一种超燃冲压发动机燃烧室性能预估方法

摘要

本发明提出一种超燃冲压发动机燃烧室性能预估方法，以为热力喉道为起始点，计算该位置到燃烧室入口、该位置到燃烧室出口的参数分布，避免了以往的一维计算是从燃烧室入口进行计算，热力喉道在求解时容易出现奇异值的问题；本发明在预估过程中充分考虑了燃烧室的不同工作模态，为宽飞行Ma范围的燃烧室设计提供参考依据。

主权项

一种超燃冲压发动机燃烧室性能预估方法，其特征在于：包括以下步骤，第一步，确定超燃冲压发动机燃烧室的沿程总焓分布；第二步，确定热力喉道的位置；第三步，确定从热力喉道到燃烧释热起始位置d之间最大压力值对应的位置s，即负压力梯度的上游边界截面对应的位置；第四步，确定位置s到燃烧释热起始位置d之间的沿程参数分布；第五步，确定激波串起始位置u，得到燃烧释热起始位置d到激波串起始位置u之间的沿程参数分布；第六步，根据隔离段入口参数确定从隔离段入口到激波串起始位置u之间的沿程参数分布；第七步，判断第五步和第六步得到的激波串起始位置u处的参数是否匹配，若匹配则转入第十一步，若不匹配则转入第八步；第八步，将位置s沿燃烧室流道方向后移Δx，将新位置的值赋值给位置s，其中Δx为位置s后移阈值；第九步，判断位置s是否超过热力喉道的位置，若超过则转入第十步，若没超过则转入第四步；第十步，超燃模态预估，A10.1、将马赫数Ma赋值为1+ΔMa，利用公式$\left\{\begin{array}{c}\frac{{\mathrm{dMa}}^2}{\mathrm{dx}}=\frac{G\left(x\right)}{1-{\mathrm{Ma}}^2}\\ G\left(x\right)=0\end{array}\right.$得到负压力梯度的上游边界截面对应的位置s，其中ΔMa为马赫数赋值阈值，G(x)通过公式$\begin{array}{c}G\left(x\right)=2\psi \frac{\mathrm{dA}}{\mathrm{Adx}}+(1+{\mathrm{kMa}}^2)\frac{\mathrm{dQ}-\mathrm{dWx}+\mathrm{dH}}{c_p\mathrm{Tdx}}+\frac{\mathrm{kM}{a}^2\psi }{D}4C_f\\ +2(1+{\mathrm{kMa}}^2)\psi \frac{\mathrm{dw}}{\mathrm{wdx}}-(1+{\mathrm{kMa}}^2)\frac{\mathrm{dW}}{\mathrm{Wdx}}-(1-{\mathrm{Ma}}^2)\frac{\mathrm{dk}}{\mathrm{kdx}}\end{array}$得到，其中k为比热比，w为气流质量流量，W为分子量，D为当量直径，C_f为摩擦系数，Q单位质量气体的净热量，A面积，c_p定压比热，T温度，H能量焓；A10.2、重复第四、五、六步；A10.3、判断第五步和第六步得到的激波串起始位置u处的参数是否匹配，若匹配则转入第十二步，若不匹配则转入步骤A10.4；A10.4、给马赫数Ma再增加ΔMa，将新马赫数数值赋值给马赫数Ma，转入步骤A10.2；第十一步，确定从热力喉道到燃烧室出口的沿程参数分布，转入第十三步；第十二步，确定从位置s到燃烧室出口的沿程参数分布，转入第十三步；第十三步，根据第十一步或十二步得到的参数分布情况，进行燃烧室设计。