一种组合动力飞行器的大包线宽速域推进系统机理建模方法技术方案

本发明专利技术涉及一种组合动力飞行器的大包线宽速域推进系统机理建模方法，在现有的RBCC组合动力系统建模方法上增加了跨声速流、边界层引起的核心流面积变化等一些主要的物理量，与实际模型相接近，提高了建模精度。

【技术实现步骤摘要】
一种组合动力飞行器的大包线宽速域推进系统机理建模方法
本专利技术属于组合动力飞行器建模技术研究领域，尤其涉及RBCC动力系统宽速域建模
该建模方法可以广泛应用于各类基于RBCC动力的高超声速飞行器设计及性能分析上。
技术介绍
RBCC(RocketBasedCombinedCycle)动力吸气式高超声速飞行器推进系统内流道建模技术是高超声速飞行器的核心关键技术之一。RBCC发动机既保留了火箭推进在低速(引射火箭模态，0≤Ma≤2.5)的大推重比、稠密大气层外(纯火箭模态，8～10≤Ma)的适用能力，也有着冲压发动机的高比冲和经济性。其中，引射火箭模态和纯火箭模态模型可以根据传统的守恒理论建立，而双模态超燃冲压模型作为其中重要的一部分，是具有较大挑战性的技术。双模态超燃冲压发动机主要分为亚燃冲压(2.5≤Ma≤5.5)和超燃冲压(5.5≤Ma≤8～10)两种运行模态，其建模研究方法主要包括理论机理建模、数值建模以及试验建模等。理论机理建模作为明确的反映双模态超燃冲压发动机物理过程的数学方法，尤其是由于其计算的快速性，特别是针对RBCC组合动力系统的宽速域建模，对吸气式高超声速推本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种组合动力飞行器的大包线宽速域推进系统机理建模方法，其特征在于步骤如下：步骤1：针对飞行器的飞行马赫数和进气道出口条件确定RBCC发动机工作的模态：马赫数小于3为引射模态、马赫数大于3为冲压模态、进气道出口质量流量小于吸气式推进需求限制时为火箭模态；步骤2：对于引射模态，采用公式(6)求得引射系数n，采用公式(3)～(5)求解引射模态出口的气体特性参数cp3、γ3、R3，采用公式(8)和(11)求得出口的速度V3、静温T3和静压p3，其中公式(11)取亚声速解；

【技术特征摘要】
1.一种组合动力飞行器的大包线宽速域推进系统机理建模方法，其特征在于步骤如下：步骤1：针对飞行器的飞行马赫数和进气道出口条件确定RBCC发动机工作的模态：马赫数小于3为引射模态、马赫数大于3为冲压模态、进气道出口质量流量小于吸气式推进需求限制时为火箭模态；步骤2：对于引射模态，采用公式(6)求得引射系数n，采用公式(3)～(5)求解引射模态出口的气体特性参数cp3、γ3、R3，采用公式(8)和(11)求得出口的速度V3、静温T3和静压p3，其中公式(11)取亚声速解；式中，cp为定压比热容，γ为比热比，R为气体常数，为质量流量，n为引射系数，V为流动速度，A为横截面积，T为温度，p为压力；下标1、2、3分别代表引射火箭出口位置、引射来流出口以及混合室出口，下标f代表二次燃料；步骤3：针对双模态超燃冲压发动机模型，首先判断初始马赫数是否大于1，若小于1，则为亚燃模态；若大于1，则为超燃模态，采用Runge-Kutta方法积分常微分方程组(14)～(16)、(17)～(23)，求解未知数ρ、V、p、Ma、T、a、F、Tt、Pt、s，同时采用公式(24)计算核心流面积Ac；采用公式(26)～(27)求解G(x)的值；式中，ρ为密度；Ma为流动马赫数；f′为摩擦系数；D为水力直径；y为燃料速度在主流方向的分量与主流速度的比值；dX是以下三者之和：(1)浸入在控制体边界内流体中的静止物体的阻力，(2)液滴和液雾因为运动速度低于主流速度产生的阻力，(3)重力或其他力作用在控制体内产生的与速度方向相反的力；dQ为反应释热；dWx为壁面传热和做功之和；dH为焓值变化；F为轴向力；Tt为总温；Pt为滞止压力；s为比熵；为通用...

【专利技术属性】
技术研发人员：张栋，程锋，唐硕，
申请(专利权)人：西北工业大学，
类型：发明
国别省市：陕西,61