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膨胀式空气涡轮冲压发动机(Air Turbo Ramjet of Expander cycle,ATREX)能够从海平面直接起飞工作至30km,Ma5.0状态,无需模态转换,并且在飞行轨迹上可保持较优的比冲与推力,是高超声速飞行器动力装置的一种技术途径。本文的研究目标是形成ATREX发动机热力循环及变工况性能计算与分析方法,为开展ATREX发动机整机调节规律及部件匹配机制研究奠定基础。本文首先讨论了预冷型组合动力发动机工质、部件及热力循环建模方法。基于亥姆霍兹自由能状态方程及变比热方法建立了发动机工质模型,通过化学平衡方法模拟循环中离解、燃烧反应,根据组合动力发动机各部件匹配及约束关系,建立了预冷 ATR-GG(Air Turbo Rocket gas generator)发动机、PCTJ(Precooled TurboJet)发动机、SABRE(Synergetic Air Breathing Rocket Engine)及 ATREX 发动机热力循环模型。基于所建立组合动力发动机热力循环模型,分析了化学反应产物组分对地面状态及Ma5.0状态下发动机总体性能的影响。对比分析了预冷ATR-GG发动机、PCTJ发动机、SABRE及ATREX发动机热力循环性能,参数化研究了压气机压比、燃空比及涡轮前温度等关键循环参数对发动机循环性能的影响,获得了ATREX发动机关键循环参数选取规律,阐述了 ATREX发动机性能特点,揭示了 ATREX发动机对于高速动力的适应性。基于换热有效度-NTU(Number of Transfer Units)方法建立了考虑换热有效度随发动机工况变化的预冷器模型,采用压气机、涡轮特性图插值方法获得其变工况性能,根据部件特性及部件间匹配关系完成了 ATREX发动机变工况建模。根据ATREX发动机关键循环参数选取规律选取了部件设计点参数,基于所建立的ATREX变工况模型,阐述了通过增大燃料泵压比、燃料流量及缩小尾喷管喉道使压气机压比沿等物理转速线增大的调节规律。采用多目标遗传算法优化ATREX发动机飞行轨迹上推力、比冲,首先针对NSGAⅡ(ImprovedNon-dominated Sorting Genetic Algorithm)算法在拥挤距离函数中存在的缺陷,加入基于个体优化目标间直线距离的筛选函数,改善优化结果的分布度;然后基于改进的NSGA Ⅱ算法建立以ATREX发动机推力、比冲为优化目标,发动机物理转速、涡轮前温度及压气机工作点位置为优化变量的多变量、多目标优化模型;最后通过该模型获得了给定飞行条件下关于发动机推力、比冲的最优解,有效提升了给定飞行条件下发动机最大推力与最大比冲。