超燃冲压发动机一维模型的GPU并行加速研究

发动机模型是控制计划优化、基于模型的控制和观测器设计等技术的基础,对控制系统的性能具有重要影响。然而,超燃冲压发动机一维模型由于依赖计算流体力学的网格计算,其计算量巨大,难以在机载控制器内实时运行。为解决这一问题,本文深入研究基于图形处理器(Graphics Processing Unit,GPU)的并行计算技术,探索了网格解耦与划分、串/并异构设计、内存优化、代码优化、编译指令优化、硬件模式优化等方法,综合设计了一个高效的中央处理器(Central Processing Unit,CPU)+GPU异构模型,并在基于虚拟路径交叉连接(Virtual Path Cross-Connect,VPX)总线的嵌入式控制器上进行验证。为充分验证所设计异构模型的有效性、高效性与实时性,本文依次开展基线测试、软硬件优化加速测试、并行计算测试,在测试中对比一维模型在CPU,单核GPU,多核GPU上的计算耗时与数据误差。最后根据数据、曲线、监控工具等方式,展示了所设计的异构模型在不损失模型精度的前提下,加速超过了6.7倍,运行时间均不超过25 ms,符合工程预期的实时性要求,具有良好的应用前景。

热沉式超燃冲压发动机非稳态热-结构分析

为了评估热沉式超燃冲压发动机非稳态热-结构特性,初步发展了数值模拟方法。将AHL3D计算的超燃发动机三维内流场结果作为输入条件,然后通过参考焓法得到热环境数据,最后将发动机流道的热环境数据和压载数据输入到热/力响应有限元计算程序。通过对地面试验发动机的非稳态热分析计算结果表明,数值模拟方法适用性较好;沿轨道飞行发动机在发动机点火前机体最大温度可达825 K,喷涂绝热涂层能够降低机体温度;发动机机体的应力和位移随着时间的增加而增大。

超燃冲压发动机准一维建模研究

在准一维流理论的基础上,考虑了燃料流量、截面变化、壁面摩擦、燃烧效率、化学反应放热等因素,应用影响系数法,构建了包括前体/进气道、隔离段、燃烧室、后体/尾喷管的超燃冲压发动机内流场准一维分析模型,可快速计算发动机参数沿轴向的变化以及出口值,便于发动机性能分析;以一个机体/推进一体化单模块飞行器为研究对象,通过与三维CFD数值模型进行对比。结果表明,准一维计算模型能较好地对超燃冲压发动机进行快速计算与分析,在超燃冲压发动机的初步研究阶段具有重要的应用价值。

超燃冲压发动机二维进气道优化设计方法研究

建立了超燃冲压发动机二维进气道的优化设计模型 ,运用优化设计方法对三楔角外压和二楔角内压的混压式进气道进行了不同约束条件下的一维优化设计。运用数值方法对进气道的优化设计进行了二维验算 ,验证了优化设计模型及设计方法的正确性。在此基础上将数值计算方法应用于进气道的二维优化设计 ,进一步提高了进气道的性能。该方法可进一步推广应用于包含三维、真实气体流动的进气道优化设计当中。

吸气式发动机流道调节的影响

随着吸气式发动机技术的发展,大包线飞行已成为基本要求,需要发动机采用流道调节技术以满足大包线范围内的高性能要求。另一方面,采用流道调节技术无疑又会带来系统复杂度的提升和结构尺寸/质量的增加,对发动机乃至飞行器的综合性能产生影响。为了进行流道调节影响分析,本文对以冲压发动机为动力的巡航导弹按假想飞行条件和不同流道参数条件进行了飞行器航程指标对比计算,对重要的结构质量环节进行了比较,结果表明调节系统附加结构质量对调节收益影响较大,超过一定的质量阀值后流道调节将失去意义。

超燃冲压发动机前体边界层转捩风洞试验方法

吸气式高超声速飞行器前体边界层强迫转捩研究是各国高超声速研究计划的重要内容之一。本文归纳总结了美国开展Hyper-X前体边界层强迫转捩研究风洞设备的选则依据和选用的主要风洞;归纳了各风洞在超燃冲压发动机前体边界层强迫转捩试验中采用的主要测量和显示技术;分析了强迫转捩扰流装置设计过程中,风洞试验研究采用的方法。

超燃冲压发动机推进性能理论分析

超燃冲压发动机的正推力问题和超声速燃烧的稳定性问题是制约超燃冲压发动机发展的两个关键气动物理问题.虽然经过50多年的研究,但是目前国内外对这两个关键问题的机理还没有研究清楚.文章首次将CJ爆轰理论应用于超燃冲压发动机推进性能分析,给出了这两个关键气动问题的理论分析结果.分析结果表明,燃烧室入口空气静温对发动机的推进性能产生重要影响.当爆轰波的爆速大于隔离段内空气来流的速度时,会向隔离段上游传播,导致发动机不起动.飞行Mach数Ma=6~8是超燃发动机的临界不稳定范围,飞行Mach数Ma>9,超声速燃烧将变得稳定.

固体火箭冲压发动机的若干技术问题

简述了固体火箭冲压发动机类型及工作原理,总体评价了固体火箭冲压发动机发展时快时慢的原因,弹-机一体化设计、贫氧推进剂、进气道、转级机构、补燃室等设计中应注意的问题,提出了应加强的研究工作,即开展高能低沉积燃烧产物贫氧推进剂研究;完善多种燃气流量调节装置方案,提高其可靠性;进一步开展一次燃烧和二次掺混燃烧的理论和实验研究,提高燃烧效率;尽快建立自由射流等试验研究手段,开展相关的研究工作;适时开展固体燃料冲压、固体超燃冲压及膏体冲压等发动机的研究,不断拓宽应用领域。

高超声速吸气式发动机系统的最优设计

综合评价了当前世界航天飞机的开发现状 ,提出了航天飞机发动机的最优设计方法 ,介绍了最优设计结果。定量评价了各种吸气式发动机形式及其存在的问题 ,探讨了改进方法。

X-43A将试验超燃冲压发动机

美国航宇局用于试验超燃冲压发动机技术的第一架 X-43A 试验飞行器将在7月份交付。这架飞行器长3.6米,重1吨,是美国航宇局高超 X 技术计划的核心,旨在验证可提高未来高超音速飞机(5马赫以上)和可重复使用航天运载器的运载能力的吸气式发动机技术。

印进行超燃发动机试飞

印度空间研究组织3月3FI在沙尔萨迪什．达万航天中心（斯里哈里科塔发射场）成功进行了其新一代高性能探空火箭的飞行试验。称为“先进技术飞行器”（ATV）D01的该火箭起飞重量3吨．是该机构迄今研制的最重的探空火箭。箭上装有一个被动式超音速燃烧冲压喷气发动机燃烧器模块．用于吸气式推进技术验证。飞行中．火箭成功地在所要求的马赫数（6＋0．5）和动压（80＋35千帕）条件下飞行了7秒。这些条件是ATV下次飞行时拟采用的主动式超燃冲压发动机燃烧器模块实现稳定点火所需要的．

美国在超音速燃烧冲压发动机上挖潜

据美国国防预研计划局(DARPA)局长库珀说,由于采用了超音速燃烧技术,到九十年代中期有可能将以冲压发动机为动力的吸气式飞行器直接从机场跑道送入地球轨道。库珀对众议院武装部队研究与发展小组委员会说,这里有各种使人感兴趣的技术问题,不过,经过一年的考察表明,这些技术问题都是可以解决的。到九十年代中期,我们可以使这种技术得到实际应用。库珀说,NASA

NASA研究超音速燃烧冲压发动机

美国航宇局兰利研究中心的人员认为,吸气式发动机工作速度可达到马赫12。试验已表明,在高马赫数下,净推阻比可大于1。发动机研究工作的重点目前放在发展超音速燃烧冲压发动机技术上,即解决发动机的气动、诊断和测量方面的问题。

吸气式高超声速飞行器动力学建模研究进展

高超声速飞行以及飞行器机身/超燃冲压发动机一体化设计的典型特点导致吸气式高超声速飞行器具有不同于常规飞行器的飞行动力学特性,而飞行器总体设计和控制系统设计都必须考虑这些新动力学特性的影响,因此为吸气式高超声速飞行器建立能够包含这些新特性的飞行动力学模型非常重要.本文对吸气式高超声速飞行器动力学建模的相关研究进行了总结:首先,简略地回顾了从超燃冲压发动机研究到飞行器系统研究发展历程;其次,详细阐述了宽飞行包线、高超声速效应、超燃冲压发动机约束、气动/推进耦合和气动弹性效应等吸气式高超声速飞行器的新动力学特性;然后,讨论了在选择坐标系、抽象飞行器外形、建立弹性机身模型、建立空气动力模型、建立超燃冲压发动机系统模型以及推导运动方程等每个具体步骤中需要考虑的问题和可用的方法;最后,评述了现有吸气式高超声速飞行器动力学模型,并指明了未来发展方向.

吸气式高超声速飞行器冷流试验设计及验证

对于吸气式飞行器而言,地面冷流试验是检验其进气道性能及气动特性的一项重要手段.以二元混压式进气道、机体/推进系统耦合为基本特征,设计了采用超燃冲压发动机为推进系统的内外流一体化巡航飞行器,针对其高超声速特性开展了冷流风洞试验,来流速度范围Ma=5.0~7.0,攻角范围α=-4°~8°.测压试验结果表明,随着来流马赫数的增大,进气道的总压恢复系数下降;而流量系数先上升,在设计点达到最大值;在一定攻角范围内,进气道的总压恢复系数和流量系数提高,但当攻角增大至巡航攻角时,随着攻角的增大,进气道的总压恢复系数和流量系数逐渐下降.测力试验验证了数值算法的有效性,除轴向力系数以外,其余气动特性系数的发展规律及数值基本吻合,可通过修正试验值的方式外推出飞行器的气动特性数据.