基于ATR的大流量高压比涡轮增压系统研究
推进系统的概念在新的飞行任务需求驱动下不断更新，单级入轨、高超音速飞行器概念的提出，促进了RBCC、TBCC及超燃冲压发动机等组合发动机的兴起和发展。远程打击、快速响应等新的作战理念对新型远射程武器、巡航导弹、无人机、靶机等飞行器的动力系统提出了宽包线、高比冲、大机动、远射程等要求。传统推进系统已难以满足这些要求，由传统动力装置衍生的组合动力成为各国的研究热点。其中采用固体推进剂的空气涡轮火箭(Air TurboRocket, ATR)被认为是一种可应用于战术飞行器的先进吸气式推进系统，它组合了固体火箭发动机和涡喷发动机，不需要助推器即可产生静推力，又可在巡航时达到超音速，通过燃气流量调节可实现低推力巡航、高推力加速及末端攻击，具有比冲高、工作包线宽、技术成熟度高和推力调节范围广等优势。本文以涡轮增压装置为研究对象,采用理论分析和试验研究相结合的方法对其工作特性进行了详细研究.在理论分析方面,基于涡轮和压气机通流部分的尺寸,根据其工作特点,依次完成了涡轮喷嘴及叶栅、压气机进气道及工作轮等部件的气动热力计算,并利用相似理论,建立了涡轮和压气机的通用工作特性模型;然后利用三维数值计算结果对涡轮和压气机特性模型进行了验证.在实验研究方面,基于涡轮增压装置工作特性模型,制定了”三步走”实验方案(氮气冷流实验—氦气冷流实验—燃气热流实验).设计并搭建了涡轮增压装置实验系统,开展了氮气冷流驱动的无负载和负载实验,验证了负载实验系统的工作可靠性.
空气涡轮火箭 涡轮增压器 气动热力计算 工作可靠性
郭军刚 杨绪钊 胡丽国 霍慧芳
北京精密机电控制设备研究所,北京 100076
国内会议
长春
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1-11
2017-06-24（万方平台首次上网日期，不代表论文的发表时间）