CN106342303B - 一种固体火箭冲压发动机补燃室参数的计算方法 - Google Patents

Abstract

本发明属于固体火箭冲压发动机技术，涉及对固体火箭冲压发动机补燃室参数的计算方法的改进。其特征在于，计算的步骤如下：获取试验参数；计算试验状态下冲压补燃室温度T_bj；计算规定空燃比N_g下的冲压补燃室内的温度T_bj1；计算在来流空气总温发生变化下的补燃室内的温度T_bj2；计算冲压补燃室尾部压强P_bj。本发明基于冲压发动机工作过程中实际因素、计算速度快、计算结果准确。

Description

一种固体火箭冲压发动机补燃室参数的计算方法

技术领域

本发明属于固体火箭冲压发动机技术，涉及对固体火箭冲压发动机补燃室参数的计算方法的改进。

背景技术

在以往的固体火箭冲压发动机设计中，采用热力学计算的办法或者三维燃烧流动数值模拟的方法进行冲压发动机的补燃室参数计算。这两种方法存在的缺点有：一方面计算量太大、速度慢，满足不了在固体火箭冲压发动机优化设计和导弹变弹道多状态下大量快速计算的要求；另一方面没有考虑冲压发动机工作过程中实际因素的影响，计算结果与实际值相差较大。

发明内容

本发明的目的是：提供一种计算量小、计算速度快、基于冲压发动机工作过程中实际因素的固体火箭冲压发动机补燃室参数计算方法，该方法的计算结果与实际值较为一致。

本发明的技术方案是：一种固体火箭冲压发动机补燃室参数的计算方法，其特征在于，包括如下步骤：

1、获取试验参数；进行固体火箭冲压发动机试车，测量并记录以下参数：

q_mas——实测空气质量流率，kg/s；

q_mfs——实测燃气质量流率，kg/s；

P_bs——冲压补燃室实测压强，MPa；

N_s——实测的空燃比；

T_as——实测的来流进气总温，单位K；

2、计算试验状态下冲压补燃室温度T_bj；由流过冲压喷管的流量公式(1)计算出T_bj：

$T_{bj}={\left(\frac{m\·P_{bs}\·A_i}{q_{mas}+q_{mfs}}\right)}^2---\left(1\right)$

式(1)中：m——密流系数；

A_t——冲压喷管喉部面积，cm²；

3、计算规定空燃比N_g下的冲压补燃室内的温度T_bj1；设定空气来流总温不变，在规定空燃比N_g下，计算冲压补燃室内的温度T_bj1，用公式(2)进行计算：

$T_{bj1}=\frac{C_{Pa}(N_g-N_s)T_{as}+(1+N_s)C_{Pb}\·T_{bj}}{C_{Pa}(N_g-N_s)+(1+N_s)C_{Pb}}---\left(2\right)$

式中：C_pa——空气定压比容；

N_g——规定的空燃比；其取值范围是：2～30；

C_pb——冲压补燃室燃气的定压比容；其取值范围是：1200～1800J/(kg·K)；

4、计算在来流空气总温发生变化下的补燃室内的温度T_bj2；规定的来流空气总温为T_ag，在规定的空燃比N_g下，冲压补燃室内的温度T_bj2由公式(3)计算：

$T_{bj2}=T_{bj1}+\frac{C_{Pa}\·N_g(T_{ag}-T_{as})}{C_{Pb}(1+N_g)}---\left(3\right)$

式中：T_ag——规定的来流空气总温，单位K；

5、计算冲压补燃室尾部压强P_bj；设定一个燃气质量流率q_mfg，单位kg/s，在空燃比N_g下和空气来流总温T_ag下，由公式(4)计算冲压补燃室尾部压强P_bj：

$P_{bj}=\frac{(q_{mfs}+q_{mfs}\·N_g)q_{mfg}\sqrt{T_{bj}}}{q_{mfs}\·m\·A_t}---\left(4\right)$

步骤4中的T_bj2和5中的P_bj为所计算的固体火箭冲压发动机补燃室参数。

本发明的优点是：本发明基于冲压发动机工作过程中实际因素、计算速度快、计算结果准确，能够应用于固体火箭冲压发动机优化设计和飞行过程中变弹道多状态情况下固体火箭冲压发动机性能的快速准确计算，同时节省了导弹上有限的计算资源。

具体实施方式

下面对本发明做进一步详细说明。本发明的的计算方法，其特征在于，包括如下步骤：

1、获取试验参数；进行固体火箭冲压发动机试车，测量并记录以下参数：

q_mas——实测空气质量流率，kg/s；

q_mfs——实测燃气质量流率，kg/s；

P_bs——冲压补燃室实测压强，MPa；

N_s——实测的空燃比；

T_as——实测的来流进气总温，单位K；

2、计算试验状态下冲压补燃室温度T_bj；由流过冲压喷管的流量公式(1)计算出T_bj：

$T_{bj}={\left(\frac{m\·P_{bs}\·A_t}{q_{mas}+q_{mfs}}\right)}^2---\left(1\right)$

式(1)中：m——密流系数；其计算方法参见《气体动力学基础》，潘锦珊，国防工业出版社，1980，6。

A_t——冲压喷管喉部面积，cm²；

3、计算规定空燃比N_g下的冲压补燃室内的温度T_bj1；设定空气来流总温不变，在规定空燃比N_g下，计算冲压补燃室内的温度T_bj1，用公式(2)进行计算：

$T_{bj1}=\frac{C_{Pa}(N_g-N_s)T_{as}+(1+N_s)C_{Pb}\·T_{bj}}{C_{Pa}(N_g-N_s)+(1+N_s)C_{Pb}}---\left(2\right)$

式中：C_pa——空气定压比容；

N_g——规定的空燃比；其取值范围是：2～30；

C_pb——冲压补燃室燃气的定压比容；其取值范围是：1200～1800J/(kg·K)；

4、计算在来流空气总温发生变化下的补燃室内的温度T_bj2；规定的来流空气总温为T_ag，在规定的空燃比N_g下，冲压补燃室内的温度T_bj2由公式(3)计算：

$T_{bj2}=T_{bj1}+\frac{C_{Pa}\·N_g(T_{ag}-T_{as})}{C_{Pb}(1+N_g)}---\left(3\right)$

式中：T_ag——规定的来流空气总温，单位K；

5、计算冲压补燃室尾部压强P_bj；设定一个燃气质量流率q_mfg，单位kg/s，在空燃比N_g下和空气来流总温T_ag下，由公式(4)计算冲压补燃室尾部压强P_bj：

$P_{bj}=\frac{(q_{mfs}+q_{mfs}\·N_g)q_{mfg}\sqrt{T_{bj}}}{q_{mfs}\·m\·A_t}---\left(4\right)$

燃气质量流率q_mfg的计算方法参见《固体火箭发动机设计》中有关固体火箭发动机燃气质量流率计算的内容，王元有等，国防工业出版社，1984，11。

步骤4中的T_bj2和5中的P_bj为所计算的固体火箭冲压发动机补燃室参数。

实施例。

通过固体火箭冲压发动机试车，测得的参数如下：实测的空气质量流率q_mas为5.563kg/s，实测的燃气质量流率q_mfs为0.589，kg/s，冲压补燃室实测压强P_bs为0.291MPa，实测的空燃比N_s为9.44，实测的来流进气总温Tas为573K。通过该台发动机的试验数据，要计算规定来流进气总温T_ag为610K、规定空燃比N_g为12和燃气质量流率为0.62kg/s下的固体火箭冲压发动机补燃室参数T_bj2和P_bj。

按照上述介绍的方法，并取m＝0.04，C_pb为1600J/(kg·K)，通过上述步骤的运算，得到固体火箭冲压发动机补燃室参数T_bj2为3109K和P_bj为0.361MPa。

Claims (1)

1.一种固体火箭冲压发动机补燃室参数的计算方法，其特征在于，包括如下步骤：

1.1、获取试验参数；进行固体火箭冲压发动机试车，测量并记录以下参数：

q_mas——实测空气质量流率，kg/s；

q_mfs——实测燃气质量流率，kg/s；

P_bs——冲压补燃室实测压强，MPa；

N_s——实测的空燃比；

T_as——实测的来流进气总温，K；

1.2、计算试验状态下冲压补燃室温度T_bj；由流过冲压喷管的流量公式(1)计算出T_bj：

$T_{bj}={\left(\frac{m\·P_{bs}\·A_t}{q_{mas}+q_{mfs}}\right)}^2---\left(1\right)$

式(1)中：m——密流系数；

A_t——冲压喷管喉部面积，cm²；

1.3、计算规定空燃比N_g下的冲压补燃室内的温度T_bj1；设定空气来流总温不变，在规定空燃比N_g下，计算冲压补燃室内的温度T_bj1，用公式(2)进行计算：

$T_{bj1}=\frac{C_{Pa}(N_g-N_s)T_{as}+(1+N_s)C_{Pb}\·T_{bj}}{C_{Pa}(N_g-N_s)+(1+N_s)C_{Pb}}---\left(2\right)$

式中：C_pa——空气定压比热容；

N_g——规定的空燃比；其取值范围是：2～30；

C_pb——冲压补燃室燃气的定压比热容；其取值范围是：1200～1800J/(kg·K)；

1.4、计算在来流空气总温发生变化下的补燃室内的温度T_bj2；规定的来流空气总温为T_ag，在规定的空燃比N_g下，冲压补燃室内的温度T_bj2由公式(3)计算：

$T_{bj2}=T_{bj1}+\frac{C_{Pa}\·N_g(T_{ag}-T_{as})}{C_{Pb}(1+N_g)}---\left(3\right)$

式中：T_ag——规定的来流空气总温，单位K；

1.5、计算冲压补燃室尾部压强P_bj；给定一个燃气质量流率q_mfg，单位kg/s，在空燃比N_g下和空气来流总温T_ag下，由公式(4)计算冲压补燃室尾部压强P_bj：

$P_{bj}=\frac{(q_{mfs}+q_{mfs}\·N_g)q_{mfg}\sqrt{T_{bj}}}{q_{mfs}\·m\·A_t}---\left(4\right)$

步骤1.4中的T_bj2和1.5中的P_bj为所计算的固体火箭冲压发动机补燃室参数。