高超聲速并聯(lián)TBCC總體性能分析與模態(tài)轉(zhuǎn)換仿真

宋自航，唐海龍，陳 敏

（北京航空航天大學(xué)能源與動力工程學(xué)院，北京100191）

0 引言

渦輪沖壓組合循環(huán)（Turbine Based Combined Cycle，TBCC）發(fā)動機(jī)是實(shí)現(xiàn)高超聲速飛行的極有發(fā)展前途的動力方案。國外從20世紀(jì)50年代就已開始了TBCC技術(shù)的探索[1]。一直到現(xiàn)在，各國對TBCC的研究熱情依舊很高，并且隨著高速渦輪基技術(shù)和超燃沖壓發(fā)動機(jī)技術(shù)的發(fā)展，TBCC正在往更高更快的方向發(fā)展。雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機(jī)兼具亞燃沖壓發(fā)動機(jī)和超燃沖壓發(fā)動機(jī)的特點(diǎn)，理論上能夠很好地與低速系統(tǒng)銜接并達(dá)到很高的速度。實(shí)現(xiàn)雙模態(tài)沖壓發(fā)動機(jī)有2種思路[2-5]：第1種是將超燃沖壓發(fā)動機(jī)工作馬赫數(shù)下延，優(yōu)點(diǎn)是采用定幾何構(gòu)型，缺點(diǎn)是在低馬赫數(shù)下容易發(fā)生堵塞，性能不足；第2種是將亞燃沖壓發(fā)動機(jī)工作范圍上延，在低速時(shí)為亞燃沖壓發(fā)動機(jī)構(gòu)型，在高速時(shí)通過變幾何調(diào)節(jié)改成超燃沖壓發(fā)動機(jī)無幾何喉道的構(gòu)型，其優(yōu)點(diǎn)是工作范圍廣，缺點(diǎn)是變幾何機(jī)構(gòu)提高了結(jié)構(gòu)復(fù)雜性，增加了發(fā)動機(jī)質(zhì)量。文獻(xiàn)[6]提出定幾何雙模態(tài)沖壓發(fā)動機(jī)的集總參數(shù)建模方法，克服了傳統(tǒng)的微分形式存在奇異的缺點(diǎn)[7-9]。但是由于采用定幾何構(gòu)型，在低馬赫數(shù)工況下受燃燒室面積的限制無法輸入足夠燃油。且燃油的霧化和摻混模型使用液氣耦合算法，依賴參數(shù)多，當(dāng)采用燃油垂直噴射時(shí)，方法失效。文獻(xiàn)[10]使用的燃燒模型來源于超聲速燃燒試驗(yàn)經(jīng)驗(yàn)公式，依賴參數(shù)少，適合性能研究階段。為了提高渦輪發(fā)動機(jī)的高馬赫數(shù)推力，預(yù)冷技術(shù)應(yīng)運(yùn)而生。當(dāng)飛行馬赫數(shù)很高時(shí)，進(jìn)口總溫很高，發(fā)動機(jī)各部件偏離正常工作點(diǎn)，效率大大降低；采取預(yù)冷冷卻進(jìn)口空氣，進(jìn)口總溫降低，換算轉(zhuǎn)速提高，密度增大，進(jìn)口流量增加，推力增大。而且冷卻后各部件工作溫度降低，緩解了熱防護(hù)問題，改善了工作環(huán)境，延長了壽命，拓展了高馬赫數(shù)的飛行范圍。日本的ATREX發(fā)動機(jī)和英國的SABRE發(fā)動機(jī)均使用換熱器冷卻進(jìn)口空氣的方法提高了發(fā)動機(jī)性能[11]。文獻(xiàn)[12]提出了換熱器-發(fā)動機(jī)一體化建模方法。

本文基于采用預(yù)冷的高速渦輪技術(shù)和變幾何雙模態(tài)超燃沖壓技術(shù)從總體性能角度對高空高速TBCC展開研究。

1 TBCC穩(wěn)態(tài)性能模型構(gòu)建

1.1 構(gòu)型

采用內(nèi)并聯(lián)TBCC構(gòu)型的一體化進(jìn)氣道和尾噴管如圖1所示。渦輪基為在風(fēng)扇前嵌入開式管翅式預(yù)冷器的混排加力渦扇，可以進(jìn)行常規(guī)模式（不安裝預(yù)冷器）、安裝但不開啟模式和安裝并開啟模式的性能計(jì)算。沖壓采用2元矩形進(jìn)氣道-隔離段-等直燃燒室-擴(kuò)張燃燒室-幾何協(xié)調(diào)段-單邊膨脹尾噴管構(gòu)型，當(dāng)采用變幾何構(gòu)型時(shí)，除了作為飛行器機(jī)體的進(jìn)氣道第1塊楔板和尾噴管上壁板不可調(diào)，其他部件均可調(diào)，可調(diào)部件調(diào)節(jié)方式和功能見表1。

圖1 內(nèi)并聯(lián)TBCC結(jié)構(gòu)

表1 TBCC變幾何可調(diào)機(jī)構(gòu)

本文研究的重點(diǎn)是使用預(yù)冷和變幾何構(gòu)型來填補(bǔ)TBCC推力間隙，使渦輪和沖壓擁有可共同工作的區(qū)間。一體化進(jìn)排氣問題通常使用CFD和試驗(yàn)的方法來分析，1維分析工具往往難以準(zhǔn)確計(jì)算一體化進(jìn)氣道和尾噴管在模態(tài)轉(zhuǎn)換時(shí)的性能，因此本文做簡化處理，分別考慮渦輪基和沖壓的進(jìn)氣道和尾噴管。

本文采用部件級建模方法建立渦輪非線性性能模型，采用牛頓拉爾遜法求解平衡方程。

1.2 典型工作點(diǎn)和推力需求

本文使用文獻(xiàn)[7]的Ma4一級TBCC典型工作點(diǎn)作為Ma7一級TBCC的低速區(qū)工作點(diǎn)，Ma7對應(yīng)的飛行高度采用Hyper-X第2次飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)[13]，中間的工作點(diǎn)采用線性插值，計(jì)算推力需求采取以下假設(shè)：

（1）采用文獻(xiàn)[14]乘波體型高超聲速飛行器的升阻系數(shù)特性作為飛行器升阻特性；

（2）在Ma＝4和Ma＝7時(shí)保持等速平飛；

（3）起飛燃油占飛機(jī)總質(zhì)量的50%，Ma＝4時(shí)燃油消耗為25%，Ma＝7時(shí)達(dá)到半油狀態(tài)；

（4）飛行器采用2臺發(fā)動機(jī)。飛機(jī)受力平衡方程為

式中：G為飛行器重力；L為升力；D為阻力；F為發(fā)動機(jī)推力；S為升力面面積；Cl為升力系數(shù)；Cd為阻力系數(shù)；α為飛行攻角。

首先假定飛行器在Ma＝4時(shí)的飛行攻角，算出飛行器質(zhì)量和升力面面積，帶入到飛行器在Ma＝7時(shí)的受力平衡方程，得到Ma=7的飛行攻角和推力與Ma=4的攻角的對應(yīng)關(guān)系，如圖2所示。

在飛行攻角較大時(shí)，升阻特性好，對發(fā)動機(jī)的推力要求不大，但給進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)帶來困難，因此本文取較小的飛行攻角，對應(yīng)的推力需求為局部最大點(diǎn)。取Ma=4的飛行攻角為5°，對應(yīng)的Ma=7時(shí)的攻角約為8°，推力需求為35.90 kN，升力面積為 101 m2，飛機(jī)起飛總質(zhì)量為24635 kg。Ma=7一級典型工作點(diǎn)和推力需求如圖3所示。

圖2 Ma=7的需求推力與Ma=4攻角的對應(yīng)關(guān)系

圖3 Ma=7一級典型工作點(diǎn)和推力需求

1.3 雙模態(tài)超燃沖壓1維性能模型

采用集總參數(shù)法建立雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機(jī)1維性能計(jì)算模型，燃燒模態(tài)劃分為純超燃模態(tài)、分離超燃模態(tài)、跨/亞燃模態(tài)和最大供油模態(tài)。其中最大供油模態(tài)為亞燃模態(tài)的特殊模態(tài)，如果供油量超出最大供油模態(tài)供油量，燃燒室產(chǎn)生的反壓將超出隔離段的調(diào)節(jié)能力，造成燃燒室堵塞。

進(jìn)氣道采用2元矩形超聲速進(jìn)氣道，波系由3道外壓斜激波和1道內(nèi)壓斜激波組成，設(shè)計(jì)進(jìn)口Ma=7，設(shè)計(jì)出口Ma=3，等激波強(qiáng)度設(shè)計(jì)。

隔離段為矩形等直構(gòu)型，在純超燃模態(tài)氣流不分離，不存在激波鏈，做普通等直管處理，在其他模態(tài)會存在不同強(qiáng)度的激波鏈，強(qiáng)度由出口靜壓P3決定，P3越大，斜激波的強(qiáng)度越大。

燃燒室采用分段燃燒方式，在等直段和擴(kuò)張段的入口分別供油，燃燒室被分為若干小計(jì)算段，步長為0.0005，每段都符合如下方程

流量連續(xù)方程

動量定理方程

能量守恒方程

燃油的霧化摻混和燃燒模型[9]為

式（5）為摻混效率經(jīng)驗(yàn)公式。燃油當(dāng)量比如果小于等于1，表示的是燃油的摻混效率；如果大于1，則表示空氣的摻混效率。式中的A為系數(shù)，其變化范圍為1~5；Lm為摻混距離

式中：b為燃燒室喉道面積；Cm為摻混常數(shù)，變化范圍為25~60。

根據(jù)式（5）可知，當(dāng)x達(dá)到摻混距離時(shí)，摻混效率達(dá)到1，燃燒室的長度由摻混距離決定。燃燒效率定義為在軸向位置x處已經(jīng)燃燒的燃油流量占初始燃油流量的比值

式中：B為常數(shù)。

燃燒效率比摻混效率增長得慢，當(dāng)摻混效率達(dá)到1時(shí)，燃燒效率總是小于1。

燃燒模態(tài)由發(fā)動機(jī)幾何、飛行條件和燃燒室供油規(guī)律決定，需要和隔離段聯(lián)合求解，通過迭代隔離段出口壓力P3得到滿足收斂判據(jù)的真實(shí)P3，計(jì)算流程如圖4所示。P3的最小值為隔離段進(jìn)口靜壓，最大值為經(jīng)過1道正激波的靜壓，由于殘差變化具有單調(diào)性，采用二分搜索法便能快速找到滿足收斂條件的P3。尾噴管采用適用于高超聲速飛行器的單邊膨脹尾噴管，使用1維羽流算法[5]建模，考慮摩擦的影響。

圖4 集總參數(shù)法計(jì)算流程

2 沖壓模態(tài)設(shè)計(jì)點(diǎn)計(jì)算

影響沖壓發(fā)動機(jī)設(shè)計(jì)點(diǎn)性能的設(shè)計(jì)參數(shù)有：進(jìn)氣道出口馬赫數(shù)、燃油當(dāng)量比、供油比例、擴(kuò)張燃燒室進(jìn)出口面積比、尾噴管擴(kuò)張角，文獻(xiàn)[7]對進(jìn)氣道出口馬赫數(shù)和燃油當(dāng)量比對性能的影響做了分析，得出了選擇方法。由于燃燒室的擴(kuò)張程度直接影響燃燒模態(tài)，也對后面的變幾何方案有影響，因此研究燃燒室擴(kuò)張程度對設(shè)計(jì)點(diǎn)性能的影響，設(shè)計(jì)點(diǎn)參數(shù)見表2。燃燒室進(jìn)出口面積比對單位推力和耗油率的影響如圖5所示。從圖中可見，隨著擴(kuò)張程度的減小，單位推力先增大后減小，但是都處于純超燃模態(tài)，沒有分離。當(dāng)擴(kuò)張程度太小，燃燒室靜壓升超出臨界值時(shí)產(chǎn)生分離，分離區(qū)馬赫數(shù)較低，瑞利損失較小，燃燒模態(tài)轉(zhuǎn)變?yōu)榉蛛x超燃模態(tài)，單位推力有所增大。而對于燃油當(dāng)量比規(guī)律則恰好相反，可見在本文參數(shù)環(huán)境下最優(yōu)燃燒室進(jìn)出口面積比可選為0.3。

表2 設(shè)計(jì)點(diǎn)輸入?yún)?shù)

圖5 燃燒室擴(kuò)張程度對性能的影響

在確定進(jìn)出口面積比之后，改變流量，使推力滿足設(shè)計(jì)點(diǎn)的推力需求，最終設(shè)計(jì)點(diǎn)性能參數(shù)見表3。

表3 設(shè)計(jì)點(diǎn)性能參數(shù)

3 不預(yù)冷和定幾何TBCC性能計(jì)算

不采用預(yù)冷和變幾何的常規(guī)TBCC構(gòu)型，其典型工作點(diǎn)性能按圖3計(jì)算，渦輪基控制加力燃燒室油氣比和高壓轉(zhuǎn)速，沖壓控制燃燒室油氣比處于最大供油模態(tài)。推力隨Ma的變化如圖6所示。從圖中可見，渦輪基和沖壓的大部分工作點(diǎn)都無法滿足推力需求，由于受部件特性的限制，渦輪基的最大工作馬赫數(shù)僅為2.6。沖壓推力隨著Ma的降低逐漸減小，當(dāng)Ma<3.75時(shí)，沖壓模態(tài)的推力小于0，渦輪和沖壓沒有可共同工作的區(qū)域，產(chǎn)生了“推力間隙”問題。

圖6 渦輪基和沖壓推力隨Ma變化關(guān)系

圖7 沖壓模態(tài)最大燃油當(dāng)量比和進(jìn)氣道流量系數(shù)隨Ma的變化關(guān)系

沖壓模態(tài)在低馬赫數(shù)性能下降的2大主要原因是定幾何燃燒室在低馬赫數(shù)容熱能力不足和進(jìn)氣道在低馬赫數(shù)時(shí)流量系數(shù)小，如圖7所示。對于Ma>5時(shí)的工況，定幾何燃燒室能實(shí)現(xiàn)的燃油當(dāng)量比為1；對于Ma<5時(shí)的工況，最大供油模態(tài)出現(xiàn)，所能加入的燃油迅速減少。設(shè)計(jì)進(jìn)口Ma＝7的進(jìn)氣道隨著飛行Ma的減小，其流量系數(shù)迅速降低，導(dǎo)致進(jìn)入發(fā)動機(jī)的空氣流量減少，推力減小，且溢流增大，溢流阻力增大。因此，為了解決推力間隙問題，必須采取措施擴(kuò)大渦輪基工作范圍，并提高沖壓在低馬赫數(shù)時(shí)工作能力。

4 預(yù)冷器建模、優(yōu)化設(shè)計(jì)及使用效果

渦輪基模型為部件級非線性性能模型，在風(fēng)扇前嵌入以液氮為中間介質(zhì)的環(huán)形管翅式換熱器，液氮與進(jìn)口空氣進(jìn)行換熱，使得進(jìn)口空氣總溫降低，從而風(fēng)扇換算流量增大，發(fā)動機(jī)推力增大，預(yù)冷后的氮?dú)饨?jīng)拉伐爾噴管排出產(chǎn)生推力。換熱器的嵌入帶來了總壓損失。液氮換熱器的設(shè)計(jì)點(diǎn)選在最大推力缺口點(diǎn)，即Ma=2.25、H=15000 m，采用效率-傳熱單元數(shù)法。

換熱器幾何設(shè)計(jì)參數(shù)包括換熱管內(nèi)徑di、換熱管外徑d o、非流體流動方向1周的管排數(shù)n1、流體流動方向的管排數(shù)n2、流體流動方向的管間距s2和翅片數(shù)n3。不同的幾何構(gòu)型和預(yù)冷溫度組合均能使發(fā)動機(jī)推力滿足需求，但消耗的液氮不同，優(yōu)化預(yù)冷器幾何構(gòu)型可以使液氮消耗最小。為了簡化計(jì)算，固定di、do、s2、n3，因 n1、n2均為整數(shù)，通過遍歷便能得到液氮消耗最小時(shí)所對應(yīng)的幾何。得到液氮消耗最小時(shí)對應(yīng)的 n1=90、n2=30。

預(yù)冷器設(shè)計(jì)好后，計(jì)算發(fā)動機(jī)在各工作點(diǎn)的使用情況。在Ma＝0~2.6時(shí)渦輪基推力增量和液氮消耗量隨Ma的變化關(guān)系如圖8所示。對于Ma<2.25的工況，達(dá)到推力需求的液氮流量均小于換熱器設(shè)計(jì)點(diǎn)流量，說明預(yù)冷器在非設(shè)計(jì)點(diǎn)性能良好；但對于Ma＝2.6的工況，達(dá)到推力需求的液氮代價(jià)太大。

圖8 渦輪基推力增量和液氮消耗隨Ma的變化關(guān)系

對于Ma>2.6的工況，必須開啟預(yù)冷才能使發(fā)動機(jī)正常工作，且在每個(gè)工作點(diǎn)存在最小預(yù)冷溫差，在飛行高度相同的條件下，Ma=2.7、2.8、2.9時(shí)的推力和耗油率隨預(yù)冷溫差的變化如圖9、10所示。圖中每條線對應(yīng)的第1個(gè)點(diǎn)為最小預(yù)冷溫差。從圖中可見，預(yù)冷可以擴(kuò)大渦輪基的工作馬赫數(shù)范圍。在相同馬赫數(shù)下，渦輪基推力和考慮了液氮的耗油率基本隨預(yù)冷溫差呈線性增大。隨著Ma的增大，使得發(fā)動機(jī)穩(wěn)定工作的最小預(yù)冷溫差逐漸增大，擴(kuò)大飛行范圍的代價(jià)變大。

圖9 渦輪基總推力隨預(yù)冷溫差的變化關(guān)系

圖10 渦輪基總耗油率隨預(yù)冷溫差變化關(guān)系

5 沖壓模態(tài)非設(shè)計(jì)點(diǎn)推力優(yōu)化

采取2種措施提高沖壓模態(tài)在低馬赫數(shù)時(shí)的性能。

（1）變幾何進(jìn)氣道改善溢流

設(shè)計(jì)進(jìn)口Ma=7的2元矩形進(jìn)氣道在低馬赫數(shù)時(shí)，激波無法打到唇口，造成溢流增大。變幾何方案為第2、3塊楔板角度可調(diào)，使得在一定進(jìn)氣條件下流量系數(shù)最大。定幾何方案和變幾何方案在Ma=4時(shí)性能的差別如圖11所示。從圖中可見，變幾何進(jìn)氣道在流量系數(shù)和溢流阻力上有很大優(yōu)勢，進(jìn)氣道起動裕度和總壓恢復(fù)系數(shù)的降低相比于流量系數(shù)和溢流阻力上的優(yōu)勢在可接受范圍內(nèi)。

圖11 定幾何和變幾何進(jìn)氣道性能對比

（2）變幾何燃燒室增大燃油加入量

燃燒室調(diào)節(jié)方式為：等直段燃燒室與隔離段形成一體，跟隨進(jìn)氣道第3塊楔板運(yùn)動，并保持等直；擴(kuò)張燃燒室擴(kuò)張角可調(diào)，由于變幾何燃燒室無法與定幾何的尾噴管上表面（通常為飛行器機(jī)體）相連，燃燒室與噴管之間必須有可伸縮的幾何協(xié)調(diào)段，伸縮可采用滑動連接的方式實(shí)現(xiàn)。

對于低馬赫數(shù)工況，如Ma＝4，在定幾何條件下最大燃油當(dāng)量比僅為0.38，通過改變?nèi)紵覕U(kuò)張角，可使最大燃油當(dāng)量比達(dá)到1。Ma＝4時(shí)，燃油當(dāng)量比達(dá)到1的流道幾何與設(shè)計(jì)點(diǎn)流道的對比如圖12所示。燃燒室擴(kuò)張角與相應(yīng)的最大供油模態(tài)燃油當(dāng)量比的關(guān)系如圖13所示。從圖中可見，隨著燃燒室擴(kuò)張角的增大，能加入的燃油越多，增長速度也越快。最大供油模態(tài)的推力和比沖隨擴(kuò)張角的變化關(guān)系如圖14所示。從圖中可見，隨著擴(kuò)張角的增大，推力基本呈線性增大，而比沖逐漸減小，說明增大推力的成本隨著燃油當(dāng)量比的增大而逐漸增加，這是因?yàn)殡S著加入熱量越多，燃燒室總壓損失越大，經(jīng)濟(jì)性變差。

圖12 變幾何流道與設(shè)計(jì)點(diǎn)流道的對比

圖13 Ma=4時(shí)最大供油模態(tài)燃油當(dāng)量比隨燃燒室擴(kuò)張角的變化關(guān)系

圖14 Ma=4時(shí)最大供油模態(tài)推力和比沖隨燃燒室擴(kuò)張角的變化關(guān)系

由此可見，變幾何方案能夠使燃燒室在低馬赫數(shù)工況下的燃油當(dāng)量比達(dá)到1，但由于燃油當(dāng)量比不能超過1，其提升性能的空間并不是無限的。在本文的推力需求背景下，Ma=4時(shí)可通過變幾何達(dá)到需求推力，但是對于Ma=2.96的工況，由于受到捕獲面積的約束，無法捕獲足夠的流量，達(dá)不到需求推力，因此需要迭代設(shè)計(jì)點(diǎn)計(jì)算，增大發(fā)動機(jī)尺寸，而在設(shè)計(jì)點(diǎn)，由于推力大于需求推力，需采用一定的節(jié)流措施。最終在Ma＝7、4、2.96時(shí)達(dá)到推力需求的使用參數(shù)和性能參數(shù)見表4。

表4 Ma＝7、4、2.96的主要使用參數(shù)和性能參數(shù)

6 模態(tài)轉(zhuǎn)換仿真

前文通過預(yù)冷擴(kuò)大了渦輪基工作范圍，通過變幾何增大了沖壓低馬赫數(shù)推力，使進(jìn)行TBCC模態(tài)轉(zhuǎn)換準(zhǔn)穩(wěn)態(tài)模擬具備了條件，轉(zhuǎn)換區(qū)間Ma＝2.60~2.96、H=17000~19000 m，按馬赫數(shù)將模態(tài)轉(zhuǎn)換過程離散成4個(gè)階段，推力需求插值得出，轉(zhuǎn)換期間組合推力要滿足推力需求。轉(zhuǎn)換過程為渦扇逐漸減小加力供油到不開加力，再逐漸通過降低高壓轉(zhuǎn)速來減小流量降低推力，最后完全關(guān)閉。沖壓從Ma＝2.6時(shí)起動，在每個(gè)階段調(diào)節(jié)幾何和供油以彌補(bǔ)推力，并使耗油率最低。在模態(tài)轉(zhuǎn)換期間預(yù)冷溫度控制在使渦扇模態(tài)能穩(wěn)定工作的程度，不額外增加液氮提高渦輪基在模態(tài)轉(zhuǎn)換中的推力比例，因?yàn)橐_(dá)到相同的推力，液氮使用越多，發(fā)動機(jī)的總比沖越小。

在模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中的推力分配隨馬赫數(shù)的變化關(guān)系如圖15所示，燃油流量和液氮流量的變化如圖16所示。從圖中可見，沖壓發(fā)動機(jī)推力逐漸增大，渦扇發(fā)動機(jī)推力逐漸減小，隨著馬赫數(shù)的提高，所消耗的液氮流量逐漸增大，在Ma＝2.9時(shí)達(dá)到峰值，之后下降對應(yīng)渦輪基從慢車到關(guān)閉的過程。

圖15 推力分配隨Ma的變化關(guān)系

圖16 總?cè)加土髁亢鸵旱髁侩SMa變化關(guān)系

為了評價(jià)模態(tài)轉(zhuǎn)換過程的經(jīng)濟(jì)性，計(jì)算轉(zhuǎn)換過程所消耗的燃油量和液氮量。按照文獻(xiàn)[15]提出的計(jì)算加速爬升的方法計(jì)算每個(gè)階段的爬升時(shí)間，得到模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中的燃油和液氮的消耗情況。

式中：FA為發(fā)動機(jī)提供的推力；D為飛機(jī)阻力；m為發(fā)動機(jī)質(zhì)量，假設(shè)剛開始模態(tài)轉(zhuǎn)換的飛機(jī)質(zhì)量為起飛總質(zhì)量的90%；V為飛機(jī)的飛行速度；Vy*是未修正的爬升速度；由于本文是加速爬升過程，需要進(jìn)行修正，修正系數(shù)為

修正后爬升速度為Vy=Vy*·x。得到總爬升時(shí)間為17.6 s，消耗燃油290.1 kg，消耗液氮155.7 kg，液氮消耗占起飛總質(zhì)量的0.6%，在可接受的范圍內(nèi)。

7 結(jié)論

（1）本文建立了Ma=7一級內(nèi)并聯(lián)TBCC穩(wěn)態(tài)性能模型，可計(jì)算TBCC從起飛到Ma=7的推力和比沖性能。

（2）計(jì)算證明了由常規(guī)渦扇發(fā)動機(jī)和定幾何雙模態(tài)超燃發(fā)動機(jī)組成的TBCC推力間隙的存在，相應(yīng)地采用換熱器冷卻進(jìn)口空氣的方法提高渦輪基穩(wěn)定工作的馬赫數(shù)，通過變幾何方案提高沖壓模態(tài)在低馬赫數(shù)的推力，使渦輪基和沖壓擁有共同工作區(qū)間，填補(bǔ)了推力間隙。

（3）在本文的參數(shù)環(huán)境下，模態(tài)轉(zhuǎn)換過程消耗的液氮總量小于燃油的，占飛機(jī)總質(zhì)量的0.6%，在不考慮預(yù)冷器給飛機(jī)帶來額外質(zhì)量的情況下，認(rèn)為使用預(yù)冷實(shí)現(xiàn)模態(tài)轉(zhuǎn)換的代價(jià)可接受。