CN111173644B - 一种冲压发动机性能确定方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种冲压发动机性能确定方法，包括如下步骤:获取来流截面的气流参数；根据来流截面的气流参数得到发动机上各激波对应的激波截面的气流参数；根据激波截面的气流参数得到隔离段出口截面的气流参数；根据隔离段出口截面的气流参数通过热力循环分析结合化学平衡的方法得到燃烧室出口截面的气流参数；根据燃烧室出口截面的气流参数得到尾喷管出口截面的气流参数；根据尾喷管出口截面的气流参数与来流截面的气流参数得到冲压发动机的性能参数。在确定燃烧室出口截面气流参数的过程中，采用等压燃烧假设结合化学平衡的方法，提高了最终得到的发动机理论性能的准确性。

Description

一种冲压发动机性能确定方法

技术领域

本发明涉及冲压发动机技术领域，具体是一种冲压发动机性能确定方法。

背景技术

冲压发动机是超声速和高超声速飞行器的动力装置，其利用发动机的前向运动来压缩空气，根据进入燃烧室的气流为超声速还是亚声速将其分为亚燃冲压发动机和超燃冲压发动机。现有的亚燃冲压发动机的飞行马赫数一般在3左右，超燃冲压发动机目前大都在研制中，其飞行马赫数一般在6以上。飞行马赫数的不同决定了该两种类型冲压发动机进气道构型的差异，同时由于燃料燃烧平衡温度的限制，进而影响到燃烧室的燃烧组织形式。

目前亚燃及超燃冲压发动机理论性能的确定方法是主要通过一些模型简化和基本假设，计算几个典型截面的参数，进而得到飞行器整体的性能，例如在处理进气道时采用激波系假设，处理燃烧室时采用等压或等面积假设，处理尾喷管时采用等熵膨胀假设。其中，现有技术中一般将燃料的热值设为定值，该热值一般都是在常温常压下测定的，但是通常燃烧室中的温度和压力并不是常温常压，因此该方法存在一定的问题，尤其是当飞行器飞行马赫数较高，燃烧室入口静温超过2000K时，恒定热值会导致燃烧室温度超过平衡温度，使得计算结果没有意义，在工程技术上达不到计算得到的参数值，进而影响最终得到的发动机理论性能的准确性，不能为发动机前期的性能设计及实验后的性能评估提供有效的指导。

发明内容

针对上述现有技术中的不足，本发明提供一种冲压发动机性能确定方法。

为实现上述目的，本发明提供一种冲压发动机性能确定方法，包括如下步骤:

步骤1，获取来流截面的气流参数；

步骤2，根据来流截面的气流参数得到发动机上各激波对应的激波截面的气流参数；

步骤3，根据激波截面的气流参数得到隔离段出口截面的气流参数；

步骤4，根据隔离段出口截面的气流参数通过采用等压燃烧假设结合化学平衡的方法得到燃烧室出口截面的气流参数；

步骤5，根据燃烧室出口截面的气流参数得到尾喷管出口截面的气流参数；

步骤6，根据尾喷管出口截面的气流参数与来流截面的气流参数得到冲压发动机的性能参数。

作为上述技术方案的进一步改进，所述来流截面的气流参数、激波截面的气流参数、隔离段出口截面的气流参数、燃烧室出口截面的气流参数、尾喷管出口截面的气流参数均包括气流的静压、静温、总温、总压、流速、密度中的至少一种。

作为上述技术方案的进一步改进，步骤2中，发动机上各激波对应的激波截面的气流参数为：

式中，a_1.1表示第一个激波截面的进气道偏折角，s_1.1表示第一个激波截面的斜激波角，γ为比热比，R为空气气体常数；M₀为来流截面的气流马赫数，P₀为来流截面的气流静压，T₀为来流截面的气流静温；M_1.1为第一个激波截面的气流马赫数，P_1.1为第一个激波截面的气流静压，T_1.1为第一个激波截面的气流静温，T_t1.1为第一个激波截面的气流总温，ρ_1.1为第一个激波截面的气流密度；M_1.i-1为第i-1个激波截面的气流马赫数，P_1.i-1为第i-1个激波截面的气流静压，T_1.i-1为第i-1个激波截面的气流静温；a_1.i表示第i个激波截面的进气道偏折角，s_1.i表示第i个激波截面的斜激波角，M_1.i为第i个激波截面的气流马赫数，P_1.i为第i个激波截面的气流静压，T_1.i为第i个激波截面的气流静温，T_t1.i为第i个激波截面的气流总温，ρ_1.i为第i个激波截面的气流密度；其中，i＝2,3,```,n；n表示激波截面的总数或发动机上的激波数。

作为上述技术方案的进一步改进，步骤3中，若冲压发动机为亚燃冲压发动机，发动机上隔离段出口截面的气流参数为：

式中，M₂为隔离段出口截面的气流马赫数，P₂为隔离段出口截面的气流静压，T₂为隔离段出口截面的气流静温；M_1.n为第n个激波截面的气流马赫数，P_1.n为第n个激波截面的气流静压，T_1.n为第n个激波截面的气流静温。

作为上述技术方案的进一步改进，步骤3中，若冲压发动机为超燃冲压发动机，发动机上隔离段出口截面的气流参数为：

T_t2＝T_t1,n

Re_θ＝U_1,nθ/v

Re_x＝U_1,nx/v

式中，T_t2为隔离段出口截面的气流总温，T_t1,n为第n个激波截面的气流总温，D表示特征直径，θ表示动量边界层厚度，x表示隔离段长度，Re_θ表示动量边界层雷诺数,Re_x表示气流雷诺数，v表示气流运动粘度，μ为气流动力粘度，μ₀为273.11K时空气的动力粘度，ρ_1.n为第n个激波截面的气流密度。

作为上述技术方案的进一步改进，步骤4中，所述采用等压燃烧假设结合化学平衡的方法得到燃烧室出口截面的气流参数，具体为：

基于等压燃烧假设得到发动机上燃烧室出口截面的气流静压与气流流速：

P₃＝P₂

U₃＝U₂

式中，U₂为隔离段出口截面的气流流速；U₃为燃烧室出口截面的气流流速，P₃为燃烧室出口截面的气流静压；

基于燃烧室中的燃烧化学反应的元素守恒与热力学第一、第二定律得到发动机上燃烧室出口截面的气流静温T₃及燃烧产物的化学组成；

基于燃烧室出口截面的气流静压、气流流速、气流静温得到燃烧室出口截面的气流总温、气流总温总压与气流总温马赫数：

式中，T_t3为燃烧室出口截面的气流总温，P_t3为燃烧室出口截面的气流总压，M₃为燃烧室出口截面的气流马赫数。

作为上述技术方案的进一步改进，步骤5中，通过理想膨胀假设方法，得到发动机尾喷管出口截面的气流参数为：

P₄＝P₀

P_t4＝P_t3

T_t4＝T_t3

式中，P₄为尾喷管出口截面的气流静压，T_t4为尾喷管出口截面的气流总温，P_t4为尾喷管出口截面的气流总压，M₄为尾喷管出口截面的气流马赫数.U₄为尾喷管出口截面的气流流速。

作为上述技术方案的进一步改进，步骤6中，所述冲压发动机的性能参数为比推力与比冲，具体为：

I_sp＝[(1+f)U₄-U₀]|/(fg)

式中，F_sp为比推力，I_sp为比冲，f为燃空比，g为重力加速度，F为推力，m₀为来流空气质量流量。

本发明提供的一种冲压发动机性能确定方法，通过获得的来流截面的气流参数进而依次确定发动机上激波截面、隔离段出口截面、燃烧室出口截面、尾喷管出口截面，最终得到飞行器整体的性能，其中，在确定燃烧室出口截面气流参数的过程中，采用等压燃烧假设结合化学平衡的方法，进而得到燃烧室出口截面的平衡温度，提高了最终得到的发动机理论性能的准确性，为发动机前期的性能设计和实验后的性能评估提供了有效的方法。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，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示出的结构获得其他的附图。

图1为本发明实施例中亚燃冲压发动机构型示意图；

图2为本发明实施例中超燃冲压发动机构型示意图；

图3为本发明实施例中冲压发动机性能确定方法的流程示意图；

图4-7为采用本实施中冲压发动机性能确定方法得到的发动机在不同因素影响下的性能参数变化示意图；

图8为燃烧室产物随发动机工作当量比的分布示意图。

本发明目的的实现、功能特点及优点将结合实施例，参照附图做进一步说明。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

需要说明，本发明实施例中所有方向性指示(诸如上、下、左、右、前、后……)仅用于解释在某一特定姿态(如附图所示)下各部件之间的相对位置关系、运动情况等，如果该特定姿态发生改变时，则该方向性指示也相应地随之改变。

另外，在本发明中如涉及“第一”、“第二”等的描述仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示其相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是至少两个，例如两个，三个等，除非另有明确具体的限定。

在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“连接”、“固定”等应做广义理解，例如，“固定”可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接，还可以是物理连接或无线通信连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系，除非另有明确的限定。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

另外，本发明各个实施例之间的技术方案可以相互结合，但是必须是以本领域普通技术人员能够实现为基础，当技术方案的结合出现相互矛盾或无法实现时应当认为这种技术方案的结合不存在，也不在本发明要求的保护范围之内。

本实施例公开了一种冲压发动机性能确定方法，利用该方法可以得到燃烧产物及相关气动参数，从而实现对飞行器性能的评估。参考图1-2，为本实施例中给出的发动机构型，其中，图1为一种亚燃冲压发动机构型示意图，图2为一种超燃冲压发动机构型示意图。图1与图2中均划分出多个截面，其中，截面1为来流截面、截面1.1为第一个激波截面、截面1.2为第二个激波截面、截面2为隔离段出口截面、截面3为燃烧室出口截面、截面4为尾喷管出口截面。本实施例中冲压发动机中进气道的构型只具有两道斜激波，因此划分出两个激波截面，即n＝2；当进气道的构型发生变化导致斜激波的数量增加或减少时，激波截面的数量也需要同步增加或减少。、

本实施例中，来流截面的气流参数、激波截面的气流参数、隔离段出口截面的气流参数、燃烧室出口截面的气流参数、尾喷管出口截面的气流参数均包括气流的静压、静温、总温、总压、流速、密度中的至少一种。

参考图3，本实施例中冲压发动机性能确定方法具体包括如下步骤：

步骤1，获取来流截面的气流参数，具体包括来流的气流静压、气流静温与气流流速，其中，来流的气流流速即来流的马赫数。

步骤2，基于本实施例中冲压发动机进气道的构型，建立激波系结构，根据来流截面的气流参数采用斜激波公式得到第一激波截面与第二激波截面的气流参数，具体为：

发动机上各激波对应的激波截面的气流参数为：

式中，a_1.1表示第一个激波截面的进气道偏折角，s_1.1表示第一个激波截面的斜激波角，γ为比热比；M₀为来流截面的气流马赫数，P₀为来流截面的气流静压，T₀为来流截面的气流静温；M_1.1为第一个激波截面的气流马赫数，P_1.1为第一个激波截面的气流静压，T_1.1为第一个激波截面的气流静温，P_t1.1为第一个激波截面的气流总压，T_t1.1为第一个激波截面的气流总温，ρ_1.1为第一个激波截面的气流密度；a_1.2表示第二个激波截面的进气道偏折角，s_1.2表示第二个激波截面的斜激波角，M_1.2为第二个激波截面的气流马赫数，P_1.2为第二个激波截面的气流静压，T_1.2为第二个激波截面的气流静温，P_t1.2为第二个激波截面的气流总压，T_t1.2为第二个激波截面的气流总温，ρ_1.2为第二个激波截面的气流密度，R为空气气体常数，取值为R＝287J/kg·K；

经过式(1)-式(14)即能得到第二个激波截面的气流马赫数M_1.2、气流静压P_1.2、气流静温T_1.2、气流密度ρ_1.2与气流总温T_t1.2。

步骤3，在得到第二个激波截面的气流马赫数、气流静压、气流静温与气流密度后，即能进一步得到隔离段出口截面的气流参数：

若冲压发动机为亚燃冲压发动机，即图1中所示的情况，通过采用正激波公式得到发动机上隔离段出口截面的气流参数，具体为：

式中，M₂为隔离段出口截面的气流马赫数，P₂为隔离段出口截面的气流静压，T₂为隔离段出口截面的气流静温。

若冲压发动机为超燃冲压发动机，即图2中所示的情况，通过采用隔离段经验公式得到发动机上隔离段出口截面的气流马赫数，采通过采用等熵关系式和理想气体方程得到隔离段出口截面的气流静压与气流静温，具体为：

T_t2＝T_t1,2 (21)

Re_θ＝U_1,nθ/v (23)

Re_x＝U_1,nx/v (24)

式中，T_t2为隔离段出口截面的气流总温，D表示特征直径，θ表示动量边界层厚度，x表示隔离段长度，Re_θ表示动量边界层雷诺数,Re_x表示气流雷诺数，v表示气流运动粘度，μ为气流动力粘度，μ₀为273.11K时空气的动力粘度，取值为μ₀＝1.7894×10^-5N·s/m²。

经过式(18)-式(25)即能得到隔离段出口截面的气流马赫数M₂、气流静压P₂与气流静温T₂。

步骤4，根据隔离段出口截面的气流参数通过采用等压燃烧假设结合化学平衡的方法得到燃烧室出口截面的气流参数：

首先，无论是亚燃冲压发动机还是超燃冲压发动机均为等压燃烧模型，即隔离段出口截面和燃烧室出口截面处的静压相等，根据动量守恒也能得到隔离段出口截面和燃烧室出口截面处气流流速也相等，即满足式(26)-(28)：

P₃＝P₂ (26)

U₃＝U₂ (27)

式中，U₂为隔离段出口截面的气流流速，c为声速；U₃为燃烧室出口截面的气流流速，P₃为燃烧室出口截面的气流静；

燃烧室中的燃烧化学反应的元素守恒与热力学第一、第二定律得到发动机上燃烧室出口截面的气流静温T₃；

例如，发动机的燃烧物为化合物C_xH_yO_zN_uS_v，其中x、y、z、u、v分别表示C、H、O、N、S的含量，发动机的燃烧产物含有CO、CO₂、H₂O、N₂、O₂、H₂、SO₂；

燃烧室中的燃烧化学反应为：

C_xH_yO_zN_uS_v+m(O₂+3.76N₂)→n₁CO+n₂CO₂+n₃H₂O+n₄N₂+n₅O₂+n₆H₂+n₇SO₂

其中，(O₂+3.76N₂)为助燃剂，m为可根据当量比确定的助燃剂含量，n₁、n₂、n₃、n₄、n₅、n₆、n₇为燃烧产物的化学计量系数；

通过元素守恒与CO₂、H₂O的逆反应以及热力学第一定律和第二定律得到n₁、n₂、n₃、n₄、n₅、n₆、n_7:和燃烧室出口截面的气流静温T₃：

n₁+n₂＝x (29)

n₁+2n₂+n₃+2n₅+2n₇＝z+2m (30)

2n₃+2n₆＝y (31)

2n₄＝3.76m (32)

n₇＝v (33)

式中，

和

为逆反应的化学平衡常数，可通过吉布斯自由能ΔG确定，

和

可以根据物质热力学库查询，P_standard为热力学中ΔG对应的测量压力，通常为1atm，R_const为通用气体常数，取R_const＝8.314J/(mol·K)。

经过对式(29)-式(37)的求解即能得到燃烧室出口截面的气流静温T₃。其中，求解的具有过程为首先将隔离段截面出口的气流静温T₂给定为T₃的初值，即T₃＝T₂；随后逐步增加T₃的取值，例如每次增加0.1K，此时每个T₃值均会存在相应含量的燃烧产物，直至求出的n₁、n₂、n₃、n₄、n₅、n₆、n₇既满足热力学第一定律也满足热力学第二定律，此时求出的T₃即为平衡温度，即是燃烧室出口截面的气流静温。

再例如，发动机的燃烧物为氢气H₂，，发动机的燃烧产物含有H₂O、N₂、O₂、H₂、H、O；

燃烧室中的燃烧化学反应为：

H₂+m(O₂+3.76N₂)→n₁H₂O+n₂N₂+n₃O₂+n₄H₂+n₅H+n₆O+n₇OH+n₈NO

其中，(O₂+3.76N₂)为助燃剂，m为可根据当量比确定的助燃剂含量，n₁、n₂、n₃、n₄、n₅、n₆、n₇为燃烧产物的化学计量系数；

通过元素守恒与H₂O、OH、NO、O₂、H₂的逆反应以及热力学第一定律和第二定律得到n₁、n₂、n₃、n₄、n₅、n₆、n₇、n_8:和燃烧室出口截面的气流静温T₃：

n₁+n₄+0.5n₅+0.5n₇＝1 (38)

0.5n₁+n₃+0.5n₆+0.5n₇+0.5n₈＝m (39)

n₂+0.5n₈＝3.76m (40)

式中，

K_OH、K_NO、K_O、K_H为逆反应的化学平衡常数，可通过吉布斯自由能ΔG确定。

经过对式(38)-式(45)的求解即能得到燃烧室出口截面的气流静温T₃。

在得到燃烧室出口截面的气流静温T₃后，即能通过常规流体公式得到燃烧室出口截面气流的总温、总压与马赫数，具体为：

式中，T_t3为燃烧室出口截面的气流总温，P_t3为燃烧室出口截面的气流总压，M₃为燃烧室出口截面的气流马赫数；

经过式(26)-式(48)即能得到燃烧室出口截面的气流静温T₃、气流静压P₃、气流总温T_t3、气流总压P_t3。

步骤5，采用理想膨胀假设，根据燃烧室出口截面的气流参数得到尾喷管出口截面的气流参数，具体为：

P₄＝P₀ (49)

P_t4＝P_t3 (50)

T_t4＝T_t3 (51)

式中，P₄为尾喷管出口截面的气流静压，T_t4为尾喷管出口截面的气流总温，P_t4为尾喷管出口截面的气流总压，M₄为尾喷管出口截面的气流马赫数.U₄为尾喷管出口截面的气流流速。

经过式(49)-式(54)即能得到尾喷管出口截面的气流流速U₄。

步骤6，根据尾喷管出口截面的气流参数与来流截面的气流参数得到冲压发动机的性能参数，其中，冲压发动机的性能参数为比推力与比冲，具体为：

I_sp＝[(1+f)U₄-U₀]/(f·g)

式中，F_sp为比推力，I_sp为比冲，f为燃空比，g为重力加速度，F为推力，m₀为来流空气质量流量。

优选的，在步骤4中采用了理想膨胀假设，在实施过程中亦可采用给定喷管膨胀比的方式进行计算，此时需根据下求得燃烧室出口截面的马赫数M₃，再结合式(51)求得燃烧室出口截面处的其他气流参数。

为了验证本实施例中冲压发动机性能确定方法的可靠性，采用了公开文献中HyShotII的飞行实验和地面实验的数据，将其与本实施例中冲压发动机性能确定方法的计算结果对比。本实施例中冲压发动机性能确定方法所计算的发动机在不同因素影响下的性能参数变化如图4-7所示，对比结果如表1所示。从表1可知，采用本实施例中方法得到的计算结果与公开文献中的实验数据误差较小，基本都保持在5％以内，充分说明了本实施例中冲压发动机性能确定方法的准确性。

参考图4-7为采用本实施中冲压发动机性能确定方法得到的发动机在不同因素影响下的性能参数变化示意图，图8为燃烧室产物随发动机工作当量比的分布示意图，通过图8有助于分析不同因素影响下的燃烧室燃烧状况，进而可帮助理解发动机性能参数为什么这样变化。

表1数据对比结果

以上所述仅为本发明的优选实施例，并非因此限制本发明的专利范围，凡是在本发明的发明构思下，利用本发明说明书及附图内容所作的等效结构变换，或直接/间接运用在其他相关的技术领域均包括在本发明的专利保护范围内。

Claims (7)

1.一种冲压发动机性能确定方法，其特征在于，包括如下步骤:

步骤1，获取来流截面的气流参数；

步骤2，根据来流截面的气流参数得到发动机上各激波对应的激波截面的气流参数；

步骤3，根据激波截面的气流参数得到隔离段出口截面的气流参数；

步骤4，根据隔离段出口截面的气流参数通过采用等压燃烧假设结合化学平衡的方法得到燃烧室出口截面的气流参数，具体为：

基于等压燃烧假设得到发动机上燃烧室出口截面的气流静压与气流流速：

P₃＝P₂

U₃＝U₂

式中，U₂为隔离段出口截面的气流流速；U₃为燃烧室出口截面的气流流速，P₃为燃烧室出口截面的气流静压，P₂为隔离段出口截面的气流静压，γ为比热比，R为空气气体常数，T₂为隔离段出口截面的气流静温，M₂为隔离段出口截面的气流马赫数；

基于燃烧室中的燃烧化学反应的元素守恒与热力学第一、第二定律得到发动机上燃烧室出口截面的气流静温T₃及燃烧产物的化学组成，具体为：

基于燃烧室中燃烧物的化学反应的燃烧物与燃烧产物之间的逆反应以及热力学第一定律和第二定律建立方程组，对方程组求解即得到发动机上燃烧室出口截面的气流静温T₃，其求解过程为：首先将隔离段出口截面的气流静温T₂给定为T₃的初值，即T₃＝T₂；随后逐步增加T₃的取值，此时每个T₃值均会存在相应含量的燃烧产物，直至求出的n_1～X既满足热力学第一定律也满足热力学第二定律，此时的T₃即为平衡温度，即是燃烧室出口截面的气流静温，其中，n_1～X表示各燃烧产物的化学计量系数；

基于燃烧室出口截面的气流静压、气流流速、气流静温得到燃烧室出口截面的气流总温、气流总压与气流马赫数：

式中，T_t3为燃烧室出口截面的气流总温，P_t3为燃烧室出口截面的气流总压，M₃为燃烧室出口截面的气流马赫数；

步骤5，根据燃烧室出口截面的气流参数得到尾喷管出口截面的气流参数；

步骤6，根据尾喷管出口截面的气流参数与来流截面的气流参数得到冲压发动机的性能参数。

2.根据权利要求1所述冲压发动机性能确定方法，其特征在于，所述来流截面的气流参数、激波截面的气流参数、隔离段出口截面的气流参数、燃烧室出口截面的气流参数、尾喷管出口截面的气流参数均包括气流的静压、静温、总温、总压、流速、密度中的至少一种。

3.根据权利要求2所述冲压发动机性能确定方法，其特征在于，步骤2中，发动机上各激波对应的激波截面的气流参数为：

式中，a_1.1表示第一个激波截面的进气道偏折角，s_1.1表示第一个激波截面的斜激波角，γ为比热比，R为空气气体常数；M₀为来流截面的气流马赫数，P₀为来流截面的气流静压，T₀为来流截面的气流静温；M_1.1为第一个激波截面的气流马赫数，P_1.1为第一个激波截面的气流静压，T_1.1为第一个激波截面的气流静温，T_t1.1为第一个激波截面的气流总温，ρ_1.1为第一个激波截面的气流密度；M_1.i-1为第i-1个激波截面的气流马赫数，P_1.i-1为第i-1个激波截面的气流静压，T_1.i-1为第i-1个激波截面的气流静温；a_1.i表示第i个激波截面的进气道偏折角，s_1.i表示第i个激波截面的斜激波角，M_1.i为第i个激波截面的气流马赫数，P_1.i为第i个激波截面的气流静压，T_1.i为第i个激波截面的气流静温，T_t1.i为第i个激波截面的气流总温，ρ_1.i为第i个激波截面的气流密度；其中，i＝2,3,……,n；n表示激波截面的总数或发动机上的激波数。

4.根据权利要求3所述冲压发动机性能确定方法，其特征在于，步骤3中，若冲压发动机为亚燃冲压发动机，发动机上隔离段出口截面的气流参数为：

式中，M₂为隔离段出口截面的气流马赫数，P₂为隔离段出口截面的气流静压，T₂为隔离段出口截面的气流静温；M_1.n为第n个激波截面的气流马赫数，P_1.n为第n个激波截面的气流静压，T_1.n为第n个激波截面的气流静温。

5.根据权利要求3所述冲压发动机性能确定方法，其特征在于，步骤3中，若冲压发动机为超燃冲压发动机，发动机上隔离段出口截面的气流参数为：

T_t2＝T_t1,n

Re_θ＝U_1,nθ/v

Re_x＝U_1,nx/v

式中，T_t2为隔离段出口截面的气流总温，T_t1,n为第n个激波截面的气流总温，D表示特征直径，θ表示动量边界层厚度，x表示隔离段长度，Re_θ表示动量边界层雷诺数,Re_x表示气流雷诺数，v表示气流运动粘度，μ为气流动力粘度，μ₀为273.11K时空气的动力粘度，ρ_1.n为第n个激波截面的气流密度。

6.根据权利要求1所述冲压发动机性能确定方法，其特征在于，步骤5中，通过理想膨胀假设方法，得到发动机尾喷管出口截面的气流参数为：

P₄＝P₀

P_t4＝P_t3

T_t4＝T_t3

式中，P₄为尾喷管出口截面的气流静压，T_t4为尾喷管出口截面的气流总温，P_t4为尾喷管出口截面的气流总压，M₄为尾喷管出口截面的气流马赫数，U₄为尾喷管出口截面的气流流速，P₀为来流截面的气流静压。

7.根据权利要求6所述冲压发动机性能确定方法，其特征在于，步骤6中，所述冲压发动机的性能参数为比推力与比冲，具体为：

I_sp＝[(1+f)U₄-U₀]/(fg)

式中，F_sp为比推力，I_sp为比冲，f为燃空比，g为重力加速度，F为推力，m₀为来流空气质量流量。

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