● 摘要
本文以飞行马赫数为0~7，模态转换马赫数为4的并联式涡轮基组合循环（TBCC）发动机及其与飞行器一体化为研究对象，采用数值模拟方法对其内外流场进行了较为细致的分析，旨在探讨并掌握并联式TBCC发动机和一体化构型飞行器在整个飞行包线内的气动特性变化规律，为今后的研究提供数据参考。
首先，对超燃冲压发动机燃烧室冷态流场进行了数值模拟研究，结果表明随着斜坡压缩角度的增加，燃烧室总压损失和凹腔阻力增大，但同时明显提高了火焰稳定性和燃料的掺混能力，在本文研究中15°压缩斜坡—凹腔组合构型的燃烧室气动特性最优，而膨胀型斜坡—凹腔组合构型无法达到增强混合的目的。通过比较菱形喷注孔与圆形喷注孔对燃料扩散性能的影响表明，在展向方面两者对燃料的影响基本相同，但是在法向方面采用菱形喷注孔燃料的穿透能力更强，在本文研究中当菱形喷注孔的射流角度从30°增加到60°时燃烧室总压损失基本不变，当射流角度继续增加后，燃烧室的总压损失显著增大。
其次，在原始的显式代数雷诺应力模型（EARSM模型）中引入CG 模型作为湍流时间尺度决定方程，并增加半经验修正系数 ，使得修正后的显式代数雷诺应力模型（MEARSM模型）既能保持原始模型对跨声速流场较高的模拟精度，又能解决原始模型对高超声速流场模拟精度差的问题。基于修正后的湍流模型完成了并联式TBCC发动机进气系统的数值模拟，结果表明在整个飞行包线内两种进气道均能够正常起动工作，并且在高马赫数下进气道的气动特性更优，在模态转换过程中两种进气道的气动特性变化平稳，保证模态转换能够顺利完成。
再次，考虑燃气温度和组分对其比热比的影响，建立了适用于复杂流体机械内外流场的变比热计算方法，与相同条件下的定比热计算方法相比，该方法既能降低对网格质量的要求，又能保证较高的激波捕捉精度以及强激波前后气体的总焓守恒，解决了定比热计算方法不能真实模拟发动机喷管流场和性能的问题。分别采用变比热和定比热的计算方法对并联式TBCC发动机排气系统进行了数值模拟研究，结果表明定比热计算出的气动参数值均偏小，尤其当流场中激波与膨胀波强度较大时，与变比热的计算结果差别更大。当马赫数较低时排气系统的气动特性较差，随着马赫数的增加其性能逐渐好转，在模态转换过程中排气系统的气动特性变化平稳。
最后，完成了并联式TBCC发动机设计方案及其与飞行器一体化的构型设计，并对飞行器的内外流场进行了数值模拟研究。同时提出了考虑配平特性的并联式TBCC发动机喷管调节方案，该方案在保证飞行器稳定性的前提下既能解决模态转换过程中阻力增加过大导致飞行器加速缓慢的问题，又能解决模态转换过程中飞行器配平攻角变化剧烈容易导致失控的问题。