[发明专利]亚燃冲压发动机非稳态性能估算方法

说明书

本发明涉及一种亚燃冲压发动机非稳态性能估算方法，包括计算并确定冲压发动机进气道、过渡段、燃烧室和尾喷管的设计点参数步骤；根据设计点参数和进气道和尾喷管的流量平衡关系，计算确定冲压发动机进气道、过渡段、燃烧室和尾喷管的非设计点步骤；建立实际进气道工作点β残差方程步骤；在整个非稳态过程逐点迭代实际进气道工作点β，获得发动机实际推力Fn_实，最终获得考虑容积效应的发动机非稳态推力曲线。本发明在进行亚燃冲压发动机非稳态性能设计时，可以准确和快速得计算出亚燃冲压发动机的非稳态条件下的推力，在进行亚燃冲压发动机总体设计时，能够缩短总体设计人员的设计迭代周期，并指导部件设计人员进行详细设计。

技术领域

本发明涉及航空发动机领域，具体涉及亚燃冲压发动机非稳态性能估算方法。

背景技术

冲压发动机利用空气中的氧气作为氧化剂，所携带的燃料中含有少量或不含氧化剂，比冲显著提高。因此，以冲压发动机为动力的导弹具有更远的射程、更轻的质量和更好的机动性，并可实现全程超声速巡航飞行，从而能够大幅度提高导弹的突防能力。上世纪八十年代以来，几乎所有具备导弹研制能力的国家均开展了冲压推进技术的研究，各种冲压及其组合发动机将成为本世纪战术导弹、拦截弹和巡航导弹的首选动力装置。

冲压发动机的性能参数是总体设计的关键，决定了该发动机的先进程度。冲压发动机在工作中会进行大机动等非稳态过程，亚燃冲压发动机非稳态性能的准确设计可以帮助总体设计人员快速判断发动机非稳态性能参数是否符合要求，缩短总体设计的迭代周期，提高设计效率。

发明内容

本发明的目的在于避免现有技术的不足提供一种在进行冲压发动机总体方案设计时，快速准确估算出发动机非稳态性能，且便于对发动机总体性能进行优化迭代的一种亚燃冲压发动机非稳态性能估算方法。

为实现上述目的，本发明采取的技术方案为：一种亚燃冲压发动机非稳态性能估算方法，包括如下步骤：

步骤一、根据给定飞行马赫数Ma、飞行高度H、进气道进口流量Wa，及飞行马赫数Ma在进气道插值特性图上的插值的流量系数和总压恢复系数σ，依次计算并确定冲压发动机进气道、过渡段、燃烧室和尾喷管的设计点；

所述确定的进气道设计点参数包括：进气道迎风面积A_c、进气道出口总温T_out和进气道出口总压P_out；所述确定的过渡段设计点参数包括：过渡段出口总压P₂₂，过渡段出口总温T₂₂和过渡段进口换算流量Wac_2des；所述确定的燃烧室设计点参数包括：燃烧室出口面积A₃₂、燃烧室出口总压P₃₂，燃烧室出口流量Wg₃₂；所述确定的尾喷管设计点参数包括：尾喷管喉部面积A₄₃和尾喷管出口面积A₄₂；

步骤二、结合所述冲压发动机进气道、过渡段、燃烧室和尾喷管设计点的参数和进气道和尾喷管的流量平衡关系，根据公开的标准大气表和非设计点的进气道捕获流量Wa_c、飞行马赫数Ma_off、飞行高度H_off，计算实际进气道进口总温T_in实和进气道进口总压P_in实，根据实际进气道工作点β和非设计点的飞行马赫数Ma_off在进气道插值特性图上的插值流量系数和总压恢复系数σ₁，计算确定冲压发动机进气道、过渡段、燃烧室和尾喷管的非设计点；