[发明专利]一种高压补燃发动机混合燃气涡轮绝热功计算方法

说明书

本发明一种高压补燃发动机混合燃气涡轮绝热功计算方法，包括基于SRK立方形状态方程，结合混合规则，计算得到真实气体效应下高压燃气热物性；根据真实气体效应下高压燃气热物性，计算得到高压混合燃气涡轮真实绝热功；结合SRK立方形状态方程，引入压缩因子，根据真实气体效应下高压燃气热物性，计算得到高压燃气涡轮的近似绝热功。本发明利用SRK方程和高压流体热力学偏离函数，计算方法较为简便，且计算结果较为准确，有一定的工程应用前景。

技术领域

本发明涉及一种高压补燃发动机混合燃气涡轮绝热功计算方法。

背景技术

大推力液体火箭发动机是我国未来载人航天、载人登月合理的动力选择之一。随着发动机推力和性能的提升，燃气发生器的压力逐渐增加。当代火箭发动机燃气发生器的压力达到50MPa以上，温度达到500K以上，这导致燃气的性质偏离理想气体，真实气体效应突出。

在高压补燃循环液体火箭发动机的设计中，涡轮绝热功是影响发动机推力的重要设计参数，其计算的准确性直接影响涡轮设计的有效性。目前国内针对真实气体效应对高压涡轮绝热功的影响的研究较少。在仿真手段方面，常使用单一纯物质理论近似计算液体火箭发动机高压燃气涡轮绝热功，绝大多数仿真模型未考虑燃气混合物对绝热功的影响。建立相应模型计算真实气体效应下高压混合燃气涡轮绝热功，可减少涡轮叶片机械功率的计算偏差，对液体火箭发动机设计和推力调节影响重大。

发明内容

本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供一种真实气体效应下高压混合燃气涡轮绝热功的计算方法，解决了高压燃气涡轮绝热功计算准确性不足的问题。

本发明的技术方案是：一种高压补燃发动机混合燃气涡轮绝热功计算方法，包括：

步骤一：基于SRK立方形状态方程，结合混合规则，计算得到真实气体效应下高压燃气热物性；

步骤二：根据真实气体效应下高压燃气热物性，计算得到高压混合燃气涡轮真实绝热功；

步骤三：结合SRK立方形状态方程，引入压缩因子，根据真实气体效应下高压燃气热物性，计算得到高压燃气涡轮的近似绝热功。

所述真实气体效应下高压燃气热物性包括高压燃气涡轮进出口气体的焓、熵和定压比热。

所述混合规则为：

式中，N为混合气体组元数量，a、α、b、σ均为SRK方程相关参数，x为混合气体组元质量分数，V_c为气体组元摩尔体积，i、j均为正整数。

所述高压燃气涡轮进出口气体的焓、熵具体计算过程包括：

建立SRK立方形状态方程：

式中，v为摩尔体积，R为通用气体常数，各参数及表达式如下：

σ₁＝1

σ₂＝0

a(T)＝[1+f_w(1-T_r^0.5)]²

f_w＝0.48508+1.5517ω-0.15613ω²