CN111126791A - 一种固体燃料冲压发动机性能计算方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种固体燃料冲压发动机性能计算方法，属于发动机技术领域，根据发动机的飞行状态、来流条件、喷管的出口参数及装药燃烧室出口的总燃气流量，计算发动机的输出性能，即发动机的比冲和推力；本发明采用一维离散方法计算装药燃烧室内的固体燃料燃面退移规律，获取装药燃烧室内流动特性，且结合固冲发动机性能的零维算法，能够高效、准确预示SFRJ性能。

Description

一种固体燃料冲压发动机性能计算方法

技术领域

本发明属于发动机技术领域，具体涉及一种固体燃料冲压发动机性能计算方法。

背景技术

固体燃料冲压发动机(简称SFRJ)具有高比冲、高可靠性、成本低廉及一定的自调节能力等优点，在炮弹增程中具有广泛的应用前景。SFRJ装药燃烧室中固体燃料的燃速不仅与固体燃料的配方、装药燃烧室结构尺寸有关，还受来流空气质量流率、来流总温、来流总压影响，以上多因素强烈耦合，导致SFRJ性能预示难度较大，SFRJ性能包括发动机的比冲和推力。

如图1所示，为计算SFRJ性能，可以根据流动状态将装药燃烧室分为回流区和湍流再发展区，并分别根据燃速公式及经验修正计算两个装药区域的平均燃速，得到总燃气流量。通过总燃气流量、来流条件及尺寸约束，进一步计算发动机性能。

分别计算回流区及湍流再发展区的平均燃速，通过平均燃速得到的燃气流量在发动机小范围工作时误差较小。但固体燃料冲压发动机往往在大空域、宽速域中工作，难以通过经验公式进行大范围修正，所以采用平均燃速的方法计算得到发动机的性能存在较大偏差。同时采用平均燃速算法，无法获得装药燃烧室的内型面变化，也无法得到装药燃烧室内流动特性，因此无法计算装药燃烧室流道拥塞的临界条件。

发明内容

有鉴于此，本发明提供了一种固体燃料冲压发动机性能计算方法，采用一维离散方法计算装药燃烧室内的固体燃料燃面退移规律，获取装药燃烧室内流动特性，且结合固冲发动机性能的特征截面法，能够高效、准确预示SFRJ性能。

本发明是通过下述技术方案实现的：

一种固体燃料冲压发动机性能计算方法，具体步骤如下：

第一步，根据发动机的飞行状态及来流条件，计算发动机进气道的入口截面参数，入口截面参数包括：来流空气在A截面的静温、静压及马赫数；

第二步，根据来流条件和发动机进气道的入口截面参数，通过插值法计算发动机临界总压恢复系数和流量系数；

第三步，根据发动机进气道的入口截面面积和流量系数，计算发动机进气道的入口截面的空气流量；

第四步，设定初始超临界裕度值，根据该初始超临界裕度值、发动机临界总压恢复系数及发动机进气道的入口截面面积，计算发动机进气道的出口截面参数，所述进气道的出口截面参数包括：进气道出口的空气的总压、静压及马赫数；

第五步，根据发动机进气道的出口截面参数及装药燃烧室出口的几何尺寸，计算装药燃烧室的出口截面参数，所述装药燃烧室的出口截面参数包括：装药燃烧室出口的总温、总压及总燃气流量；

第六步，根据装药燃烧室出口的总燃气流量及发动机进气道的入口截面的空气流量，计算余气系数；

第七步，根据余气系数、装药燃烧室出口的总温和总压、补燃室的截面面积及已有的该固体燃料冲压发动机对应的燃烧模型，通过插值计算得到补燃室的出口截面的气动参数，所述气动参数包括：补燃室出口的静压、总温及马赫数；

第八步，根据补燃室的出口截面的气动参数、喷管的喉道面积及喷管收缩段总压恢复系数计算喷管的计算喉径；

第九步，通过判断计算喉径与真实喉径的差值是否在设定范围内来验证第四步到第八步计算得到的参数是否正确，若在设定范围则表明第四步到第八步计算得到的参数正确，然后根据该计算喉径的数值和喷管扩张段总压恢复系数计算喷管的出口截面参数，喷管的出口截面参数包括：喷管出口的流体静压和速度；若不在设定范围，则表明第四步到第八步计算得到的参数不正确，需迭代计算初始超临界裕度值，直到计算喉径与真实喉径的差值在设定范围内后，计算喷管的出口截面参数；

第十步，根据喷管的出口截面参数、来流条件及装药燃烧室出口的总燃气流量，计算发动机的输出性能，即发动机的比冲和推力。

进一步的，第五步的计算过程如下：

根据装药燃烧室的轴向长度，将装药燃烧室均分为N-1段，得到N个节点，及得到每个节点位置处的几何装药尺寸，并依次计算每个节点的节点参数，所述节点参数包括：装药燃烧室节点处的总温、总压、燃气流量、马赫数及装药燃速；其中，以进气道的出口截面为第一节点，依次类推，以装药燃烧室的出口截面为第N节点；

节点参数的计算方法如下：根据发动机进气道的入口截面参数及第一个节点的几何装药尺寸，计算第一个节点的节点参数；根据第一个节点的节点参数及第二个节点的几何装药尺寸，计算第二个节点的节点参数；依次类推，根据第N-1个节点的节点参数及装药燃烧室出口的几何尺寸，计算装药燃烧室的出口截面参数。

有益效果：(1)本发明通过将装药燃烧室离散为N个节点的一维离散方法计算装药燃烧室燃面退移规律，耦合固冲发动机性能的特征截面法，能够准确、高效计算固体燃料冲压发动机性能，可用于冲压增程炮弹内外弹道一体化计算及优化。

(2)本发明采用一维离散方法计算装药燃烧室燃面退移规律，综合各节点的几何尺寸及气动参数，得到装药燃烧室内各截面的退移规律、流动特性，以及装药燃烧室流道壅塞的临界条件。

附图说明

图1为现有技术的装药燃烧室内的流体流动图；

图2为本发明的发动机结构示意图；

图3为本发明的流程图；

具体实施方式

下面结合附图并举实施例，对本发明进行详细描述。

本实施例提供了一种固体燃料冲压发动机性能计算方法，参见附图2，所述冲压发动机包括：进气道1、装药燃烧室2、补燃室3和喷管4，分别令进气道1的入口截面、进气道1的出口截面(即装药燃烧室2的入口截面)、装药燃烧室2的出口截面(即补燃室3的入口截面)、补燃室3的出口截面(即喷管4的入口截面)及喷管4的出口截面为A截面、B截面、C截面、D截面及E截面；所述装药燃烧室2内为固体药柱5；

参见附图3，所述计算方法的具体步骤如下：

第一步，根据发动机的飞行状态(即发动机的高度和速度)及来流条件(即发动机所在飞行状态下的来流空气的温度和压力)，计算发动机的A截面参数，A截面参数包括：来流空气在A截面的静温、静压及马赫数；

第二步，根据来流条件和A截面参数，通过插值法计算发动机临界总压恢复系数和流量系数；

第三步，根据发动机进气道1的入口截面面积和流量系数，计算发动机进气道1的入口截面的空气流量；

第四步，设定初始超临界裕度值，根据该初始超临界裕度值、发动机临界总压恢复系数及发动机进气道1的入口截面面积，计算B截面参数，所述B截面参数包括：进气道1出口空气的总压、静压及马赫数；

第五步，根据装药燃烧室2的轴向长度，将装药燃烧室2均分为N-1段，得到N个节点(包括两个端点)，及得到每个节点位置处的几何装药尺寸，并依次计算每个节点的节点参数，所述节点参数包括：装药燃烧室2节点处的总温、总压、燃气流量、马赫数及装药燃速；其中，以B截面为第一节点，依次类推，以C截面为第N节点，N为大于2的整数；

节点参数的计算方法如下：根据A截面参数及第一个节点(即B截面)的几何装药尺寸，计算第一个节点的节点参数；根据第一个节点的节点参数及第二个节点的几何装药尺寸，计算第二个节点的节点参数；依次类推，根据第N-1个节点的节点参数及装药燃烧室2出口的几何尺寸，计算发动机的C截面参数，C截面参数包括：装药燃烧室2出口的总温、总压及总燃气流量；

第六步，根据装药燃烧室2出口的总燃气流量及发动机进气道1的入口截面的空气流量，计算余气系数；

第七步，根据余气系数、装药燃烧室2出口的总温总压、补燃室3的截面面积及已有的该固体燃料冲压发动机对应的燃烧模型，通过插值计算得到发动机的D截面的气动参数，所述气动参数包括：补燃室3出口的静压、总温及马赫数；

第八步，根据D截面的气动参数、喷管4的喉道面积及喷管4收缩段总压恢复系数计算喷管4的计算喉径；

第九步，通过判断计算喉径与真实喉径的差值是否在设定范围内来验证第四步到第八步计算得到的参数是否正确，若在设定范围则表明第四步到第八步计算得到的参数正确，然后根据该计算喉径的数值和喷管4扩张段总压恢复系数计算发动机的E截面参数，E截面参数包括：喷管4出口的流体静压和速度；若不在设定范围，则表明第四步到第八步计算得到的参数不正确，需重新设定初始超临界裕度值，直到计算喉径与真实喉径的差值在设定范围内后，计算发动机的E截面参数；

第十步，根据E截面参数、来流条件及装药燃烧室2出口的总燃气流量，计算发动机的输出性能，即发动机的比冲和推力。

对方法可行性进行验证：检查喷管4出口的波系是否符合设定要求及检查装药燃烧室2流道是否壅塞，若符合设定要求且不壅塞，则表示本实施例的步骤一至步骤九可行，可计算得到发动机的输出性能；反之，则表示上述步骤一至步骤九不可行，终止计算。

综上所述，以上仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (2)

1.一种固体燃料冲压发动机性能计算方法，其特征在于，具体步骤如下：

第一步，根据发动机的飞行状态及来流条件，计算发动机进气道的入口截面参数，入口截面参数包括：来流空气在A截面的静温、静压及马赫数；

第二步，根据来流条件和发动机进气道的入口截面参数，通过插值法计算发动机临界总压恢复系数和流量系数；

第三步，根据发动机进气道的入口截面面积和流量系数，计算发动机进气道的入口截面的空气流量；

第四步，设定初始超临界裕度值，根据该初始超临界裕度值、发动机临界总压恢复系数及发动机进气道的入口截面面积，计算发动机进气道的出口截面参数，所述进气道的出口截面参数包括：进气道出口的空气的总压、静压及马赫数；

第五步，根据发动机进气道的出口截面参数及装药燃烧室出口的几何尺寸，计算装药燃烧室的出口截面参数，所述装药燃烧室的出口截面参数包括：装药燃烧室出口的总温、总压及总燃气流量；

第六步，根据装药燃烧室出口的总燃气流量及发动机进气道的入口截面的空气流量，计算余气系数；

第七步，根据余气系数、装药燃烧室出口的总温和总压、补燃室的截面面积及已有的该固体燃料冲压发动机对应的燃烧模型，通过插值计算得到补燃室的出口截面的气动参数，所述气动参数包括：补燃室出口的静压、总温及马赫数；

第八步，根据补燃室的出口截面的气动参数、喷管的喉道面积及喷管收缩段总压恢复系数计算喷管的计算喉径；

第九步，通过判断计算喉径与真实喉径的差值是否在设定范围内来验证第四步到第八步计算得到的参数是否正确，若在设定范围则表明第四步到第八步计算得到的参数正确，然后根据该计算喉径的数值和喷管扩张段总压恢复系数计算喷管的出口截面参数，喷管的出口截面参数包括：喷管出口的流体静压和速度；若不在设定范围，则表明第四步到第八步计算得到的参数不正确，需迭代计算初始超临界裕度值，直到计算喉径与真实喉径的差值在设定范围内后，计算喷管的出口截面参数；

第十步，根据喷管的出口截面参数、来流条件及装药燃烧室出口的总燃气流量，计算发动机的输出性能，即发动机的比冲和推力。

2.如权利要求1所述的一种固体燃料冲压发动机性能计算方法，其特征在于，第五步的计算过程如下：

根据装药燃烧室的轴向长度，将装药燃烧室均分为N-1段，得到N个节点，及得到每个节点位置处的几何装药尺寸，并依次计算每个节点的节点参数，所述节点参数包括：装药燃烧室节点处的总温、总压、燃气流量、马赫数及装药燃速；其中，以进气道的出口截面为第一节点，依次类推，以装药燃烧室的出口截面为第N节点；

节点参数的计算方法如下：根据发动机进气道的入口截面参数及第一个节点的几何装药尺寸，计算第一个节点的节点参数；根据第一个节点的节点参数及第二个节点的几何装药尺寸，计算第二个节点的节点参数；依次类推，根据第N-1个节点的节点参数及装药燃烧室出口的几何尺寸，计算装药燃烧室的出口截面参数。

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