第３ｌ卷第１期
固体火箭技术
ＪｏｕｒｎａｌｏｆＳｏｌｉｄＲｏｃｋｅｔＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙＶ０１．３ｌＮｏ．１２００８固体火箭冲压发动机性能快速预估算法①
王妮，谷良贤
（西北工业大学航天学院，西安７１００７２）
摘要：提出了一种固体火箭冲压发动机性能快速预估方法。在原有模型基础上，加入一维燃烧室热力计算模型和附加阻力计算模型，并以ＶＣ＋４－６．０为平台，开发出通用的发动机性能估算模块。该模块以动态链接库为栽体，支持Ａｕｔｏｍａ－ｔｉｏｎ，既可以单独应用于动力系统性能估算，也可以作为通用模块，应用于导弹总体设计中，实现总体的快速设计及性能分析。初步使用表明，该方法可快速地预估发动机整体性能，大大缩短了设计周期，能够满足方案设计阶段的精度要求。
关键词：固体火箭冲压发动机；性能预估；方案设计
中图分类号：Ｖ４３０文献标识码：Ａ文章编号：１００６－２７９３（２００８）Ｏｌ－００５２－０３
Ｑｕｉｃｋ－ｆｏｒｅｃａｓｔｉｎｇａｌｇｏｒｉｔｈｍｆｏｒｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅｏｆｓｏｌｉｄｒｏｃｋｅｔｒａｍｊｅｔ
ＷＡＮＧＮｉ，ＧＵＬｉａｎｇ—ｘｉａｎ
（ＣｏｎｅｇｅｏｆＡｓｔｒｏｎａｕｔｉｃｓ，ＮｏｒｔｈｗｅｓｔｅｒｎＰｏｌｙｔｅｅｈｎｉｃａｌＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙ，Ｘｉｂｎ７１００７２，Ｃｈｉｎａ）
Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ａｑｕｉｃｋ—ｆｏｒｅｃａｓｔｉｎｇａｌｇｏｒｉｔｈｍｆｏｒｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅｏｆｓｏｌｉｄｒｏｃｋｅｔｒａｍｊｅｔＷａｓｐｕｔｆｏｒｗａｒｄ．Ｂａｓｅｄｏｎｔｈｅｉｎｉｔｉａｌｍｏｄｅｌ，ｔｈｅｏｎｅ—ｄｉｍｅｎｓｉｏｎａｌｃｈａｍｂｅｒｔｈｅｒｍｏｄｙｎａｍｉｃｃａｌｃｕｌａｔｉｏｎｍｏｄｅｌａｎｄｔｈｅａｄｄｉｔｉｏｎａｌｄｒａｇｃａｌｃｕｌａｔｉｏｎｍｏｄｅｌｗｅｒｅｔａｋｅｎｉｎｔｏａｃｃｏｕｎｔ．Ｔａｋ－ｉｎｇＶＣ４－＋６．０
ａｓｐｌａｔｆｏｒｍ．ｔｈｅｇｅｎｅｒａｌｆｏｒｅｃａｓｔｉｎｇｍｏｄｕｌｅＷａｓｄｅｖｅｌｏｐｅｄ．ＤｙｎａｍｉｃｌｉｎｋｏｆｔｈｅｍｏｄｕｌｅＷａｓｕｓｅｄａｓｃａｒｒｉｅｒｔｏｓｕｐ－ｐｏｒｔａｕｔｏｍａｔｉｏｎ，ｗｈｉｃｈｃａｎｎｏｔｏｎｌｙ
ｂｅｉｎｄｉ、ｒｉｄｎａｌｌｙｕｓｅｄｆｏｒｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅｆｏｒｅｃａｓｔｏｆｄｙｎａｍｉｃｓｙｓｔｅｍ，ｂｕｔａｌｓｏｂｅｕｓｅｄｆｏｒｇｅｎｅｒａｌｍｏｄｕｌｅｉｎｔｈｅｓｙｓｔｅｍｄｅｓｉｇｎｏｆｔｈｅｍｉｓｓｉｌｅ８０ａｓｔｏｒｅａｌｉｚｅｑｕｉｃｋｄｅｓｉｇｎａｎｄ：ｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅａｎａｌｙｓｉｓｏｆｔｈｅｓｙｓｔｅｍ．Ｔｈｅａｐｐｌｉｃａｔｉｏｎ弛－ｓｕｉｔｓｓｈｏｗｔｈａｔｔｈｅｍｅｔｈｏｄＣａｎｑｕｉｃｋｌｙｆｏｒｅｃａｓｔｉｎｔｅｇｒａｌｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅｏｆｔｈｅｒａｍｊｅｔ；ｉｎａｄｄｉｔｉｏｎ，ｔｈｅｍｅｔｈｏｄｃａｎｇｒｅａｔｌｙｓｈｏｒｔｅｎｄｅ－ｓｉｇｎｐｅｒｉｏｄａｎｄｍｅｅｔａｃｃｕｒａｃｙｄｅｍａｎｄｓａｔｔｈｅｐｒｏｊｅｃｔｄｅｓｉｇｎｓｔａｇｅ．
Ｋｅｙｗｏｒｄｓ：ｓｏｌｉｄｒｏｃｋｅｔｒａｍｊｅｔ；ｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅｅｓｔｉｍａｔｉｏｎ；ｃｏｎｃｅｐｔｕａｌｄｅｓｉｇｎ
ｌ引言
在飞行器方案设计阶段，快速预估所选发动机的性能参数对于降低设计周期、提高设计效率具有重要的现实意义。目前，对固体火箭冲压发动机（固冲发动机）研究主要有试验和基于ＣＦＤ的数值计算２种方法Ｌｌ，２ｊ。数值计算能够保证较高的计算精度，但由于其计算时间较长、占用计算机资源较多，无法满足方案设计阶段要求。
原有固冲发动机性能计算模型在燃烧室热力计算和附加阻力计算方面主要采用试验数据插值＂］，而在方案设计初期，试验数据是无法得到的。本文在模型上主要改进了上述２种方面，并开发出通用的性能估算模块。该模块以动态链接库为载体，支持Ａｕｔｏｍａ－ｔｉｏｎ，使用者只需选择发动机部分结构参数和推进剂类型，即可迅速得出动力系统性能参数，降低了方案设计
阶段的难度，提高了可靠性。
２性能预估数学模型
固冲发动机性能计算分为设计计算和特性计算。设计计算主要在已知设计点参数和部分几何参数的前提下，确定发动机特征界面尺寸、设计工况下工作参数和性能；特性计算是在完成设计计算和热力计算的基础上，确定发动机在非设计工况下工作参数和性能【３Ｊ。
在模型建立过程中，主要进行以下假设ＨＪ：
（１）多数计算截面上，认定流动是一维的，流动参数可用平均值（或修正系数与平均值之积）代替；
（２）进气道流动为绝热的，喷管流动中，燃气成分冻结不变，总温、比热容比和气体常数均为定值；
（３）在小迎角范围内忽略弹体前部的影响。
①收稿日期：２００６—１２－３０；修回日期：２００７－０３－０９。
作者简介：王妮（１９８２一），女，硕士生，研究方向为飞行器总体设计。Ｅ?ｎｍｉｌ：ｎｉｎｉｓｏｌｄｉｅｒ＠１６３．ｃｏｒｎ一５２—
万方数据
２００８年２月王妮，等：固体火箭冲压发动机性能快速预估算法第１期
２．１设计计算
设计计算从日截面开始，到４截面结束，分别计算各个截面的性能参数。模型中各个截面定义如图１所示。
图ｌ固体火箭冲压发动机截面定义
ｒｉｇ．１Ｓｅｃｔｉｏｎｄｅｓｉｇｎｏｆｓｏｌｉｄｒｏｃｋｅｔｒａｍｊｅｔ
（１）特征截面尺寸计算
特征截面包括燃气发生器喉道截面Ａ小和喷管喉道截面Ａ。，可表示为
Ａ小＝Ｇ，Ｃ＋／（Ｃｒｐｏｃ）（１）
Ａｈ＝Ｇ班√％／（ｍ３盯３ｈＰ∞）（２）式中Ｃ，为喷管流量系数；Ｃ’为推进剂特征速度；矿，。为收敛段总压恢复系数；ｍ，为综合参数，是３－３截面对应的流量公式系数。
（２）各截面参数计算
对１－１截面，忽略中心锥影响，气流参数为来流参数；２－２截面空气流量和截面面积计算式为
ＧＩ＝ｍ２Ｐ０２Ａ２ｑ（Ａ２）／￣／％｜！ｆ（３）
Ａ２／Ａｌ＝９ｊｄｑ（ＡⅣ）／［矿ｊｄｑ（Ａ２）］（４）其中
Ｐ０２＝ｏ－ｉｄＰｏＨ；矿ｊｄ２（１一△矿）盯ｊｄｌｊ
式中Ｐ眈为２－２截面气流总压；Ａｃｔ进气道超临界裕度；Ｏ＇ｊｄ｜ｊ为进气道临界总压恢复系数。
３－３截面加热比ｒ，计算式：
，１－：望ｆ立＋！垒生
３２舂。丽＋丽舂瓦
＋盘轰）（５）由％＝ｒ，％，可计算出３－３截面总温。Ｑ，为补燃室加热量，由热力计算模型中的Ｑ可推算得出。Ａ，值
确定后，即可求出Ｐ∞。
Ｐ元０３＝掣ａ／．，ｏ生ｍ３厉搿忐（６）
ｐ∞’’口Ｌ＾３，＾２＋＾，
４４截面总压恢复盯３４＝口（Ａ铀）／ｑ（Ａ。），喷管出口气流总压Ｐ０４＝盯３４Ｐ∞。
２．２特性计算
发动机额定推力：
ＦＨ：２ｑＨｑｌｄＡ。ｈ掣一１）－ｐ，Ａ。（７）有效推力：
Ｆ，＝ＦＨ—ＣＩｆｑ脚Ａｌ（８）式中Ｃｄ为附加阻力系数。
特性计算与设计点性能计算方法有许多共同之处，在公式上很多可直接利用，只是计算步骤不同。这时需判断进气道的亚Ｉ临界溢流和补燃室的临界状态等。
２．３附加阻力系数计算
超音速进气道在亚临界状态工作时，人口附近会形成一道脱体弓形波，产生亚音速溢流。国内对固冲发动机的研究重点大多放在设计状态，对非设计状态，尤其是亚临界状态的研究较少，从而无法达到算法的程序化。俄罗斯学者对轴对称外压式进气道的附加阻力提出了经验公式Ｈ１（式（９）），经过验证¨３能够满足工程需要。
ｃＩｆ＝（ＩｉＯｉｄ一蛛）
２一Ｃ¨ＯＳ０孙ｋ｛＋舞）
ＡｌＡＪｉｆ＼‘’妒谢Ｊ
＋ｓｉ训ｎｏｋ（?＋舞）（９）式中０。为进气道前锥体的半锥角。
若设计状态为第ｌ道激波封口，则妒；。＝１。
２．４一维燃烧室热力计算
由质量方程、动量方程、能量方程、组分方程和理想气体状态方程，经微分变换及推导，整理后得到一组完整的控制方程。在其中引入化学反应源项，即可得
适用于化学反应流动的热力计算模型。
警＋掣＝‰
业＋！丝！兰：±堡。！Ｕ；
０ｔＯｘ
ｐ筹一睁Ｄ砘帆
彬（ｅ＋譬）印以（ｅ＋譬＋ＲｇＴ）。∞
ａｔ
’
以一
ｒｈｊｄ（ｈｊｄ＋警）＋ｂａ
塑丛＋型：ｒｉｔｊａＹ；＋毗ＯｔＯｘｊａ‘。‘。
式中下标ｊｄ为进气道参数，如而；。为由进气道加入的气流量；Ｑ为单位体积的热增量，推进剂组分确定后，由化学反应动力学模型求出［９１；ｄｒｉｔ油为由于化学反应引起的组分质量变化，对于平衡反应，可据有关经验式指定；对于非平衡反应，ｄ碗，。＝ｆ，Ｍ职妣ｄＶ，ｉ为不同的组分。
一５３—
万方数据
２００８年２月固体火箭技术第３ｌ卷
３算例
采用文献［５］中封口马赫数为１．８时的工况。根
据原模型的相关参数，选取贫氧燃气发生器的推进剂
（ＡＰ／Ｂ／ＨＴＰＢ为４０／４０／２０），利用本文提出的方法进
行发动机特性计算，其结果见图２、图３。
Ｍａ
图２推力系数随飞行马赫数的变化
ｒｉｇ．２Ｒｅｌａｔｉｏｎｓｏｆｔｈｒｕｓｔｃｏｅｆｆｉｃｉｅｎｔａｎｄ
Ｍａｃｈｎｕｍｂｅｒ
图３比冲随飞行马赫数的变化
Ｆｉｇ．３ＲｅｈｆｉｏｍｏｆｓｐｅｃｉｆｉｃｉｍｐｕｌｓｅａｎｄＭａｃｈｎｕｍｂｅｒ
型
由图２和图３可看出，推力系数ｃｈ和比冲Ｌ随着飞行马赫数增加，呈现先增大后减少的趋势，其最大值均出现在封口马赫数附近。原因是在封口马赫数时进气道处于最佳工作状态。当来流马赫数小于封口马赫数时，斜激波波角增加，在进气道入口处产生溢流：马赫数越小，附加阻力越大，推力系数越小；当来流马赫数大于设计马赫数时，速度系数的增加导致空气总温上升，加热比下降，推力系数随着马赫数的增加而下降。
比较原模型与本文模型可知，本文所得结果与原模型结果趋势一致。所得的推力系数和比冲值比原模型小，是由于此工程估算方法所得的结果比实验数据偏大造成旧Ｊ。原模型作为总体一体化设计的一部分已
?－——５４．－——在反舰导弹总体设计中得到应用，因此在无法得到精确插值数据的方案设计初期，用本文所提出的方法能够满足计算精度要求。
４结论
（１）用附加阻力估算方程可替代早期实验数据插值法。计算得出的推力系数和比冲值比原模型小，原因是此工程估算方法得出的结果比实验数据偏大；
（２）用一维燃烧室热力计算得到热力学参数，与原模型相比，解决了热力学数据需要提供的缺点，灵活性更大，适用性范围更广，可满足方案设计精度要求；
（３）既可单独用于动力系统性能估算，也可作为通用模块加入导弹总体设计中，实现总体一体化快速设计，降低了设计工作量，提高了方案设计的效率；
（４）用该方法编制的程序模块以动态链接库为载体，支持Ａｕｔｏｍａｔｉｏｎ，具有很强的通用性。
参考文献：
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ｅｏｍｂｕｓｔｏｒｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅ［Ｒ］．ＡＩＡＡ－２００４－３８７６．
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［９］刘陵，等．超音速燃烧与超音速燃烧冲压发动机［Ｍ］．西安：西北工业大学出版社，１９９３．
（编辑：何晓兴）
万方数据
固体火箭冲压发动机性能快速预估算法
作者：王妮， 谷良贤， WANG Ni， GU Liang-xian
作者单位：西北工业大学,航天学院,西安,710072
刊名：
固体火箭技术
英文刊名：JOURNAL OF SOLID ROCKET TECHNOLOGY
年，卷(期)：2008，31(1)
被引用次数：0次
参考文献(9条)
1.肖学海固体火箭冲压发动机推力计算与实验研究[学位论文] 2004
2.王志吉固体火箭冲压发动机燃烧过程仿真与实验研究[学位论文] 2002
3.朱也夫.马卡伦.刘兴周冲压和火箭-冲压发动机原理 1975
4.姜正行飞机内流场空气动力学 1989
5.谷良贤整体式冲压发动机导弹总体一体化设计[学位论文] 2003
6.Raja Singh Thangadurai G.Subhash Chandran B S Numerical investigation on effect of inlet dump angle on ramjet combustor performance[AIAA-2004-3876.]
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8.周建华.董金钟超声速进气道在亚临界条件下的附加阻力的计算[期刊论文]-航空发动机 2002(03)
9.刘陵超音速燃烧与超音速燃烧冲压发动机 1993
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2．利用工程估算方法建立了气动计算数学模型，特别是加入进气道附加阻力计算模型，进行了气动力分析计算；
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本文研究的内容和得到的一些有意义的结论可为固体火箭冲压发动机的工程研制提供有益的参考。
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超声速进气道及补燃室的设计与性能研究是固体火箭冲压发动机的两大关键技术。超声速进气道的性能优劣决定了补燃室流场内的压强和空气流量，进而影响到冲压发动机的工作性能。本文的主要目的即是对超声速进气道进行优化设计和性能分析，并以此为基础开展超声速进气道/补燃室流场一体化的初步研究，为拓宽固体火箭冲压发动机的工作范围、提高其综合性能提供理论依据和指导。
本文以定常可压缩N-S方程作为控制方程，采用κ-ε双方程模型作为湍流模型，分别建立了超声速进气道的二维、三维流场计算模型和补燃室及一体化流场的湍流燃烧模型，并采用有限体积法对控制方程进行离散。通过大量的数值模拟，得出了以下一些有意义的结果：1.对于工作在一定马赫数范围内的进气道的优化设计，应尽量减小下型面产生的膨胀波的强度，以减弱唇口斜激波与膨胀波的相交与反射，提高总体性能；2.通过理论分析及实验数据的拟合，建立了具有一定精度的进气道性能预估模型；3.超声速进气道的三维流场数值模拟结果与二维数值模拟结果存在较明显的差别，说明进气道侧壁附面层的影响不容忽略；4.进气道三维流场由于侧壁附面层的影响在通道截面上的四个直角处产生了角涡，角涡引起的气流分离使结尾正激波演化为连续的压缩波系，并出现了第二喉部，从而导致总压恢复系数降低，流场不均匀性增强；5.对于采用分段进气构型的补燃室设计，适当增加前后空气流量比，加强了补燃室头部燃气与空气的掺混，提高了下游的反应温度，有利于提高燃烧效率；6.飞行马赫数降低会导致超声速进气道内的结尾激波系被推出口外，进气道转入亚临界状态，发动机性能迅速恶化。
本文链接：https://www.doczj.com/doc/173574751.html,/Periodical_gthjjs200801012.aspx
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6月30日