一种超燃冲压发动机燃烧室性能预估方法技术

本发明专利技术提出一种超燃冲压发动机燃烧室性能预估方法，以为热力喉道为起始点，计算该位置到燃烧室入口、该位置到燃烧室出口的参数分布，避免了以往的一维计算是从燃烧室入口进行计算，热力喉道在求解时容易出现奇异值的问题；本发明专利技术在预估过程中充分考虑了燃烧室的不同工作模态，为宽飞行Ma范围的燃烧室设计提供参考依据。

A combustion chamber performance prediction method for scramjet

The invention provides a scramjet combustor performance prediction method, that thermal throat as a starting point, calculating the position into the combustion chamber, the entrance position to the parameter distribution of the outlet of the combustion chamber, the one-dimensional calculation is calculated from the combustion chamber entrance, singular value problems of heat stress of larynx in the solution; the invention in the prediction process to fully consider the different working modes of the combustion chamber, provide the reference for the design of a wide range of flight Ma combustion chamber.

【技术实现步骤摘要】
一种超燃冲压发动机燃烧室性能预估方法
本专利技术涉及一种超燃冲压发动机燃烧室性能预估方法，属于超燃冲压发动机

技术介绍
双模态超燃冲压发动机是高超声速吸气式飞行器的一种有效的动力装置，其燃烧室可以根据不同飞行条件与燃料喷注情况工作在超燃或者亚燃模态以使发动机的性能达到最优。在双模态超燃冲压发动机研制过程中，其燃烧室性能的预估对发动机初期设计与优化有着重要的指导意义。较为常用的是采用三维全尺寸数值计算方法，使用该方法可以获得较为全面的燃烧室三维流场参数，包括温度、压力、速度、推力、燃烧效率等，但是三维计算的燃烧室网格数量可达到百万甚至千万量级，对计算机性能的要求很高，而且计算的周期非常长，这对于燃烧室初期大量的方案筛选与优化设计来说这显然是不利的。对燃烧室采用一维性能分析方法，可以在非常短的时间内获得燃烧室的沿程参数，包括Ma、速度、温度、压力等，该方法计算量少、耗时少、精度较高，可以对燃烧室的性能进行快速评估。目前，超燃冲压发动机燃烧室性能一维分析主要采用对欧拉控制方程进行求解，主要内容包括：热力喉道位置的求解、隔离段内激波波系的处理、质量添加、摩擦力、燃烧室截面面积的变化等。求解的方向一般是从燃烧室的入口到燃烧室的出口，其中在求解热力喉道的时候非常容易出现奇异值的问题。此外，超燃冲压发动机燃烧室在不同的工作条件下会出现不同的燃烧模态，现有的一维分析中没有专门的针对不同燃烧模态进行相关计算，分析结果状态单一，对宽飞行Ma范围的燃烧室设计不能提供参考依据。
技术实现思路
本专利技术的目的在于克服现有技术不足，提供一种避免求解热力喉道出现奇异值，并充分考了燃烧室的不同工作模态的超燃冲压发动机燃烧室性能预估方法。本专利技术的技术解决方案：一种超燃冲压发动机燃烧室性能预估方法，包括以下步骤，第一步，确定超燃冲压发动机燃烧室的沿程总焓分布；第二步，确定热力喉道的位置；第三步，确定从热力喉道到燃烧释热起始位置d之间最大压力值对应的位置s，即负压力梯度的上游边界截面对应的位置；第四步，确定位置s到燃烧释热起始位置d之间的沿程参数分布；第五步，确定激波串起始位置u，得到燃烧释热起始位置d到激波串起始位置u之间的沿程参数分布；第六步，根据隔离段入口参数确定从隔离段入口到激波串起始位置u之间的沿程参数分布；第七步，判断第五步和第六步得到的激波串起始位置u处的参数是否匹配，若匹配则转入第十一步，若不匹配则转入第八步；第八步，将位置s沿燃烧室流道方向后移Δx，将新位置的值赋值给位置s，其中Δx为位置s后移阈值；第九步，判断位置s是否超过热力喉道的位置，若超过则转入第十步，若没超过则转入第四步；第十步，超燃模态预估，A10.1、将马赫数Ma赋值为1+ΔMa，利用公式得到负压力梯度的上游边界截面对应的位置s，其中ΔMa为马赫数赋值阈值，G(x)通过公式得到，其中k为比热比，w为气流质量流量，W为分子量，D为当量直径，Cf为摩擦系数，Q单位质量气体的净热量，A面积，cp定压比热，T温度，H能量焓；A10.2、重复第四、五、六步；A10.3、判断第五步和第六步得到的激波串起始位置u处的参数是否匹配，若匹配则转入第十二步，若不匹配则转入步骤A10.4；A10.4、给马赫数Ma再增加ΔMa，将新马赫数数值赋值给马赫数Ma，转入步骤A10.2；第十一步，确定从热力喉道到燃烧室出口的沿程参数分布，转入第十三步；第十二步，确定从位置s到燃烧室出口的沿程参数分布，转入第十三步；第十三步，根据第十一步或十二步得到的参数分布情况，进行燃烧室设计。所述判断第五步和第六步得到的激波串起始位置u处的参数是否匹配通过以下步骤实现，A7.1、根据第五步的燃烧释热起始位置d到激波串起始位置u之间的沿程参数分布，得到激波串起始位置u处的马赫数Mau，根据第六步的隔离段入口到激波串起始位置u之间的沿程参数分布，得到激波串起始位置u处的马赫数Ma′u；A7.2、根据公式得到激波串起始位置u处的马赫数误差ε；A7.3、判断马赫数误差ε是否满足ε≤Δε，若满足，则判定为激波串起始位置u处的参数匹配，其中Δε为误差阈值。所述第二步根据热力喉道处Ma＝1和G(x)＝0，利用罗比达法则求解得到热力喉道的位置。所述第八步位置s后移阈值Δx取值范围为Δx∈[1mm，10mm]。所述步骤A10.1中马赫数赋值阈值ΔMa取值范围为0＜ΔMa≤0.01。所述步骤A7.3误差阈值Δε取值范围为Δε≤10-3。本专利技术与现有技术相比的有益效果：(1)本专利技术以为热力喉道为起始点，计算该位置到燃烧室入口、该位置到燃烧室出口的参数分布，避免了以往的一维计算是从燃烧室入口进行计算，热力喉道在求解时容易出现奇异值的问题；(2)本专利技术在预估过程中充分考虑了燃烧室的不同工作模态，为宽飞行Ma范围的燃烧室设计提供参考依据；(3)本专利技术在计算燃烧室的沿程参数时采用变比热(比热随温度的变化而变化)进行计算，预估结果的精度更高，对后续燃烧室设计具有更强的指导意义。附图说明图1为专利技术超燃冲压发动机燃烧室一维物理模型；图2为本专利技术具体实施例燃烧室流道扩张沿程分布；图3为本专利技术超燃冲压发动机燃烧室性能分析方法流程图；图4为本专利技术具体实施例Ma沿程分布；图5为本专利技术具体实施例静压沿程分布；图6为本专利技术具体实施例总压沿程分布；图7为本专利技术具体实施例静温沿程分布；图8为本专利技术具体实施例总温沿程分布；图9为本专利技术燃料喷注分布曲线。附图标记说明：2.隔离段入口、3.燃烧室入口(隔离段出口)、4.燃烧室出口、u.正压力梯度上游边界(激波串起始位置)、d.正压力梯度下游边界(第一喷注位置处x1、燃烧释热起始位置、激波串结束位置)、s.负压力梯度上游边界、*.热力喉道、u-d.绝热分离段、d-s.等压燃烧段、s-4.附壁燃烧段，x.燃烧室长度方向，隔离段入口2为起点，坐标为0。具体实施方式以下结合附图和具体实例对本专利技术进行详细说明。通过本专利技术可以获得燃烧室的一系列沿程参数分布，主要包括Ma、速度、温度、压力等。本专利技术如图1、3所示，通过以下步骤实现：1、确定超燃冲压发动机燃烧室的沿程总焓分布。根据给定的隔离段入口参数和燃烧室流道长度，利用公式(1)得到燃烧室的沿程总焓分布，ht＝ma(hma+0.5V2)+mfhmf(1)总焓ht包括来流的总焓与燃料燃烧的焓值，来流的流量ma，来流的静焓hma，来流的流速V，燃料流量mf，燃料燃烧的焓值hmf。隔离段入口参数和燃烧室流道长度是在总体设计时预先给定的设计值，燃烧室流道长度为图1所示隔离段入口2开始到燃烧室出口4。2、确定热力喉道的位置*。(1)确定燃油的喷注规律，采用如下喷注模型：qmf(x)＝qmf1Y1+qmf2Y2(2)其中qmf1为第一段燃料喷注区域燃料喷注规律：qmf2为第二段燃料喷注区域燃料喷注规律：...

【技术保护点】
一种超燃冲压发动机燃烧室性能预估方法，其特征在于：包括以下步骤，第一步，确定超燃冲压发动机燃烧室的沿程总焓分布；第二步，确定热力喉道的位置；第三步，确定从热力喉道到燃烧释热起始位置d之间最大压力值对应的位置s，即负压力梯度的上游边界截面对应的位置；第四步，确定位置s到燃烧释热起始位置d之间的沿程参数分布；第五步，确定激波串起始位置u，得到燃烧释热起始位置d到激波串起始位置u之间的沿程参数分布；第六步，根据隔离段入口参数确定从隔离段入口到激波串起始位置u之间的沿程参数分布；第七步，判断第五步和第六步得到的激波串起始位置u处的参数是否匹配，若匹配则转入第十一步，若不匹配则转入第八步；第八步，将位置s沿燃烧室流道方向后移Δx，将新位置的值赋值给位置s，其中Δx为位置s后移阈值；第九步，判断位置s是否超过热力喉道的位置，若超过则转入第十步，若没超过则转入第四步；第十步，超燃模态预估，A10.1、将马赫数Ma赋值为1+ΔMa，利用公式

【技术特征摘要】
1.一种超燃冲压发动机燃烧室性能预估方法，其特征在于：包括以下步骤，第一步，确定超燃冲压发动机燃烧室的沿程总焓分布；第二步，确定热力喉道的位置；第三步，确定从热力喉道到燃烧释热起始位置d之间最大压力值对应的位置s，即负压力梯度的上游边界截面对应的位置；第四步，确定位置s到燃烧释热起始位置d之间的沿程参数分布；第五步，确定激波串起始位置u，得到燃烧释热起始位置d到激波串起始位置u之间的沿程参数分布；第六步，根据隔离段入口参数确定从隔离段入口到激波串起始位置u之间的沿程参数分布；第七步，判断第五步和第六步得到的激波串起始位置u处的参数是否匹配，若匹配则转入第十一步，若不匹配则转入第八步；第八步，将位置s沿燃烧室流道方向后移Δx，将新位置的值赋值给位置s，其中Δx为位置s后移阈值；第九步，判断位置s是否超过热力喉道的位置，若超过则转入第十步，若没超过则转入第四步；第十步，超燃模态预估，A10.1、将马赫数Ma赋值为1+ΔMa，利用公式得到负压力梯度的上游边界截面对应的位置s，其中ΔMa为马赫数赋值阈值，G(x)通过公式得到，其中k为比热比，w为气流质量流量，W为分子量，D为当量直径，Cf为摩擦系数，Q单位质量气体的净热量，A面积，cp定压比热，T温度，H能量焓；A10.2、重复第四、五、六步；A10.3、判断第五步和第六步得到的激波串起始位置u处的参数...

【专利技术属性】
技术研发人员：郭新华，冮强，马会民，覃正，周乐仪，
申请(专利权)人：北京动力机械研究所，
类型：发明
国别省市：北京,11