CN117629646B - 固体组合冲压发动机性能评估方法及装置 - Google Patents

Abstract

本申请涉及一种固体组合冲压发动机性能评估方法及装置。所述方法包括：基于飞行状态与马赫数得到进气道入口参数及出口参数；考虑富燃燃气燃烧过程中补燃室内部截面面积变化，基于进气道入口参数及第一补燃室静压得到燃面退移率及补燃室固体燃料流量；基于空燃比和入口参数得到富燃燃气流量；基于出口参数、燃面退移率、补燃室固体燃料流量及富燃燃气参数得到补燃室出口总温、出口总压及第二补燃室静压；判断第一补燃室静压与第二补燃室静压的误差值是否小于或等于精度值，若是，则计算喷管出口参数；根据喷管出口参数，得到发动机的输出性能。

Description

固体组合冲压发动机性能评估方法及装置

技术领域

本申请涉及冲压发动机技术领域，特别是涉及一种固体组合冲压发动机性能评估方法及装置。

背景技术

冲压发动机是一种依靠高速迎面空气流的增速减压作用进行工作的空气喷气发动机，相比传统发动机，冲压发动机具有结构简单、可靠性高和启动时间短的特点。它利用固体燃料在燃气发生器内自维持燃烧，产生高焓富燃燃气以声速或超声速喷射进入燃烧室与经过高超声速进气道和隔离段压缩的超声速来流进行掺混燃烧，通过尾喷管排出，产生巨大的推力。

现有的固体火箭冲压发动机一般通过绝热层进行被动防护，但在补燃室内部的富氧环境中，绝热层的烧蚀氧化比较严重，同时，传统的绝热材料不能为发动机性能提供有效帮助，针对这种问题，提出了在传统绝热层的基础上浇注固体燃料，通过固体燃料和传统绝热层的结合的方式来提高固体火箭冲压发动机的性能。当固体燃料燃烧时，补燃室截面变化，会对补燃室出口参数产生一定影响。

现有的对固体式冲压发动机性能的计算分为两种，一种是固体火箭冲压发动机的性能计算，这种计算方法虽然可以计算出发动机性能，但都是对于补燃室截面不变，因此没有考虑绝热层变截面和补燃室固体燃料加质的问题，不能更好的反应其性能；另一种是固体燃料冲压发动机的性能计算方法，虽然使用一维离散方法考虑燃烧室壁面变化对燃烧室燃烧性能的影响，但没有对考虑富燃燃气流带来的性能变化，并且其对燃面退移率的获得使用理论分析的方法，作出了许多与实际不符的假设，使得准确性偏低。

因此，针对上述提出的冲压发动机结构，没有有效的方式进行性能评估研究。

发明内容

基于此，有必要针对上述技术问题，提供一种考虑补燃室截面变化及补燃室热解加质等因素对冲压发动机性能影响的固体组合冲压发动机性能评估方法及装置。

一种固体组合冲压发动机性能评估方法，所述方法包括：

获取飞行状态、马赫数、第一补燃室静压、空燃比及富燃燃气参数；

基于所述飞行状态与所述马赫数得到进气道的入口参数及出口参数；

基于所述空燃比和所述入口参数得到富燃燃气流量；

考虑富燃燃气燃烧过程中补燃室内部截面面积变化，并基于所述进气道入口参数及第一补燃室静压得到燃面退移率及补燃室固体燃料流量；

基于所述出口参数、所述燃面退移率、所述补燃室固体燃料流量及所述富燃燃气参数得到补燃室出口总温、出口总压及第二补燃室静压；

判断所述第一补燃室静压与所述第二补燃室静压的误差值是否小于或等于精度值，若是，则计算喷管出口参数；

根据所述喷管出口参数，得到发动机的输出性能。

其中一个实施例中，基于所述飞行状态与所述马赫数得到进气道的入口参数及出口参数，包括：

基于所述马赫数及进气道结构参数得到进气道总压恢复系数；并基于进气道外部型面几何关系和斜激波理论得到进气道理论流量系数；

根据所述飞行状态、所述马赫数、所述进气道总压恢复系数及所述进气道理论流量系数得到进气道的入口参数及出口参数。

其中一个实施例中，根据所述飞行状态、所述马赫数、所述进气道总压恢复系数及所述进气道理论流量系数得到进气道的入口参数及出口参数，包括：

所述入口参数及所述出口参数的计算表达式为：

；

；

式中，表示空气比热比；/>表示马赫数；/>表示来流总压；/>表示来流空气静压；/>表示来流总温；/>表示出口总温；/>表示出口总压；/>表示空气流量；/>表示来流空气密度；/>表示当地声速；/>表示进气道进口捕获面积；/>表示进气道理论流量系数；/>表示进气道总压恢复系数。

其中一个实施例中，基于所述空燃比和所述入口参数得到富燃燃气流量，所述富燃燃气流量表达式为：

；

式中，表示空燃比，为常数；/>表示空气流量；/>表示富燃燃气流量。

其中一个实施例中，考虑富燃燃气燃烧过程中补燃室内部截面面积变化，并基于所述进气道入口参数及第一补燃室静压得到燃面退移率，包括：

富燃燃气在补燃室二次燃烧时，由于补燃室内部截面变化以及固体燃料加质，考虑富燃燃气燃烧过程中补燃室内部截面面积变化，引入燃面退移率。

基于所述进气道入口参数及第一补燃室静压计算燃面退移率，表达式为：

；

；

式中，为常数，/>为入口空气质量通量，/>为初始补燃室截面面积，/>为补燃室初始直径，/>为入口空气温度，/>表示补燃室静压，/>，/>，/>和/>分别为不同影响参数的幂指数；/>表示空气流量。

其中一个实施例中，基于所述出口参数、所述燃面退移率、所述补燃室固体燃料流量及所述富燃燃气参数得到补燃室出口总温、出口总压及第二补燃室静压，计算表达式为：

；

式中，表示截面直径变化量；/>表示固体燃料密度；/>表示补燃室实时直径；/>表示药柱的长度；/>表示固体燃料添加到补燃室额流量；/>表示补燃室截面面积；/>表示补燃室出口气体的定压比热容；/>表示进气道出口气体的定压比热容；/>表示燃气发生器出口富燃燃气的定压比热容；/>表示二次燃烧热值；/>表示燃气总温；表示补燃室壁面固体燃料的燃烧热值；/>表示补燃室出口总温；/>表示补燃室出口流量；/>表示补燃室出口总压；/>表示补燃室出口特征速度；/>表示补燃室燃气质量增加系数；/>表示冲压喷管喉径；/>表示喷管收缩段总压恢复系数；/>表示补燃室气体比热比；表示补燃室气动系数；/>表示补燃室出口流量函数；/>表示补燃室出口静压与总压之比；/>表示第二补燃室静压。

其中一个实施例中，判断所述第一补燃室静压与所述第二补燃室静压的误差值是否小于或等于精度值，判断表达式为：

；

式中，表示精度值；

若所述第一补燃室静压与所述第二补燃室静压/>的误差值大于所述精度值，则调整补燃室静压/>，重新计算燃面退移率；

若所述第一补燃室静压与所述第二补燃室静压/>的误差值小于或等于精度值，则计算喷管出口参数。

其中一个实施例中，所述补燃室静压的调整方式表示为：

。

其中一个实施例中，根据所述喷管出口参数，得到发动机的输出性能，所述发动机的输出性能包括：

；

式中，表示飞行动压；/>表示空气密度；/>表示空气比热比；/>表示空气静压；/>表示马赫数；/>表示发动机理论推力；/>表示补燃室综合参数；/>表示气动函数；/>表示喷管出口截面积；/>表示发动机实际推力；/>表示进气道阻力；/>表示发动机有效推力系数；/>表示发动机比冲；/>表示进气道进口捕获面积；/>表示发动机最大截面面积。

一种固体组合冲压发动机性能评估装置，所述装置包括：

数据获取模块，用于获取飞行状态、马赫数、第一补燃室静压及空燃比；

参数计算模块，基于所述飞行状态与所述马赫数得到进气道的入口参数及出口参数；基于所述空燃比和所述入口参数得到富燃燃气流量，并基于所述富燃燃气流量得到富燃燃气参数；考虑富燃燃气燃烧过程中补燃室内部截面面积变化，并基于所述进气道入口参数及第一补燃室静压得到燃面退移率及补燃室固体燃料流量；

误差判断模块，基于所述出口参数、所述燃面退移率、所述补燃室固体燃料流量及所述富燃燃气参数得到补燃室出口总温、出口总压及第二补燃室静压；判断所述第一补燃室静压与所述第二补燃室静压的误差值是否小于或等于精度值，若是，则计算喷管出口参数；

性能计算模块：根据所述喷管出口参数，得到发动机的输出性能。

上述固体组合冲压发动机性能评估方法及装置，方法上基于飞行状态与马赫数得到进气道的入口参数及出口参数；考虑富燃燃气燃烧过程中补燃室内部截面面积变化，基于进气道入口参数及第一补燃室静压得到燃面退移率及补燃室固体燃料流量；基于空燃比和入口参数得到富燃燃气流量，并基于富燃燃气流量得到富燃燃气参数；基于出口参数、燃面退移率、补燃室固体燃料流量及富燃燃气参数得到补燃室出口总温、出口总压及第二补燃室静压；判断第一补燃室静压与第二补燃室静压的误差值是否小于或等于精度值，若是，则计算喷管出口参数；根据喷管出口参数，得到发动机的输出性能。

本发明在进行固体组合式冲压发动机的性能进行评估时，考虑了补燃室内部截面面积变化及补燃室热解加质问题，通过仿真求出燃面退移率与补燃室压力、空气气流参数的关系，然后通过燃面退移率计算出补燃室截面变化，并通过迭代计算得到补燃室出口总温、出口总压，通过发动机性能计算公式，计算出发动机推力等性能参数由燃面退移所带来的变化，从而了解固体组合式冲压发动机的性能规律，实现对固体组合式冲压发动机性能的研究。

附图说明

图1为一个实施例中固体组合冲压发动机性能评估方法的流程示意图；

图2为一个实施例中固体组合式冲压发动机外形结构示意图；

图3为一个实施例中双楔进气道流量系数计算示意图；

图4为一个实施例中补燃室气体动力学计算简化示意图；

图5为一个实施例中补燃室局部储能绝热层计算示意图；

图6为一个实施例中固体组合冲压发动机性能评估装置的结构框图；

附图标记说明：

进气道11，补燃室22，固体燃料221，燃气发生器33，冲压喷管44。

具体实施方式

为了使本申请的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本申请进行进一步详细说明。应当理解，此处描述的具体实施例仅仅用以解释本申请，并不用于限定本申请。

需要说明，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，除非另有明确具体地限定。

发明人在对发动机性能进行研究的过程中，发现在具有储能绝热层和含硼贫氧推进剂的冲压发动机在进行性能计算时，没有考虑补燃室截面变化对补燃室出口参数的影响，如补燃室出口总压，总温等参数变化；同时，也没有考虑燃面退移率受多种因素的因素的影响，如补燃室结构尺寸、补燃室静压和进气道出口空气气流参数等的影响。

另一方面，现有的对固体式冲压发动机性能的计算方法，一方面没有考虑储能绝热层变截面和补燃室固体燃料加质的问题，不能更好的反应其性能；另一方面虽然使用一维离散方法考虑了燃烧室壁面变化对燃烧室燃烧性能的影响，但没有考虑富燃燃气流给发动机性能带来的变化，并且其对燃面退移率的获得使用理论分析的方法，作出了许多与实际不符的假设，使得准确性偏低。

因此，发明人考虑上述因素影响，即考虑燃气流、补燃室绝热层截面变化和补燃室绝热层热解加质等因素对发动机性能的影响，从而了解固体组合式冲压发动机的性能规律，实现对固体组合式冲压发动机的性能研究，提出了一种固体组合冲压发动机性能评估方法。

在一个实施例中，如图1所示，提供了一种固体组合冲压发动机性能评估方法，包括以下步骤：

步骤102，获取飞行状态、马赫数、第一补燃室静压、空燃比及富燃燃气参数。

可以理解，如图2所示，为本发明提供的固体组合式冲压发动机外形结构示意图，可以看出，该发动机包括进气道11，补燃室22，燃气发生器33及冲压喷管44；其中，补燃室浇注含有绝热材料及碳氢类固体燃料的壁面。在燃烧过程中，固体燃料221逐渐变薄，补燃室截面面积逐渐变大；同时，固体燃料221热解加质，这些都会对发动机性能产生影响，在性能评估计算时，需要进行考虑。

这里所获取的飞行状态主要为冲压发动机的飞行高度；马赫数为常规计算得到的来流马赫数；第一补燃室静压为预先假设的值，主要用于初始计算，然后与实际计算出的第二补燃室静压进行误差计算，从而使发动机的补燃室静压在误差范围内；空燃比为预先给定的值，主要用来计算富燃燃气流量；富燃燃气参数则是根据所选贫氧推进剂种类来确定的。

步骤104，基于飞行状态与马赫数得到进气道的入口参数及出口参数。

可以理解，这里主要是计算进气道的相关参数。

其中一个实施例中，基于马赫数及进气道结构参数得到进气道总压恢复系数；并基于进气道外部型面几何关系和斜激波理论得到进气道理论流量系数/>。

根据飞行高度、来流马赫数、进气道总压恢复系数/>及进气道理论流量系数/>得到进气道的入口参数及出口参数。

具体地，进气道总压恢复系数表示为：

；

；

式中，表示粘性损失；/>表示来流总压；/>表示进气道出口总压。

如图3所示，根据进气道外部型面几何关系和斜激波理论，可计算进气道理论流量系数，其中，/>，/>分别是第一道和第二道激波的激波角；由第一楔板和第二楔板的转折角/>，/>确定，为进气道结构参数；/>，/>为设计马赫数的激波角。在飞行马赫数不下于设计马赫数下时进气道流量系数取1。

进气道理论流量系数计算表达式为：

。

其中一个实施例中，根据飞行高度、来流马赫数、进气道总压恢复系数/>及进气道理论流量系数/>得到进气道的入口参数及出口参数；入口参数及出口参数的计算表达式为：

；

；

式中，表示空气比热比；/>表示马赫数；/>表示来流总压；/>表示来流总温；/>表示进气道出口总温；/>表示进气道出口总压；/>表示空气流量；/>表示来流空气密度；/>表示当地声速；/>表示进气道进口捕获面积；/>表示进气道理论流量系数；/>表示进气道总压恢复系数。

步骤106，基于空燃比和入口参数得到富燃燃气流量，并基于富燃燃气流量得到富燃燃气参数。

可以理解，该步骤主要计算燃气发生器的相关参数。

具体地，由给定的空燃比的情况下，通过空气流量，计算出富燃燃气流量，并对贫氧推进剂组分使用CEA软件计算热力参数，得到富燃燃气参数，包括燃气总温，二次燃烧热值/>，定压比热容/>等参数。

其中一个实施例中，富燃燃气流量表达式为：

；

式中，表示空燃比，为常数；/>表示空气流量；/>表示富燃燃气流量。

步骤108，考虑富燃燃气燃烧过程中补燃室内部截面面积变化，并基于进气道入口参数及第一补燃室静压得到燃面退移率及补燃室固体燃料流量。

可以理解，如图4和图5所示，由于补燃室壁面含有固体燃料221，富燃燃气在补燃室二次燃烧过程中会发生补燃室内部截面变化和固体燃料加质，考虑富燃燃气燃烧过程中补燃室内部截面面积变化的影响，因此引入一个参数变量燃面退移率；该燃面退移率为固体燃料221的平均燃面退移率。

基于进气道入口参数及第一补燃室静压计算燃面退移率，表达式为：

；

；

式中，为常数，/>为入口空气质量通量，/>为初始补燃室截面面积，/>为补燃室初始直径，/>为入口空气温度，/>表示补燃室静压，/>，/>，/>和/>分别为不同影响参数的幂指数；/>表示空气流量。

可以理解，燃面退移率在初始计算时，采用预先假设的第一补燃室静压/>进行计算，而在后期计算时，则采用实际计算出的第二补燃室静压/>带入上式进行计算。

步骤110，基于出口参数、燃面退移率、补燃室固体燃料流量及富燃燃气参数得到补燃室出口总温、出口总压及第二补燃室静压。

可以理解，该步骤主要计算补燃室的相关参数。

具体地，补燃室出口总温、出口总压及第二补燃室静压的计算表达式为：

；

式中，表示截面直径变化量；/>表示固体燃料密度；/>表示补燃室实时直径，随着固体燃料燃面退移，/>将逐渐增大；/>表示药柱的长度；/>表示固体燃料添加到补燃室额流量；/>表示补燃室截面面积；/>表示补燃室出口气体的定压比热容；/>表示进气道出口气体的定压比热容；/>表示燃气发生器出口富燃燃气的定压比热容；/>表示二次燃烧热值；/>表示燃气总温；/>表示补燃室壁面固体燃料的燃烧热值；/>表示补燃室出口总温；/>表示补燃室出口流量；/>表示补燃室燃气质量增加系数；/>表示补燃室出口总压；/>表示补燃室出口特征速度；/>表示补燃室燃气质量增加系数；/>表示冲压喷管喉部截面积；/>表示喷管收缩段总压恢复系数；/>表示补燃室气体比热比；/>表示补燃室气动系数；/>表示补燃室出口流量函数；/>表示补燃室出口静压与总压之比；表示第二补燃室静压。

联立上式，使用数值迭代法，计算出补燃室出口总温和补燃室出口总压/>及第二补燃室静压/>。

值得说明的是，本方法引入时间变量，从而计算发动机工作时长内补燃室燃面退移率，补燃室截面变化，固体燃料221添加的流量，总压，静压和总温等参数。

进一步具体地，

；

在已知空气来流条件和富燃燃气热力学参数下，不考虑组分变化。补燃室补燃室出口气体的定压比热容，气体常数/>的计算表达式分别为：

；

；

补燃室加热比表示为：

；

补燃室综合参数表示为：

；

式中，—组合量，/>。

补燃室出口特征速度表示为：

；

式中，。

步骤112，判断第一补燃室静压与第二补燃室静压的误差值是否小于或等于精度值，若是，则计算喷管出口参数。

可以理解，第一补燃室静压为假设值，而得到的第二补燃室静压/>为计算值，需要比较第一补燃室静压/>和第二补燃室静压/>的误差，从而判断是否需要调整第一补燃室静压重新进行计算。

在其中一个实施例中，判断第一补燃室静压与第二补燃室静压/>的误差值是否小于或等于精度值，判断表达式为：

；

式中，表示精度值。

若第一补燃室静压与第二补燃室静压/>的误差值大于精度值/>，则调整补燃室静压/>，重新计算燃面退移率；

若第一补燃室静压与第二补燃室静压/>的误差值小于或等于精度值/>，则计算喷管出口参数。

其中一个实施例中，补燃室静压调整方式表示为：/>。

具体地，喷管出口参数包括：

喷管理论气动函数，表示为：

；

；

利用上式，求出喷管理论速度系数。

实际喷管出口速度系数，表示为：

；

喷管总压恢复系数，表示为：

；

喷管出口总压，表示为：

；

式中，表示补燃室出口总压；/>表示冲压喷管喉部截面积；/>表示喷管出口截面面积；/>表示喷管燃烧效率；/>表示 喷管实际气动函数。

步骤114，根据喷管出口参数，得到发动机的输出性能。

可以理解，发动机的输出性能包括推力，比冲等参数，具体求解过程表示为：

；

式中，表示飞行动压；/>表示空气密度；/>表示空气比热比；/>表示空气静压；/>表示马赫数；/>表示发动机理论推力；/>表示补燃室综合参数；/>表示气动函数；/>表示喷管出口截面积；/>表示发动机实际推力；/>表示进气道阻力；/>表示发动机有效推力系数；/>表示发动机比冲；/>表示进气道进口捕获面积；/>表示发动机最大截面面积，一般取/>。

上述固体组合冲压发动机性能评估方法，获取飞行状态、马赫数、第一补燃室静压、空燃比及富燃燃气参数；基于飞行状态与马赫数得到进气道的入口参数及出口参数；考虑富燃燃气燃烧过程中补燃室内部截面面积变化，基于进气道入口参数及第一补燃室静压得到燃面退移率及补燃室固体燃料流量；基于空燃比和入口参数得到富燃燃气流量；基于出口参数、燃面退移率、补燃室固体燃料流量及富燃燃气参数得到补燃室出口总温、出口总压及第二补燃室静压；判断第一补燃室静压与第二补燃室静压的误差值是否小于或等于精度值，若是，则计算喷管出口参数；根据喷管出口参数，得到发动机的输出性能。

本发明在进行固体组合式冲压发动机的性能进行评估时，考虑了补燃室内部截面面积变化及补燃室热解加质问题，通过仿真求出燃面退移率与补燃室压力、空气气流参数的关系，然后通过燃面退移率计算出补燃室截面变化，并通过迭代计算得到补燃室出口总温、出口总压，通过发动机性能计算公式，计算出发动机推力等性能参数由燃面退移所带来的变化，从而了解固体组合式冲压发动机的性能规律，实现对固体组合式冲压发动机性能的研究。

应该理解的是，虽然图1的流程图中的各个步骤按照箭头的指示依次显示，但是这些步骤并不是必然按照箭头指示的顺序依次执行。除非本文中有明确的说明，这些步骤的执行并没有严格的顺序限制，这些步骤可以以其它的顺序执行。而且，图1中的至少一部分步骤可以包括多个子步骤或者多个阶段，这些子步骤或者阶段并不必然是在同一时刻执行完成，而是可以在不同的时刻执行，这些子步骤或者阶段的执行顺序也不必然是依次进行，而是可以与其它步骤或者其它步骤的子步骤或者阶段的至少一部分轮流或者交替地执行。

在一个实施例中，如图6所示，提供了一种固体组合冲压发动机性能评估装置，包括：数据获取模块202、参数计算模块204、误差判断模块206和性能计算模块208，其中：

数据获取模块202，用于获取飞行状态、马赫数、第一补燃室静压及空燃比。

参数计算模块204，基于飞行状态与马赫数得到进气道的入口参数及出口参数；基于空燃比和入口参数得到富燃燃气流量，并基于富燃燃气流量得到富燃燃气参数；考虑富燃燃气燃烧过程中补燃室内部截面面积变化，并基于进气道入口参数及第一补燃室静压得到燃面退移率及补燃室固体燃料流量。

误差判断模块206，基于出口参数、燃面退移率、补燃室固体燃料流量及富燃燃气参数得到补燃室出口总温、出口总压及第二补燃室静压；判断第一补燃室静压与第二补燃室静压的误差值是否小于或等于精度值，若是，则计算喷管出口参数。

性能计算模块208：根据喷管出口参数，得到发动机的输出性能。

关于固体组合冲压发动机性能评估装置的具体限定可以参见上文中对于固体组合冲压发动机性能评估方法的限定，在此不再赘述。上述固体组合冲压发动机性能评估装置中的各个模块可全部或部分通过软件、硬件及其组合来实现。上述各模块可以硬件形式内嵌于或独立于计算机设备中的处理器中，也可以以软件形式存储于计算机设备中的存储器中，以便于处理器调用执行以上各个模块对应的操作。

以上实施例的各技术特征可以进行任意的组合，为使描述简洁，未对上述实施例中的各个技术特征所有可能的组合都进行描述，然而，只要这些技术特征的组合不存在矛盾，都应当认为是本说明书记载的范围。

以上所述实施例仅表达了本申请的几种实施方式，其描述较为具体和详细，但并不能因此而理解为对本发明范围的限制。应当指出的是，对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本申请构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本申请的保护范围。因此，本申请的保护范围应以所附权利要求为准。

Claims (10)

1.一种固体组合冲压发动机性能评估方法，其特征在于，所述方法包括：

获取飞行状态、马赫数、第一补燃室静压、空燃比及富燃燃气参数；

基于所述飞行状态与所述马赫数得到进气道的入口参数及出口参数；

基于所述空燃比和所述入口参数得到富燃燃气流量；

考虑富燃燃气燃烧过程中补燃室内部截面面积变化，并基于所述进气道入口参数及第一补燃室静压得到燃面退移率及补燃室固体燃料流量；

基于所述出口参数、所述燃面退移率、所述补燃室固体燃料流量及所述富燃燃气参数得到补燃室出口总温、出口总压及第二补燃室静压；

判断所述第一补燃室静压与所述第二补燃室静压的误差值是否小于或等于精度值，若是，则计算喷管出口参数；

根据所述喷管出口参数，得到发动机的输出性能。

2.根据权利要求1所述的固体组合冲压发动机性能评估方法，其特征在于，基于所述飞行状态与所述马赫数得到进气道的入口参数及出口参数，包括：

基于所述马赫数及进气道结构参数得到进气道总压恢复系数；并基于进气道外部型面几何关系和斜激波理论得到进气道理论流量系数；

根据所述飞行状态、所述马赫数、所述进气道总压恢复系数及所述进气道理论流量系数得到进气道的入口参数及出口参数。

3.根据权利要求2所述的固体组合冲压发动机性能评估方法，其特征在于，根据所述飞行状态、所述马赫数、所述进气道总压恢复系数及所述进气道理论流量系数得到进气道的入口参数及出口参数，包括：

所述入口参数及所述出口参数的计算表达式为：

；

；

式中，表示空气比热比；/>表示马赫数；/>表示来流总压；/>表示来流空气静压；/>表示来流总温；/>表示出口总温；/>表示出口总压；/>表示空气流量；/>表示来流空气密度；/>表示当地声速；/>表示进气道进口捕获面积；/>表示进气道理论流量系数；/>表示进气道总压恢复系数。

4.根据权利要求1至3任一项所述的固体组合冲压发动机性能评估方法，其特征在于，基于所述空燃比和所述入口参数得到富燃燃气流量，所述富燃燃气流量表达式为：

；

式中，表示空燃比，为常数；/>表示空气流量；/>表示富燃燃气流量。

5.根据权利要求4所述的固体组合冲压发动机性能评估方法，其特征在于，考虑富燃燃气燃烧过程中补燃室内部截面面积变化，并基于所述进气道入口参数及第一补燃室静压得到燃面退移率，包括：

富燃燃气在补燃室二次燃烧时，由于补燃室内部截面变化以及固体燃料加质，考虑富燃燃气燃烧过程中补燃室内部截面面积变化，引入燃面退移率，

基于所述进气道入口参数及第一补燃室静压计算燃面退移率，表达式为：

；

；

式中，为常数，/>为入口空气质量通量，/>为初始补燃室截面面积，/>为补燃室初始直径，/>为入口空气温度，/>表示补燃室静压，/>，/>，/>和/>分别为不同影响参数的幂指数；/>表示空气流量。

6.根据权利要求5所述的固体组合冲压发动机性能评估方法，其特征在于，基于所述出口参数、所述燃面退移率、所述补燃室固体燃料流量及所述富燃燃气参数得到补燃室出口总温、出口总压及第二补燃室静压，计算表达式为：

；

式中，表示截面直径变化量；/>表示固体燃料密度；/>表示补燃室实时直径；表示药柱的长度；/>表示固体燃料添加到补燃室额流量；/>表示补燃室截面面积；/>表示补燃室出口气体的定压比热容；/>表示进气道出口气体的定压比热容；/>表示燃气发生器出口富燃燃气的定压比热容；/>表示二次燃烧热值；/>表示燃气总温；/>表示补燃室壁面固体燃料的燃烧热值；/>表示补燃室出口总温；/>表示补燃室出口流量；/>表示补燃室出口总压；/>表示补燃室出口特征速度；/>表示补燃室燃气质量增加系数；/>表示冲压喷管喉径；/>表示喷管收缩段总压恢复系数；/>表示补燃室气体比热比；/>表示补燃室气动系数；/>表示补燃室出口流量函数；/>表示补燃室出口静压与总压之比；表示第二补燃室静压。

7.根据权利要求6所述的固体组合冲压发动机性能评估方法，其特征在于，判断所述第一补燃室静压与所述第二补燃室静压的误差值是否小于或等于精度值，判断表达式为：

；

式中，表示精度值；

若所述第一补燃室静压与所述第二补燃室静压/>的误差值大于所述精度值，则调整补燃室静压/>，重新计算燃面退移率；

若所述第一补燃室静压与所述第二补燃室静压/>的误差值小于或等于精度值，则计算喷管出口参数。

8.根据权利要求7所述的固体组合冲压发动机性能评估方法，其特征在于，所述补燃室静压的调整方式表示为：

。

9.根据权利要求8所述的固体组合冲压发动机性能评估方法，其特征在于，根据所述喷管出口参数，得到发动机的输出性能，所述发动机的输出性能包括：

；

式中，表示飞行动压；/>表示空气密度；/>表示空气比热比；/>表示来流空气静压；/>表示马赫数；/>表示发动机理论推力；/>表示补燃室综合参数；/>表示气动函数；/>表示喷管出口截面积；/>表示发动机实际推力；/>表示进气道阻力；/>表示发动机有效推力系数；/>表示发动机比冲；/>表示进气道进口捕获面积；/>表示发动机最大截面面积。

10.一种固体组合冲压发动机性能评估装置，其特征在于，所述装置包括：

数据获取模块，用于获取飞行状态、马赫数、第一补燃室静压、空燃比及富燃燃气参数；

参数计算模块，基于所述飞行状态与所述马赫数得到进气道的入口参数及出口参数；基于所述空燃比和所述入口参数得到富燃燃气流量；考虑富燃燃气燃烧过程中补燃室内部截面面积变化，并基于所述进气道入口参数及第一补燃室静压得到燃面退移率及补燃室固体燃料流量；

误差判断模块，基于所述出口参数、所述燃面退移率、所述补燃室固体燃料流量及所述富燃燃气参数得到补燃室出口总温、出口总压及第二补燃室静压；判断所述第一补燃室静压与所述第二补燃室静压的误差值是否小于或等于精度值，若是，则计算喷管出口参数；

性能计算模块：根据所述喷管出口参数，得到发动机的输出性能。