航空發(fā)動機氣動熱力學(xué)領(lǐng)域的熱點課題總結(jié)與討論

航空發(fā)動機氣動熱力學(xué)領(lǐng)域的熱點課題總結(jié)與討論熱點課題：新概念發(fā)動機變循環(huán)、組合發(fā)動機高超聲速優(yōu)化問題齒輪驅(qū)動渦扇發(fā)動機熱點課題：新概念發(fā)動機

優(yōu)點：提高發(fā)動機效率，顯著降低噪聲、減小油耗和廢氣排放。

目前，羅羅、普惠、GE等公司都在全力開發(fā)這種新型發(fā)動機。開飛機也要換擋的！油耗降低12%；NOx比2008年標(biāo)準(zhǔn)降低55%；噪聲降低50%；維修費用降低40%。開式轉(zhuǎn)子發(fā)動機熱點課題：新概念發(fā)動機顯著優(yōu)點：推進效率高、循環(huán)效率較高、耗油率低、高亞聲速巡航、起飛性能好、能提供反推力。開式轉(zhuǎn)子發(fā)動機熱點課題：新概念發(fā)動機中冷回?zé)岷娇瞻l(fā)動機熱點課題：新概念發(fā)動機中冷器：高壓壓氣機進口氣流與外涵道氣流熱交換，降低了高壓壓氣機的進口溫度，進而減少了高壓壓氣機耗功?；?zé)崞鳎喝紵疫M口氣流與低壓渦輪出口氣流熱交換，增加燃燒室進口氣流的溫度，進而減少燃油消耗量中冷回?zé)岷娇瞻l(fā)動機熱點課題：新概念發(fā)動機自適應(yīng)變循環(huán)發(fā)動機熱點課題：變循環(huán)、組合發(fā)動機自適應(yīng)變循環(huán)發(fā)動機熱點課題：變循環(huán)、組合發(fā)動機模式選擇活門CDFS第一外涵后可變面積引射器第二外涵Flade第三外涵VCEACEFlade帶CDFS雙外涵變循環(huán)發(fā)動機Fan+Blade控制外涵工作情況自適應(yīng)變循環(huán)發(fā)動機熱點課題：變循環(huán)、組合發(fā)動機美軍預(yù)計，燃油效率將比F135發(fā)動機的提高25％，飛機作戰(zhàn)半徑增加25％～30％，續(xù)航延長30％～40％。關(guān)鍵技術(shù)包括：單獨可變流量和壓比的輔助風(fēng)扇；高溫多轉(zhuǎn)子機械系統(tǒng)；高剩余功率、流量和壓比可變的核心機；可在大流量范圍工作的高效渦輪；綜合的熱管理技術(shù)；進/排氣綜合改進技術(shù)。組合循環(huán)發(fā)動機熱點課題：變循環(huán)、組合發(fā)動機

組合循環(huán)發(fā)動機是將2種或2種以上的推進系統(tǒng)組合到一起，來共同完成推進任務(wù)。目前，主要有RBCC（火箭沖壓）、TBCC（渦輪沖壓）和T/RBCC（渦輪/火箭基組合沖壓）發(fā)動機3種類型。

近年來又提出兩種模式的渦輪/脈沖爆震組合循環(huán)發(fā)動機。組合循環(huán)發(fā)動機熱點課題：變循環(huán)、組合發(fā)動機TriJet渦噴發(fā)動機（TE）火箭增強型引射沖壓發(fā)動機（ERJ）雙模態(tài)沖壓發(fā)動機（DMRJ）=++亞燃沖壓發(fā)動機超燃沖壓發(fā)動機=+GasTurb10組合循環(huán)發(fā)動機熱點課題：變循環(huán)、組合發(fā)動機熱點課題：高超聲速高超聲速飛行器氣動外形熱點課題：高超聲速高超聲速飛行器進氣道設(shè)計熱點課題：高超聲速高超聲速飛行器進氣道設(shè)計結(jié)果表明：在設(shè)計馬赫數(shù)下，進氣道性能表現(xiàn)優(yōu)異，流量系數(shù)高達0.997，出口總壓恢復(fù)0.404。且在來流馬赫數(shù)2.5-4內(nèi)，進氣道均能實現(xiàn)自起動，具有較好的內(nèi)流品質(zhì)。熱點課題：高超聲速高超聲速飛行器進氣道設(shè)計SR-72飛行器前體高外壓縮內(nèi)乘波進氣道一體化研究匹配飛行器前體的高外壓縮內(nèi)乘波進氣道設(shè)計研究熱點課題：高超聲速高超聲速飛行器進氣道設(shè)計匹配飛行器前體的高外壓縮內(nèi)乘波進氣道設(shè)計研究進氣道匹配飛行器后的三維造型設(shè)計狀態(tài)下匹配SR-72前體內(nèi)乘波進氣道流動三維波系結(jié)構(gòu)圖二維吻切對稱面馬赫數(shù)和壓力等值圖熱點課題：高超聲速高超聲速動力裝置能量管理技術(shù)隨著來流馬赫數(shù)的增加，空氣來流滯止溫度迅速增加，高溫來流蘊含了可觀的能量。

另一方面，滯止溫度過高工質(zhì)中難以加入能量。熱點課題：高超聲速高超聲速動力裝置能量管理技術(shù)

多循環(huán)耦合預(yù)冷發(fā)動機的工作循環(huán)主要由互相耦合的空氣開式循環(huán)、換熱介質(zhì)閉式循環(huán)、氫燃料流路三部分組成。TBCC熱點課題：優(yōu)化問題發(fā)動機總體設(shè)計的部件參數(shù)選優(yōu)采用的超高壓比民用大涵道比發(fā)動機性能計算模型為基于Gasturb平臺開發(fā)的零維變比熱部件級模型。熱點課題：優(yōu)化問題發(fā)動機總體設(shè)計的部件參數(shù)選優(yōu)Parameter(20%)NetThrust/kNSFCkg/(daN*h)SFCChangeRateATF44.260.518-5.41%GTF-1142.790.5460熱點課題：優(yōu)化問題進氣道的設(shè)計及進-發(fā)匹配熱點課題：優(yōu)化問題進氣道的設(shè)計及進-發(fā)匹配遺傳算法優(yōu)化目標(biāo)A.總壓恢復(fù)系數(shù)σB.阻力系數(shù)CDC.總目標(biāo)函數(shù)maxD.優(yōu)化結(jié)果的評估熱點課題：優(yōu)化問題進氣道的設(shè)計及進-發(fā)匹配進氣道優(yōu)化設(shè)計結(jié)果綜合考慮總壓恢復(fù)系數(shù)、阻力系數(shù)和激波脫體臨界來流馬赫數(shù)，在從多目標(biāo)遺傳算法得到的多組優(yōu)化設(shè)計結(jié)果中選擇超聲速進氣道激波系配置參數(shù)如下：激波系理論最大總壓恢復(fù)系數(shù)為：

σs=0.847211阻力系數(shù)為：

CD=0.284533激波脫體的臨界來流馬赫數(shù)為：

Ma0=2.48239各斜板角為：

δ1=6.01506°，δ2=6.504047°，δ