[发明专利]一种分层分布式飞行器推进系统及其布局方法

说明书

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。

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、主发动机进口总压和主发动机进口总温度；

；

；

；

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；H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：

；