[发明专利]一种高超声速吸气式冲压发动机气动推力的分析方法

摘要

本发明涉及一种高超声速吸气式冲压发动机气动推力一体化分析方法，包括：步骤S1、获取待分析高超声速吸气式冲压发动机的参数；步骤S2、根据输入参数计算来流空气质量流量及进气道出口马赫数；步骤S3、根据步骤S2计算得到的进气道出口马赫数计算燃烧室释热段出口马赫数；步骤S4、根据步骤S3计算得到的释热段出口马赫数计算燃气流的尾喷管出口马赫数；步骤S5、据根据步骤S4计算得到的尾喷管出口马赫数计算发动机推力数据。利用本方法能够快速进行高超声速吸气式冲压发动机气动推力计算，为高超声速飞行器的气动布局设计优化提供有力的工具，提供最优分析结果，能够节约高超声速飞行器研制中采用数值仿真、试验验证所需要的研制时间成本和金钱成本。

主权项

1.一种高超声速吸气式冲压发动机气动推力一体化分析方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤S1、获取待分析高超声速吸气式冲压发动机的参数；步骤S2、根据输入参数计算来流空气质量流量及进气道出口马赫数M₃；步骤S3、根据步骤S2计算得到的进气道出口马赫数M₃计算燃烧室释热段出口马赫数M_4'；步骤S4、根据步骤S3计算得到的释热段出口马赫数M_4'计算燃气流的尾喷管出口马赫数M₇；步骤S5、根据步骤S4计算得到的尾喷管出口马赫数M₇计算发动机推力数据；上述步骤S3进一步包括：子步骤S31、根据隔离段和释热段的流动情况和作用机制的不同进行燃烧室流动模式判定；燃烧室流动分为以下三种流态：A、隔离段无激波结构的超燃模态；B、隔离段有激波结构的超燃模态；C、热力喉道模态；其中，模态A与模态B的判据是：当燃烧室释热段出口压力P_4'满足时，隔离段内无激波结构，隔离段和燃烧室处于流动模态A,表示隔离段出口下临界压力；模态B与模态C的判据是：当满足判别式时，燃烧室工质流动处于模态B；否则，燃烧室释热段出口处将出现壅塞，工质流动处于模态C，其中：子步骤S32、根据下面公式分别计算不同模态的释热段出口马赫数M_4'：M_4'＝1    模态C上述步骤S4中,通过下面公式计算燃气流的尾喷管出口马赫数M₇：其中式中，A为内流道横截面积；R_g为气体式量；γ为比热比；为燃烧放热率；为热传导率，T和T₀为气体温度和气体总温；α_p为燃料与空气的质量比，下标3表示进气道出口，下标4表示隔离段出口，下标4’表示释热段出口，下标5表示扩张段出口，下标7表示燃气流的尾喷段出口，下标35表示包含隔离段、释热锻和扩张段在内的燃烧室，为气体质量流量，为空气质量流量，A_D为周向面积，C_D为摩阻系数，下标4c表示隔离段出口核心流。