Simulation, Design and Analysis of Air-Breathing Combined-Cycle Engines for High Speed Propulsion

Desde la aparicion del turborreactor, el motor aerobico con turbomaquinaria ha demostrado unas prestaciones excepcionales en los regimenes subsonico y supersonico bajo. No obstante, la operacion a velocidades superiores requiere sistemas mas complejos y pesados, lo cual ha imposibilitado la ejecucion de estos conceptos. Los recientes avances tecnologicos, especialmente en materiales ligeros, han restablecido el interes por los motores de ciclo combinado. La simulacion numerica de estos nuevos conceptos es esencial para estimar las prestaciones de la planta propulsiva, asi como para abordar las dificultades de integracion entre celula y motor durante las primeras etapas de diseno. Al mismo tiempo, la evaluacion de estos extraordinarios motores requiere una metodologia de analisis distinta. La tesis doctoral versa sobre el diseno y el analisis de los mencionados conceptos propulsivos mediante el modelado numerico y la simulacion dinamica con herramientas de vanguardia. Las distintas arquitecturas presentadas por los ciclos combinados basados en sendos turborreactor y motor cohete, asi como los diversos sistemas comprendidos en cada uno de ellos, hacen necesario establecer una referencia comun para su evaluacion. Es mas, la tendencia actual hacia aeronaves "mas electricas" requiere una nueva metrica para juzgar la aptitud de un proceso de generacion de empuje en el que coexisten diversas formas de energia. A este respecto, la combinacion del Primer y Segundo Principios define, en un marco de referencia absoluto, la calidad de la trasferencia de energia entre los diferentes sistemas. Esta idea, que se ha estado empleando desde hace mucho tiempo en el analisis de plantas de potencia terrestres, ha sido extendida para relacionar la mision de la aeronave con la ineficiencia de cada proceso involucrado en la generacion de empuje. La metodologia se ilustra mediante el estudio del motor de ciclo combinado variable de una aeronave para el crucero a Mach 5. El diseno de un acelerador de ciclo combinado basado en el turborreactor sirve para subrayar la importancia de la integracion del motor y la celula. El diseno esta limitado por la trayectoria ascensional y el espacio disponible en la aeronave de crucero supersonico. Posteriormente se calculan las prestaciones instaladas de la planta propulsiva en funcion de la velocidad y la altitud de vuelo y los parametros de control del motor: relacion de compresion, relacion aire/combustible y area de garganta. ABSTRACT Since the advent of the turbojet, the air-breathing engine with rotating machinery has demonstrated exceptional performance in the subsonic and low supersonic regimes. However, the operation at higher speeds requires further system complexity and weight, which so far has impeded the realization of these concepts. Recent technology developments, especially in lightweight materials, have restored the interest towards combined-cycle engines. The numerical simulation of these new concepts is essential at the early design stages to compute a first estimate of the engine performance in addition to addressing airframe-engine integration issues. In parallel, a different analysis methodology is required to evaluate these unconventional engines. The doctoral thesis concerns the design and analysis of the aforementioned engine concepts by means of numerical modeling and dynamic simulation with state-of-the-art tools. A common reference is needed to evaluate the different architectures of the turbine and the rocket-based combined-cycle engines as well as the various systems within each one of them. Furthermore, the actual trend towards more electric aircraft necessitates a common metric to judge the suitability of a thrust generation process where different forms of energy coexist. In line with this, the combination of the First and the Second Laws yields the quality of the energy being transferred between the systems on an absolute reference frame. This idea, which has been since long applied to the analysis of on-ground power plants, was extended here to relate the aircraft mission with the inefficiency of every process related to the thrust generation. The methodology is illustrated with the study of a variable- combined-cycle engine for a Mach 5 cruise aircraft. The design of a turbine-based combined-cycle booster serves to highlight the importance of the engine-airframe integration. The design is constrained by the ascent trajectory and the allocated space in the supersonic cruise aircraft. The installed performance of the propulsive plant is then computed as a function of the flight speed and altitude and the engine control parameters: pressure ratio, air-to-fuel ratio and throat area.