唐 琳，孙 波

(南京理工大学 航空宇航系， 南京 210094)

吸气式高超声速飞行器越来越受到各航天大国的关注，吸气式高超声速技术是发展高超声速推进技术的关键技术，它的飞行马赫数十分宽广，从亚声速、跨声速、超声速一直到高超声速，但目前任何一种单一的吸气式发动机(涡轮发动机或冲压发动机)均不能满足要求，因此国内外对组合动力开展了广泛的研究。涡轮机组合循环发动机将涡轮发动机和冲压发动机结合在一起，结合了各自飞行范围的优势，使其具有可水平起降、重复使用、可靠性高、低速性能好等优点，是高速飞行器重要的推进系统选择方案之一[1-3]。

TBCC进气道是TBCC发动机的重要组成部件,它的主要任务是高效率地向涡轮发动机的压气机或冲压发动机的燃烧室提供一定压力、温度、速度和流量的空气,以满足飞行器高超声速飞行的需要，其中包括模态转换过程中同时向涡轮通道和冲压通道提供所需气流，因此能否完成模态转换过程的平稳过渡是决定TBCC发动机是否研制成功的关键。因此，对TBCC进气道模态转换的研究在TBCC设计技术中十分重要[4]。

国内对进气道模态转换过程的研究正在逐渐增多，如曹石彬等[5]利用定常与非定常相结合的办法，分析了模态转换过程中外并联型TBCC进气道的流场变化，性能参数的变化以及模态转换时间的影响。袁化成等[6]对一种外并联涡轮机组合循环发动机进气道进行了基于定常和非定常的模态转换过程气动特性分析，获取了进气道模态转换过程的流动特性。……