可以分为二元进气道、三维侧压式进气道以及内转进气道等三类[9]。其中二元进气道和三维侧压式进气道主要采用激波对远前方自由来流进行压缩，其中二元进气道适用于中小型飞行器，侧压式进气道相对于其而言，压缩效率高，但是流场结构复杂。如果在比较高的来流马赫数下飞行，采用这种方式会引起很大的激波损失从而造成总压损失，而三维内转进气道在设计状态下工作具有基本无溢流，压缩效率高等优点。近年来，三维内转进气道受到了国内外各研究机构的高度重视。设计高超声速内转进气道，应当先选定性能较优的基准流场，而适用于内转进气道的基准流场主要有：1、Busemann流场[10]，2、倒置等熵喷管流场[11]，3、直母线锥流场[12]，4、壁面压力可控的内锥流场[13]。

目前国内外重视研究的三维内转进气道主要有Busemann进气道，Jaw进气道，模块化乘波进气道，REST进气道和方转圆进气道等。2007年秋季，一件创新的马赫数为7的涡轮基组合循环一体化进气道试验样品由航空喷气公司设计并制造，并随后在美国国家航空航天局（可简称为NASA）兰利单一计划风洞实验室展开了试验。试验马赫数范围为2.3到4.6，雷诺数范围为2*106/ft到4.95*106/ft，攻角范围为0°到2.5°。设计此试验样品是为了描述一种内转进气道概念的操作迹线，利用航空喷气公司的专利设计，允许起动和运行一个涡轮基组合循环进气道,该进气道的设计来源于阿道夫布泽曼在1942年的原创研究报告。Busemann流场是泰勒-麦科尔公式[14]四种算法[12]之一，美国Aerojet公司的PyroJet发动机，它高马赫数下飞行时的内转进气道的气动型面是通过截面渐变的Busemann流场的流线追踪技术来获得的，此时涡轮发动机的楔形活动板是完全关闭的,在设计（巡航）条件下设有一个等熵压缩，后跟一个锥形终止冲击，在喉部形成均匀的超音速流。最终进气道的前缘角以一个小角度切除，这样能够以最小的性能损失来截短Busemann进气道。最终的勺形进气道不仅有高度扫掠的前缘角还有内收缩溢流设计来提高起动性能和操作性能[15]。Aerojet公司在2004年2月就此概念申请了专利[16]。

1.3  本文主要研究内容

本文以涡轮基组合循环发动机为研究背景，开展马赫数2.5到马赫数6.0的双通道内转可调进气道设计工作。内并联型结构的高超声速进气道必须利用几个能够调节的机构来使得其收缩比在整个工作马赫数范围内可调，且这些调节机构应当构件简易，操作简单，容易实现。本文高超声速内转进气道的设计环节主要是：首先选定基准流场即壁面压力梯度可控的基准流场，接下来在所选取的基准流场的基础上利用流线追踪方法得到双通道内转进气道高速通道的无粘型面，最后通过附面层修正等方法得到最终的气动模型。本文使用ANSYS FLUENT软件对进气道在不同来流条件下进行数值仿真来获得其流场特性并研究各项性能。本毕业设计课题任务的内容和要求：