固体火箭燃气超燃冲压发动机概念分析(Ⅰ)——全流道一体化设计

针对中心支板式固体火箭燃气超燃冲压发动机,从大气模型、进气道、燃烧室及尾喷管四个模块出发完成了其一体化流道设计。针对所设计的发动机设计点及非设计点,采用全流道一体化数值模拟的方法对发动机设计的合理性进行了验证。研究结果表明,发动机设计点及非设计点进气道均已启动,燃烧室及后体工作状态良好,验证了发动机设计的合理性;碳颗粒的燃烧效率限制了发动机整体的燃烧效率水平及发动机性能,发动机设计点整体的燃烧效率为49%,比冲仅有3674.61 m/s,提升碳颗粒的燃烧效率作为固体火箭燃气超燃冲压发动机性能提升的关键点;由于燃烧室长度可能较短,构型较为简单,这对于发动机的一体化设计是不利的,如果能合理布置燃烧室构型,则对固体火箭燃气超燃冲压发动机的二次补燃效率及发动机性能的提升有所帮助。

高超声速飞行器机身/超燃冲压发动机一体化设计研究

开展了高超声速飞行器机身/超燃冲压发动机一体化设计方法的研究。以多目标遗传算法为优化方法,采用一维流动模型计算性能指标,对机身下壁面前体和后体型线进行了优化设计,得到了Pareto最优前沿面。计算结果表明该方法可大大提高机身/发动机的匹配水平,获得高性能的设计方案。该方法可进一步推广应用于包含更加精确的流动模型的优化设计当中。

超燃冲压发动机前体/进气道和隔离段气动设计

采用等激波角设计方法并考虑温度、激波与附面层干扰等的影响 ,对超音速燃烧冲压发动机的二维混压式高超音速前体 /进气道和隔离段的设计进行了探索 ,给出了前体 /进气道和隔离段的几何结构和尺寸。运用二维 CFD数值计算手段 ,对所设计进气道结构进行了修正 ,并计算了设计状态和非设计状态性能和流场。研究表明 ,文中所设计的进气道结构简单、附加阻力较小、总压恢复系数较高 ,所给出的设计方法对于前体

单模块超燃冲压发动机一体化流场数值计算

采用数值计算方法求解了单模块超燃冲压发动机内外流一体化流场 ,得到了流场详细结构和单模块发动机的性能参数 ,并对不同工况下的发动机性能进行了对比研究 ,探讨了发动机在有、无进气道侧压情况下的性能差异 ,分析了其中的原因。计算结果表明 ,研究工作中所发展的数值计算软件可以用于超燃冲压发动机的一体化流场计算 ,正确给出发动机的各项性能。计算结果还显示了发动机设计模型中存在的不足。

类乘波前体/进气道一体化设计与仿真研究

设计了一种以超燃冲压发动机为动力的吸气式高超声速飞行器,针对推进/气动一体化设计的问题,提出了类乘波前体/进气道,采用数值仿真的方法评估了前体/进气道的典型性能,对类乘波前体/进气道在设计状态和非设计状态的流场结构进行了分析。结果表明:类乘波前体/进气道在避免完全乘波前体/进气道带来的结构和热防护问题的同时,也有利于进气道的流量特性和总压恢复性能的提高,且能够体现乘波体的优势,为飞行器提供更大的升阻比。

高超声速二维前体/进气道一体化优化设计研究

本文以二维高超声速进气道的最大总压恢复系数为主要设计指标,同时兼顾进气道的升力和阻力。通过理论分析和数值计算给出了二维高超声速飞行器前体、进气道唇口以及进气道内部的优化设计方法,并同时与等激波强度三楔角压缩的前体设计以及平直唇口设计相比较,说明其优越性。最后计算结果表明:高马赫条件下,单楔角加等熵压缩的前体性能优于等激波强度三楔角压缩的前体性能;进气道唇口采用长楔角性能优于直底板唇口;隔离段与水平方向夹一个小角度是很有利的。

基于乘波前体的2元TBCC变几何进气道一体化设计

针对空天飞行器"地面起动-高速巡航"的宽马赫数飞行的设计需求,结合乘波体提高升阻比及2元进气道型面调节简单可实现的优势,设计了1种基于乘波前体的2元TBCC变几何进气道,并对不同工作状态下的2元进气道进行了数值模拟与分析计算。所用进气道的总偏转角为23°,唇口角为10°,可有效抑制溢流阻力。数值模拟结果表明:在飞行马赫数为2.0~4.0时,变几何进气道均能成功起动,流量系数在0.60以上,进气道的总压恢复系数为0.47~0.85,气动性能良好。同时,对过渡模态下的2元TBCC进气道进行数值模拟分析,探究了不同的流量分配方案对进气道性能的影响,发现随着流量比的增大,冲压通道出口的气动性能提升,流量系数和总压恢复系数均增大。

高超声速飞/发一体化进展与趋势

高超声速飞行对机体和发动机的特性匹配提出了更高的要求以兼顾飞行器的气动性能和吸气式发动机的推力性能。本文从数值计算的角度综述了国内外开展的前体/进气道、尾喷管/后体局部集成研究,以及集成发动机的整体性能评估与优化实践,针对一系列新颖的乘波体、进气道和尾喷管设计概念开展了重点介绍。总体而言,目前的一体化研究仍多侧重于局部结构和流场的集成优化,而对包括发动机在内全部件集成、全流场数值模拟开展得还较少。目前的飞/发一体化模拟中发动机内流模拟多采用简化降维模型,甚至仅将发动机作为一个气动部件忽略其燃烧热附加过程,而耦合高保真发动机反应内流模拟的飞/发一体化研究尚处于起步阶段。随着计算机技术的进步,高解析度大涡模拟等数值手段有望被引入飞/发一体化内外流耦合模拟中,并在飞行器优化设计中发挥重要作用。

高超声速巡航飞行器机体/推进系统一体化设计参数灵敏度分析

建立了高超声速巡航飞行器机身/推进系统一体化设计模型,对高超声速巡航飞行器机体/推进系统设计参数对性能的影响进行了分析,提出了一种新的设计参数灵敏度分析方法和设计参数取值域界定方法,确定了各设计参数的影响等级并对设计参数取值域进行了划分。

基于并联协作混合遗传算法的高超声速巡航飞行器一体化优化设计研究

遗传算法能以很高的概率找到全局最优解 ,不需要目标函数和约束条件的梯度信息 ,适合于工程优化设计。为增强遗传算法的局部搜索能力 ,提出了一种新的融合模式搜索方法和 Powell方法的并联协作混合遗传算法。研究超燃冲压发动机为动力的高超声速巡航飞行器的一体化优化设计 ,系统分析了机身和超燃冲压发动机设计参数对飞行器总体性能的影响。通过建立高超声速巡航飞行器质量模型、气动力估算模型、气动热估算模型、超燃冲压发动机性能分析模型、控制模型和弹道分析模型 ,在满足参考任务要求的前题下 ,以飞行器起飞质量为目标函数 ,将并联协作混合遗传算法应用于最优总体方案和超燃冲压发动机方案一体化设计 ,完成了 6设计变量的全局优化计算。算例表明 ,本文建立的一体化设计模型基本正确 ,并联协作混合遗传算法是用于高超声速巡航飞行器一体化优化设计的较好的优化算法。

高超声速进气道飞行器一体化设计技术的发展

对高超声速进气道与飞行器一体化设计技术和发展进行了研究,包含轴对称压缩、二维压缩、侧压以及内压缩进气道在高超声速飞行器上的典型布局设计方案.对高超声速可调进气道类型进行了概述,基于轴对称类型调节、二元平面类型调节以及三维内转调节进气道的典型案例给出了其各自的设计特点,并进一步对宽域飞行和组合动力飞行器采用的多通道可调节高超声速进气道研究进展进行了简述,最后分析了高超声速进气道设计须面对和解决的技术难题.

乘波体与二元高超声速进气道一体化设计研究

基于二元混压式高超声速进气道和密切锥乘波体,设计了一腹部并列进气的高超声速乘波前体/进气道一体化前体模型,并数值模拟研究了该模型在不同飞行马赫数和攻角下的气动特性。计算结果表明:设计的一体化前体模型很好地结合了二元高超声速进气道和乘波体流场结构特点,乘波前体结构可为进气道提供均匀的进口流场,且进气道性能基本保持不变;一体化前体模型在低于设计点马赫数和正攻角飞行状态下仍具有良好的飞行性能,但在负攻角飞行姿态时,随着攻角角度的增大一体化前体模型的升阻特性和进气特性均快速恶化。

超燃冲压发动机/机体一体化优化设计

构建了包括前体/进气道、燃烧室、尾喷管/后体的一体化性能计算程序和优化设计平台,对性能计算程序的适用性进行了验证.进行了燃料为氢的超燃冲压发动机/机体一体化优化设计,对优化设计得到的超燃冲压发动机/机体一体化构型进行了二维数值模拟.计算结果表明:氢燃料超燃冲压发动机/机体一体化性能计算程序准确性较好,优化结果具有较高可信度.

超燃冲压发动机一体化设计及数值模拟

以一体化设计的思想,对超燃冲压发动机各部件进行了初步设计.采用CFD方法对所设计的构型进行了流场数值模拟和性能计算,数值模拟结果与实验值比较吻合.分析总结了发动机各部件和整机的流场及性能变化规律,比较了发动机工作和不工作情况下的性能变化.研究结果对超燃冲压发动机一体化设计及其性能变化研究具有一定参考价值.

等离子体流动控制在乘波体前体设计中的应用

为研究等离子体流动控制在乘波体前体/发动机一体化设计中的应用,设计了二波系前体,首先研究不同工况下前体的性能,然后比较不同等离子体控制方法对非设计点总压恢复系数等参数的影响。研究表明,非设计点工况下前体激波不再满足激波-唇口原则,马赫数降低会使预压能力下降和流量系数减小,马赫数增大会使总压损失增大。马赫数小于设计点时,MHD方法效果较差,此时,等离子体虚拟前沿能够使减小总压损失、提高预压能力、增大空气捕获量。马赫数大于设计点时,准直流放电等离子体欧姆加热效应可减小总压损失,但会使预压能力下降和空气捕获量减小,此时MHD方法可以提高预压能力、增大空气捕获量,但会使总压损失急剧增大。

高超声速飞行器进气道等离子体虚拟前沿优化设计

为研究等离子体虚拟前沿在高超声速飞行器前体/发动机一体化设计中的应用,首先设计了二波系前体,然后分析了虚拟前沿对前体流场结构的影响,最后通过比较虚拟前沿结构参数及位置对总压恢复系数、流量系数等参数的改善效果,优化得出了最佳虚拟前沿。结果表明,有虚拟前沿控制前体激波时,总压恢复系数及流量系数都会增大,但压缩比不一定会增大;虚拟前沿的位置对各参数的影响很大,且存在一个最佳位置使得前体性能最好;随着虚拟前沿长度的增大,总压恢复系数和流量系数逐渐增大,压缩比逐渐减小。

高超声速二维混压式前体/进气道设计方法研究

以飞行Ma数Ma=6,H=25km为设计点,分别采用等激波角和等激波强度设计方法,并考虑变比热、激波与附面层干扰等因素的影响,分别对唇口平直和唇口带有斜楔的超燃冲压发动机二维混压式前体/进气道进行了初步设计,分析并比较了几种方案进气道的设计点和非设计点性能及二维流场。研究表明,在低飞行Ma数下,唇口带有斜楔的前体/进气道起动性能和总压恢复优于唇口平直的,在高飞行Ma数下,唇口平直的前体/进气道冲压比高、外罩阻力小,而唇口带有斜楔的前体/进气道总压恢复系数高,外罩阻力相对较大。另外,分别采用等激波角和等激波强度方法设计的前体/进气道性能相近。本文提出的方法对于二维混压式高超声速前体/进气道方案的初步筛选具有一定的适用性。

高超声速巡航导弹前体/进气道概念设计与优化

基于高超声速巡航导弹总体设计要求,采用等激波强度方法设计了前体/进气道基准构型,并运用数值模拟方法对基准构型进行了性能分析。在试验设计和CFD计算结果的基础上建立了前体/进气道优化设计模型,运用多目标粒子群算法对前体/进气道进行了优化设计,对优化后的前体/进气道进行了性能验证分析。结果表明:前体/进气道设计方法正确有效,基准构型能够满足设计的要求;通过多目标优化设计,可以找到设计变量之间的有效组合,能够进一步提高前体/进气道的综合性能。研究结果对导弹用超燃冲压发动机的总体设计具有一定参考价值。

吸气式高超声速飞行器前体/进气道一体化设计与试验

针对吸气式高超声速飞行器前体/进气道一体化设计的问题,以总体指标为约束,采用数值设计手段开展了前体/进气道一体化设计,并对高超声速飞行器进行测压/测力试验,考核了前体/进气道的一些主要性能,结果表明:1设计状态下,数值计算结果表明前体/进气道性能符合总体指标要求,设计手段有效;2数值手段模拟结果和风洞试验结果吻合良好,流量系数最大误差为4%,总压恢复系数最大误差为4.2%,数值算法有效;3前体/进气道的附加阻力随来流马赫数的增大而减小,0°攻角下,在来流马赫数为4时,附加阻力占总阻力的17.2%,在总体设计时应予以考虑;4在进行吸气式高超声速飞行器通流测压/测力试验设计时,应充分考虑进气道不起动的试验预案,防止由于进气道不起动导致整个试验的失败.

修型对高超声速前体/进气道性能的影响分析

采用圆弧形曲面对常规二元高超声速前体/进气道上壁面肩点处进行局部修型。对修型后的前体/进气道进行了数值分析,研究了不同半径和不同长度的弧形过渡曲面对前体/进气道性能的影响。计算结果表明:采用弧形过渡可以提高设计点下前体/进气道的压缩效率,但流量系数却略有下降。在非设计马赫数状态下,修型前后前体/进气道的性能差异与设计点基本相当;在小的正迎角以及负迎角状态下,修型后前体/进气道的总压恢复系数高于原模型,总体性能明显优于原模型。分析表明弧形曲面过渡可以部分提高前体/进气道的设计点和非设计点性能。研究结果对超燃冲压发动机的总体设计和高超声速飞行器的轨迹优化具有一定参考价值。