为满足自由往返空间和高超声速飞行器多任务飞行等需求,本文根据现有的推进系统提出了一种新型热力循环推进技术方案,在发动机尾喷管壁面以及飞行器前缘部位布置热电材料,将发动机尾喷管处的余热和飞行器在飞行过程中产生的气动热转化为电能,引入到发动机循环中重新加以利用。本文主要做了以下几方面的工作:(1)提出了两种热电组合动力循环发动机的设计方案,机/电混合驱动式方案以及全电驱动式方案;并对两种方案分别建立了传统涡喷发动机、热电组合动力发动机和热电转换系统的性能模型,分析了热电材料各个参数对组合动力发动机性能的影响。在此基础上将飞行器飞行过程参数代入性能模型中进行计算,得到了传统涡喷发动机与热电组合动力发动机的设计节点参数,并对计算结果进行了分析和比较。(2)在已有的发动机性能模型基础上,进一步考虑了燃气、空气以及热电材料之间的传热过程对发动机性能带来的影响,并在耦合传热过程的条件下对热电组合动力发动机进行了性能分析计算。(3)分析了飞行器在飞行过程中产生的气动热情况,参考了“云霄塔”飞行器在实际飞行过程中的飞行参数和气动热数据,分析了气动热热流密度的影响因素,并结合热电转换系统进行了功率平衡分析。分析结果表明,热电组合动力发动机方案较传统发动机方案相比可以具有更大的比冲和循环热效率,但对热电材料的性能要求较高,以现有的热电材料性能还无法实现这一目标。