基于流推力计算的冲压发动机性能分析与总体应用
发布时间：2021-04-18 12:38
吸气式冲压发动机是高超声速飞行器的理想推进系统,冲压发动机的流动和燃烧过程复杂,数值模拟计算获得其推进性能耗时长、成本高。为了快速获得超燃冲压发动机性能,采用流推力计算方法对冲压发动机性能进行分析,建立了准一维流动的性能计算模型,结果具有较高的精度和可靠度。对比了等压燃烧过程和等面积燃烧过程对冲压发动机性能的影响,获得了进气系统、燃烧室和排气系统对冲压发动机的性能影响规律。流推力计算方法可用于冲压发动机的快速迭代优化设计,对于吸气式高超声速飞行器的飞/推一体化设计具有重要参考意义。
【文章来源】：导弹与航天运载技术. 2020,(05)北大核心CSCD
【文章页数】：6 页
【部分图文】：
美国X43高超声速飞行器Fig.1TheX43HypersonicVehicle
下标i表示控制体入口截面，下标e表示控制体出口截面，下标b表示加入控制体的物理量。这些物理量之间并不封闭，为了达到求解方程组的目的，引入气体的状态方程来封闭方程组：()()(),,,pThhpTeepTρ=ρ==（4）式中T为流体的静温；e为流体的内能。超燃冲压发动机的流推力分析基于以上方程组，其不同于热力循环分析和第一定律分析，气流推力函数最容易确定质量流量的比推力参数，其值与发动机的几何尺寸无关，常用于性能估算。1.2流推力分析的物理过程图2为超燃冲压发动机流道的典型截面位置示意。分别对压缩部件、燃烧部件和膨胀部件的关键参数进行计算，建立流推力函数关系。图2超燃冲压发动机的简化数学模型Fig.2SimplifiedMathematicalModelofScramjet0，1，3，4，9，10—部件编号气流推力函数定义为气体的单位质量流量比冲，也就是冲质比，数学表达式为2=1aPAmVRTSVmV+=+（5）式中P为压强；R为气体常数；V为气流速度。首先计算经过压缩部件的气流参数，进气道和隔离段对气流减速增压，静温升高，详见式（6）~（13）。00020a1RTSVV=+（6）30T=ψT（7）()230pc0V=V2cTψ1（8）33323a1RTSVV=+（9）()(pc/)30cc1cRppψψηη=+（10）式中ψ为气流静温比；pcc为燃烧室内的比定压热容；cη为压缩效率，由以下关系决定：1c11111ψηηψ=（11）()()2c2f10230121111122
黄慧慧等基于流推力计算的冲压发动机性能分析与总体应用第5期41所示。表2发动机参数输入表Tab.2TheInputParametersofScramjet参数数值ψ6.00q/kPa60f0.065PRfh/（kJ·kg-1）2828fh0oT/K222R/(s2K)289.3PCc/(kJ·(kg·K)-1)1.09bγ1.238f3/xVV0.5f3V/V0.5100p/p1.0针对超燃冲压发动机的部组件性能，给定高、平均、低3种不同水平的发动机性能参数，其各个部件参数如表3所示。表3高中低性能的发动机参数Tab.3TheParametersofScramjetswithHigh,MediumandLowPerformances参数高性能平均性能低性能1η0.950.900.85f3c2wCAA0.0100.0150.020bη0.900.850.80f3c2wCAA0.100.150.20eγ1.2221.2381.225evC0.990.980.97pec/(kJ·(kg·K)-1)1.591.511.42eaC1.000.990.983.2仿真计算结果根据各部件输入条件，假设燃烧室中为等压燃烧，采取流推力函数分析方法对超燃冲压发动机性能进行仿真计算，结果如图3～7所示。图3等压燃烧比推力随马赫数的变化关系Fig.3TheChangeofSpecificThrustwithMachNumberbasedonIsobaricCombustion图4等压燃烧比冲随马赫数的变化关系Fig.4TheChangeofSpecificImpulsewithMachNumberbasedonIsobaricCombustion图5等压燃烧压缩效率随马赫数的变化关系Fig.5TheChangeofCompressionEfficiencywithMachNumberbasedonIsobaricCombustion
【参考文献】：
期刊论文
[1]吸气式高超声速飞行器机体推进一体化技术研究进展[J]. 吴颖川,贺元元,贺伟,乐嘉陵. 航空学报. 2015(01)
[2]关于吸气式高超声速推进技术研究的思考[J]. 姜宗林. 力学进展. 2009(04)
[3]吸气式高超声速机体/推进一体化飞行器数值和试验研究[J]. 贺元元,乐嘉陵,倪鸿礼. 实验流体力学. 2007(02)
本文编号：3145485
【文章来源】：导弹与航天运载技术. 2020,(05)北大核心CSCD
【文章页数】：6 页
【部分图文】：
美国X43高超声速飞行器Fig.1TheX43HypersonicVehicle
下标i表示控制体入口截面，下标e表示控制体出口截面，下标b表示加入控制体的物理量。这些物理量之间并不封闭，为了达到求解方程组的目的，引入气体的状态方程来封闭方程组：()()(),,,pThhpTeepTρ=ρ==（4）式中T为流体的静温；e为流体的内能。超燃冲压发动机的流推力分析基于以上方程组，其不同于热力循环分析和第一定律分析，气流推力函数最容易确定质量流量的比推力参数，其值与发动机的几何尺寸无关，常用于性能估算。1.2流推力分析的物理过程图2为超燃冲压发动机流道的典型截面位置示意。分别对压缩部件、燃烧部件和膨胀部件的关键参数进行计算，建立流推力函数关系。图2超燃冲压发动机的简化数学模型Fig.2SimplifiedMathematicalModelofScramjet0，1，3，4，9，10—部件编号气流推力函数定义为气体的单位质量流量比冲，也就是冲质比，数学表达式为2=1aPAmVRTSVmV+=+（5）式中P为压强；R为气体常数；V为气流速度。首先计算经过压缩部件的气流参数，进气道和隔离段对气流减速增压，静温升高，详见式（6）~（13）。00020a1RTSVV=+（6）30T=ψT（7）()230pc0V=V2cTψ1（8）33323a1RTSVV=+（9）()(pc/)30cc1cRppψψηη=+（10）式中ψ为气流静温比；pcc为燃烧室内的比定压热容；cη为压缩效率，由以下关系决定：1c11111ψηηψ=（11）()()2c2f10230121111122
黄慧慧等基于流推力计算的冲压发动机性能分析与总体应用第5期41所示。表2发动机参数输入表Tab.2TheInputParametersofScramjet参数数值ψ6.00q/kPa60f0.065PRfh/（kJ·kg-1）2828fh0oT/K222R/(s2K)289.3PCc/(kJ·(kg·K)-1)1.09bγ1.238f3/xVV0.5f3V/V0.5100p/p1.0针对超燃冲压发动机的部组件性能，给定高、平均、低3种不同水平的发动机性能参数，其各个部件参数如表3所示。表3高中低性能的发动机参数Tab.3TheParametersofScramjetswithHigh,MediumandLowPerformances参数高性能平均性能低性能1η0.950.900.85f3c2wCAA0.0100.0150.020bη0.900.850.80f3c2wCAA0.100.150.20eγ1.2221.2381.225evC0.990.980.97pec/(kJ·(kg·K)-1)1.591.511.42eaC1.000.990.983.2仿真计算结果根据各部件输入条件，假设燃烧室中为等压燃烧，采取流推力函数分析方法对超燃冲压发动机性能进行仿真计算，结果如图3～7所示。图3等压燃烧比推力随马赫数的变化关系Fig.3TheChangeofSpecificThrustwithMachNumberbasedonIsobaricCombustion图4等压燃烧比冲随马赫数的变化关系Fig.4TheChangeofSpecificImpulsewithMachNumberbasedonIsobaricCombustion图5等压燃烧压缩效率随马赫数的变化关系Fig.5TheChangeofCompressionEfficiencywithMachNumberbasedonIsobaricCombustion
【参考文献】：
期刊论文
[1]吸气式高超声速飞行器机体推进一体化技术研究进展[J]. 吴颖川,贺元元,贺伟,乐嘉陵. 航空学报. 2015(01)
[2]关于吸气式高超声速推进技术研究的思考[J]. 姜宗林. 力学进展. 2009(04)
[3]吸气式高超声速机体/推进一体化飞行器数值和试验研究[J]. 贺元元,乐嘉陵,倪鸿礼. 实验流体力学. 2007(02)
本文编号：3145485
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