[发明专利]一种超燃冲压发动机燃烧室性能预估方法

说明书

技术领域

本发明涉及一种超燃冲压发动机燃烧室性能预估方法，属于超燃冲压发动机技术领域。

背景技术

双模态超燃冲压发动机是高超声速吸气式飞行器的一种有效的动力装置，其燃烧室可以根据不同飞行条件与燃料喷注情况工作在超燃或者亚燃模态以使发动机的性能达到最优。

在双模态超燃冲压发动机研制过程中，其燃烧室性能的预估对发动机初期设计与优化有着重要的指导意义。较为常用的是采用三维全尺寸数值计算方法，使用该方法可以获得较为全面的燃烧室三维流场参数，包括温度、压力、速度、推力、燃烧效率等，但是三维计算的燃烧室网格数量可达到百万甚至千万量级，对计算机性能的要求很高，而且计算的周期非常长，这对于燃烧室初期大量的方案筛选与优化设计来说这显然是不利的。对燃烧室采用一维性能分析方法，可以在非常短的时间内获得燃烧室的沿程参数，包括Ma、速度、温度、压力等，该方法计算量少、耗时少、精度较高，可以对燃烧室的性能进行快速评估。

目前，超燃冲压发动机燃烧室性能一维分析主要采用对欧拉控制方程进行求解，主要内容包括：热力喉道位置的求解、隔离段内激波波系的处理、质量添加、摩擦力、燃烧室截面面积的变化等。求解的方向一般是从燃烧室的入口到燃烧室的出口，其中在求解热力喉道的时候非常容易出现奇异值的问题。此外，超燃冲压发动机燃烧室在不同的工作条件下会出现不同的燃烧模态，现有的一维分析中没有专门的针对不同燃烧模态进行相关计算，分析结果状态单一，对宽飞行Ma范围的燃烧室设计不能提供参考依据。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术不足，提供一种避免求解热力喉道出现奇异值，并充分考了燃烧室的不同工作模态的超燃冲压发动机燃烧室性能预估方法。

本发明的技术解决方案：一种超燃冲压发动机燃烧室性能预估方法，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，