吸氣式?jīng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)是高超聲速飛行器的理想推進(jìn)系統(tǒng),沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的流動(dòng)和燃燒過(guò)程復(fù)雜,數(shù)值模擬計(jì)算獲得其推進(jìn)性能耗時(shí)長(zhǎng)、成本高。為了快速獲得超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)性能,采用流推力計(jì)算方法對(duì)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)性能進(jìn)行分析,建立了準(zhǔn)一維流動(dòng)的性能計(jì)算模型,結(jié)果具有較高的精度和可靠度。對(duì)比了等壓燃燒過(guò)程和等面積燃燒過(guò)程對(duì)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)性能的影響,獲得了進(jìn)氣系統(tǒng)、燃燒室和排氣系統(tǒng)對(duì)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的性能影響規(guī)律。流推力計(jì)算方法可用于沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的快速迭代優(yōu)化設(shè)計(jì),對(duì)于吸氣式高超聲速飛行器的飛/推一體化設(shè)計(jì)具有重要參考意義。 

【文章來(lái)源】：導(dǎo)彈與航天運(yùn)載技術(shù). 2020,(05)北大核心CSCD

【文章頁(yè)數(shù)】：6 頁(yè)

【部分圖文】：

美國(guó)X43高超聲速飛行器Fig.1TheX43HypersonicVehicle

下標(biāo)i表示控制體入口截面，下標(biāo)e表示控制體出口截面，下標(biāo)b表示加入控制體的物理量。這些物理量之間并不封閉，為了達(dá)到求解方程組的目的，引入氣體的狀態(tài)方程來(lái)封閉方程組：()()(),,,pThhpTeepTρ=ρ==（4）式中T為流體的靜溫；e為流體的內(nèi)能。超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的流推力分析基于以上方程組，其不同于熱力循環(huán)分析和第一定律分析，氣流推力函數(shù)最容易確定質(zhì)量流量的比推力參數(shù)，其值與發(fā)動(dòng)機(jī)的幾何尺寸無(wú)關(guān)，常用于性能估算。1.2流推力分析的物理過(guò)程圖2為超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)流道的典型截面位置示意。分別對(duì)壓縮部件、燃燒部件和膨脹部件的關(guān)鍵參數(shù)進(jìn)行計(jì)算，建立流推力函數(shù)關(guān)系。圖2超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的簡(jiǎn)化數(shù)學(xué)模型Fig.2SimplifiedMathematicalModelofScramjet0，1，3，4，9，10—部件編號(hào)氣流推力函數(shù)定義為氣體的單位質(zhì)量流量比沖，也就是沖質(zhì)比，數(shù)學(xué)表達(dá)式為2=1aPAmVRTSVmV+=+（5）式中P為壓強(qiáng)；R為氣體常數(shù)；V為氣流速度。首先計(jì)算經(jīng)過(guò)壓縮部件的氣流參數(shù)，進(jìn)氣道和隔離段對(duì)氣流減速增壓，靜溫升高，詳見(jiàn)式（6）~（13）。00020a1RTSVV=+（6）30T=ψT（7）()230pc0V=V2cTψ1（8）33323a1RTSVV=+（9）()(pc/)30cc1cRppψψηη=+（10）式中ψ為氣流靜溫比；pcc為燃燒室內(nèi)的比定壓熱容；cη為壓縮效率，由以下關(guān)系決定：1c11111ψηηψ=（11）()()2c2f10230121111122

黃慧慧等基于流推力計(jì)算的沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)性能分析與總體應(yīng)用第5期41所示。表2發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)輸入表Tab.2TheInputParametersofScramjet參數(shù)數(shù)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針對(duì)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的部組件性能，給定高、平均、低3種不同水平的發(fā)動(dòng)機(jī)性能參數(shù)，其各個(gè)部件參數(shù)如表3所示。表3高中低性能的發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)Tab.3TheParametersofScramjetswithHigh,MediumandLowPerformances參數(shù)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仿真計(jì)算結(jié)果根據(jù)各部件輸入條件，假設(shè)燃燒室中為等壓燃燒，采取流推力函數(shù)分析方法對(duì)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)性能進(jìn)行仿真計(jì)算，結(jié)果如圖3～7所示。圖3等壓燃燒比推力隨馬赫數(shù)的變化關(guān)系Fig.3TheChangeofSpecificThrustwithMachNumberbasedonIsobaricCombustion圖4等壓燃燒比沖隨馬赫數(shù)的變化關(guān)系Fig.4TheChangeofSpecificImpulsewithMachNumberbasedonIsobaricCombustion圖5等壓燃燒壓縮效率隨馬赫數(shù)的變化關(guān)系Fig.5TheChangeofCompressionEfficiencywithMachNumberbasedonIsobaricCombustion

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
[1]吸氣式高超聲速飛行器機(jī)體推進(jìn)一體化技術(shù)研究進(jìn)展[J]. 吳穎川,賀元元,賀偉,樂(lè)嘉陵.  航空學(xué)報(bào). 2015(01)
[2]關(guān)于吸氣式高超聲速推進(jìn)技術(shù)研究的思考[J]. 姜宗林.  力學(xué)進(jìn)展. 2009(04)
[3]吸氣式高超聲速機(jī)體/推進(jìn)一體化飛行器數(shù)值和試驗(yàn)研究[J]. 賀元元,樂(lè)嘉陵,倪鴻禮.  實(shí)驗(yàn)流體力學(xué). 2007(02)



本文編號(hào)：3145485