[发明专利]基于地面直连试验的冲压发动机及其燃烧室性能评估方法

说明书

本发明公开一种基于地面直连试验的冲压发动机及其燃烧室性能评估方法，包括：获取超燃冲压发动机在地面直连试验工况下试验台架推力‑时间曲线、流量参数与压强参数；基于上述参数得到发动机燃烧室入口截面与出口截面的气流参数；基于发动机燃烧室入口截面与出口截面的气流参数得到发动机燃烧室的性能评估参数；基于发动机燃烧室入口截面与出口截面的气流参数前后模拟延伸发动机的进气道和尾喷管，并对发动机性能参数进行评估。只通过单次开展地面直连试验，通过实时地测量试验台架推力与流量参数与压强参数，可以直接得到实时的发动机及其燃烧室的性能参数，为发动机性能评估提供一种快速、实时、有效的评估方法。

技术领域

本发明涉及固体火箭超燃冲压发动机技术领域，具体是一种基于地面直连试验的冲压发动机及其燃烧室性能评估方法。

背景技术

固体火箭超燃冲压发动机研究属于国防科技前沿领域，与液体超燃冲压发动机相比，具有结构简单，响应快，可靠性高等突出优势，是未来高超声速巡航导弹的理想动力装置之一。固体火箭超燃冲压发动机结构简图如图1所示，它的基本工作原理是贫氧固体推进剂在燃气发生器内自维持燃烧，产生的高焓富燃燃气以声速或超声速喷射进入燃烧室与经过高超声速进气道和隔离段压缩的超声速来流进行掺混燃烧，随后通过尾喷管膨胀加速排出，产生推力。

为加快固体火箭超燃冲压发动机早日实现工程化应用，需要开展大量的试验研究，其中就包括地面试验和飞行试验。地面直连试验是最简单、最经济地获取发动机性能的试验方法，但其成本仍然不低。因此，有必要对每次试验数据进行高效利用，尽可能获取更多的有效信息，为发动机性能测试与验证提供数据支撑。

对于现有的地面直连固体火箭超燃冲压发动机燃烧室性能评估参数主要有燃烧效率、冷流内阻、内推力等参数。现有对燃烧效率的计算方法基本成熟，但对燃烧室冷流内阻和内推力的计算都还需进一步改进。一方面，现有计算燃烧室冷流内阻一般使用三维高精度稳态数值模拟，其弊端之一是耗时较长，其二是给定的稳态边界条件不能实时地反映地面直连试验的发动机燃烧室实时状态。另一方面，现有计算发动机燃烧室推力一般要先单独测量加热器空试的推力，联合试验台架总推力才能获得燃烧室单独的推力，其弊端之一是无法保证加热器空试时的状态与直连试验的加热器状态保持完全一致，从而导致试验数据无效，其二，发动机直连试验时的加热器流量一般存在较小范围的波动，但对于地面超燃冲压发动机燃烧室推力而言，能引起的误差较大，因此如果能使用试验时的加热器推力对试验数据处理是最为准确的。

发明内容

针对上述现有技术中的不足，本发明提供一种基于地面直连试验的冲压发动机及其燃烧室性能评估方法，只通过单次开展地面直连试验，通过实时地测量试验台架推力与流量参数与压强参数，可以直接得到实时的发动机及其燃烧室的性能参数，为发动机性能评估提供一种快速、实时、有效的评估方法。

为实现上述目的，本发明提供一种基于地面直连试验的冲压发动机及其燃烧室性能评估方法，包括如下步骤：

步骤1，获取冲压发动机在地面直连试验工况下试验台架推力-时间曲线、流量参数与压强参数；

所述流量参数包括发动机燃烧室入口截面气流的质量流量、发动机燃烧室燃气入口截面气流的质量流量，所述压强参数包括地面大气压强、发动机燃烧室入口截面与出口截面的静压；

步骤2，基于台架推力-时间曲线、流量参数与压强参数得到发动机燃烧室入口截面与出口截面的气流参数；

步骤3，基于发动机燃烧室入口截面与出口截面的气流参数得到发动机燃烧室的性能评估参数；

步骤4，基于发动机燃烧室入口截面与出口截面的气流参数前后模拟延伸发动机的进气道和尾喷管，并通过进气道入口截面的气流参数与尾喷管出口截面的气流参数对发动机性能参数进行评估。

进一步优选的，步骤1中，所述发动机燃烧室燃气入口截面气流的质量流量的获取过程为：