[发明专利]一种分层分布式飞行器推进系统及其布局方法

权利要求书

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、主发动机进口总压和主发动机进口总温度；

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；

；

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、辅发动机进口总压和辅发动机进口总温度；

；

；

；

其中，、、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；为自由来流速度；为设定的进气道捕获高度；为边界层位移厚度；为推进系统最大容许宽度；为推进系统实际宽度；为理想气体绝热指数；为边界层等效马赫数；为边界层等效静温；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：

；

其中，R为气体常数；V_S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。