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高超声速推进理论大作业 高超声速推进理论大作业 张耘隆 赵硕 高超声速推进理论大作业 在H?11km时 11,H56.338静温,静压 TK,216.7pePa,，0.2271000 kk,1k,122,1k总温,总压 ppMa,，(1)TTMa,，(1)t000000t22 这里取H=20km，，则由上面的计算公式知: Ma8,0 ， TK,216.7pPa,5529.300 T =2990.460Kt0 7p =5.398176010，Pat0 ,y1 H10 , H2 H4 H0 H3 Li Ls Lb Ln 选定的参数: 空气的气体常数R=287.1J/(kgK) 空气的定压比热Cp=1005 J/(kgK) 空气的热容比:k=1.4 3设计高度空气的密度: ,,0.08891kg/m0 燃烧室压力为6atm(为什么选择8个大气压，根据什么，如果选择6，7，10个大气压呢,A)其实是根据设计状态时燃烧室的马赫数为2.0左右确定其为8个大气压。 燃烧室的长度Lb=0.8m 展向宽度为:w=0.6m 燃烧室入口的Ma3=2.311177(这个是指定的吗，还是算出来的,如果指定为什么是这么复杂的一个数。我想是你算出来的，那么你怎么保证你算出来的Ma3就是你指定值的附近呢,B)我是通过调整隔离段进口Ma以及背压来实现的 综合A和B，我现在提一个问题，如果你的发动机现在处于亚燃模态，你如何确定你的参数,所以设计过程要需要考虑一下亚燃模态是否能够工作。 选8个大气压在先前的设计中通过计算发现亚燃模态时，燃烧室的速度很小，这里综合超然模态和亚燃模态将燃烧室的压力定为6atm 尾喷管完全膨胀，即 pp,100 高超声速推进理论大作业 张耘隆 赵硕 选择液态氢气为燃料，论文中说超然双模态发动机多选氢气为燃料 单位质量的氢气的释热量 q=44MJ/kg 燃料空气质量比为:f=0.06(参考了王老师提供的国外的那篇设计论文) 假设绕料的喷入速度为燃烧室的速度 1、进气道的参数计算 设定为两道斜激波，且激波角相同，由激波前后参数关系: 22,,(1)sinkMa，21 ,222(1)sin，,kMa,,11 pkk21,222 ,,,Masin1pkk，，111 (1)2kk,2222,,(1sin)(sin1)，,MaMa11T21k,2 ,2(1)k，T221Masin,12(1)k, TT,tt21 T2t1 Ma,,(1)2(1)kT,1 k(1)k,2(1),k PpMa,，(1)222t2 uMakRT, 222 22Masin1,,1 tan,,(1)k，22((sin)1)tanMa,，,,12 这样只要给定隔离段的进口马赫数，就可以利用试算的方法确定激波角，同时物面角也就可 以确定。程序中就是通过这种方法计算出了激波角和物面角。 2、隔离段的计算 假设隔离段为理想流动，则等界面管流中冲量函数不变，总温不变，质量流量守恒，有以下 计算式 pAmupAmu，,，222333 muAuA,,,,222333 AA,23 TT,tt32 高超声速推进理论大作业 张耘隆 赵硕 2pup，,,2223可知: u3,u,22 2u3 TCT,,pt322Cp u3 Ma,3kRT3其他参数可根据以上参数求解 3、燃烧室的计算 按等压方式燃烧 pp,43 Auf，，wfx1+Cf,,uA33 ,,u=u-431+f2(1+f),, ,,，， CT+fCT+fq,pt3pft3b T=t4C+fCppf计算中忽略了摩擦，即认为，燃烧效率取为，因为在参考文献中，C0,,,0.75,,0.74fbb 见国外的一篇设计论文，王老师提供的那篇。 C15383J/(kgK),,pf 这样燃烧室出口的参数全部可以算出 4、尾喷管的计算 假设喷管完全膨胀 取尾喷管的总压恢复系数为 ,,0.98n p=,pt104nt P,p100 k-1p2t10k Ma=()10k-1P10 Tt10 T=10k-121+Ma102 u=MakRT 101010 高超声速推进理论大作业 张耘隆 赵硕 按以上过程完成了发动机的一维参数设计 5、几何尺寸的确定 燃烧室的长度按经验Lb=0.5~1m，这里取Lb=0.8m，展向宽度也依经验取为w=0.5m 1/21/21/2，，1/1,，ss，，Hrs11,，4 ,,0.49()()()1fMaC,,c,11/2Lsrr1211.291/1，，，,，，，，,,b，， ,2uf,3Mafxc1其中:，，， C,0.25~0.45fMae()0.20.8,，r,s,,c1u,33 1/2usu，f3， Mauua,,/u,，，cc133c1/21，s，， 按上面的公式计算的