[发明专利]一种动力系统动态模拟试验方法

权利要求书

1.一种动力系统动态模拟试验方法，其特征在于：步骤如下，

步骤1、获得需验证动力系统的弹道和飞行试验条件的参数；

步骤2、根据飞行马赫数的范围设计直连试验台的喉道；

所述的喉道的设计步骤为：

S1、根据需要验证弹道的飞行马赫数范围[Ma_min，Ma_max]，其中，Ma_min为飞行马赫数最小值，Ma_max为飞行马赫数最大值，取相差ΔMa＝0.5～1Ma为一个喉道设计范围设计喉道，所述的喉道个数为

S2、根据S1确定的每个喉道的马赫数范围：[Ma_min，Ma_min+ΔMa]、(Ma_min+ΔMa，Ma_min+2ΔMa]……(Ma_min+(n-1)ΔMa，Ma_max]，确定喉道设计马赫数Ma_n的取值范围为：

[(Ma_min+(u-1)ΔMa+0.5ΔMa)*0.9,(Ma_min+(u-1)ΔMa+0.5ΔMa)*1.1]，u＝1,2……n；

S3、根据S2确定的喉道设计马赫数Ma_n进行喉道设计；

步骤3、根据飞行的状态和直连试验台的加热能力，给定一个模拟总温T_tm；

步骤4、根据步骤3确定的模拟总温T_tm和模拟总温公式，确定该模拟总温T_tm下的等模拟总温曲线，所述的等模拟总温曲线是由横坐标为模拟总压P_tm，纵坐标为时间t的曲线，曲线上的点表示的是该模拟总温T_tm下，模拟总压P_tm与飞行马赫数的对应关系；

所述的步骤4通过以下步骤确定等模拟总温曲线：

步骤4.1、根据模拟总温公式，得到模拟总温T_tm下，飞行马赫数的范围内一系列的飞行马赫数与对应的飞行高度的关系；

步骤4.2、根据步骤4.1得到的飞行马赫数的范围内一系列的飞行马赫数与对应的飞行高度的关系，确定与飞行高度对应的一系列空气流量Q_ma；

步骤4.3、根据模拟总压公式及步骤4.2得到的一系列空气流量Q_ma，得到对应的模拟总压P_tm值；

步骤4.4、根据步骤4.3确定的模拟总压P_tm，得到模拟总温T_tm下，飞行马赫数与模拟总压P_tm的等模拟总温曲线；

步骤5、根据步骤3确定的模拟总温T_tm，调整直连试验台试验温度，利用步骤4得到的等模拟总温曲线，进行动态模拟试验；

所述的模拟总温公式为所述的模拟总压公式为式中T₀为当地飞行条件下环境静温，T_t0为对应飞行状态下来流总温，A_throat为地面试验台进气模拟段喉道的面积，σ_{m_throat}为测量段到模拟段的总压损失系数，Ma为飞行马赫数，k为比热比，m为k的相关函数。

2.根据权利要求1所述的动力系统动态模拟试验方法，其特征在于：所述的参数包括：飞行马赫数、飞行高度和当地飞行条件下环境静温。

3.根据权利要求1所述的动力系统动态模拟试验方法，其特征在于：根据需要给定多个模拟总温T_tm，得到多条等模拟总温曲线，对发动机的工作状态进行充分的验证。