一种组合动力飞行器模态转换过程轨迹优化与控制方案

为应对组合动力飞行器涡轮/冲压发动机模态转换过程中容易出现的推力陷阱问题,开展了组合动力飞行器模态转换阶段飞行/推进一体化保护控制研究。该研究利用组合动力爬升段飞行轨迹优化方法,解决模态转换过程中组合发动机总推力无法满足平飞加速需求的推力陷阱问题。结合轨迹线性化控制方法,完成了宽速域飞行器/发动机一体化轨迹跟踪控制设计,利用迎角、油门等变量的协同调节实现轨迹跟踪控制。仿真结果表明,轨迹优化策略能够在一定程度上克服模态转换过程中的推力不足问题,一体化轨迹线性化控制方法可以有效实现爬升轨迹跟踪,避免模态转换过程对组合动力飞行器飞行任务造成的不利影响。

MHD-Arc-Ramjet联合循环与AJAX间的性能比较

为了提高冲压发动机在更高速度区内的性能,扩展发动机的运行速度范围,需要在并行于发动机的燃烧室处附加一套能量旁路系统。采用热力学方法针对两种带有能量旁路的冲压发动机分别在理想和实际情况下进行了性能分析和比较,结果表明:理想条件下AJAX的单位推力要高于MHD-Arc-Ramjet联合循环;考虑到后者可以在更高的温度下进行能量注入,其在单位推力方面是具有优势的。实际条件下在很宽的飞行Ma范围内MHD-Arc-Ramjet联合循环的单位推力要高于AJAX。

多级电弧对MHD-Arc-Ramjet联合循环发动机性能的影响

MHD-Arc-Ramjet联合循环发动机中电弧数目的增加会改变发动机的循环结构,影响发动机的性能。理论上分析了MHD-Arc-Ramjet联合循环发动机中电弧数目的增加对发动机单位推力的影响,讨论了电弧数目趋于无穷大时的发动机性能,定量给出了不同电弧数目下的发动机单位推力。结果表明,MHD-Arc-Ramjet联合循环发动机的单位推力随着电弧数目的增加而增加;当电弧数目趋于无穷大时,发动机单位推力存在最大值;增加电弧数目所获得的发动机单位推力的增益随着电弧数目的增加而不断减缓。

用于高超声速推进的MHD-Arc-Ramjet联合循环

为了提高冲压发动机在更高速度区内的性能,扩展发动机的运行速度范围,需要在并行于发动机的燃烧室处附加一套能量旁路系统。从能量旁路系统技术实现的角度,分析AJAX(俄罗斯学者提出的一种带有能量旁路的冲压发动机)中能量注入方式的缺点,改用电弧式能量注入方式,形成一种新型的高超声速推进系统——磁流体-电弧-冲压发动机(MHD-Arc-Ramjet)联合循环。热力分析表明:MHD-Arc-Ramjet联合循环的单位推力与AJAX是相当的;由于前者可以在更高的温度下进行能量注入,其在单位推力方面是具有优势的。最后对MHD-Arc-Ramjet联合循环的研究工作做了展望。

高密度烃在冲压发动机再生冷却中适用性研究

为了研究高密度烃是否适用于宽域可调亚燃冲压发动机再生冷却,分析了高密度烃再生冷却关键表征指标及其实验方法研究现状,然后模拟再生冷却系统典型冷却通道结构,在背压3.5 MPa和6.0 MPa工况下,采用单管直流电加热实验系统,开展了HD-01高密度烃热沉及结焦特性研究。研究结果表明:在3.5 MPa背压实验中,出现了燃料温度振荡、管路热声振荡和外壁温度异常升高现象;而在6.0 MPa背压实验中,未发生管路热声振荡现象,燃料温度和外壁温度升高过程均较为平稳。3.5 MPa背压和6.0 MPa背压两种工况的HD-01高密度烃600℃热沉均大于1.8 MJ/kg,在整个实验温度范围内,热沉上升速率变化不明显,表明在600℃内燃料的裂解率不大。在600℃进行长时间加热结焦实验时,加热管进出口压差非常稳定,均没有超过30 kPa,没有出现结焦堵塞使压力急剧上升的情况,表明HD-01高密度烃在600℃以内结焦率很低。从热沉及结焦特性两个关键指标分析可知,HD-01高密度烃适用于最高马赫数5.0的宽域可调亚燃冲压发动机再生冷却。高密度烃用于再生冷却时,冷却通道的设计压力应高于其临界压力值3.6 MPa,并留有足够裕度,以保证发动机再生冷却在全域全温范围内稳定可靠工作。

冲压发动机燃烧室超声速来流横向喷雾轨迹预测模型及动态特性分析研究

为探究超声速来流下圆柱横向射流轨迹及喷雾动态特性,在宽来流马赫数(Ma=1.50,2.02,3.09)条件下开展了不同喷嘴直径与喷注压力的煤油喷雾试验,通过纹影系统捕捉射流图像并进行外边界拟合与频谱分析。建立了考虑射流前激波效应的穿透深度预测模型,最大与平均相对误差较先前的预测模型分别下降约36%和19.1%。通过快速傅里叶变换分析,发现喷雾所受扰动以低频波为主,同时伴有时间特征较为复杂的波动。本征正交分解分析结果证明,喷雾表面同时存在高低频扰动,但低频波占据主导地位,高频波能量较低可被忽略,对应了快速傅里叶变换分析结果;低频波频率与来流有效韦伯数有关,有效韦伯数增大会使波长减小,当喷雾前端的来流速度差别较小时,频率就会增大。

铝/水两相自点火实验和理论研究

针对铝/水冲压发动机水蒸气氛围金属燃料点火燃烧机理不明、基础燃烧实验数据缺乏等问题,基于可视化高压激波管实验平台开展了铝/水两相自点火实验和理论研究,从发光强度及火焰图像、自点火温度和点火延迟3种角度表征了铝粉的温度效应、压力效应和尺度效应,揭示了铝/水和铝/氧点火机理的差异性,构建了铝/水自点火温度预示模型。实验结果表明:铝/水点火模式为小粒径颗粒优先着火,再引燃大粒径铝颗粒着火;临界自点火温度与铝颗粒粒径呈现反向依赖关系;点火延迟时间与温度关系符合Arrhenius关系式,颗粒越大,点火延迟的温度敏感性越高;纳米级铝粉点火延迟呈现较强的压力依赖行为,高压下火焰区域更为集中,铝粉颗粒之间竞争氧化剂更加剧烈;铝粉点火延迟的尺度效应明显,1500K下50.0μm粒径铝粉点火延迟时间约为100nm粒径铝粉的30倍。研究结果表明,铝/水自点火特性优于铝/氧,所构建的铝/水模型对微米颗粒自点火温度的预测值与文献实验值偏差较小。该研究的基础燃烧数据和点火机制理论分析可为铝/水冲压发动机的燃烧组织优化及燃烧室结构设计提供理论依据,为铝/水点火机理和模型的发展提供研究思路。

镁-二氧化碳冲压发动机粉末燃料供应特性研究

为了研究镁-二氧化碳冲压发动机粉末燃料供应特性,搭建了粉末流量实时监测系统、高背压模拟系统和粉末喷注可视化实验系统,对所供应粉末流量的准确性和稳定性、不同载气流量下供粉状态和粉末喷注特性等供应性能进行了详细分析。结果表明:采用气固两相流壅塞式供应方式,可以确保供应系统在模拟发动机工作过程中的高背压环境下稳定且精确地供应粉末,实测粉末流量与理论最大偏差4.8%;为保证发动机工作稳定性,燃烧试验应在载气压力稳定阶段开展,此过程中供粉流量仅与活塞速度和粉末装填密度有关;在研究的载气流量范围内,载气流量对供粉流量影响不明显,但对粉末喷注特性有显著影响。粉末喷注速度随载气流量增大而线性增加,同时喷注锥角随载气流量增大则先减小后增大。综合粉末掺混、分散和发动机组织燃烧性能等多方面考虑,为提高模型冲压发动机理论燃烧性能,在后期点火试验中载气流量与粉末流量比可以初步设计在0.68附近。

受限空间内水下爆轰燃气射流发展特性

为探索脉冲爆轰水冲压发动机水下工作时导水器内燃气射流发展特性,利用可燃气体的爆轰在水下受限空间内产生脉动气泡,对爆轰管在圆筒形受限空间内的水下爆轰燃气射流进行了数值仿真与实验验证。基于雷诺时均基本方程组与k-ε两方程模型耦合流体体积气液界面追踪方法的相输运方程建立受限空间中水下单次燃气射流流场流动模型,使用OpenFOAM中的Compressible Inter Foam求解器对受限空间中脉冲爆轰燃气射流进行数值求解。结果表明:受限空间对水下爆轰的前导激波的影响较小,前导激波幅值与自由空间相比变化不大,由爆轰燃气射流所引起的压力扰动大幅升高且持续时间明显增加,受限空间中各处压力显著高于受限空间之外;受限空间中燃气泡的脉动周期延长至60 ms左右,然而受限空间径向尺寸对燃气泡的脉动周期影响较小。可见,受限空间可提高水下爆轰管出口近场压力并延长燃气射流作用时间,研究结果对脉冲爆轰水冲压发动机推力性能提升方法研究具有重要指导作用。

双燃烧室冲压发动机增强燃烧及发动机性能研究

为深入理解双燃烧室冲压发动机(DCR)增强燃烧机理,以超燃冲压发动机(SCR)为参照,基于CFD数值模拟技术对两类发动机进行了性能对比。燃料选用煤油C12H23,当量比0.8,采用六组分四步化学反应机理。结果表明,DCR能够增强燃烧并提高燃烧效率,且马赫数升高后,其提升效果不降反升。DCR增强燃烧机理在于两点:一是亚燃室的高温高压有效缩短了点火延迟进而促进了燃烧;二是其特殊的“三明治”火焰结构,反应区可同时向内外两个维度传播燃烧,反应面积大幅增大使得燃烧效率更高。DCR也能够提升发动机性能,但当马赫数升高后,由于DCR总压损失明显增大,其性能提升优势有所减弱。

燃烧室前缘扩张角对旋转爆震冲压发动机的影响

针对圆柱形隔离段-燃烧室构型的旋转爆震冲压发动机,开展了总温为860 K、马赫数为2的来流条件下的直连式试验,探讨了燃烧室前缘扩张角(θ=30°,45°,60°,90°)对爆震波传播特性、工况范围及压力分布的影响。结果表明:当燃烧室前缘扩张角为90°时,燃烧模态均为爆燃燃烧;随着扩张角的减小,燃烧模态将会向锯齿波和混合模态(包含单波阶段)转换。当燃烧室前缘扩张角为30°时,旋转爆震的自持工况范围最宽且燃烧室压力最高;同时,随着燃烧室前缘扩张角减小,实现混合模态的当量比下限降低。此外,分析了燃烧模态对来流的影响,发现:锯齿波/混合模态燃烧室内存在的周期性高频压力扰动会使隔离段内的激波串位置前移;混合模态对超声速来流的影响最为显著。

后向台阶-楔体结构对含硼固体火箭超燃冲压发动机燃烧性能影响

为增强含硼固体火箭超燃冲压发动机中空气与燃气掺混,提升火焰稳定性及燃烧效率,在一次燃气侧向进气基础上,补燃室前段增加后向台阶-楔体组合结构,采用数值模拟的方法分析一次燃气进气方式及楔体结构对含硼固体火箭超燃冲压发动机补燃室内燃烧性能的影响。结果表明:当补燃室结构不变时,一次燃气进气位置到后向台阶的距离从0.5d变化到6d时,硼颗粒燃烧效率先增大后减小,在一次燃气进气位置距台阶为1.25d时,硼颗粒燃烧效率最大,为48%;当一次燃气进气角度在45o~170o内时,一次燃气进气角度越大,发动机燃烧效率越高,一次燃气进气角度为170o时总燃烧效率最大,为71.32%;在一次燃气进气方式不变时,取楔体高度与台阶高度之比分别为0.40、0.50、0.55、0.60、0.65、0.70、0.75、1.00,随着比值增大,总压恢复系数减小,硼颗粒燃烧效率先增大后减小,当楔体高度与台阶高度之比为0.60时,硼颗粒燃烧效率最大,为53.2%。

宽量程高速电阻层析成像系统设计与实验研究

为准确识别水下冲压发动机工作管道截面气液两相流流型,该文提出将电阻层析成像(ERT)技术用于管道截面的图像重建。基于现场可编程门阵列(FPGA)控制器设计了一套12电极的管道截面高速ERT成像系统,系统采用线性反投影算法对截面图像进行重建,通过实验验证了系统测量结果的正确性以及图像重建的可行性。实验结果表明系统量程可达10 k?、实时测速可达51 f/s,能够准确测量管道截面敏感场内的边界电压,可对模拟环境中的水下冲压发动机管道截面进行图像重建。

旋流组合稳焰的宽范围亚燃冲压燃烧室性能研究

拓宽冲压发动机的稳定工作范围对于发展组合循环发动机技术意义重大。为兼顾火焰稳定和总压恢复性能,在亚燃冲压燃烧室中提出局部旋流组合稳焰方式。在燃烧室入口前加装2个总阻塞比仅为9.6%的旋流器,与突扩结构共同作为火焰稳定装置。在Ma1.5和Ma3的来流条件下,对不同的煤油喷注方式、点火位置、喉部面积和运行当量比对燃烧室特性的影响进行了实验研究。结果表明,相较于无旋流器时,旋流稳焰以1%左右的总压损失为代价,Ma1.5时使得点火边界下降了64.7%,联焰边界下降了14.8%,成功下拓了亚燃冲压燃烧室的点火和火焰稳定范围。旋流器单独供油还能使得点火当量比进一步下拓至0.13,下降幅度达到74.5%。对于点火边界来说,受煤油穿透和分布影响,单外喷优于单内喷,点火位置对单内喷的点火有一定影响,而喉部面积对点火影响不大。对于联焰边界来说,单内喷和单外喷很难实现联焰;内外都喷时,随着当量比增加,火焰实现联焰且长度明显增大。对于燃烧效率而言,单外喷燃烧效率最高,随当量比的增加燃烧效率呈下降趋势,而Ma=3时,来流总温的升高使得燃烧效率提高至η> 0.87。

内壁扩张角度对冲压旋转爆轰燃烧室工作特性影响的数值研究

为研究内壁扩张角度对冲压旋转爆轰燃烧室工作特性的影响,构建了内壁扩张角度从0°~6°变化的5种扩张型燃烧室,基于乙烯-空气对带有凹腔结构的冲压旋转爆轰燃烧室进行三维数值模拟,分析了不同扩张角度下燃烧室的流场特征。计算结果表明:采用扩张型流道可有效减弱新鲜燃料层内的提前燃烧现象,随着扩张角度增大,爆轰波波头高度增加,爆轰波传播稳定性增强;扩张型流道对爆轰波后燃烧产物起到整体加速作用,并未起到整流作用;凹腔结构中涡核中心随着扩张角度的增大逐渐向凹腔后缘壁面移动,回流进入凹腔底部的新鲜燃料增多,凹腔对主流区新鲜燃料卷吸作用增强;采用扩张型流道后,燃烧室凹腔段总压增益和燃烧室出口总压均随扩张角度的增大而降低。

冲压增程制导炮弹气动特性分析及爬升段优化

为实现爬升段燃料消耗最少,对巡航式冲压增程制导炮弹进行气动特性分析及弹道/发动机一体化优化。采用工程算法对炮弹进行气动参数计算,综合考虑了发动机与气动、弹道模块的耦合特性,建立了多约束条件下的炮弹弹道优化模型,采用Radau伪谱法对炮弹进行爬升段弹道优化。仿真结果表明,所设计的炮弹外形具有良好的气动特性和操稳特性,优化后爬升段燃料消耗减少了5.7 kg,可为巡航段飞行提供更多燃料。

二元超声速混压式进气道亚临界稳定裕度研究

为了研究内收缩比和来流马赫数对二元超声速混压式进气道亚临界稳定裕度的影响规律及失稳机制,采用二维非定常仿真方法研究了内收缩比(ICR)为1.04~1.25的进气道在来流马赫数Ma0为2.4的条件下,以及内收缩比为1.08的进气道在来流马赫数为2.2~2.8条件下,其由稳态向失稳状态转变的过程。研究结果表明:(1)当Ma0=2.4时,在1.04≤ICR≤1.12内,随着ICR增加,亚临界稳定裕度ζ减小;1.16≤ICR≤1.25内,随着ICR增加,亚临界稳定裕度增大。(2)在内收缩比为1.08的条件下,马赫数变化引起的分离激波角和分离包再附压升两个关键因素变化共同主宰着进气道亚临界稳定裕度的变化趋势。(3)总体上,根据稳定亚临界初始状态的三相点无量纲高度?b是否大于1可将进气道的亚临界稳定裕度变化情形分为两类,当?b<1时,ζ随着?b的增加而减小;当?b> 1时,ζ随着?b的增加而增加。

粉末燃料典型流化装置流量调节对流化的影响

粉末燃料供应系统是实现粉末冲压发动机流量调节的最关键技术,供应系统的优劣直接影响发动机性能,也是需要解决的主要问题之一。本文运用欧拉连续介质方法对粉末燃料典型流化装置流量调节对流化的影响进行研究,探究流量调节过程中等固气比调节对流化的影响,分析粉末在存储罐、流化区域、出口管路上的分布规律。通过分析等固气比调节的输出粉末质量流量变化规律、粉末分布、罐体气相压降判断粉末流化效果的优劣,进而完成粉末燃料典型流化装置流量调节对流化影响的研究。结果表明,随着输入粉末质量流量的增大,粉末供应到达稳定供应状态的时长逐渐减小;输入粉末平均质量流通量在12732.4~16976.5 kg/(m2·s)的设计工况,到达稳定供应状态需要的时间短,是较为理想的输入粉末质量流量的设计工况;粉末燃料供应系统为欠阻尼系统,供应系统开机后推力增加的过程中,阻尼振荡频率随着输出粉末质量流量的增大而增大;在到达稳定前,流化区域形成的旋流影响范围先增大再变小后保持稳定(或者消失),旋流具有稳定粉末供应的作用。

不同粒度级配的硼基粉末燃料装填特性和流动性

为了阐明粒度级配对粉末燃料装填特性和流动性的影响规律,提高粉末冲压发动机工作性能,以硼基粉末燃料为对象,研究了颗粒物性和级配方式等对粉末燃料装填特性和流动性的影响,并利用粉末供给系统验证了级配粉末的流化输运性能。结果表明,大粒径颗粒间隙中填充小粒径颗粒能够提升装填密度,但却会降低其流动性;多级级配粉末中的小粒径颗粒流动性较差时,预混装填方式的级配颗粒装填密度高于分批装填方式,反之则分批装填方式更好;团聚造粒制备的硼基粉末燃料粒度分布均有分形分布特征,分形级配的方式也可以提高颗粒装填密度,提升幅度约15.7%,分形级配后分形维数为2.33,装填密度为0.957g/cm^(3),装填率为53.8%,并保持较好的流化性能。

氢燃料双模态冲压发动机火焰结构及其稳定机制的LES研究

为深入理解双模态冲压发动机内流场结构和燃烧特性,本文采用精细的有限速率化学反应模型,对凹腔内氢气直喷式超声速燃烧室火焰进行了大涡模拟研究。发动机隔离段入口马赫数为2.0,滞止温度和压力分别为950 K和0.82 MPa。定性和定量的验证分析表明,计算结果良好符合试验所反映的物理规律,再现了两种典型的工作模态及其稳焰模式。当量比为0.1时,发动机处于超燃模态,为凹腔剪切层稳焰模式;当量比为0.3时,发动机处于亚燃模态,为凹腔辅助射流尾迹稳焰模式,分离涡的大尺度脉动及凹腔回流区的缺失致使火焰剧烈振荡。同时采用改进的火焰因子和过滤函数详细分析了局部火焰特征和流动模式,观察到了不同规律的局部熄火现象,并且剧烈的流动振荡对于局部火焰结构的稳定性有着不利影响。