徐思遠(yuǎn)，劉振德，王永文，張一鳴

(北京動(dòng)力機(jī)械研究所，北京100074)

基于飛/發(fā)一體化的渦輪沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)概念方案設(shè)計(jì)

徐思遠(yuǎn)，劉振德，王永文，張一鳴

(北京動(dòng)力機(jī)械研究所，北京100074)

建立了飛/發(fā)一體化約束分析與任務(wù)分析模型，形成了由飛行器指標(biāo)參數(shù)到發(fā)動(dòng)機(jī)推力需求的概念設(shè)計(jì)方法?；谀吵曀亠w行器的設(shè)計(jì)指標(biāo)，開展了飛/發(fā)一體化分析，確定了滿足任務(wù)約束的飛行器總重和發(fā)動(dòng)機(jī)推力需求，初步確定了發(fā)動(dòng)機(jī)的技術(shù)方案，并基于飛/發(fā)一體化分析方法，對(duì)飛行器的任務(wù)軌跡、組合發(fā)動(dòng)機(jī)模態(tài)轉(zhuǎn)換馬赫數(shù)和超級(jí)燃燒室尺寸進(jìn)行了優(yōu)化，可為后續(xù)組合發(fā)動(dòng)機(jī)總體方案設(shè)計(jì)提供明確牽引。

飛/發(fā)一體化；渦輪沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)；超聲速飛行器；約束分析；任務(wù)分析；概念設(shè)計(jì)；方案優(yōu)化

mission analysis；conceptual design；scheme optimization

1 引言

渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)或各類型渦輪基組合動(dòng)力正向設(shè)計(jì)過(guò)程中，通常需根據(jù)飛行器任務(wù)規(guī)劃建立飛行器性能與動(dòng)力需求的關(guān)系，以確定能滿足飛行器任務(wù)需求的匹配動(dòng)力特性，指導(dǎo)發(fā)動(dòng)機(jī)的總體及分系統(tǒng)設(shè)計(jì)[1，2]。為明確飛行任務(wù)對(duì)動(dòng)力系統(tǒng)的性能需求，國(guó)外在戰(zhàn)斗機(jī)和超聲速飛行器的動(dòng)力系統(tǒng)設(shè)計(jì)中，大量采用了飛/發(fā)一體化設(shè)計(jì)技術(shù)[1，3，4]，形成了較為完善的由任務(wù)需求牽引動(dòng)力設(shè)計(jì)的正向流程。國(guó)內(nèi)從上世紀(jì)八十年代開始對(duì)飛/發(fā)一體化設(shè)計(jì)技術(shù)開展研究，并基于該技術(shù)完成了現(xiàn)有飛行器/動(dòng)力系統(tǒng)的優(yōu)化設(shè)計(jì)等研究工作[2，5]，但專門針對(duì)高超聲速飛行器動(dòng)力系統(tǒng)設(shè)計(jì)的研究尚不多見。本文以巡航馬赫數(shù)4.0的飛行器的典型飛行任務(wù)為牽引，基于某渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)高度速度特性和某典型超聲速飛行器的升阻特性開展飛/發(fā)一體化分析，確定了滿足飛行器規(guī)劃性能的發(fā)動(dòng)機(jī)起飛推力等需求，初步實(shí)現(xiàn)了飛行器特性到組合發(fā)動(dòng)機(jī)概念方案的正向設(shè)計(jì)流程，為后續(xù)組合發(fā)動(dòng)機(jī)詳細(xì)技術(shù)方案論證奠定基礎(chǔ)。

2 飛/發(fā)一體化分析基本概念

通常來(lái)講，飛/發(fā)一體化設(shè)計(jì)包括約束分析與任務(wù)分析兩個(gè)主要過(guò)程。約束分析的目的，是在綜合考慮發(fā)動(dòng)機(jī)高度速度特性和飛行器各航段機(jī)動(dòng)性要求的情況下，合理確定滿足飛行器機(jī)動(dòng)性要求的起飛推力載荷和機(jī)翼載荷。任務(wù)分析的目的，是根據(jù)各航段發(fā)動(dòng)機(jī)燃油消耗率和航程、任務(wù)時(shí)間等參數(shù)，確定滿足飛行器航程需求的飛行器起飛總重及載荷分配等指標(biāo)。

2.1 約束分析概念

約束分析，就是通過(guò)建立合理的數(shù)學(xué)模型，反映飛行器機(jī)動(dòng)性對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)推力性能的約束，在所有航段內(nèi)對(duì)約束進(jìn)行分析比較，最終獲取滿足飛行器所有機(jī)動(dòng)性要求的發(fā)動(dòng)機(jī)起飛推力載荷和機(jī)翼載荷，為飛行器發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)提供指導(dǎo)[1]。約束分析時(shí)，一般給定飛行器推力載荷與機(jī)翼載荷的對(duì)應(yīng)函數(shù)關(guān)系，來(lái)表示飛行器機(jī)動(dòng)性對(duì)推力的需求，即給定

式中：T表示發(fā)動(dòng)機(jī)可用安裝推力，W表示飛行器重量，S表示飛行器機(jī)翼面積。

如果把飛行器當(dāng)作運(yùn)動(dòng)質(zhì)點(diǎn)，并假設(shè)發(fā)動(dòng)機(jī)提供的安裝推力與飛行器氣動(dòng)阻力在同一方向上，根據(jù)能量守恒定律，在飛行器整個(gè)飛行過(guò)程中存在式(2)所示關(guān)系，即機(jī)械能輸入率=勢(shì)能儲(chǔ)存率+動(dòng)能儲(chǔ)存率。

式中：D為飛行器無(wú)外掛、干凈機(jī)身時(shí)的阻力；R為由起落架、非正常外掛物和阻力傘等突出部分引起的附加阻力；V為飛行器的飛行速度；為飛行器爬升率；反映飛行器加速率；g為重力加速度，0本文取9.806 7。

為將飛行器在每個(gè)任務(wù)段的安裝推力及重量與起飛狀態(tài)關(guān)聯(lián)，特定義：

式中：α是最大油門狀態(tài)下安裝推力與海平面起飛狀態(tài)下推力之比，取決于發(fā)動(dòng)機(jī)工作的高度和速度；β是飛行器瞬時(shí)重量與地面滿載起飛總重之比，取決于消耗燃油和投放載荷的多少；TSL為海平面起飛狀態(tài)下推力；WTO為地面滿載起飛總重。計(jì)算中，每個(gè)航段的α值可由發(fā)動(dòng)機(jī)高度速度特性插值獲得，β值需根據(jù)任務(wù)分析計(jì)算結(jié)果獲得或根據(jù)經(jīng)驗(yàn)給定。

將式(3)代入式(2)，約束分析方程可表示為：

2.2 任務(wù)分析概念

任務(wù)分析是指通過(guò)完成飛行器全部任務(wù)段計(jì)算，計(jì)算完成規(guī)定任務(wù)所需的總?cè)加拖牧?，從而確定滿足任務(wù)規(guī)劃需求的飛行器的起飛重量，進(jìn)而根據(jù)約束分析結(jié)果確定具體推力需求[1]。首先，通過(guò)每個(gè)飛行段的單位燃油消耗率和總推力計(jì)算飛行器重量，如式(5)所示。

式中：TSFC為該飛行段安裝耗油率。

(1) 對(duì)于d(h+V2/2g0)＞0的任務(wù)段，有：

式中：u=(D+R)/T，代表阻力和附加阻力帶來(lái)的推力損耗。聯(lián)立式(5b)、式(6)可得：

對(duì)式(7)兩端積分，可得任務(wù)段結(jié)束時(shí)重量Wf與任務(wù)段初始重量Wi的比值：

(2)對(duì)于d(h+V2/2g0)=0的任務(wù)段，T=D+R，根據(jù)式(5b)可得：

因此可根據(jù)式(7)和式(9)，得到相應(yīng)航段的飛行重量比。

2.3 飛行器升阻特性

對(duì)飛行器進(jìn)行約束分析和任務(wù)分析過(guò)程中，需獲得各飛行狀態(tài)下的飛行器阻力，而阻力大小與飛行器的升阻特性緊密相關(guān)。根據(jù)傳統(tǒng)的飛機(jī)升力阻力計(jì)算關(guān)系式，飛行器升力L與阻力D計(jì)算方法為：

式中：CL、CD分別為飛行器的升力系數(shù)和阻力系數(shù)，q為飛行器動(dòng)壓頭。根據(jù)飛行器受力平衡分析：

飛行器的升力與阻力的關(guān)系由飛行器升阻特性極曲線確定。一般假定飛行器升力-阻力極曲線關(guān)系式為：

以上兩式中：n為飛行器過(guò)載系數(shù)，CD0為飛行器零升力阻力系數(shù)，K1、K2為與飛行馬赫數(shù)相關(guān)的常量系數(shù)。

2.4 飛行器起飛總重與起飛推力

通常，飛行器總重由空重WE、固定載荷WPP、投放載荷WPE和燃油重量WF等幾部分組成。其中WPP和WPE根據(jù)飛行任務(wù)需求給定，WF與WTO的關(guān)系可根據(jù)式(8)、式(9)獲得。

飛行器空重比?？杀硎緸轱w行器總重的函數(shù)，一般存在以下關(guān)系：

獲得WTO后，根據(jù)約束分析計(jì)算結(jié)果，可得到飛行器的實(shí)際推力需求。

3 基于特定任務(wù)規(guī)劃的飛/發(fā)一體化設(shè)計(jì)

3.1 飛行器任務(wù)規(guī)劃和氣動(dòng)特性

假定未來(lái)目標(biāo)超聲速飛行器的巡航馬赫數(shù)為4.0，最大馬赫數(shù)為4.5，其爬升段機(jī)動(dòng)性和升阻特性與某超聲速驗(yàn)證機(jī)的保持一致，則目標(biāo)飛行器的任務(wù)規(guī)劃和飛行軌跡如表1所示。表中，H1、Ma1分別代表分航段初始飛行高度和馬赫數(shù)，H2、Ma2分別代表分航段結(jié)束時(shí)的飛行高度和馬赫數(shù)，Δt、ΔS分別代表分航段工作時(shí)間和距離要求。由于返程過(guò)程中飛行器處于減速下滑狀態(tài)，其機(jī)械能不斷減小，可認(rèn)為返程航段無(wú)需動(dòng)力輸入且無(wú)燃油消耗[1]，故不構(gòu)成約束。

超聲速驗(yàn)證機(jī)在起飛總重20 000 daN的情況下，其空重比為0.462 5。由圖1可見，目前各類飛行器空重比均無(wú)法達(dá)到該驗(yàn)證機(jī)的設(shè)計(jì)水平。假定未來(lái)超聲速飛行器的空重比曲線與現(xiàn)代戰(zhàn)斗機(jī)的曲線趨勢(shì)一致，同時(shí)考慮未來(lái)材料工藝與結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的進(jìn)步，相同起飛重量的空重比可有效降低。按照該驗(yàn)證機(jī)數(shù)據(jù)對(duì)戰(zhàn)斗機(jī)空重比曲線進(jìn)行平移，作為未來(lái)超聲速飛行器的空重比曲線，則存在式(16)所示關(guān)系。后續(xù)算例中將使用該空重比關(guān)系曲線進(jìn)行任務(wù)分析。

圖1 各類飛行器的空重比[1，3，4]Fig.1 Empty to total weight ratio of different aircraft types

表1 目標(biāo)飛行器的任務(wù)規(guī)劃Table 1 Mission of the target aircraft

3.2 發(fā)動(dòng)機(jī)工作特性

由于進(jìn)行飛/發(fā)一體化分析時(shí)使用的發(fā)動(dòng)機(jī)特性為安裝推力的相對(duì)值，故僅需了解發(fā)動(dòng)機(jī)推力隨高度、速度變化的相對(duì)值。將某渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)高度速度特性作為飛/發(fā)一體化分析模型的輸入，如圖2所示。在沒有建立準(zhǔn)確的發(fā)動(dòng)機(jī)安裝特性計(jì)算模型前，做以下假設(shè)：

式中：F為發(fā)動(dòng)機(jī)非安裝推力，SFC為發(fā)動(dòng)機(jī)非安裝耗油率。

圖2 某渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)的高度速度特性Fig.2 Altitude-velocity characteristics of a turbine engine

3.3 基于某渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)方案的一體化分析

根據(jù)表1規(guī)定的目標(biāo)飛行器任務(wù)規(guī)劃和機(jī)動(dòng)約束，使用圖2中的高度速度特性，對(duì)飛行器進(jìn)行約束分析。結(jié)果如圖3所示，TSL/WTO=0.860，WTO/S= 5 110 Pa?？梢姡捎媚硿u輪發(fā)動(dòng)機(jī)的動(dòng)力方案，滿足飛行器機(jī)動(dòng)性約束的起飛推重比將達(dá)到0.86，接近第三代戰(zhàn)斗機(jī)的起飛推重比指標(biāo)，約束分析得到的推重比偏高。其原因主要是，在第8、第10和第11分航段，隨著馬赫數(shù)的不斷提高，渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)推力特性下降，為滿足加速時(shí)間的約束條件，提高了起飛推重比的需求。

圖3 基于某渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)特性的約束分析示意圖Fig.3 Constraint analysis results based on turbine engine characteristics

將此約束分析結(jié)果代入任務(wù)分析程序，規(guī)定在H=21 300 m、Ma=4.0巡航飛行2 500 km，同時(shí)攜帶1 500 kg任務(wù)載荷。任務(wù)分析計(jì)算結(jié)果為：WTO=65 845 daN，TSL=56 637 daN，Γ=0.40，WF=22 930 daN，S= 128.86 m2。

各任務(wù)段的工作時(shí)間和航程等數(shù)據(jù)如表2所示。

若采用某高馬赫數(shù)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)作為動(dòng)力，對(duì)于巡航航程2 500 km、任務(wù)載荷1 500 kg的飛行任務(wù)，飛行器起飛總重將達(dá)到65 845 daN，起飛推力至少達(dá)56 637 daN。在現(xiàn)有技術(shù)條件下，如此大推力量級(jí)的發(fā)動(dòng)機(jī)方案顯然無(wú)法接受。

3.4 基于渦輪沖壓組合方案的一體化分析

由3.3節(jié)可知，為滿足高馬赫數(shù)下的加速需求，渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)的地面起飛推力需大幅提升，這給渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)帶來(lái)了較大難度。故考慮采用渦輪沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)的技術(shù)方案，在高馬赫數(shù)下通過(guò)模態(tài)轉(zhuǎn)換，以速度特性更好的沖壓模態(tài)工作，減小對(duì)渦輪基的推力需求和約束。首先根據(jù)渦輪模態(tài)的約束確定起飛推重比，然后通過(guò)沖壓模態(tài)的約束確定進(jìn)氣道與超級(jí)燃燒室的尺寸，進(jìn)而確定渦輪沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)的推力需求。

取組合發(fā)動(dòng)機(jī)沖壓模態(tài)的設(shè)計(jì)點(diǎn)為巡航點(diǎn)H= 21 300 m、Ma=4.0，計(jì)算得到?jīng)_壓模態(tài)發(fā)動(dòng)機(jī)特性，如圖4所示。

初步選定Ma2.5作為模態(tài)轉(zhuǎn)換點(diǎn)，僅對(duì)模態(tài)轉(zhuǎn)換前的任務(wù)段進(jìn)行約束分析，獲得滿足渦輪模態(tài)約束條件的起飛推力載荷和機(jī)翼載荷。約束分析結(jié)果見圖5，TSL/WTO=0.601，WTO/S=5 000 Pa。

表2 使用某渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)特性進(jìn)行任務(wù)分析的計(jì)算結(jié)果Table 2 Mission analysis results based on a turbine engine characteristics

圖4 沖壓模態(tài)的高度速度特性Fig.4 Altitude-velocity characteristics in the ram mode

選定起飛推力載荷與機(jī)翼載荷后，將設(shè)計(jì)結(jié)果代入約束分析程序，反算每個(gè)沖壓約束點(diǎn)的α需求值，求出超級(jí)燃燒室尺寸。根據(jù)約束分析反算結(jié)果，確定的各沖壓狀態(tài)的推力需求和尺寸需求見表3。

圖5 僅對(duì)渦輪進(jìn)行約束分析的計(jì)算結(jié)果Fig.5 Constraint analysis results for the turbo mode

表3 根據(jù)起飛推力載荷和機(jī)翼載荷反算的沖壓推力需求Table 3 Thrust requirements calculated based on the given thrust load and wing load

由表中可知，在選定的起飛翼載和推重比下，為滿足沖壓模態(tài)的機(jī)動(dòng)性約束，需確定沖壓模態(tài)設(shè)計(jì)流量。其中，在Ma3.25下的加速性，使沖壓設(shè)計(jì)流量的需求比其它機(jī)動(dòng)段大幅提升，且超級(jí)燃燒室與渦輪進(jìn)口的面積比需達(dá)到1.265。為使超級(jí)燃燒室與渦輪基進(jìn)口尺寸保持在合理范圍，并能滿足大部分機(jī)動(dòng)段的加速約束，選定超級(jí)燃燒室與渦輪基進(jìn)口面積比為1.163。此時(shí)渦輪沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)在全工作范圍內(nèi)的高度速度特性如圖6所示。

圖6 渦輪沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)的高度速度特性Fig.6 Altitude-velocity characteristics of TBCC engine

假定模態(tài)轉(zhuǎn)換點(diǎn)為2.5，將約束分析結(jié)果和相應(yīng)渦輪、沖壓模態(tài)的推力耗油率特性代入任務(wù)分析程序，按Ma4.0巡航飛行2 500 km進(jìn)行計(jì)算，同時(shí)攜帶1 500 kg的任務(wù)載荷，任務(wù)分析結(jié)果為：WTO=39 227 daN，TSL=23 575 daN，Γ=0.43，WF=18 671 daN，S= 78.64 m2。

與渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力方案相比，在相同巡航航程和任務(wù)載荷情況下，渦輪沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)方案對(duì)起飛推力的需求明顯降低，具有更高的可行性和應(yīng)用前景。

4 任務(wù)規(guī)劃與發(fā)動(dòng)機(jī)方案優(yōu)化

4.1 爬升軌跡的選取

按照超聲速飛行器設(shè)計(jì)要求，飛行器一般沿等動(dòng)壓頭軌跡爬升[6]。在起飛推重比和翼載不變的情況下，按照30～100 kPa動(dòng)壓頭軌跡設(shè)計(jì)飛行器爬升路線。通過(guò)任務(wù)分析對(duì)不同爬升路線進(jìn)行比較，結(jié)果見表4。表中，任務(wù)時(shí)間指從起飛至完成巡航任務(wù)的時(shí)間，未考慮減速返航段；下同。

表4 不同爬升軌跡對(duì)起飛總重和任務(wù)時(shí)間的影響Table 4 Influence of different trajectories on the total weight and mission time

由表中可見，爬升軌跡對(duì)飛行器起飛總重和任務(wù)時(shí)間的影響較大，飛行動(dòng)壓頭越高，飛行器加速性越好，加速到巡航馬赫數(shù)所用的時(shí)間越短，因此飛行器總?cè)蝿?wù)時(shí)間越短，相應(yīng)的總航程越少。但爬升動(dòng)壓頭越高，飛行器的耗油率也越大，因此動(dòng)壓頭軌跡對(duì)起飛總重的影響不是單調(diào)的。在50 kPa等動(dòng)壓頭軌跡起飛總重最低，比沿表1軌跡爬升時(shí)總重可降低約36.7%?？梢姡郎壽E對(duì)飛行器的動(dòng)力需求影響較大。

4.2 模態(tài)轉(zhuǎn)換馬赫數(shù)的選取

假定飛行器沿50 kPa等動(dòng)壓頭爬升路線，選取Ma2.3～4.0的模態(tài)轉(zhuǎn)換馬赫數(shù)，通過(guò)任務(wù)分析對(duì)不同模態(tài)轉(zhuǎn)換馬赫數(shù)進(jìn)行比較，結(jié)果如表5所示。可見，在規(guī)定的模態(tài)轉(zhuǎn)換區(qū)間內(nèi)，由于沖壓模態(tài)推力高于渦輪模態(tài)推力，故模態(tài)轉(zhuǎn)換越早總?cè)蝿?wù)時(shí)間越低。但沖壓模態(tài)在較低馬赫數(shù)時(shí)耗油率比渦輪模態(tài)高，故過(guò)早進(jìn)行模態(tài)轉(zhuǎn)換會(huì)增大飛行任務(wù)的燃油消耗；另外，隨著飛行馬赫數(shù)的不斷提高，若不開展模態(tài)轉(zhuǎn)換，渦輪模態(tài)推力不足以為飛行器提供足夠的加速度，使得飛行時(shí)間增加且渦輪模態(tài)耗油率大幅提升，飛行器起飛總重增大。對(duì)該飛行任務(wù)，在Ma 2.8進(jìn)行模態(tài)轉(zhuǎn)換起飛總重最低。

4.3 超級(jí)燃燒室尺寸的選取

按照50 kPa爬升路線，在Ma2.8進(jìn)行模態(tài)轉(zhuǎn)換，通過(guò)任務(wù)分析比較不同的超級(jí)燃燒室尺寸，結(jié)果如表6所示?？梢?，隨著超級(jí)燃燒室與渦輪基面積比的增大，沖壓模態(tài)推力不斷提高，總?cè)蝿?wù)時(shí)間單調(diào)降低，超級(jí)燃燒室尺寸越大，對(duì)應(yīng)的飛行器起飛總重越低。但超級(jí)燃燒室尺寸越大，沖壓模態(tài)下對(duì)空氣流量的需求也越大(圖7)，由此將導(dǎo)致組合發(fā)動(dòng)機(jī)在寬廣范圍內(nèi)對(duì)進(jìn)氣道捕獲面積需求變化較大，給進(jìn)氣道設(shè)計(jì)帶來(lái)較大難度。為降低設(shè)計(jì)難度，并保持模態(tài)轉(zhuǎn)換區(qū)內(nèi)捕獲流量的連續(xù)，超級(jí)燃燒室與渦輪基進(jìn)口面積比選取為1.16較為合適。

表5 不同模態(tài)轉(zhuǎn)換馬赫數(shù)對(duì)起飛總重和任務(wù)時(shí)間的影響Table 5 Influence of different mode transition Mach number on the total weight and mission time

表6 不同超級(jí)燃燒室尺寸對(duì)起飛總重和任務(wù)時(shí)間的影響Table 6 Influence of different hyper burner sizes on the total weight and mission time

5 結(jié)論

圖7 不同超級(jí)燃燒室尺寸對(duì)進(jìn)氣道捕獲面積的需求比較Fig.7 Capture areas for different hyper burner sizes

(1) 飛/發(fā)一體化分析的設(shè)計(jì)方法，是未來(lái)臨近空間與空天飛行器動(dòng)力方案設(shè)計(jì)的基礎(chǔ)和方向。本文建立了飛/發(fā)一體化約束分析與任務(wù)分析模型，形成了由飛行器指標(biāo)參數(shù)到發(fā)動(dòng)機(jī)推力需求的交互設(shè)計(jì)方法，初步實(shí)現(xiàn)了飛行器與動(dòng)力裝置的一體化設(shè)計(jì)。

(2) 根據(jù)不同飛行器的任務(wù)規(guī)劃和不同動(dòng)力裝置的性能特點(diǎn)，利用飛/發(fā)一體化分析模型，可實(shí)現(xiàn)對(duì)不同動(dòng)力裝置方案的對(duì)比分析，為未來(lái)空天飛行器動(dòng)力方案的優(yōu)選提供技術(shù)支撐。

(3) 本文利用飛/發(fā)一體化方法，進(jìn)行了渦輪沖壓組合動(dòng)力方案的計(jì)算分析，并開展了飛行器軌跡和組合發(fā)動(dòng)機(jī)使用方式的優(yōu)化，可為后續(xù)組合發(fā)動(dòng)機(jī)的總體方案設(shè)計(jì)提供牽引。

[1] 馬丁利，海 澤，戴 利.航空發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)[M].美國(guó)AIAA教育系列叢書，1995.

[2] 陳玉春，崔高鋒，楊云愷，等.基于能量法的超聲速飛航導(dǎo)彈/沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)一體化研究[J].固體火箭技術(shù)，2009，32(2)：119—122.

[3] Murray N，Steelant J.Methodologies Involved in the De?sign of LAPCAT-MR1-A Hypersonic Cruise Passenger Vehicle[R].AIAA 2009-7399，2009.

[4] Steelant J.Achievements Obtained for Sustained Hyper?sonic Flightwithin the LAPCAT Project[R].AIAA 2008-2578，2008.

[5] 候洛源，淘增元，張恒喜，等.飛機(jī)/推進(jìn)系統(tǒng)總體設(shè)計(jì)[M].西安：空軍工程學(xué)院，1994.

[6] Biltgen P，Lafleur J，Loughman J，et al.StarRunner:A Sin?gle-Stage-to-Orbit,Airbreathing,Hypersonic Propulsion System[R].AIAA 2004-3729，2004.

Conceptual Design of TBCC Based on Airframe and Engine Integration

XU Si-yuan，LIU Zhen-de，WANG Yong-wen，ZHANG Yi-ming
(Beijing Power Machinery Institute，Beijing 100074，China)

The constraint and mission analysis model of airframe/engine integration was built,and the con?ceptual design method from the aircraft maneuverability to engine requirement was presented.The integra?tion analysis was conducted based on one supersonic aircraft,and the corresponding Turbine Based Com?bined Cycle(TBCC)engine technical proposal was obtained.The trajectory of the aircraft,mode transition Mach number of the TBCC and the corresponding hyper burner size were optimized which could provide a guidance for follow-up general conceptual design.

airframe/engine integration；TBCC engine；supersonic vehicle；constraint analysis；

V236

A

1672-2620(2013)06-0046-07

2013-11-18；

2013-12-11

徐思遠(yuǎn)(1985-)，男，河北邢臺(tái)人，工程師，博士研究生，從事渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)與組合發(fā)動(dòng)機(jī)總體研究。