组合发动机包括RBCC(火箭基组合循环)和TBCC(涡轮基组合循环)两大类。涡轮基组合循环（TBCC）发动机是将涡轮发动机（包括涡喷发动机 、涡扇发动机）和冲压发动机（包括亚燃 、超燃和双模态燃烧冲压发动机）的2种技术结合到一起， 结合了涡轮发动机和冲压发动机在各自适用飞行范围内的优势，飞行范围十分宽广，飞行马赫数从亚声，跨声，超声一直扩展到高超声速，因此它的用途多样，既可以作高超声速巡航导弹、高速侦察机以及远程高速攻击机的动力，又能够用作轨道飞行器第一级的理想动力[1,2]。进气道是属于空气喷气推进装置的一个部件，对于喷气式飞机来说，进气道是指从飞机进口到涡轮喷气发动机压气机进口的这一段管道，而对用于导弹的冲压式发动机来说，指的是从冲压发动机进口到冲压发动机燃烧室的这一段管道。TBCC发动机的重要组成部分是进气道，进气道对整个推进系统的性能起着至关重要的作用，制约着整个推进系统功能的发挥和性能的提高 ，国际上确定发展TBCC发动机的关键技术之一是改进进气道的气动性能和不同飞行状态下的适用性[3,4] 。TBCC进气道按照冲压发动机和涡轮发动机组合时的结构位置关系，可将TBCC发动机分为并联型和共轴型两种，其轴型布局可以分为环绕型和串联型两种，并联型又包括外并联型和内并联型两类，并联型涡轮基组合循环发动机中的涡轮发动机和冲压发动机工作在两个相互独立的通道，相互之间的干扰非常很小，可以适应更宽广的马赫数范围而且气动设计和调节控制相对简单，已经成为主流的研究对象[5]。TBCC发动机一定不可缺少的部分是进气道，其主要目的是高效率地向冲压发动机的压气机或涡轮发动机的燃烧室提供需要的压力、速度、温度和流量的空气，来满足高超声速飞行的需要，对整个推进系统的性能作用非常关键，关系整个推进系统功能的发挥和性能的提高[6]。

本文确定出TBCC发动机的设计马赫数和转级马赫数是根据国内涡轮发动机和冲压发动机的研究水平与应用现状，，在不同来流马赫数范围内，对进气道型面调整的安排进行论述， 

并简要分析进气道主要气动参数与型面参数的选取原则，旨在提出一种具有工程实用价值的外并联型TBCC进气道气动方案，最后通过数值计算的手段对总体方案的可行性进行模拟。

1。2  国内外研究现状及发展趋势

1。3 本论文的主要工作

本课题以涡轮基组合循环发动机为研究对象，开展Ma2。5-6双通道二元可调进气道设计工作，并通过数值模拟验证进气道在Ma2。5模态转换过程中的性能，获得该可调进气道模态转换过程中的调节规律。在低速飞行时涡轮进气道工作，但冲压进气道并不关闭，这样可以 

减小阻力；高速飞行时关闭涡轮进气道，冲压进气道单独工作，两个进气道通过模态转换使发动机从涡轮模态替换到冲压模态以及不同马赫数下的冲压通道的性能参数的变化与分析。

主要任务有首先完成Ma2。5-6的二元进气道的设计工作，进气道德来流马赫数为6，第一级楔板的偏转角度为6°。通过初始条件以及公式完成进气道的设计，设计完成以后通过IGEM绘制网格，通过FLUENT软件对高速通道以及外并联进气道德模态转换过程进行数值模拟，并研究性能参数的变化规律。

2 TBCC进气道的设计

2。1 进气道设计方案的确定

进气道的分类是通过按气流滞止的方式，滞止方式的不同所用的进气道也不同，包括皮托式、外压式、内压式和混压式四种不同的型式。皮托式进气道是一根内通道呈逐渐扩张形的管道，头部像皮托管由此得名。在超音速时，进口前会形成一道正激波，超音流经过正激波进入进气道就滞止为亚音速。由于经过正激波时气流损失大，所以这种进气道一般只在M<1。6的时候使用。内压式进气道是先收缩再扩张的管道，它的特点是迎风面积小，外表面平直，外部阻力比较小；但它的缺点是起动问题严重，而且还有很重要的一点是这类进气道不能够与飞行器进行一体化设计，外压式进气道能够克服这个困难可以很好地与飞行器进行一体化设计，而且起动性能良好，但它的外部阻力比较大。特别是来流马赫数比较高时，就会增大气流的转折角，这是为了增加斜激波的数量，降低激波损失，这样就会在进气道外罩上形成很强的外激波，增加比较多的外部阻力。TBCC发动机对进气系统不仅要求能够与飞行器进行一体化设计，而且又要在气动性能方面满足所提要求（比如总压恢复系数、起动马赫数、流量捕获系数等），这都是因为发动机的飞行包线宽广。在设计点来流马赫数为6的要求下，为了提高进气道的总压恢复系数，应该选用内外混压式进气道。论文网