一种改进的冲压发动机一维流分析模型
超燃冲压发动机一维稳态跨声速流动奇异初值问题的一个解法
超燃冲压发动机一维稳态跨声速流动奇异初值问题的一个解法崔涛;于达仁;鲍文【期刊名称】《中国航空学报（英文版）》【年(卷),期】2005(018)002【摘要】超燃冲压发动机燃烧室一维稳态跨声速流动方程在临界声速点存在奇异初值问题,现有的基于L'Hospital法则的求解方法在原理上存在较大的初值误差,影响一维稳态跨声速计算的精度.为此,本文提出了一种基于变量代换的改进算法,通过定义新的流动变量W=-Ma2+2Ma,构造出了非奇异的一维稳态跨声速流动方程.消除了微分方程的奇异性,有效的解决了一维稳态跨声速流动计算过程中存在的奇异初值问题.%Singular initial value problems arise in solving one-dimensional steady transonic flow of dual-mode scramjet. The existing solution method has the problems of large initial value errors in principles. This paper puts forward an improved algorithm based on variable transformation, and constructs a nonsingular one-dimensional steady transonic flow equation by defining a new variable. The improved algorithm can eliminate the singularity of the differential equation, and can solve the singular initial value problems of one-dimensional steady transonic flow of dual-mode scramjet.【总页数】5页(P97-101)【作者】崔涛;于达仁;鲍文【作者单位】College of Energy Science and Engineering,Harbin Institute of Technology,Harbin 150001, China;College of Energy Science and Engineering,Harbin Institute of Technology,Harbin 150001, China;College of Energy Science and Engineering,Harbin Institute of Technology,Harbin 150001, China【正文语种】中文【中图分类】V233.7因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
火箭冲压发动机空气进气道性能的实验研究
火箭冲压发动机空气进气道性能的实验研究本文以火箭冲压发动机空气进气道性能为研究对象，旨在探究进气系统在负荷变化时的动态性能。
研究采用基于一维流体计算的非定常数值模拟，将系统在历程运行状态的进气系统性能与理想工况的性能进行比较并进行验证，并分析系统不同参数的影响，探讨了不同负荷条件下的进气系统性能变化情况。
摘要：本文分析了火箭冲压发动机空气进气道性能，采用基于一维流体计算的非定常数值模拟方法对进气系统在历程运行状态的性能进行模拟，进而探讨了不同负荷条件下的进气系统性能变化情况，为火箭冲压发动机优化空气进气道性能提供了参考意义。
关键词：火箭冲压发动机、空气进气道、非定常数值模拟、性能变化基于一维流体计算的非定常数值模拟方法可以为火箭冲压发动机优化空气进气道性能提供重要参考。
通过数值模拟，可以准确地获得火箭冲压发动机空气进气道的性能特点，从而进行故障诊断和系统参数的优化设计。
此外，该模型还可以提供实时的运行参数及其数据，快速反映运行状况，避免因系统持续运行而导致的损害或系统损坏，从而提高运行安全性和可靠性。
此外，通过数值模拟，可以进一步研究火箭冲压发动机空气进气道的设计工艺参数，优化内部结构，以及影响性能的其他参数，以达到最大效率并优化流量选择，同时有效提升运动性能。
通过数值模拟，可以深入研究火箭冲压发动机空气进气道的参数，探究进气系统在不同负荷条件下的动态性能，快速实现参数的优化设计，同时有效消除噪声并保护环境，从而更好地满足火箭冲压发动机的多种性能需求。
为了更好地利用以上技术，采用详细的计算流程可以更好地优化火箭冲压发动机空气进气道性能。
首先，需要确定进气系统的基本参数，如尺寸、结构，以及系统内部体积等。
然后，可以建立一维流体模型来进行计算，对系统运行状态的进气系统性能及理想工况的性能进行计算并比较，充分检验和证实其正确性。
此外，通过研究不同参数的影响，有助于深入了解系统的功能，提高优化精度。
此外，通过数值模拟，我们可以快速反映系统性能，及时发现存在的问题，从而有效地避免由于运行不当产生的系统损坏，减少维护和保养成本。
几种湍流模型对超燃发动机冷态流场的数值模拟
８ ８
机 电技术
２ ０ １ ３ 年４ 月
宽７ ５ ｒ ｎ ｌ Ｔ ｌ 。其 中 ， 进 气道 的长 度为 １ ８ ０ １ Ｔ Ｉ １ Ｔ Ｉ ，进 口 位置 的偏 转角为 ９ 。， 在 １ ３ ５ １ Ｔ ｎ Ｔ Ｉ 位置 的偏 转角 为 １ ２ 。。 燃烧 段长度 为 ２ ５ ０ ｍｍ， 喉道 宽度 为 ２ ４ １ Ｙ ｌ ｎ ｌ 。 在距 进气 道入 口 ９ ５ ｍｎ ｌ 的位置 上 ，上下表 面各 有 ４个 氢气 喷 口，每个 喷 口直径 为 ２ １ Ｔ ｌ ｎ ｑ ，与 进气 道 壁面 的夹 角为 ４ ５ 。。
图 １ 为 超燃 发动机 模 型 的横 截面 。图 ２为超 燃发 动机 模型 的 ３ Ｄ 视 图 ，其 中两侧 面在进 气道
方 向均 设 有“ Ｖ” 形状 的开 口。 模 型全 长为 ６ ２ ５ ｍ ｌ Ｔ ｌ ，
１ ． １ 标准 ｋ － ￡ 湍 流模 型
作 者简 介 ：陈 Ｉ ￣ ｔ Ｊ （ １ ９ ８ ６ －） ，硕 士研 究生 ，研 究方 向：超 然冲 压发 动机 的数 值模 拟 。
要， 需 要 采 用 不 同的 计算 方 法 来 处 理 相 关 流 场 结
果 。为 了理解 超 声速 燃烧 室 壁面 测得 静压 数据 分
布所 包 含 的 内部流 场 性 质 。 研 究超 声 速 燃 烧 的物 理过 程 “ 。一 维流 场 分析 模 型” 被认 为 在超 声速 燃 烧性 能估 算 方面 是一 种 有力 的工 具 。这种 模 型建 立在 试验 数据 基 础上 ，只考虑 变 量在 流 向上 的变 化 ，可 以直观 的分 析流 场结 果 ，计算 量小 。 本文 简要 的给 出几种 湍流 模 型 的特 点，具 体
早 在上 世纪 ５ ０年 代 ， 研 究人 员就 已经 开始对
超燃冲压发动机内流性能的一维评估_王兰
2008年12月第29卷 第6期推 进 技 术J O U R N A LO FP R O P U L S I O NT E C H N O L O G YD e c .2008V o l .29 N o .6超燃冲压发动机内流性能的一维评估＊王 兰,邢建文,郑忠华,乐嘉陵(中国空气动力研究与发展中心,四川绵阳621000) 摘 要:在准一维E u l e r 方程的基础上,通过增加反映面积变化、摩擦、添质和化学反应放热的源项,发展了超燃冲压发动机推进流道计算的一维软件,可以在很短的时间内提供发动机的推力和摩擦力,同时给出发动机参数沿轴向的变化和出口值。
通过日本国家航空与航天实验室(N A L )的双模态模型氢反应流场计算验证了软件的可靠性后,针对煤油发动机,分析了隔离段和燃烧室扩张角、燃料喷射位置与方式、化学反应放热项的两种不同求解方法、隔离段高度对燃烧室性能的影响,为飞行器设计配备了能稳定激波且性能较好的发动机构型。
关键词:准一维E u l e r 方程;超音速冲压喷气发动机;流道+;流动分布;性能评估中图分类号:V 235.21 文献标识码:A 文章编号:1001-4055(2008)06-0641-05 ＊ 收稿日期:2007-07-25;修订日期:2008-03-26。
基金项目:国家“八六三”高技术研究发展计划(2003A A 723042)。
作者简介:王 兰(1976—),女,博士,研究领域为超燃冲压发动机燃烧室数值模拟和非结构网格应用技术。
E -m a i l :w l w a n g l a n @s i n a .c o mO n e -d i m e n s i o n a l e v a l u a t i o no f t h e s c r a m j e t f l o w p a t h p e r f o r m a n c eW A N GL a n ,X I N GJ i a n -w e n ,Z H E N GZ h o n g -h u a ,L EJ i a -l i n g(C h i n a A e r o d y n a m i c s R e s e a r c h a n dD e v e l o p m e n t C e n t e r ,M i a n y a n g 621000,C h i n a )A b s t r a c t : O n e -d i m e n s i o n a l c o d e f o r t h e c o m p u t a t i o n o f t h e s c r a m j e t f l o w p a t hi s d e v e l o p e db ya d d i n g t h e s o u r c e t e r m s f o r t h ea r e av a r i a t i o n ,f r i c t i o n ,m a s sa d d i t i o na n dc h e m i c a l h e a t r e l e a s et o t h eq u a s i -o n e -d i m e n s i o n a l E u l e r e q u a t i o n s .T h e t h r u s t a n d f r i c t i o n f o r c e s a s w e l l a s t h e p a r a m e t e r s v a r i a t i o n s a l o n gt h e a x i s d i r e c t i o na n dt h ee x i t p a r a m e t e r s o f t h es c r a m j e t w e r e g i v e n i n a s h o r t t i m e .V a l i d a t e db y t h e c o m p u t a t i o n o f t h e r e a c t i n g f l o wo f N A L 's d u a l m o d e s c r a m j e t m o d e l ,t h e i n f l u -e n c e s o f t h e e x p a n d i n g a n g l e s o f t h e i s o l a t o r a n d t h e c o m b u s t o r ,t h e l o c a t i o n a n d t h e m e a n s o f t h e f u e l i n j e c t i o n ,t h e t w o m e t h -o d s t os o l v e t h e c h e m i c a l h e a t r e l e a s e t e r m ,t h e i s o l a t o r h e i g h t t o t h e p e r f o r m a n c e o f t h e s c r a m j e t f u e l e db y k e r o s e n e a r e a n a -l y z e d .T h e s c r a m j e t c o n f i g u r a t i o nw i t h g o o dp e r f o r m a n c e w i t h s t e a d y s h o c k f o r t h e f l y i n g v e h i c l e d e s i g nc a nb e d e m o n s t r a t e d .K e yw o r d s : Q u a s i -o n e -d i m e n s i o n a l E u l e r e q u a t i o n s ;S c r a m j e t ;F l o w p a t h +;F l o wf i e l d ;P e r f o r m a n c e e v a l u a t i o n1 引 言 吸气式高超声速飞行器一体化设计选型阶段,超燃冲压发动机的受力对于评估飞行器整体性能有相当大的影响。
基于一维模型的柴油机润滑系统仿真及实验研究
——————————————收稿日期：2011-10-17作者简介：王斌(1984----)，男，在读硕士，主要研究方向为内燃机性能优化技术。
基于一维模型的柴油机润滑系统仿真及实验研究王斌1， 孙平1， 刘天将1， 董彪;2（1.江苏大学汽车与交通工程学院， 镇江 212013；2. 潍柴动力扬柴股份有限公司，扬州 225009）摘 要：通过一维液压仿真软件对某柴油机润滑系统进行了仿真模拟，根据相关流动参数的仿真模拟结果分析润滑系统的压力分布。
试验研究验证了计算结果的准确性，并通过结构改进优化了柴油机润滑系统的流量和压力分布。
关键词：柴油机，润滑系统，机油压力，一维仿真 中图分类号：TK421 文献标识码：AOne-dimensional simulation and experimental study of lubrication systemof diesel engineWANG bin 1, SUN Ping 1, LIU Tianjiang 1, DONG Biao 2(1. School of Automobile and Traffic Engineering, Jiangsu University, Zhenjiang 212013, China;2. Weichai Power Yangchai Co., Ltd., Yangzhou, Jiangsu 225009, China)Abstract : The lubrication system of diesel engine was simulated by the software of one-dimensional hydraulic system simulation.The simulated results of main hydraulic parameters were showed and the lubrication system pressure distribution was calculated. The accuracy of simulation was verified by experiments, the flow rate and pressure distribution of lubricating system was optimized.Key words : diesel engine, lubrication system, oil pressure, one-dimensional simulation,润滑系统是内燃机的重要系统之一，主要功能是供给内燃机运动摩擦副适当压力和流量的润滑油，保证良好的润滑和清洁磨粒的作用[1]。
超燃冲压发动机燃烧室准一维建模与分析
超燃冲压发动机燃烧室准一维建模与分析张栋;唐硕【摘要】为了研究超燃冲压发动机燃烧室内气流变化规律，通过影响系数法，建立了超燃冲压发动机的准一维模型，该模型考虑了燃料质量添加、壁面传热、截面变化、壁面摩擦等影响因素，同时给出了燃烧室3种模态转换的边界条件。
以单模块超燃冲压发动机为研究对象，仿真分析了超燃无激波模态和超燃斜激波模态下燃油当量比、攻角等参数对燃烧室气流参数的影响，结果表明，气流马赫数随当量比的增大、攻角的增大而减小。
所建立的模型可为超燃冲压发动机总体设计及性能分析提供一种快速分析的手段。
%To study the change regularity of airflow in the combustor of scramjet engine,the influence coefficient method was used to mode the quasi one-dimensional model of scramjet combustor,which contained some influence factors such as fuel quality flow,wall heat transfer, cross-sectional variation and wall friction.The conversion boundary conditions of the three modes of the combustor were also presented in this work.A single-module scramjet engine was taken as study object.The effects of fuel equivalent ratio and attack angle on airflow parameters were simulated under scramjet modes without shock-wave and with oblique shock-wave.The presented model provides a method of the overall design of scramjet engine and performance analysis.【期刊名称】《弹道学报》【年(卷),期】2015(000)001【总页数】7页(P85-91)【关键词】超燃冲压发动机;燃烧室;双模态;一维模型【作者】张栋;唐硕【作者单位】西北工业大学航天飞行动力学技术重点实验室，西安 710072;西北工业大学航天飞行动力学技术重点实验室，西安 710072【正文语种】中文【中图分类】V235Keywords:scramjetengine;combustor;dualmode;one-dimensionalmodel燃烧室是超燃冲压发动机最重要也是研制难度最大的关键部件。
2004一体化超燃冲压发动机初步设计计算模型
(11)
段的进出口参数变化关系如下
(12)
(19)
(13)
温度比
(14) 式中
T2 τ (λ2 ) = = T1 τ (λ1 )
一体化超燃冲压发动机初步设计计算模型
张蒙正 张忠利 葛李虎 仲伟聪
陕西动力机械设计研究所 陕西 西安 710100
摘
要
以总压恢复系数最大为目标 采用等激波强度和等激波角设计方法建立进气道模
型 采用 Ｉｋａｗａ 面积扩张因子 建立燃烧室模型 依据 Ｅｄｗａｒｄ 方法初估尾喷管型面 在此基 础上建立了一体化超燃冲压发动机进气道 隔离段 燃烧室及尾喷管计算模型 并对一体化设 计的超燃冲压发动机模型进行了初步计算 关键词 超燃冲压发动机 中图分类号 Ｖ４３０ 设计计算模型 文献标识码 Ａ 文章编号 （２００５）０１－００１４－０７
1+
k −1 Ma12 2 k −1 2 1+ Ma2 2
(20)
(15)
T1 为隔离段入口静温 K T2 为隔离段出 口静温 K λ1 为隔离段入口速度系数 λ2 为隔 离段出口速度系数 τ (λ ) 为气动函数
压强比
Ma 2 (1 + 2 L Ma2 − Ma12 k + 1 1 4f = + ln 2 D kMa12 Ma2 2k 2 Ma2 (1 +
dp kMa 2 [1 + (k − 1)Ma 2 ] dx =− 4f 2 p 2(1 − Ma ) D
(8)
某乘用车冷却系统一维模拟分析
某乘用车冷却系统一维模拟分析于乾一;王永华;程文;许风玉【摘要】随着高级轿车市场份额的增长,发动机的功率要求也不断提高,体散热量也相应增大.冷却的目的是维持发动机部件的金属温度和温度梯度处于一个合适的水平上,高的热负荷会导致很多耐久性问题,因此对发动机冷却系统提出了高要求.此外随着能源和环境危机的出现,为了满足严格的排放法规和经济性,也对发动机冷却系统提出更高的要求.因此管理热负荷已经成为现代涡轮增压发动机在设计上的一大挑战.为此以一款搭载某型增压发动机的某乘用车冷却系统为研究对象,利用KULI 软件建立冷却系统的一维流动分析模型,在CFD软件计算的支持下,对该乘用车冷却系统中各支路的流量分配进行了分析.结果表明,冷却系统中各支路的流量在一些特定工况下存在问题,还应进一步优化.【期刊名称】《长春理工大学学报（自然科学版）》【年(卷),期】2019(042)001【总页数】4页(P74-77)【关键词】增压发动机;数值分析;冷却系统;一维流动分析【作者】于乾一;王永华;程文;许风玉【作者单位】长春理工大学机电工程学院,长春130022;长春理工大学机电工程学院,长春130022;长春理工大学机电工程学院,长春130022;长春理工大学机电工程学院,长春130022【正文语种】中文【中图分类】TH243冷却系统是车辆的主要系统之一，车辆运行中燃料总热量的20%～30%通过车辆冷却系统进行散热[1]。
各支路中冷却液的流量直接影响冷却系统的散热效果。
然而，冷却系统中的各部件水套形状非常复杂，各管路走向尺寸多样，各部件管路相互连通错综复杂，导致在车辆总布置阶段正确估计各支路流量非常困难[2]。
为了满足严格的排放法规和经济性，对发动机冷却系统提出了更高的要求[3]。
因此管理热负荷已经成为现代涡轮增压发动机在设计上的一大挑战。
传统方法只能依靠经验进行估计，导致冷却系统的设计裕度偏大。
也就意味着车辆可能使用了过大的散热器，发动机选择了过大的水泵，最终导致车辆机舱布置困难、车辆制造成本上升、发动机油耗上升等问题。
- 1、下载文档前请自行甄别文档内容的完整性，平台不提供额外的编辑、内容补充、找答案等附加服务。
- 2、"仅部分预览"的文档,不可在线预览部分如存在完整性等问题,可反馈申请退款(可完整预览的文档不适用该条件!)。
- 3、如文档侵犯您的权益，请联系客服反馈,我们会尽快为您处理(人工客服工作时间：9:00-18:30)。
2.1 第一类分析计算模型
此模型中燃烧室由等截面的隔离段和带扩张角
的 燃 烧 段 组 成 ，物 理 过 程 大 致 分 为 绝 热 压 缩 、等 压 释
热和膨胀释热三个过程。图 1是此类模型的示意图，
表 1对应各特征截面。模型认为逆压梯度的出现使
得 边 界 层 发 生 分 离 ，分 离 区 的 两 个 主 要 特 点 一 是 分
Table 1 Designation of axial locations
Mark 1 2 3 d 3’ s 4
Location Inlet entry Isolator entry Fuel injection Heat release Expander entry Lowest Mach Combustor exit
2014 年 5 月 第 35 卷 第 5 期
推进技术
JOURNAL OF PROPULSION TECHNOLOGY
May 2014 Vol. 35 No. 5
一种改进的冲压发动机一维流分析模型 *
郭金雷，谷良贤，龚春林
（西北工业大学 航天学院，陕西 西安 710072）
摘 要：为了建立一种适用于冲压发动机的不依赖于实验数据的、可以实现多区域跨声速区稳定求
段和膨胀释热段三个过程分别处理
虑 了 燃 烧 室 面 积 变 化 、总 温 变 化 及 摩 擦 的 影 响 ，模 型
dM dx
=
M 2
∙çæ è
-
1 Ac
ö
÷
ø
dAc dx
-
æ 1 + γM2
ç è
2γM
ö ÷ ø
dp pdx
（3）
2.2 第二类分析计算模型
模 型 4［9］在 模 型 1 的 基 础 上 做 了 两 个 改 进 ，更 加
验性的无量纲的有理函数来代表
dM dx
=
M
çæ1 è
+ 1
γ2
-M
1
2
M
2
ö ø÷∙ìíîæèç
-
1 Ac
ö
÷
ø
dAc dx
γM2 2T
ö ÷ ø
dT dx
üý（1） þ
模 型 2［7］在 模 型 1 的 基 础 上 进 行 改 进 ，一 是 将 绝
热 压 缩 段 、等 压 释 热 段 和 膨 胀 释 热 段 合 并 处 理 ，二 是
离 区 压 力 近 似 为 一 常 数 ，二 是 分 离 区 的 存 在 使 得 有
效 流 通 面 积 减 小 ，称 此 时 的 有 效 流 通 面 积 为 芯 流 面
积［8］。
Adiabatic Separated
Diabatic Reattached
2
3
3’
1
p
d
s
4
X2
X3
X3’
X4
Fig. 1 Schematic drawing of one-dimension model
Key words：Ramjet；Combustor；One-dimensional flow analysis；Transonic solution；Performance cal⁃ culation
* 收稿日期：2013-06-16；修订日期：2013-08-15。 作者简介：郭金雷 （1988—），男，硕士生，研究领域为高超声速飞行器。E-mail：758989909@
其 不 需 要 总 温 的 经 验 关 系 式 ，而 是 根 据 实 验 值 或 者
经 验 值 拟 合 函 数 p（x）。 整 个 过 程 中 马 赫 数 的 分 布 由
芯流面积和冲量函数控制
M(x) =
1 γ
æ
ç
è
I(x) p(x)A(x)
-
1ö÷ ø
A(x) Ac(x)
（2）
586
推进技术
2014 年
Abstract：In order to establish a kind of suitable ramjet model which does not depend on the experimental data and it can be used to solve the multiple regions of transonic， the existent one- dimensional flow analysis models for ramjet were classified，summarized and comparatively analyzed. The results show that one-dimension models relied on the experimental static pressure data were difficult to meet the computing needs of the actual per⁃ formance calculation. The isotonic section assumption could be removed， the empirical formula of core flow could be replaced with friction term and the transonic region could be solved by defining a new variable. Accord⁃ ing to this， an improved one- dimensional flow model for ramjet was established， which could get rid of the needs of the experimental data and solve the multiple regions of transonic. The numerical results were compared with the experimental data，the total pressure error was within 5.2%. Compared with other model’s results，the maximum difference in total temperature was 1.3% and the maximum difference in Mach number was 2.7%. The results show good agreement in static pressure，Mach number，total pressure，total temperature etc. The consis⁃ tent results demonstrate that this improved method can be used for ramjet performance calculation.
模 型 1［8］将 绝 热 压 缩 段 2- d 作 为 隔 离 段 单 独 处
理，等压释热段 d-s 和膨胀释热段 s-4 合并处理，合并
后 的 d-4 段 中 马 赫 数 的 分 布 由 芯 流 面 积 Ac 和 总 温 T 控 制 ，芯 流 使 用 经 验 关 系 式 进 行 求 解 ，总 温 用 一 个 经
解的一维流分析计算模型，通过对目前已有的各种冲压发动机一维流分析模型进行分类、总结和对比分
析表明，依靠实验静压数据的一维模型难以满足实际性能计算的需要，去掉等压段假设并用摩擦项替代
芯流经验公式是可行的，多区域跨声速区求解可以通过变量替换法实现。在此基础上，建立了一种改进
的适用于冲压发动机的一维流快速计算模型，该算法不依赖于实验数据，可以实现多区域的跨声速区稳
关 注 双 模 态 的 计 算 分 析 ，一 是 去 掉 了 芯 流 面 积 的 计
模 型 3 也 ［11］ 使 用 驱 动 势 的 方 程 形 式 ，使 用 静 压 关 系 式 控 制 。 最 大 的 特 点 是 将 绝 热 压 缩 段 、等 压 释 热
种模型的特征截面示意图。其燃烧室模型属于 A3～ A5 之 间 ，方 程 的 形 式 类 似 模 型 1。 式（6）求 解 模 型 考
目前比较被认可的冲压发动机一维流分析模型 可以分为三大类：一类是基于 William H Heiser 和 Da⁃ vid T Pratt［8］提 出 的 超 燃 燃 烧 室 一 维 流 物 理 模 型 ，该 模型由于合理简化了冲压发动机的主要物理过程， 得 到 了 广 泛 运 用 ，并 在 其 基 础 上 提 出 了 很 多 改 进 模 型 。 第 二 类 是 改 进 的 求 解 双 模 态 算 法［9］，第 三 类 是 美 国进行 RBCC 概念飞行器设计的通用程序 SCCREAM 。 ［10］ 笔 者 在 分 析 总 结 这 三 类 一 维 流 分 析 模 型 优 缺 点 的 基 础 上 ，提 出 了 一 种 改 进 的 一 维 流 模 型 ，该 模 型 可 以 摆 脱 实 验 静 压 数 据 的 束 缚 ，实 现 多 区 域 的 跨 音 速 区 稳 定 求 解 ，通 过 典 型 算 例 的 计 算 ，将 结 果 与 实 验 数 据 以 及 某 计 算 程 序 进 行 对 比 ，证 明 了 改 进 模 型 的 有 效性。从而建立适用于冲压发动机的一维流快速计 算工具。
定求解。将算例结果与实验数据相比，总压误差在 5.2%以内；与某模型的结果相比，总温相差 1.3%，
马赫数相差 2.7%。新模型的结果在马赫数、静压、总压、总温等参数的计算上较准确，改进方法可方
便快速地用于冲压发动机的性能计算。
关键词：冲压发动机；燃烧室；一维流分析；跨声速求解；性能计算
中图分类号：V513
第 35 卷 第 5 期
一种改进的冲压发动机一维流分析模型