涡轮-冲压组合发动机模态过渡段性能模拟和概念探讨

The paper focuses on the turbo ramjet engine, which is a kind of airbreathing engine.It is expected to apply for hypersonic transport propulsion system. In the process fromturbo mode to ramjet mode, the turbo ramjet composed engine operates through the way ofcombined cycle. In this paper the combined cycle performance was simulated for two layouts.The results show that the laws are feasible.

涡轮冲压组合发动机模态转换多变量控制研究

为解决串联式涡轮冲压组合发动机在涡轮模态与冲压模态转换过程中的推力及流量连续控制问题,在基于EKF的在线发动机实时模型基础上,提出了基于推力控制的串联式涡轮冲压组合发动机控制规律。通过发动机内推力、总空气流量、风扇空气流量、风扇喘振裕度等多参数的闭环控制,实现涡轮冲压组合发动机的稳定模态转换。仿真分析表明,模态转换过程中推力稳态控制误差不超过2.1%,流量稳态控制误差不超过3%,模态转换过程中推力瞬态波动不超过9%,空气流量瞬态波动不超过7.6%。

基于流量连续准则的小型涡轮冲压组合发动机模态转换过程分析

文章基于某小型涡喷发动机,开展了小型涡轮冲压组合发动机性能计算与匹配性分析。给出了涡轮冲压组合发动机详细的性能计算流程、设计点参数确定准则和涡轮冲压组合发动机模态转换过程参数计算方法。根据涡喷发动机压气机进口、涡轮出口的总静压参数沿飞行轨迹的变化规律,确定了涡轮模态向冲压模态转换的合理区间。根据冲压发动机燃烧室进口参数和静压平衡等约束条件,确定了小型涡轮冲压组合发动机关键截面几何参数。分析了不同的流量调节阀开度对模态转换过程参数变化规律的影响。按照模态转换过程保持流量连续的准则,确定了模态转换过程流量调节阀开度随马赫数的变化规律。最后给出了沿飞行轨迹的涡轮冲压组合发动机推力、比冲和喷管喉道面积的变化。

涡轮冲压组合循环发动机引射过程数值模拟

为了研究气流参数和几何参数对TBCC发动机引射工作过程的影响,基于CFD技术,采用数值求解N-S方程的方法,开展了对TBCC发动机引射工作过程的数值模拟研究。基于TBCC发动机引射过程数值模拟结果的分析,可以发现:随着引射段主流(涡轮发动机排出气流)的进口气流角度增加,总压和马赫数的分布趋于均匀,但是总压损失逐渐增大,因此在TBCC发动机引射段结构设计时,不应使涡轮发动机的排气角度过大。存在一个最小的引射段长度Lm in,当引射段长度小于Lm in时,随着引射段长度的增加,总压损失显著增大;当引射段长度大于Lm in时,随着引射段长度的增加,总压损失基本不发生变化。

外并联涡轮基组合循环进气道模态转换技术研究

对一种外并联涡轮基组合循环发动机进气道进行了基于定常和非定常的模态转换过程气动特性分析,并研究了模态转换时间对进气道气动性能的影响。最终获取了进气道模态转换过程的流动特性,并分析了模态转换时间对外并联TBCC进气道的气动性能影响。结果表明:低速唇口旋转角度相同时,不同模态转换时间下的气动性能参数基本一致。

涡轮基双燃烧室超燃组合循环发动机方案研究

针对临近空间飞行器及空天飞行器使用需求,提出了涡轮基双燃烧室超燃组合循环发动机(Turbine-based dual-combustor scramjet combined cycle propulsion,TBDC)概念,由成熟涡轮与双燃烧室超燃冲压发动机并联组成,Ma0～2.5以涡轮模态为主,Ma2.5～6+主要由双燃烧室超燃冲压发动机提供推力。分析了双燃烧室超燃冲压发动机启动马赫数低、工作包线下边界宽域特点对解决涡轮基与冲压级模态转换过程中普遍存在的"推力陷阱"的有效性和双燃烧室技术应用于组合发动机的可行性,研究了双燃烧室发动机适应组合发动机一体化构形和性能保持、统筹组合发动机可调进气功能拓展双燃模态工作边界的技术途径,完成了组合发动机典型状态点性能仿真和关键技术梳理。研究表明,涡轮基双燃烧室超燃组合循环发动机有望在Ma2.5～3实现模态转换、推力顺畅接力,适应Ma0～6+高速宽域飞行需求。

涡轮基组合循环冲压燃烧室点火特性试验研究

为了考察并联式涡轮基组合循环发动机在模态转换点进气道开启比例对冲压燃烧室点火性能的影响,设计管式蒸发式二元稳定器,测取模态转换点不同速度系数(进气道开启比例)时点火边界和稳定燃烧边界,并试验研究了安装相同类型稳定器的全环冲压燃烧室点火特性,通过计算稳定器稳定性系数和最小点火能量,分析冲压燃烧室在低压、低温、高速条件下的点火性能。研究结果表明:在模态转换点冲压燃烧室进气道开启比例对蒸发式稳定器点火性能影响较大,但选择合适的进气道开启比例蒸发式稳定器可以组织燃烧,冲压燃烧室在模态转换点可以成功起动。燃烧室内气流速度的增加导致稳定性系数减小和最小点火能量增加,使稳定器组织燃烧变得困难。

并联式涡轮冲压组合发动机模态转换试验方案研究

并联式涡轮冲压组合发动机原理样机由小型涡扇发动机与冲压发动机并联,共用进排气装置组成。本论文主要研究并联式涡轮冲压组合发动机的工作原理以及模态转换试验方案,通过高空模拟对其原理及方案进行验证。

涡轮基组合循环发动机技术发展趋势和应用前景

涡轮基组合循环发动机将是未来高超声速飞行器的主要动力装置,针对空间运载、高速运输、远程快速打击等任务需求,总结了国内外关于涡轮基组合循环发动机的研究现状,分析了开展涡轮基组合循环发动机技术研究必须解决涵盖了耐温、性能、匹配性、飞发一体化等诸多方面的关键技术,并阐述了涡轮基组合循环发动机潜在的技术优势和可能的应用方向。结合未来军民用领域对高速飞行器的需求,分析了中国开展涡轮基组合循环发动机技术研究的必要性。

超燃冲压及TBCC组合循环发动机尾喷管设计方法研究进展

随着对远程、宽马赫数范围内高速飞行器的需求日益迫切,超燃冲压发动机(Scramjet)、甚至未来涡轮基组合循环发动机(Turbine Based Combined Cycle,TBCC)等已成为国内外研究的焦点。推进系统是高超声速飞行器能否实现宽马赫数范围内高效工作的关键,而非对称喷管(Single Expansion Ramp Nozzle,SERN)是其重要组成部分和关键技术之一。本文主要分析了远程、宽马赫数范围内高速飞行器对其发动机尾喷管的特殊要求,简要回顾了国内外相关的研究进展,重点介绍了本课题组针对超燃冲压及组合循环发动机尾喷管设计方法的主要工作和研究进展。结果表明:在大落压比下,不同的设计方法对非对称喷管的气动性能,特别是升力和俯仰力矩影响较大。最后对未来的研究进行了展望,旨在总结目前的相关研究进展,梳理关键科学与技术问题,为后续的研究工作提供参考。

涡轮基变循环组合动力控制技术发展分析

基于现有文献梳理分析涡轮基变循环组合发动机控制技术的发展现状。介绍了涡轮基变循环组合发动机的发展历史和结构特点,提炼出其控制系统设计的关键技术;分别围绕飞/推一体化综合建模技术、模态切换控制技术以及飞/推一体化协同控制技术三个关键技术问题进行文献分析;基于国内空天动力需求及研究现状,提出对涡轮基变循环组合发动机控制技术的未来发展思考。

涡轮基组合循环发动机的发展现状及关键技术浅析

近年来,世界各国在高超声速武器领域的竞争日益激烈,作为高超声速武器核心的动力系统更是成为高超声速武器研制的重中之重。要实现高超声速武器在宽速域、大空域飞行状态下对动力的需求,集成涡轮发动机、亚燃/超燃冲压发动机的涡轮基组合循环发动机(TBCC)是一种较为理想的方案。TBCC根据飞行器所处飞行阶段、飞行高度切换到最合适的工作模态,可以满足天地往返的空天飞行对动力装置的需求,且具有较好的经济性能。本文主要对几种典型TBCC方案及关键技术进行分析。

组合循环动力技术在天地往返领域的发展与应用

随着现代航天、航空技术的发展,传统的化学火箭发动机的比冲已经接近理论极限,为了追求更大比冲而发展的组合循环动力技术可以最大限度发挥不同动力方式的优点,提高动力推进系统性能。通过分析组合循环动力的技术特点及发展现状,研究天地往返领域动力推进系统的发展趋势,并提出相关发展建议。

变马赫数下的内并联式TBCC模态转换控制

随着高超声速技术的发展,涡轮基组合循环(TBCC)发动机越来越受到重视。模态转换是制约TBCC发动机投入实用的障碍之一,有必要对这个过程中的控制方式进行研究。提出一种模型综合方式,实现一维进气道、冲压发动机及涡轮发动机的综合迭代,基于MATLAB/Simulink环境构建了适用于控制系统设计的TBCC模型。对单模态控制系统进行分析,在最小改动原则上提出模态转换控制器架构;通过线性矩阵不等式(LMI)工具给出控制器设计方法。给出变马赫数仿真的意义,通过2.5~3马赫数下的模态转换仿真验证了控制系统。仿真结果表明:控制系统可以保证TBCC发动机处于安全状态,变马赫数模态转换阶段推力波动小于4.2%。

RBCC燃烧室冲压模态数值模拟及试验验证

为了探究煤油燃料火箭基组合循环(RBCC)发动机燃烧室在冲压模态下的燃烧特性,构建了一套仿真计算方法用于预测、分析燃烧室内流动及燃烧过程。以带支板喷注器、单凹腔火焰稳定器RBCC燃烧室为例,开展了冲压模态下的内流场三维数值模拟,计算得到的壁面压力曲线与地面试验及飞行试验结果符合良好。分析燃烧室压力、马赫数、燃气组分等参数可以发现:当前燃烧室结构能够实现冲压模态下液体煤油燃料的稳定、高效燃烧;与冷流相比,压升可达5倍以上;支板能够有效提高煤油燃料的掺混能力;火箭安装台阶下游存在利于燃烧和火焰稳定的回流区;通过调整凹腔、支板等喷注器供油规律,可提高来流氧气的利用率,实现更为充分的燃烧。

并联TBCC排气系统稳态与模态转换实验研究

涡轮基组合循环排气系统在稳态工作与模态转换动态过程中性能参数和流场结构的变化规律会对高超声速飞行器总体性能产生巨大影响。为此开展了稳态与动态风洞模型实验研究,测量了喷管模型的流量、六分量力、壁面压力,并拍摄了典型的流场结构纹影照片。采用核密度估计的方法确定了稳态推力系数的测量结果;采用中值滤波结合平滑函数处理的方法获得了模态转换过程的推力系数和矢量角。稳态实验分别固定涡轮通道和冲压通道压比,调节另一通道压比,由于被调节的通道随压比增大从过膨胀逐渐转变为欠膨胀,所以推力系数呈先增大后减小的趋势;双通道喷流干扰产生的桶型激波撞击在涡轮通道上壁面上,改变了壁面压力分布。模态转换动态实验模拟了冲压发动机点火后双通道共同工作加速爬升的过程。在此期间推力系数逐渐减小,矢量角不断增大,且变化趋势与理论分析结果一致;双通道喷流干扰显著改变了冲压通道射流方向。无论是稳态实验还是动态实验,测力结果、测压结果、流场结构纹影照片以及理论分析结果都能互相印证,佐证了实验结果的准确性和可靠性。

涡轮基组合动力技术发展分析

在高超声速推进系统中,涡轮基组合动力装置凭借宽广的飞行范围和良好的比冲性能,成为临近空间飞行器的主要候选动力装置。历经几十年发展,其在关键技术方面取得了诸多突破,目前正向着工程研制方向迈进。通过对国外TBCC动力技术的发展路径、技术特点、研制经验进行系统分析,认为TBCC动力技术研究主要围绕高速涡轮发动机、冲压发动机以及组合循环发动机的技术验证开展。用于TBCC动力的涡轮发动机首选是现有发动机的改进,未来可能在继承涡轮发动机先进技术的基础上,针对高马赫数任务场景等特点进行适应性设计,发展高速涡轮发动机;冲压发动机技术进展显著,但还需向大尺寸方向发展;模态转换技术虽然取得一定突破,但还需深入验证。基于未来临近空间飞行器的需求,立足于现有技术基础和可预见的技术方向,分析提出了TBCC动力技术发展建议:提前开展关键技术预研、基于现有资源发展演示验证平台及进行基于技术发展需求的飞发协同设计。

高超声速并联TBCC总体性能分析与模态转换仿真

为了解决涡轮冲压组合循环(TBCC)高超声速推进系统的推力间隙问题,通过在风扇前嵌入预冷器冷却进口空气的方法扩展涡轮基的工作上边界,采用变几何方案提高冲压发动机在低马赫数下的推力。建立了双模态TBCC稳态性能模型,计算对比了不同构型TBCC的推力性能,选定了涡轮-冲压模式转换区间,计算了转换过程的推力变化、燃油和液氮的消耗量。结果表明:采用预冷、变几何方案能填补不预冷、定几何方案的推力间隙,在模态转换过程所消耗的液氮占飞行器总质量的0.6%。

多模态RBCC主火箭室压对引射流动燃烧影响研究

为了研究火箭冲压组合动力循环(RBCC)发动机主火箭室压对引射模态发动机性能的影响,针对宽范围飞行的二元中心支板式构型,分析了引射模态亚声速飞行阶段发动机工作特点,采用发动机与飞行器前后体集成的全流道数值模拟计算方法,研究了主火箭室压对RBCC亚声速飞行阶段燃烧室流动燃烧及发动机性能的影响。结果表明:主火箭室压增至26MPa时,由于主火箭喷管面积扩张比相应增大,使得主火箭喷管出口射流欠膨胀程度没有增大,避免了Fabri壅塞现象的产生,同时增大的主火箭射流马赫数使主火箭射流对第一级凹腔下游二次流道的挤压作用明显减弱,综合作用使得Ma=0和Ma=0.8条件下引射比分别提高了22.4%和40.0%;全流道计算结果表明在亚声速飞行阶段,提高主火箭室压一方面提升了主火箭推力,另一方面提升了燃烧室及后体推力,综合作用使得发动机比冲分别提高了11.5%和25.3%。提高主火箭室压有利于提升宽范围飞行RBCC发动机亚声速飞行阶段发动机性能。

基于推力连续准则的小型涡轮冲压组合发动机模态转换过程分析

基于数值模拟方法开展了小型涡轮冲压组合发动机性能计算与匹配性分析.给出了详细的性能计算流程、设计点参数确定准则和模态转换过程参数计算方法.根据涡喷发动机压气机进口、涡轮出口的总静压参数沿飞行轨迹的变化规律,确定了涡轮模态向冲压模态转换的合理区间.根据冲压燃烧室进口参数和静压平衡等约束条件,确定了小型涡轮冲压组合发动机关键截面几何参数.分析了不同的流量调节阀开度对模态转换过程参数变化的影响.按照推力连续的准则,确定了模态转换过程流量调节阀开度随马赫数的变化规律.最后给出了沿飞行轨迹的涡轮冲压组合发动机推力、比冲和喷管喉道面积的变化.