(19)国家知识产权局 (12)发明 专利申请 (10)申请公布号 (43)申请公布日 (21)申请 号 202210962184.4 (22)申请日 2022.08.11 (71)申请人 西北工业大 学 地址 710072 陕西省西安市友谊西路127号 申请人 北京动力机 械研究所 (72)发明人 陈玉春　张至斌　宋可染　黄新春　 (74)专利代理 机构 西安维赛恩专利代理事务所 (普通合伙) 61257 专利代理师 张瑾 (51)Int.Cl. G06F 30/17(2020.01) (54)发明名称 亚燃冲压发动机非稳态性能估算方法 (57)摘要 本发明涉及一种亚燃冲压发动机非稳态性 能估算方法， 包括计算并确定冲压发动机进气 道、 过渡段、 燃烧室和尾喷管的设计点参数步骤； 根据设计点参数和进气道和尾喷管的流量平衡 关系， 计算确定冲压发动机进气道、 过渡 段、 燃烧 室和尾喷管的非设计点步骤； 建立实际进气道工 作点β残差方程步骤； 在整个非稳态过程逐点迭 代实际进气道工作点β， 获得发动机实际推力 Fn实， 最终获得考虑容积效应的发动机非稳态推 力曲线。 本发 明在进行亚燃冲压发动机非稳态性 能设计时， 可以准确和快速得计算出亚燃冲压发 动机的非稳态条件下的推力， 在 进行亚燃冲压发 动机总体设计时， 能够缩短总体设计人员的设计 迭代周期， 并指导部件设计人员进行详细设计 。 权利要求书6页 说明书13页 附图4页 CN 115169056 A 2022.10.11 CN 115169056 A 1.一种亚燃冲压发动机非稳态性能估算方法， 其特 征在于， 包括如下步骤： 步骤一、 根据给定飞行马赫数Ma、 飞行高度H、 进气道进口流量Wa， 及飞行马赫数Ma在进 气道插值特性 图上的插值的流量系数 和总压恢复系数σ， 依次计算并确定冲压发动机进 气道、 过渡段、 燃烧室和尾喷管的设计点； 所述确定的进气道设计点参数包括： 进气道迎风面积Ac、 进气道出口总温Tout和进气道 出口总压Pout； 所述确定的过渡段设计点参数包括： 过渡段出口总压P22， 过渡段出口总温T22 和过渡段进口换算流量Wac2des； 所述确定的燃烧室设计点参数包括： 燃烧室出口面积A32、 燃 烧室出口总压P32， 燃烧室出口流量Wg32； 所述确定的尾喷管设计点参数包括： 尾喷管喉部面 积A43和尾喷管 出口面积A42； 步骤二、 结合所述冲压发动机进气道、 过渡段、 燃烧室和尾喷管设计点的参数和进气道 和尾喷管的流量平衡关系， 根据公开的标准大气表和非设计点的进气道捕获流量Wa_c、 飞 行马赫数Maoff、 飞行高度Hoff， 计算实际进气道进口总温Tin实和进气道进口总压Pin实， 根据实 际进气道工作点β 和非设计点的飞行马赫数Maoff在进气道插值特性图上的插值流量系数 和总压恢复系数σ1， 计算确定冲压发动机进气道、 过渡段、 燃烧室和尾喷管的非设计点； 所述确定的进气道非设计点参数包括： 非设计点的进气道流量Wa实、 进气道出口总温 Tout实和进气道出口总压Pout实； 所述确定的过渡段非设计点参数包括： 实际过渡段出口总压 P22实， 实际过渡段出口总温T22实， 实际过渡段出口流量Wa22实； 所述确定的燃烧室非设计点参 数包括： 实际燃烧室出口总温T32实、 实际燃烧室出口总压P32实， 燃烧室实际出口流量Wg32实； 所 述确定的尾喷管非设计点 参数包括： 发动机实际推力Fn实和实际尾喷管 所需的总压P8； 步骤三、 根据步骤二得到的实际尾喷管所需的总压P8与已知的实际尾喷管进口总压 P41实构成残差方程， 如下式所示： ERR＝(P41实‑P8)/P41实 通过改变所述的实 际进气道工作点β 改变残差方程的值， 使用牛顿法迭代实 际进气道 工作点β， 当残差的绝对值小于 0.0001时， 视为迭代收敛； 步骤四、 根据非设计点的余气系数α、 飞行马赫数Maoff和飞行高度Hoff随时间Time的变 化规律， 按照步骤三逐点迭代实际进气道工作点β， 从而获得步骤二计算的发动机实际推力 Fn实， 直到Time＝0到给定的时间限制TimeMAX的整个非稳态过程计算完毕， 最终获得考虑容 积效应的发动机非稳态推力曲线。 2.如权利要求1所述的亚燃冲压发动机非稳态性能估算方法， 其特征在于， 所述的步骤 一具体包括以下步骤： 步骤11： 计算所述进气道设计点的步骤： 给定飞行马赫数Ma、 飞行高度H、 进气道进口流 量Wa， 及飞行马赫数Ma在进气道插值特性图上的插值的流 量系数 和总压恢复系数σ； 首先， 根据标准大气表和所述的飞行马 赫数Ma、 飞行高度H计算进气道进口总温Tin和进 气道进口总压Pin， 进气道出口总温Tout等于进气道进口总温Tin； 并根据式： Pout＝σ Pin 计算得到进气道出口总压Pout； 其次， 将所述给定的参数 带入流量连续方程式， 得到：权　利　要　求　书 1/6 页 2 CN 115169056 A 2Wa＝ρ V0A 计算进气道迎风面积Ac， 公式中K为0.0404， 是固定值； q( λ )为流量函数， ρ 为空气密度， V0为来流速度， A为 流管面积； 即， 获得的进气道设计点参数包括： 进气道迎风面积Ac、 进气道出口总温Tout和进气道出 口总压Pout； 步骤12： 计算所述过渡段总压损失的设计点的步骤： 已知过渡段进口总 压P21等于所述进气道出口总 压Pout， 过渡段进口总温T21等于所述进 气道出口总温Tout， 过渡段出口总温T22等于所述过渡段进口总温T21； 过渡段进口流量Wa2等 于所述进气道流量Wa， 过渡段出口流量Wa22等于过渡段进口流量Wa21； 并给定过渡段总压恢 复系数σ2des， 从而计算过渡段出口总压P22， 由所述的过渡段进口总压P21和过渡段总压恢复系数σ2des 计算过渡段 出口总压P22的过程即代 表总压损失； 继续采用已知参数， 根据公式计算过渡段进口换算 流量Wac2des， 即， 获得的过渡段设计点参数包括： 过渡段出口总压P22， 过渡段出口总温T22和过渡段进 口换算流量Wac2des； 步骤13： 计算所述燃烧室 设计点的步骤： 已知过渡段出口截面即为燃烧室进口截面， 以及燃烧室进口总温T31、 燃烧室进口总压 P31、 燃烧室冷态总压恢复系数σ3des、 燃烧室进口流量Wa31、 燃烧室进口马赫数Ma31和燃烧室 出口温度T32； 将已知参数代入流 量连续方程式， 得到： Wa31＝ρ3v3A31 从而计算得到 燃烧室进口面积A31， 式中， ρ3为燃烧室空气密度， v3为燃烧室来 流速度； 然后， 给定燃烧效率ηb， 结合所述的燃烧室出口温度T32， 从而确定燃烧室燃油流量Wfb， 再根据所述的燃烧室燃油流 量Wfb计算燃烧室出口流 量Wg32； 继续采用已知参数， 根据公式计算燃烧室进口换算 流量Wac3des： 由于， 燃烧室是一个等直道， 故燃烧室出口面积A32等于燃烧室进口面积A31； 根据所述的 燃烧室进口总压P31和燃烧室冷态总压恢复系数σ3des， 进而根据流量守恒方程， 由燃烧室进口面积A31， 燃烧室进口流量Wa31， 燃烧室进口总压 P31， 燃烧室进口总温T31求得燃烧室进口气流速度V31； 由燃烧室出口面积A32， 燃烧室出口流 量Wg32， 燃烧室出口总压P32， 燃烧室出口总温T32求得燃烧室出口气流速度V32； 由燃烧室进口 面积A31， 燃烧室进口流量Wa31， 燃烧室进口总压P31， 燃烧室进口总温T31求得燃烧室进口静压权　利　要　求　书 2/6 页 3 CN 115169056 A 3