[发明专利]一种冲压发动机性能确定方法

说明书

本发明公开一种冲压发动机性能确定方法，包括如下步骤:获取来流截面的气流参数；根据来流截面的气流参数得到发动机上各激波对应的激波截面的气流参数；根据激波截面的气流参数得到隔离段出口截面的气流参数；根据隔离段出口截面的气流参数通过热力循环分析结合化学平衡的方法得到燃烧室出口截面的气流参数；根据燃烧室出口截面的气流参数得到尾喷管出口截面的气流参数；根据尾喷管出口截面的气流参数与来流截面的气流参数得到冲压发动机的性能参数。在确定燃烧室出口截面气流参数的过程中，采用等压燃烧假设结合化学平衡的方法，提高了最终得到的发动机理论性能的准确性。

技术领域

本发明涉及冲压发动机技术领域，具体是一种冲压发动机性能确定方法。

背景技术

冲压发动机是超声速和高超声速飞行器的动力装置，其利用发动机的前向运动来压缩空气，根据进入燃烧室的气流为超声速还是亚声速将其分为亚燃冲压发动机和超燃冲压发动机。现有的亚燃冲压发动机的飞行马赫数一般在3左右，超燃冲压发动机目前大都在研制中，其飞行马赫数一般在6以上。飞行马赫数的不同决定了该两种类型冲压发动机进气道构型的差异，同时由于燃料燃烧平衡温度的限制，进而影响到燃烧室的燃烧组织形式。

目前亚燃及超燃冲压发动机理论性能的确定方法是主要通过一些模型简化和基本假设，计算几个典型截面的参数，进而得到飞行器整体的性能，例如在处理进气道时采用激波系假设，处理燃烧室时采用等压或等面积假设，处理尾喷管时采用等熵膨胀假设。其中，现有技术中一般将燃料的热值设为定值，该热值一般都是在常温常压下测定的，但是通常燃烧室中的温度和压力并不是常温常压，因此该方法存在一定的问题，尤其是当飞行器飞行马赫数较高，燃烧室入口静温超过2000K时，恒定热值会导致燃烧室温度超过平衡温度，使得计算结果没有意义，在工程技术上达不到计算得到的参数值，进而影响最终得到的发动机理论性能的准确性，不能为发动机前期的性能设计及实验后的性能评估提供有效的指导。

发明内容

针对上述现有技术中的不足，本发明提供一种冲压发动机性能确定方法。

为实现上述目的，本发明提供一种冲压发动机性能确定方法，包括如下步骤:

步骤1，获取来流截面的气流参数；

步骤2，根据来流截面的气流参数得到发动机上各激波对应的激波截面的气流参数；

步骤3，根据激波截面的气流参数得到隔离段出口截面的气流参数；

步骤4，根据隔离段出口截面的气流参数通过采用等压燃烧假设结合化学平衡的方法得到燃烧室出口截面的气流参数；

步骤5，根据燃烧室出口截面的气流参数得到尾喷管出口截面的气流参数；

步骤6，根据尾喷管出口截面的气流参数与来流截面的气流参数得到冲压发动机的性能参数。

作为上述技术方案的进一步改进，所述来流截面的气流参数、激波截面的气流参数、隔离段出口截面的气流参数、燃烧室出口截面的气流参数、尾喷管出口截面的气流参数均包括气流的静压、静温、总温、总压、流速、密度中的至少一种。

作为上述技术方案的进一步改进，步骤2中，发动机上各激波对应的激波截面的气流参数为：