CN109460626A - 冲压发动机性能参数计算方法 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及冲压发动机技术领域，公开了一种冲压发动机性能参数计算方法。该方法包括：针对进气道进行三维CFD数值模拟计算获得进气道阻力Finlet、流量及非均匀的进气道出口截面参数；基于流量及非均匀的进气道出口截面参数获得出口总压Pt；基于流量、出口总压Pt及总温通过一维守恒计算获得进气道出口相关参数；通过燃烧室一维性能计算方法，基于进气道出口相关参数、预定燃油流量mf和预定喷注位置、预定分配比例计算燃烧室推力Fcom和燃烧室出口相关参数；采用三维CFD数值模拟方法基于燃烧室出口相关参数计算尾喷管推力Fnozzle；基于进气道阻力Finlet、预定燃油流量mf、燃烧室推力Fcom和尾喷管推力Fnozzle计算冲压发动机整机性能参数。由此，能够准确获得发动机整机性能。

Description

冲压发动机性能参数计算方法
技术领域
本发明涉及冲压发动机技术领域，尤其涉及一种冲压发动机性能参数计算方法。
背景技术
准确获取冲压发动机的性能对吸气式高速飞行器推阻匹配至关重要。在进行冲压发动机性能计算时，采用纯一维性能分析方法获得的发动机性能误差较大；采用纯三维(进气道、燃烧室和尾喷管均为三维CFD数值模拟)计算方法虽然精准度较高，但由于燃烧反应机理复杂，存在计算周期较长(月级)的问题。
能否在较短周期内获得较精准的冲压发动机性能直接影响到发动机和飞行器研究工作。因此，需要一种能够得较精准的冲压发动机性能的方法。
发明内容
本发明的目的在于克服现有技术不足，提供了一种冲压发动机性能参数计算方法，能够解决上述现有技术中的问题。
本发明的技术解决方案：一种冲压发动机性能参数计算方法，其中，该方法包括：
根据飞行来流状态参数针对进气道进行三维CFD数值模拟计算获得进气道阻力Finlet、进气道流量及非均匀的进气道出口截面参数；
基于所述进气道流量及所述非均匀的进气道出口截面参数通过面积加权平均法获得出口总压Pt；
基于所述进气道流量、所述出口总压Pt及总温通过一维守恒计算获得进气道出口相关参数；
通过燃烧室一维性能计算方法，基于所述进气道出口相关参数、预定燃油流量mf和预定喷注位置、预定分配比例计算燃烧室推力Fcom和燃烧室出口相关参数；
采用三维CFD数值模拟方法基于所述燃烧室出口相关参数计算尾喷管推力Fnozzle；
基于所述进气道阻力Finlet、所述预定燃油流量mf、所述燃烧室推力Fcom和所述尾喷管推力Fnozzle计算冲压发动机整机性能参数。
优选地，基于所述进气道阻力Finlet、所述预定燃油流量mf、所述燃烧室推力Fcom和所述尾喷管推力Fnozzle计算冲压发动机整机性能参数包括：
基于所述进气道阻力Finlet、所述燃烧室推力Fcom和所述尾喷管推力Fnozzle计算发动机整机推力Fx；
基于所述发动机整机推力Fx和所述预定燃油流量mf计算发动机整机比冲Isp。
优选地，通过下式计算发动机整机推力Fx：
Fx＝Fcom+Fnozzle-Finlet。
优选地，通过下式计算发动机整机比冲Isp：
Isp＝Fx/mf。
优选地，所述飞行来流状态参数包括马赫数、高度和姿态。
优选地，进气道出口相关参数包括：进气道出口的马赫数、进气道出口的密度、进气道出口的静温和进气道出口的静压。
优选地，燃烧室出口参数包括燃烧室出口流量、燃烧室出口压力和燃烧室出口温度。
优选地，所述燃烧室一维性能计算方法为燃烧室变比热一维性能计算方法。
通过上述技术方案，可以基于进气道三维CFD数值模拟获得进气道阻力、进气道流量及非均匀的进气道出口截面参数，采用进气道流量和出口截面参数加权平均得到出口总压，通过一维守恒计算处理获得进气道出口相关参数，作为燃烧室一维计算的入口参数；通过燃烧室一维性能计算，获得燃烧室推力和燃烧室出口相关参数，作为三维尾喷管计算的输入；通过尾喷管三维CFD数值模拟，获得尾喷管推力；基于进气道阻力、燃烧室推力、尾喷管推力和预定燃油流量可获得发动机整机性能。由此，能够较短周期内更为精确的获取进气道、尾喷管三维特性性能和燃烧室一维性能参数，进而更准确获得发动机整机性能，具有计算周期较短、精度较高、便于操作的特点，适合在发动机性能计算时使用，在工程上具有较好的应用前景。
附图说明
所包括的附图用来提供对本发明实施例的进一步的理解，其构成了说明书的一部分，用于例示本发明的实施例，并与文字描述一起来阐释本发明的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本发明实施例提供的一种冲压发动机性能参数计算方法的流程图。
具体实施方式
下面将结合附图对本发明的具体实施例进行详细说明。在下面的描述中，出于解释而非限制性的目的，阐述了具体细节，以帮助全面地理解本发明。然而，对本领域技术人员来说显而易见的是，也可以在脱离了这些具体细节的其它实施例中实践本发明。
在此需要说明的是，为了避免因不必要的细节而模糊了本发明，在附图中仅仅示出了与根据本发明的方案密切相关的设备结构和/或处理步骤，而省略了与本发明关系不大的其他细节。
图1为本发明实施例提供的一种冲压发动机性能参数计算方法的流程图。
如图1所示，本发明实施例提供了一种冲压发动机性能参数计算方法，其中，该方法包括：
S100，根据飞行来流状态参数针对进气道进行三维CFD数值模拟计算获得进气道阻力Finlet、进气道流量及非均匀的进气道出口截面参数；
其中，非均匀的进气道出口截面参数包括非均匀的出口压力参数，在S102中通过对其进行面积加权平均法可以得到出口总压(也就是，将非均匀的出口压力参数加权平均得到平均出口总压)。
S102，基于所述进气道流量及所述非均匀的进气道出口截面参数通过面积加权平均法获得出口总压Pt；
S104，基于所述进气道流量、所述出口总压Pt及总温通过一维守恒计算获得进气道出口相关参数(进气道出口一维参数)；
其中，在前述飞行来流状态参数确定的情况下，就可以相应地确定所述总温。
步骤S104中获得的进气道出口参数可以作为S106中燃烧室相关计算的输入。
S106，通过燃烧室一维性能计算方法，基于所述进气道出口相关参数、预定燃油流量mf和预定喷注位置、预定分配比例计算燃烧室推力Fcom和燃烧室出口相关参数；
举例来讲，预定燃油流量、预定喷注位置和预定分配比例可以根据实际情况预先进行设定，本发明不对此进行限定。
步骤S106中获得的燃烧室出口参数可以作为S108中尾喷管三维CFD数值模拟计算的输入。
S108，采用三维CFD数值模拟方法基于所述燃烧室出口相关参数计算尾喷管推力Fnozzle；
S110，基于所述进气道阻力Finlet、所述预定燃油流量mf、所述燃烧室推力Fcom和所述尾喷管推力Fnozzle计算冲压发动机整机性能参数。
通过上述技术方案，可以基于进气道三维CFD数值模拟获得进气道阻力、进气道流量及非均匀的进气道出口截面参数，采用进气道流量和出口截面参数加权平均得到出口总压，通过一维守恒计算处理获得进气道出口相关参数，作为燃烧室一维计算的入口参数；通过燃烧室一维性能计算，获得燃烧室推力和燃烧室出口相关参数，作为三维尾喷管计算的输入；通过尾喷管三维CFD数值模拟，获得尾喷管推力；基于进气道阻力、燃烧室推力、尾喷管推力和预定燃油流量可获得发动机整机性能。由此，能够较短周期内更为精确的获取进气道、尾喷管三维特性性能和燃烧室一维性能参数，进而更准确获得发动机整机性能，具有计算周期较短、精度较高、便于操作的特点，适合在发动机性能计算时使用，在工程上具有较好的应用前景。
根据本发明一种实施例，S110中基于所述进气道阻力Finlet、所述预定燃油流量mf、所述燃烧室推力Fcom和所述尾喷管推力Fnozzle计算冲压发动机整机性能参数包括：
基于所述进气道阻力Finlet、所述燃烧室推力Fcom和所述尾喷管推力Fnozzle计算发动机整机推力Fx；
基于所述发动机整机推力Fx和所述预定燃油流量mf计算发动机整机比冲Isp。
根据本发明一种实施例，可以通过下式计算发动机整机推力Fx：
Fx＝Fcom+Fnozzle-Finlet。 (1)
也就是，通过将所述进气道阻力Finlet、所述燃烧室推力Fcom和所述尾喷管推力Fnozzle迭加可以获得发动机整机推力Fx。
根据本发明一种实施例，可以通过下式计算发动机整机比冲Isp：
Isp＝Fx/mf。 (2)
根据本发明一种实施例，所述飞行来流状态参数可以包括马赫数、高度和姿态。
根据本发明一种实施例，进气道出口相关参数可以包括：进气道出口的马赫数、进气道出口的密度、进气道出口的静温和进气道出口的静压。
根据本发明一种实施例，燃烧室出口参数可以包括燃烧室出口流量、燃烧室出口压力和燃烧室出口温度。
根据本发明一种实施例，所述燃烧室一维性能计算方法为燃烧室变比热一维性能计算方法。
如上针对一种实施例描述和/或示出的特征可以以相同或类似的方式在一个或更多个其它实施例中使用，和/或与其它实施例中的特征相结合或替代其它实施例中的特征使用。
应该强调，术语“包括/包含”在本文使用时指特征、整件、步骤或组件的存在，但并不排除一个或更多个其它特征、整件、步骤、组件或其组合的存在或附加。
本发明以上的方法可以由硬件实现，也可以由硬件结合软件实现。本发明涉及这样的计算机可读程序，当该程序被逻辑部件所执行时，能够使该逻辑部件实现上文所述的装置或构成部件，或使该逻辑部件实现上文所述的各种方法或步骤。本发明还涉及用于存储以上程序的存储介质，如硬盘、磁盘、光盘、DVD、flash存储器等。
这些实施例的许多特征和优点根据该详细描述是清楚的，因此所附权利要求旨在覆盖这些实施例的落入其真实精神和范围内的所有这些特征和优点。此外，由于本领域的技术人员容易想到很多修改和改变，因此不是要将本发明的实施例限于所例示和描述的精确结构和操作，而是可以涵盖落入其范围内的所有合适修改和等同物。
本发明未详细说明部分为本领域技术人员公知技术。

Claims (8)

1.一种冲压发动机性能参数计算方法，其特征在于，该方法包括：
根据飞行来流状态参数针对进气道进行三维CFD数值模拟计算获得进气道阻力Finlet、进气道流量及非均匀的进气道出口截面参数；
基于所述进气道流量及所述非均匀的进气道出口截面参数通过面积加权平均法获得出口总压Pt；
基于所述进气道流量、所述出口总压Pt及总温通过一维守恒计算获得进气道出口相关参数；
通过燃烧室一维性能计算方法，基于所述进气道出口相关参数、预定燃油流量mf和预定喷注位置、预定分配比例计算燃烧室推力Fcom和燃烧室出口相关参数；
采用三维CFD数值模拟方法基于所述燃烧室出口相关参数计算尾喷管推力Fnozzle；
基于所述进气道阻力Finlet、所述预定燃油流量mf、所述燃烧室推力Fcom和所述尾喷管推力Fnozzle计算冲压发动机整机性能参数。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，基于所述进气道阻力Finlet、所述预定燃油流量mf、所述燃烧室推力Fcom和所述尾喷管推力Fnozzle计算冲压发动机整机性能参数包括：
基于所述进气道阻力Finlet、所述燃烧室推力Fcom和所述尾喷管推力Fnozzle计算发动机整机推力Fx；
基于所述发动机整机推力Fx和所述预定燃油流量mf计算发动机整机比冲Isp。
3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，通过下式计算发动机整机推力Fx：
Fx＝Fcom+Fnozzle-Finlet。
4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，通过下式计算发动机整机比冲Isp：
Isp＝Fx/mf。
5.根据权利要求1-4中任一项所述的方法，其特征在于，所述飞行来流状态参数包括马赫数、高度和姿态。
6.根据权利要求1-4中任一项所述的方法，其特征在于，进气道出口相关参数包括：进气道出口的马赫数、进气道出口的密度、进气道出口的静温和进气道出口的静压。
7.根据权利要求1-4中任一项所述的方法，其特征在于，燃烧室出口参数包括燃烧室出口流量、燃烧室出口压力和燃烧室出口温度。
8.根据权利要求1-4中任一项所述的方法，其特征在于，所述燃烧室一维性能计算方法为燃烧室变比热一维性能计算方法。
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