CN113002785B - 一种分层分布式飞行器推进系统及其布局方法 - Google Patents

一种分层分布式飞行器推进系统及其布局方法 Download PDF

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    • F02M35/10—Air intakes; Induction systems
    • F02M35/10091—Air intakes; Induction systems characterised by details of intake ducts: shapes; connections; arrangements

Abstract

本公开提供了一种分层分布式飞行器推进系统及其布局方法，推进系统包括主发动机单元和辅发动机单元；所述主发动机单元包括设置于所述发动机的机体内的主进气道和设置于所述主进气道内的主风扇，所述主进气道用于吸入主流区气流；所述辅发动机单元包括设置于所述发动机的机体内的辅进气道和设置于所述辅进气道内的辅风扇，所述辅进气道用于吸入边界层气流。采用本发明的分层分布式飞行器推进系统，与现有嵌入式发动机布局相比，能够改善风扇性能，提高风扇效率，进而提高飞行航程。

Description

一种分层分布式飞行器推进系统及其布局方法
技术领域
本公开涉及飞行器推进系统，尤其涉及一种分层分布式飞行器推进系统及其布局方法。
背景技术
近年来，在民用航空领域，飞行器和发动机的设计逐步精细化，在现有气动布局和发动机架构下，系统性能已经趋近极限。设计者开始考虑在发动机和飞行器的集成上获取收益，希望通过更加紧凑的机身/推进系统集成方案来进一步降低阻力和耗油率，在这一背景下，边界层吸入式（boundary layer ingestion, BLI）推进系统逐步进入研究者的视野。
参照图1，BLI推进系统常采用嵌入式发动机，并将进气道、发动机安装在机翼或机身的后部，以尽量吸取较厚的边界层。相比于现有推进系统，BLI推进系统具有进一步降低飞行器阻力、降低发动机需用功率、提高发动机推进效率、降低发动机耗油率的潜力。但是，目前边界层吸入式推进系统在初期设计阶段所存在的气动问题主要体现在进气道设计与抗畸变风扇设计两个方面的问题：
常规翼吊式发动机的短舱总压恢复系数不小于0.98，巡航工况下畸变几乎可以忽略。而BLI进气道因为吸入了较厚的边界层，在同等逆压梯度的作用下更容易分离，并增大进气道出口的气流畸变（包括总压畸变和旋流畸变），采用紧凑型、嵌入式S型进气道会加剧这些不利影响。
总体来说，BLI进气道的总压恢复系数显著低于常规进气道，出口畸变更加强烈，进气道性能的下降会导致耗油率上升，可能抵消BLI带来的效益。BLI推进系统中，风扇进口的流场畸变要显著强于现有的推进系统。在畸变作用下，风扇性能下降，更容易失速，稳定工作裕度下降。
发明内容
为了解决上述技术问题的至少一个，本公开提供了一种分层分布式飞行器推进系统及其布局方法。
本公开的技术方案是这样实现的：
一种分层分布式飞行器推进系统，包括发动机，所述发动机包括主发动机单元和辅发动机单元；
所述主发动机单元包括设置于所述发动机的机体内的主进气道和设置于所述主进气道内的主风扇，所述主进气道用于吸入主流区气流；
所述辅发动机单元包括设置于所述发动机的机体内的辅进气道和设置于所述辅进气道内的辅风扇，所述辅进气道用于吸入边界层气流。
进一步地，所述主发动机单元的主进口截面参数，满足以下等式；其中，所述主进口截面参数包括：主发动机总流量
Figure DEST_PATH_IMAGE001
、主发动机进口总压
Figure 480269DEST_PATH_IMAGE002
和主发动机进口总温度
Figure DEST_PATH_IMAGE003
；
Figure 132967DEST_PATH_IMAGE004
；
Figure DEST_PATH_IMAGE005
；
Figure 269812DEST_PATH_IMAGE006
；
所述辅发动机单元的辅进口截面参数，满足以下等式；其中，所述辅进口截面参数包括：辅发动机总流量
Figure DEST_PATH_IMAGE007
、辅发动机进口总压
Figure 957146DEST_PATH_IMAGE008
和辅发动机进口总温度
Figure DEST_PATH_IMAGE009
；
Figure 550938DEST_PATH_IMAGE010
；
Figure DEST_PATH_IMAGE011
；
Figure 690932DEST_PATH_IMAGE012
；
其中，
Figure DEST_PATH_IMAGE013
、
Figure 395583DEST_PATH_IMAGE014
、
Figure DEST_PATH_IMAGE015
分别为飞行器设定巡航高度的高空静止大气的密度、静压和静温；
Figure 937423DEST_PATH_IMAGE016
为自由来流速度；H为设定的进气道捕获高度；
Figure DEST_PATH_IMAGE017
为边界层位移厚度；
Figure 436537DEST_PATH_IMAGE018
为推进系统最大容许宽度；
Figure DEST_PATH_IMAGE019
为推进系统实际宽度；
Figure 63828DEST_PATH_IMAGE020
为理想气体绝热指数；
Figure DEST_PATH_IMAGE021
为边界层等效马赫数；
Figure 805125DEST_PATH_IMAGE022
为边界层等效静温；
Figure DEST_PATH_IMAGE023
为设计状态马赫数；
所述边界层等效马赫数和所述边界层等效静温，由以下等式获得：
Figure 467051DEST_PATH_IMAGE024
；
其中，R为气体常数；VS为边界层等效速度。
进一步地，所述主进气道的主进气口位于飞行器的主流区，并且主进气口的下边缘部位于所述主流区与所述边界层的交界处；
所述辅进气道的辅进气口位于边界层，并且所述辅进气口的下边缘部贴近于所述飞行器上表面，所述辅进气口的上边缘部位于所述主流区于所述边界层的交界处。
进一步地，所述主进气道和所述辅进气道均为S型进气道。
一种飞行器推进系统的布局方法，包括：
获取所述发动机的各发动机单元的主进口截面参数；所述各发动机单元包括主发动机单元和辅发动机单元；
基于各发动机单元对应的主进口截面参数和对应的各部件的设定参数，获取所述各发动机对应的所述各部件的进口截面几何参数和出口截面几何参数；
基于所述各部件的进口截面几何参数和出口截面几何参数；获取发动机布局参数；基于所述发动机布局参数，完成发动机布局；
其中，获取所述发动机的各发动机单元的主进口截面参数，包括：
将飞行器的吸力面简化构建成三角形平面；
基于所述三角形平面，获取飞行器几何参数、推进系统最大容许参数、以及推进系统实际宽度；
基于所述飞行器的几何参数、所述推进系统的最大容许参数和所述推进系统的实际宽度，根据气动热力方程；获取所述主发动机单元的主进口截面参数；
将所述飞行器的边界层流体等效为均匀来流，获取边界层等效参数；
基于所述边界层等效参数，获取所述辅发动机的辅进口截面参数。
进一步地，基于各发动机单元对应的主进口截面参数和对应的各部件的设定参数，获取所述各发动机对应的所述各部件的进口截面几何参数和出口截面几何参数；包括：
基于所述主发动机单元对应的主进口截面参数和对应的各部件的设定参数，获取所述主发动机单元对应的各部件的进口截面几何参数和出口截面几何参数；
基于所述辅发动机单元对应的辅进口截面参数和对应的各辅部件的设定参数，获取所述辅发动机单元对应的各部件的进口截面几何参数和出口截面几何参数。
进一步地，所述飞行器几何参数，包括：机身最大弦长和机身最大宽度；
所述推进系统最大容许参数，包括最大容许弦长和最大容许宽度。
进一步地，所述获取边界层等效参数，包括：根据以下等式获取边界层等效速度VS、边界层等效马赫数
Figure DEST_PATH_IMAGE025
和边界层等效静温TS；
Figure 137067DEST_PATH_IMAGE026
；
获取所述辅发动机单元的辅进口截面参数，包括：根据以下等式获取辅发动机总流量
Figure 986074DEST_PATH_IMAGE007
、辅发动机进口总压
Figure 501369DEST_PATH_IMAGE008
和辅发动机进口总温度
Figure 752222DEST_PATH_IMAGE027
；
Figure 327560DEST_PATH_IMAGE010
；
Figure 929442DEST_PATH_IMAGE011
；
Figure 248428DEST_PATH_IMAGE012
；
获取所述主发动机单元的主进口截面参数，包括：根据以下等式获取主发动机总流量
Figure 88208DEST_PATH_IMAGE001
、主发动机进口总压
Figure 100026DEST_PATH_IMAGE002
和主发动机进口总温度
Figure 159512DEST_PATH_IMAGE028
；
Figure 282188DEST_PATH_IMAGE004
；
Figure 242054DEST_PATH_IMAGE005
；
Figure 159195DEST_PATH_IMAGE006
；
其中，
Figure 470090DEST_PATH_IMAGE013
、
Figure 130879DEST_PATH_IMAGE014
、
Figure 945251DEST_PATH_IMAGE015
分别为飞行器设定巡航高度的高空静止大气的密度、静压和静温；
Figure 298872DEST_PATH_IMAGE016
为自由来流速度；
Figure 831484DEST_PATH_IMAGE029
为设定的进气道捕获高度；
Figure 30385DEST_PATH_IMAGE017
为边界层位移厚度；
Figure 964842DEST_PATH_IMAGE018
为推进系统最大容许宽度；
Figure 489365DEST_PATH_IMAGE019
为推进系统实际宽度；
Figure 243694DEST_PATH_IMAGE020
为理想气体绝热指数；
Figure 511864DEST_PATH_IMAGE021
为边界层等效马赫数；
Figure 566408DEST_PATH_IMAGE022
为边界层等效静温；
Figure 518225DEST_PATH_IMAGE030
为设计状态马赫数；
Figure 25430DEST_PATH_IMAGE032
为气体常数。
进一步地，基于各发动机单元对应的主进口截面参数和对应的各部件的设定参数，获取所述各发动机对应的所述各部件的进口截面几何参数和出口截面几何参数；包括：
将所述各部件模化为一维气动热力模型；
基于各发动机单元对应的主进口截面参数和对应的各部件的设定参数，根据气动热力方程，获取各部件的进口截面参数和出口截面参数；
基于各部件的进口截面参数和出口截面参数；获取所各部件的进口截面几何参数和出口截面几何参数。
进一步地，所述主发动机单元对应的各部件包括依次连接的主进气道、主风扇和主尾喷管；
所述辅发动机单元对应的各部件包括依次连接的辅进气道、辅风扇和辅尾喷管。
进一步地，获取所述各发动机对应的所述各部件的进口截面几何参数和出口截面几何参数之前，还包括：
基于所述各部件的进口截面参数和出口截面参数，获取所述发动机输出的总推力；
获取飞行器在巡航工况下的需求推力；
调整各发动机单元对应的主进口截面参数和对应的各部件的设定参数，循环迭代直至所述总推力等于所述需求推力；
其中，获取飞行器在巡航工况下的需求推力，包括：
获取发动机吸入边界层所降低的阻力；
基于降低的阻力和飞行器巡航阻力，获取飞行器的升阻比；
基于所述升阻比和飞行器的总重量，获取所述需求推力。
附图说明
附图示出了本公开的示例性实施方式，并与其说明一起用于解释本公开的原理，其中包括了这些附图以提供对本公开的进一步理解，并且附图包括在本说明书中并构成本说明书的一部分。
图1是现有边界层吸入式推进系统结构示意图；
图2是现有嵌入式发动机布局结构示意图；
图3是本公开的分层分布式飞行器推进系统的结构简化示意图；
图4是本公开的本发明的分层分布式飞行器推进系统与现有的嵌入式发动机的飞行航程对比示意图；
图5是本公开的分层分布式飞行器推进系统的布局方法的流程示意图；
图6是将飞行器的吸力面简化构建成三角形平面示意图；
图7是本公开的分层分布式飞行器推进系统流动简化示意图；
图8是本公开的各部件模化为一维气动热力模型的结构示意图。
具体实施方式
下面结合附图和实施方式对本公开作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施方式仅用于解释相关内容，而非对本公开的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本公开相关的部分。
需要说明的是，在不冲突的情况下，本公开中的实施方式及实施方式中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施方式来详细说明本公开。
参照图2，现有的嵌入式发动机布局结构，由于采用埋入式布局方案，大量机身边界层被吸入发动机内，低能流体在S型进气道内极易发生流动分离，严重恶化下游风扇性能。
本申请为了兼顾吸除机身边界层带来的升阻比收益以及避免低能边界层的吸入对风扇性能的影响，一个可能的途径是将主流区与边界层低能流体区假想的看作两股独立进入发动机内的气流，并由两台不同尺寸的涵道风扇完成抽吸。
实施例一
参照图3，本实施例提供一种分层分布式飞行器推进系统，包括发动机，所述发动机包括主发动机单元和辅发动机单元；
所述主发动机单元包括设置于所述发动机的机体内的主进气道和设置于所述主进气道内的主风扇，所述主进气道用于吸入主流区气流；
所述辅发动机单元包括设置于所述发动机的机体内的辅进气道和设置于所述辅进气道内的辅风扇，所述辅进气道用于吸入边界层气流。
所述主发动机单元的主进口截面参数，满足以下等式；其中，所述主进口截面参数包括：主发动机总流量
Figure 831712DEST_PATH_IMAGE001
、主发动机进口总压
Figure 475183DEST_PATH_IMAGE002
和主发动机进口总温度
Figure 341508DEST_PATH_IMAGE028
；
Figure 336008DEST_PATH_IMAGE004
；
Figure 945981DEST_PATH_IMAGE005
；
Figure 709538DEST_PATH_IMAGE006
；
所述辅发动机单元的辅进口截面参数，满足以下等式；其中，所述辅进口截面参数包括：辅发动机总流量
Figure 481185DEST_PATH_IMAGE007
、辅发动机进口总压
Figure 962982DEST_PATH_IMAGE008
和辅发动机进口总温度
Figure 376646DEST_PATH_IMAGE009
；
Figure 994709DEST_PATH_IMAGE010
；
Figure 671678DEST_PATH_IMAGE011
；
Figure 375192DEST_PATH_IMAGE012
；
其中，
Figure 326967DEST_PATH_IMAGE013
、
Figure 301001DEST_PATH_IMAGE014
、
Figure 945609DEST_PATH_IMAGE015
分别为飞行器设定巡航高度的高空静止大气的密度、静压和静温；
Figure 136419DEST_PATH_IMAGE016
为自由来流速度；H为设定的进气道捕获高度；
Figure 626307DEST_PATH_IMAGE017
为边界层位移厚度；
Figure 218962DEST_PATH_IMAGE018
为推进系统最大容许宽度；
Figure 768892DEST_PATH_IMAGE019
为推进系统实际宽度；
Figure 181419DEST_PATH_IMAGE020
为理想气体绝热指数；
Figure 474997DEST_PATH_IMAGE021
为边界层等效马赫数；
Figure 922159DEST_PATH_IMAGE022
为边界层等效静温；
Figure 642990DEST_PATH_IMAGE023
为设计状态马赫数，是设计的输入参数。
所述边界层等效马赫数和所述边界层等效静温，由以下等式获得：
Figure 808392DEST_PATH_IMAGE024
；
其中，
Figure 640082DEST_PATH_IMAGE032
为气体常数；VS为边界层等效速度。
作为本实施例的优选实施方式，主进气道的主进气口位于飞行器的主流区，并且主进气口的下边缘部位于主流区与边界层的交界处。辅进气道的辅进气口位于边界层，并且辅进气口的下边缘部贴近于飞行器上表面，辅进气口的上边缘部位于主流区于边界层的交界处。其中，本实施例中，主进气道和辅进气道均为S型进气道。所述主进气道的主进气口，即为所述主发动机单元的主进口；所述辅进气道的辅进气口，即为所述辅发动机单元的辅进口。
采用本实施例的分离边界层的推进系统布局，与现有嵌入式发动机布局相比，能够改善风扇性能，提高风扇效率，进而提高飞行航程。
参照图4，通过对现有嵌入式发动机布局结构与本发明的分层分布式飞行器推进系统的布局结构在巡航高度为11000m、巡航马赫数0.85、进口吸入30%边界层的设计工况进行一维评估，图中，A1为本发明的推进系统布局结构飞行器的飞行航程曲线，A2为现有嵌入式发动机布局结构飞行器的飞行航程曲线；本发明的推进系统的布局结构飞行器的飞行航程相比较现有嵌入式发动机布局结构飞行器的飞行航程曲线提高了13.3%。
实施例二
参照图5，一种飞行器推进系统的布局方法，包括：
获取所述发动机的各发动机单元的主进口截面参数；所述各发动机单元包括主发动机单元和辅发动机单元；
基于各发动机单元对应的主进口截面参数和对应的各部件的设定参数，获取所述各发动机对应的所述各部件的进口截面几何参数和出口截面几何参数；
基于所述各部件的进口截面几何参数和出口截面几何参数；获取发动机布局参数；基于所述发动机布局参数，完成发动机布局；
作为本实施例的优选实施方式，获取所述发动机的各发动机单元的主进口截面参数，包括：
将飞行器的吸力面简化构建成三角形平面；
参照图6，基于所述三角形平面，获取飞行器几何参数、推进系统最大容许参数、以及推进系统实际宽度；
基于所述飞行器的几何参数、所述推进系统的最大容许参数和所述推进系统的实际宽度，根据气动热力方程；获取所述主发动机单元的主进口截面参数；
将所述飞行器的边界层流体等效为均匀来流，获取边界层等效参数；基于所述边界层等效参数，获取所述辅发动机的辅进口截面参数。
其中，所述飞行器的几何参数包括：飞行器的机身最大弦长和机身最大宽度；所述推进系统最大容许参数，包括最大容许弦长和最大容许宽度。
将本发明的分层分布式飞行器推进系统流动简化成如图7所示，其中：0为自由流截面；1为进气道进口截面；2为风扇进口截面；3为风扇出口截面；4为尾喷管出口截面；根据流量守恒、动量守恒、能量守恒，可将所述边界层流体等效为均匀来流，所述获取边界层等效参数，包括：根据以下等式获取边界层等效速度VS、边界层等效马赫数
Figure 941750DEST_PATH_IMAGE033
和边界层等效静温
Figure 833483DEST_PATH_IMAGE034
；
Figure 220602DEST_PATH_IMAGE035
；
其中
Figure 620097DEST_PATH_IMAGE036
为理想气体绝热指数，R为气体常数，R=287.06。
根据所述边界层等效参数，可获取所述辅发动机单元的辅进口截面参数，包括：根据以下等式获取辅发动机总流量
Figure 41851DEST_PATH_IMAGE037
、辅发动机进口总压
Figure 104485DEST_PATH_IMAGE008
和辅发动机进口总温度
Figure 978900DEST_PATH_IMAGE009
；
Figure 152392DEST_PATH_IMAGE038
；
Figure 428653DEST_PATH_IMAGE011
；
Figure 662188DEST_PATH_IMAGE039
；
根据气动热力方程，可获取所述主发动机单元的主进口截面参数，包括：根据以下等式获取主发动机总流量
Figure 23899DEST_PATH_IMAGE001
、主发动机进口总压
Figure 1083DEST_PATH_IMAGE040
和主发动机进口总温度
Figure 397429DEST_PATH_IMAGE028
；
Figure 801865DEST_PATH_IMAGE041
；
Figure 385294DEST_PATH_IMAGE042
；
Figure 166168DEST_PATH_IMAGE006
；
其中，
Figure 417020DEST_PATH_IMAGE043
、
Figure 992358DEST_PATH_IMAGE044
、
Figure 564547DEST_PATH_IMAGE045
分别为飞行器设定巡航高度的高空静止大气的密度、静压和静温；H为设定的进气道捕获高度；
Figure 883533DEST_PATH_IMAGE046
为边界层位移厚度；
Figure 254472DEST_PATH_IMAGE047
为推进系统最大容许宽度；
Figure 711DEST_PATH_IMAGE048
为推进系统实际宽度。
边界层位移厚度可由边界层经验公式计算得到：
Figure 824310DEST_PATH_IMAGE049
本实例中，基于各发动机单元对应的主进口截面参数和对应的各部件的设定参数，获取所述各发动机对应的所述各部件的进口截面几何参数和出口截面几何参数；包括：
基于所述主发动机单元对应的主进口截面参数和对应的各部件的设定参数，获取所述主发动机单元对应的各部件的进口截面几何参数和出口截面几何参数；
基于所述辅发动机单元对应的辅进口截面参数和对应的各辅部件的设定参数，获取所述辅发动机单元对应的各部件的进口截面几何参数和出口截面几何参数。
作为本施例的优选实施方案，获取所述各发动机对应的所述各部件的进口截面几何参数和出口截面几何参数，包括：
将所述各部件模化为一维气动热力模型；
基于各发动机单元对应的主进口截面参数和对应的各部件的设定参数，根据气动热力方程，获取各部件的进口截面参数和出口截面参数；
基于各部件的进口截面参数和出口截面参数；获取所各部件的进口截面几何参数和出口截面几何参数。
所述主发动机单元的各部件参数如表1所示：
表1 主发动机单元的各部件参数
Figure 681408DEST_PATH_IMAGE050
所述辅发动机单元的各部件参数如表2所示：
表2 辅发动机单元的各部件参数
Figure 906853DEST_PATH_IMAGE051
其中，函数
Figure 823993DEST_PATH_IMAGE052
由统计公式给出，函数z为保证并联发动机推进效率最大时主风扇与辅风扇的压比关系：
Figure 869310DEST_PATH_IMAGE053
;
Figure 530098DEST_PATH_IMAGE054
;
Figure 610050DEST_PATH_IMAGE055
;
Figure 698091DEST_PATH_IMAGE056
；
将所述各部件模化为一维气动热力模型后，如图8所示，所述各发动机单元对应的各部件均包括进气道、风扇和尾喷管，具体来说，所述主发动机单元对应的各部件包括依次连接的主进气道、主风扇和主尾喷管；所述辅发动机单元对应的各部件包括依次连接的辅进气道、辅风扇和辅尾喷管。
其中，所述主进气道的出口截面即为所述主风扇的进口截面，所述主风扇的出口截面即为所述主尾喷管的进口截面；所述辅进气道的出口截面即为所述辅风扇的进口截面，所述辅风扇的出口截面即为所述辅尾喷管的进口截面；
本发明的实施例中，根据参数流沿流动方向，依次参与各部件的气动热力计算，最终尾喷管出口截面总参数由下式给出：
Figure 496283DEST_PATH_IMAGE057
尾喷管出口截面其余参数可根据一维气动热方程求得：
Figure 960763DEST_PATH_IMAGE058
;
Figure 659335DEST_PATH_IMAGE059
分别为飞行器设定巡航高度的静压和静温；
Figure 918278DEST_PATH_IMAGE060
为各发动机单元的尾喷管出口截面总压；
Figure 672607DEST_PATH_IMAGE061
为各发动机单元的尾喷管出口截面总温度；
Figure 206357DEST_PATH_IMAGE062
为各发动机单元的尾喷管出口截面速度；
Figure 995321DEST_PATH_IMAGE063
各发动机单元的尾喷管出口截面温度；
Figure 425166DEST_PATH_IMAGE064
为各发动机单元的尾喷管出口截面马赫数。
作为本施例的优选实施方式，获取所述各发动机对应的所述各部件的进口截面几何参数和出口截面几何参数之前，还包括：
基于所述各部件的进口截面参数和出口截面参数，获取所述发动机输出的总推力；
获取飞行器在巡航工况下的需求推力；
调整各发动机单元对应的主进口截面参数和对应的各部件的设定参数，循环迭代直至所述总推力等于所述需求推力。
所述总推力由以下等式确定：
Figure 932370DEST_PATH_IMAGE065
;
其中，F为推进系统提供的总推力；V4,B为主发动机单元的主尾喷管出口截面速度；V1,B为主发动机单元的进口截面速度；
Figure 738652DEST_PATH_IMAGE066
为主发动机流量；V4,S为主发动机单元的主尾喷管出口截面速度；V1,S为主发动机单元的进口截面速度；
Figure 382123DEST_PATH_IMAGE067
为辅发动机流量。
获取飞行器在巡航工况下的需求推力，包括：
获取发动机吸入边界层所降低的阻力
Figure 248448DEST_PATH_IMAGE068
；
Figure 977370DEST_PATH_IMAGE069
由发动机吸入阻力及短舱附加阻力组成：
Figure 852922DEST_PATH_IMAGE070
;
其中
Figure 85320DEST_PATH_IMAGE072
为边界层动量损失厚度，由平板边界层经验公式给出：
Figure 122546DEST_PATH_IMAGE073
;
基于降低的阻力和飞行器巡航阻力，获取飞行器的升阻比，计算公式如下：
Figure 105808DEST_PATH_IMAGE074
;
其中
Figure 253892DEST_PATH_IMAGE075
为干净机身升阻比，由风洞试验或数值模拟得到。DO为干净机身巡航阻力，可根据巡航时升力与重力平衡，推力与阻力平衡得到：
Figure 871956DEST_PATH_IMAGE076
;
其中，
Figure 80083DEST_PATH_IMAGE077
为巡航时BWB翼身融合客机除去推进系统外的总重量，可根据飞机设计得到。
基于所述升阻比和飞行器的总重量，获取所述需求推力；所述需求推力由以下等式获得：
Figure 783597DEST_PATH_IMAGE078
；
其中，
Figure 735372DEST_PATH_IMAGE079
为推进系统总重量，在发动机部件计算阶段已经得到。
Figure 207942DEST_PATH_IMAGE080
为驱动推进系统的能量源总重量，根据飞行任务给出。
本实施例针对特定型号的BWB翼身融合布局客机，在给定进气道捕获高度H及主风扇设计压比
Figure 586971DEST_PATH_IMAGE081
，循环迭代直至满足推进系统提供推力与飞行平台所需推力相等，根据发动机部件各截面参数可得到在嵌入式并联发动机布局下所需主辅发动机数量以及主辅发动机各部件进出口截面的几何参数。各部件的进口截面几何参数和出口截面几何参数计算如下：
主进气道：
Figure 777781DEST_PATH_IMAGE082
；
Figure 267668DEST_PATH_IMAGE083
；
其中S1,B为主进气道进口截面面积，S2,B为主进气道出口截面面积，
Figure 860323DEST_PATH_IMAGE084
为风扇进口马赫数，取0.6。
辅进气道：
Figure 144674DEST_PATH_IMAGE085
；
Figure 822780DEST_PATH_IMAGE086
；
其中S1,S为辅进气道进口截面面积，S2,S为辅进气道出口截面面积，
Figure 116358DEST_PATH_IMAGE087
为风扇进口马赫数，取0.65。
主风扇：
Figure 563520DEST_PATH_IMAGE088
；
其中DB为主风扇直径。
辅风扇：
Figure 284351DEST_PATH_IMAGE089
；
其中DS为辅风扇直径。
主尾喷管：
Figure 948289DEST_PATH_IMAGE090
；
Figure 779978DEST_PATH_IMAGE091
；
其中，S3,B为主尾喷管进口截面面积，
Figure 347226DEST_PATH_IMAGE092
为主风扇出口马赫数，可根据发动机气动热力计算求得。S4,B为主尾喷管出口截面面积。
辅尾喷管：
Figure 238958DEST_PATH_IMAGE093
；
Figure 626077DEST_PATH_IMAGE094
；
其中，S3,S为辅尾喷管进口截面面积，
Figure 261458DEST_PATH_IMAGE095
为辅风扇出口马赫数，可根据发动机气动热力计算求得。S4,S为辅尾喷管出口截面面积。
实施例三
本实施例在实施例一和二的基础上，以巡航高度11000m，巡航马赫数0.85的某型BWB翼身融合客机为例，对比采用本发明的分层分布式飞行器推进系统的飞行器，在最大航程条件下，所主发动机单元的数量为21，辅发动机单元的数量为21，各部件的设计参数如下：
表3 主辅进气道设计指标
Figure 683212DEST_PATH_IMAGE096
表4 主辅风扇设计指标
Figure 745846DEST_PATH_IMAGE097
表5 主辅尾喷管设计指标
Figure 620261DEST_PATH_IMAGE098
参照图4，与采用现有嵌入式发动机布局的飞行器的飞行航程相比，采用本发明推进系统的飞行器的飞行航程提高了13.3%。
本领域的技术人员应当理解，上述实施方式仅仅是为了清楚地说明本公开，而并非是对本公开的范围进行限定。对于所属领域的技术人员而言，在上述公开的基础上还可以做出其它变化或变型，并且这些变化或变型仍处于本公开的范围内。

Claims (6)

1.一种分层分布式飞行器推进系统，其特征在于，包括发动机，所述发动机包括主发动机单元和辅发动机单元；
所述主发动机单元包括设置于所述发动机的机体内的主进气道和设置于所述主进气道内的主风扇，所述主进气道用于吸入主流区气流；
所述辅发动机单元包括设置于所述发动机的机体内的辅进气道和设置于所述辅进气道内的辅风扇，所述辅进气道用于吸入边界层气流；
所述主进气道的主进气口位于飞行器的主流区，并且主进气口的下边缘部位于所述主流区与所述边界层的交界处；
所述辅进气道的辅进气口位于边界层，并且所述辅进气口的下边缘部贴近于所述飞行器上表面，所述辅进气口的上边缘部位于所述主流区于所述边界层的交界处；
所述主发动机单元的主进口截面参数，满足以下等式；其中，所述主进口截面参数包括：主发动机总流量
Figure 42974DEST_PATH_IMAGE001
、主发动机进口总压
Figure 909299DEST_PATH_IMAGE002
和主发动机进口总温度
Figure 903799DEST_PATH_IMAGE003
；
Figure 248193DEST_PATH_IMAGE004
；
Figure 11750DEST_PATH_IMAGE005
；
Figure 783397DEST_PATH_IMAGE006
；
所述辅发动机单元的辅进口截面参数，满足以下等式；其中，所述辅进口截面参数包括：辅发动机总流量
Figure 530773DEST_PATH_IMAGE007
、辅发动机进口总压
Figure 678857DEST_PATH_IMAGE008
和辅发动机进口总温度
Figure 296920DEST_PATH_IMAGE009
；
Figure 505048DEST_PATH_IMAGE010
；
Figure 710027DEST_PATH_IMAGE011
；
Figure 396223DEST_PATH_IMAGE012
；
其中，
Figure 134372DEST_PATH_IMAGE013
、
Figure 513400DEST_PATH_IMAGE014
、
Figure 704210DEST_PATH_IMAGE015
分别为飞行器设定巡航高度的高空静止大气的密度、静压和静温；
Figure 194098DEST_PATH_IMAGE016
为自由来流速度；
Figure 786753DEST_PATH_IMAGE017
为设定的进气道捕获高度；
Figure 336683DEST_PATH_IMAGE018
为边界层位移厚度；
Figure 14789DEST_PATH_IMAGE019
为推进系统最大容许宽度；
Figure 42788DEST_PATH_IMAGE020
为推进系统实际宽度；
Figure 489950DEST_PATH_IMAGE021
为理想气体绝热指数；
Figure 476360DEST_PATH_IMAGE022
为边界层等效马赫数；
Figure 641762DEST_PATH_IMAGE023
为边界层等效静温；
Figure 473452DEST_PATH_IMAGE024
为设计状态马赫数；
所述边界层等效马赫数和所述边界层等效静温，由以下等式获得：
Figure 297093DEST_PATH_IMAGE025
；
其中，R为气体常数；VS为边界层等效速度。
2.一种如权利要求1所述飞行器推进系统的布局方法，其特征在于，包括：
获取所述发动机的各发动机单元的主进口截面参数；所述各发动机单元包括主发动机单元和辅发动机单元；
基于各发动机单元对应的主进口截面参数和对应的各部件的设定参数，获取所述各发动机对应的所述各部件的进口截面几何参数和出口截面几何参数；
基于所述各部件的进口截面几何参数和出口截面几何参数，获取发动机布局参数；
基于所述发动机布局参数，完成发动机布局；
其中，获取所述发动机的各发动机单元的主进口截面参数，包括：
将飞行器的吸力面简化构建成三角形平面；
基于所述三角形平面，获取飞行器几何参数、推进系统最大容许参数、以及推进系统实际宽度；
基于所述飞行器的几何参数、所述推进系统的最大容许参数和所述推进系统的实际宽度，根据气动热力方程；获取所述主发动机单元的主进口截面参数；
将所述飞行器的边界层流体等效为均匀来流，获取边界层等效参数；
基于所述边界层等效参数，获取所述辅发动机的辅进口截面参数。
3.如权利要求2所述的布局方法，其特征在于，
所述飞行器几何参数，包括：机身最大弦长和机身最大宽度；
所述推进系统最大容许参数，包括最大容许弦长和最大容许宽度。
4.如权利要求2所述的布局方法，其特征在于，
基于各发动机单元对应的主进口截面参数和对应的各部件的设定参数，获取所述各发动机对应的所述各部件的进口截面几何参数和出口截面几何参数；包括：
将所述各部件模化为一维气动热力模型；
基于各发动机单元对应的主进口截面参数和对应的各部件的设定参数，根据气动热力方程，获取各部件的进口截面参数和出口截面参数；
基于各部件的进口截面参数和出口截面参数；获取所各部件的进口截面几何参数和出口截面几何参数。
5.如权利要求2-4任一项所述的布局方法，其特征在于，
所述主发动机单元对应的各部件包括依次连接的主进气道、主风扇和主尾喷管；
所述辅发动机单元对应的各部件包括依次连接的辅进气道、辅风扇和辅尾喷管。
6.如权利要求2-4任一项所述的布局方法，其特征在于，
获取所述各发动机对应的所述各部件的进口截面几何参数和出口截面几何参数之前，还包括：
基于所述各部件的进口截面参数和出口截面参数，获取所述发动机输出的总推力；
获取飞行器在巡航工况下的需求推力；
调整各发动机单元对应的主进口截面参数和对应的各部件的设定参数，循环迭代直至所述总推力等于所述需求推力；
其中，获取飞行器在巡航工况下的需求推力，包括：
获取发动机吸入边界层所降低的阻力；
基于降低的阻力和飞行器巡航阻力，获取飞行器的升阻比；
基于所述升阻比和飞行器的总重量，获取所述需求推力。
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