近年来超声速飞行器在国防军事领域的地位逐渐升高,对其进行的研究也越来越受到重视。冲压涡轮发电系统由于重量轻、结构简单、综合效能高等优点,成为为超声速飞行器机载设备提供电功率的最佳选择。本文采用数值模拟与试验手段相结合的方法进行了系统设计及核心部件优化等研究。主要内容如下:1、本文首先完成系统的总体方案与总体结构设计。然后详细阐述主要部件的设计过程,包括发电机的磁路结构、冷却润滑装置和主要气动部件,其中在气动部件设计中要考虑各部件之间的匹配。设计的冷却润滑装置高效地解决了发电机的散热以及轴承的润滑问题;设计的扇形节流装置结构紧凑、调节精度高、响应时间短、工作安全可靠。2、采用CFD方法对各气动部件进行数值模拟计算,分析部件的流场情况,得到各部件的工作特性。然后将涡轮与蜗壳进行CFD联算,研究两者的匹配特性;进行涡轮与扇形节流装置的数值模拟联算,为控制策略的选择提供参考。此外还针对扇形节流装置进行特定试验,并与数值模拟结果相对比,验证了数值模拟的准确性。3、对冲压涡轮发电系统进行冷态整机试验。搭建专门的试验台架,制定详备的试验和测量方案,检测系统的振动情况。试验得到系统在低负载状态下的工作特性,验证了部件的结构强度。4、对涡轮进行优化研究。在涡轮出口面积不变的情况下,分析了涡轮转子子午面上下端壁的扩张角组合变化对涡轮性能的影响,结果表明,不同的上下端壁扩张角对涡轮导向器进出口的静压分布、导向器喉道处的Ma分布、转子的进气角以及设计点涡轮出口的激波强度都有一定的影响,且存在一个最佳的上下端壁扩张角的组合使涡轮在设计点及非设计点的性能得到提高,在设计点,最优组合比最差组合等熵效率提高0.7%,功率提高0.465kW。