超燃冲压发动机燃烧室热力喉道的一种新型计算方法

为了研究超燃冲压发动机总体性能一维计算方法，采用一种新的热力喉道计算方法，由燃烧室出口开始沿上游依次进行声速截面假设，利用流量方程、能量方程及总静压方程计算出该截面所有一维参数，再利用解析方法，计算该假设截面的临界燃烧效率梯度，并由此给出热力喉道判断条件，求出热力喉道的位置。用该方法分别对马赫数3.5~6飞行条件下的发动机模型进行了计算，并与传统方法的计算结果进行对比，结果表明:该方法能够快速计算热力学喉道，具有良好的可行性，与传统方法之间的误差均在6%以内。