(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 202210781144.X (22)申请日 2022.07.04 (71)申请人 南京航空航天大 学 地址 210016 江苏省南京市秦淮区御道街 29号 (72)发明人 姚照辉　何纬峰　陈嘉　郭远钊　 余天昊　 (74)专利代理 机构 南京瑞弘专利商标事务所 (普通合伙) 32249 专利代理师 张宁馨 (51)Int.Cl. G06F 30/15(2020.01) G06F 30/17(2020.01) G06F 30/20(2020.01) G06F 119/02(2020.01) (54)发明名称 一种预冷涡轮火箭发动机性能评估方法 (57)摘要 本发明公开了一种预冷涡轮火箭发动机性 能评估方法， 首先对预冷涡轮火箭发动机NUAA ‑ PTRE建立发动机部件级模型， 并控制共同工作方 程的残差达到模 型计算的收敛要求， 以此构建性 能计算方法； 接着通过控制变量法计算发动机参 数， 并根据需求指标选取设计点参数； 最后根据 确定的性能计算方法和设计点参数进行发动机 性能计算及评估； 本发明可 以较为准确、 快速地 计算出NUAA ‑PTRE发动机在不同工 况下的性能参 数， 因此可以更加便利地进行发动设计点参数选 取以及NUAA ‑PTRE发动机的总体性能分析， 进而 提高整机性能参数的预测精度。 权利要求书2页 说明书7页 附图3页 CN 115081117 A 2022.09.20 CN 115081117 A 1.一种预冷涡轮火箭发动机性能评估方法， 其特 征在于， 包括以下步骤： 步骤S1、 针对预冷涡轮火箭发动机NUAA ‑PTRE建立发动机部件级模型， 设定设计点参 数， 并给定已知物性参数， 包括空气常数、 空气定压比热、 燃料比热、 燃料裂解热容、 氧化剂 比热， 控制共同工作方程的残差 达到模型计算的收敛要求， 以此构建性能计算方法； 步骤S2、 通过控制变量法计算发动机参数， 并根据需求指标选取设计点参数， 包括压气 机设计压比、 压气机设计效率、 压气机设计流 量、 涡轮喉部面积和涡轮设计效率； 步骤S3、 基于步骤S1 ‑S2中确定的性能计算方法和设计点 参数进行发动机性能评估。 2.根据权利要求1所述的一种预冷涡轮火箭发动机性 能评估方法， 其特征在于， 所述步 骤S1中的性能计算方法具体包括以下步骤： 步骤S1.1、 基于飞行状态和来流条件， 计算发动机进气道的入口截面参数， 包括来流空 气在入口 的总温、 总压； 步骤S1.2、 根据来流条件和 发动机进气道的入口截面参数， 通过插值法计算发动机临 界总压恢复系数， 进而 得出发动机进气道出口截面参数， 包括发动机进气道出口的总温、 总 压、 声速和空气流速； 步骤S1.3、 根据发动机进气道出口截面参数， 给定第一预冷器的换热有效度、 燃料换热 前进口温度和总压恢复系 数， 计算得出第一预冷器相关参数， 包括第一预冷器入口总温和 总压， 第一预冷器出口总压以及燃料 换热后的出口温度； 步骤S1.4、 根据第一预冷器出口总压， 给定第二预冷器的总压恢复系数， 计算得出第二 预冷器的进口总压和出口总压； 步骤S1.5、 给定第二预冷器的出口总温初始值， 结合计算得出的第二预冷器出口参数 获得转速比， 即流量系 数； 根据压气机设计点参数， 通过插值法得到实际的压气机压比、 效 率和空气流量； 进而 得到压气 机相关参数， 包括压气 机进口总温、 总压、 压气 机出口总温、 总 压和压气机功率； 步骤S1.6、 根据获得的压气机出口总压， 给定理论燃烧室温度和理论燃气热力参数， 计 算得到燃烧室总温和总压； 步骤S1.7、 根据燃烧室总压， 给定涡轮燃气温度和涡轮落压比初始值， 根据燃气温度确 定物性参数， 计算得出涡轮参数， 包括涡轮出口总温、 总压， 燃气流量、 涡轮功 率及涡轮机械 效率； 步骤S1.8、 根据涡轮进 口总压、 燃气流量， 给定混合比和燃料气化比， 计算得出燃气发 生器的总压、 燃料流 量和氧化剂流 量； 步骤S1.9、 根据第一预冷器的进口总温、 燃气流量和给定的燃料热沉计算得出第一预 冷器的出口总温和换 热量； 步骤S1.10、 根据第一预冷器的出口总温、 空气流量和氧化剂流量， 计算获得第二预冷 器的换热量及换 热有效度； 步骤S1.11、 根据压气机和涡轮的功率平衡方程、 预冷装置的换热平衡方程， 判断第二 预冷器的换热有效度和涡轮机械效率是否满足预设条件， 进而验证步骤S1.5 ‑S1.10计算的 相关参数是否正确； 所述压气机与涡轮的功率平衡方程、 预冷装置的换热平衡方程分别如 下：权　利　要　求　书 1/2 页 2 CN 115081117 A 2η2(Ta2,in‑Tox,in)＝Tox,out‑Tox,in 其中 和 分别为压气机和 涡轮的功， ηm为涡轮机械效率； Tox,out和Tox,in依次为氧气进 口总温和出口总温， Ta2,in为第二预冷器的进口总温， η2为第二预冷器的换 热有效度； 当ηm、 η2均满足预设条件时， 代表参数计算正确， 根据空气流量、 燃气流量、 燃料流量计 算燃烧室的余气系数最终得到燃烧室的实际燃烧温度和混合物性参数； 否则需迭代改变第 二预冷器的出口总温以及涡轮落压比， 重新计算 参数直至 ηm、 η2均满足预设条件； 步骤S1.12、 根据燃烧室 混合物性 参数和燃烧室实际燃烧温度计算得到出口空气流速； 步骤S1.13、 根据尾喷管出口空气流速和来流空气流速、 混合物性参数、 空气流量、 燃料 流量、 氧化剂流 量， 计算得到性能参数， 包括比冲、 燃料比冲和发动机推力。 3.根据权利要求1所述的一种预冷涡轮火箭发动机性 能评估方法， 其特征在于， 所述步 骤S2中设计点 参数选取 具体包括以下步骤： 步骤S2.1、 选取设计点工况， 通过控制其他设计点的参数不变， 建立关于单一设计点参 数变化的循环， 进行步骤S1中的计算； 步骤S2.2、 对比不同单一设计点参数情况下计算得出的性能参数变化， 根据设计需求 选取发动机设计点 参数。 4.根据权利要求1所述的一种预冷涡轮火箭发动机性 能评估方法， 其特征在于， 所述步 骤S3中发动机性能评估具体方法如下： 首先规定特定的飞行包线， 通过控制其他设计点参数不变， 建立关于来流气体参数变 化的循环， 并进行步骤S1中的性能计算； 接着通过对比不同参数随工况的变化对比研究发 动机性能。权　利　要　求　书 2/2 页 3 CN 115081117 A 3