超燃冲压发动机羟基/煤油-PLIF同步测量研究

应用一套500 Hz PLIF(Planar laser induced fluorescence)系统开展了煤油燃料超燃冲压发动机实验研究,实现了超燃冲压发动机燃烧室内火焰结构和煤油分布可视化测量。通过对OH-PLIF和煤油-PLIF同步测量方法分析,揭示了超燃冲压发动机煤油掺混燃烧振荡特性规律。利用PLIF图像的几何特征、强度特征和动态模态分解,分析了煤油掺混过程对火焰传播及燃烧特性的影响。研究表明,在煤油单独燃烧阶段,煤油主要分布在燃烧室上游。OH基受燃料分布的影响,在燃烧室内重复性地聚集和扩散,呈现破裂带状。动态模态分解结果表明,煤油掺混过程对燃烧振荡存在影响。

固体火箭超燃冲压发动机点火燃烧过程实验研究

为解决硼基贫氧燃料固体火箭超燃冲压发动机补燃室内硼颗粒超声速点火燃烧难题,设计制造了在超声速燃气射流掺混区域开设观察窗的点火燃烧过程试验样机,开展了含硼贫氧固体燃料的超声速点火试验。试验模拟了26 km,Ma5.9的飞行工况并通过高速摄像获得了点火燃烧过程的火焰形态。试验结果表明:掺混增强装置可以显著改善补燃室内存在的分层流动和一次燃气气固两相分离的现象,为硼颗粒提供良好的点火条件从而提升其附近硼颗粒的点火燃烧性能。通过合理设计掺混增强装置位置,将硼颗粒在一次燃气喷注口附近的高温点火区点燃比在补燃室中段点燃具有更高的燃烧效率,本文设计的燃烧组织结构在试验中实现了硼贫氧固体燃料0.812的燃烧效率。

超燃冲压发动机燃烧室流场超分辨率重建

超声速燃烧室受限空间内复杂流场波系结构的获取受到光学测量装置精度的制约。为提升流场时空分辨率特征,本文应用中国空气动力研究与发展中心地面脉冲燃烧风洞获取的试验数据,在发动机入口马赫数2.5的条件下,构建了6种不同当量比下基于压力数据重构的燃烧室流场低分辨率图像数据集,研究了三种提高图像分辨率的方法来提升超燃冲压发动机燃烧室流场重构图像的分辨率。结果表明,本文所提出的流场超分辨率稠密网络(Flow-field Super-Resolution Dense Network,FSRDN)、流场超分辨率生成对抗网络(Flow-field Super-Resolution Generative Adversarial Network,FSRGAN)、传统的双三次插值法(Bicubic interpolation,Bicubic)对流场图像分辨率都提高了4^(2)倍。FSRDN网络所得流场图像结果的峰值信噪比(Peak Signal-to-Noise Ratio,PSNR)、相关性系数(Correlation coefficient,CORR)、感知指数(Perceptual Index,PI)指标均优于双三次插值法,但实际图像存在过于平滑的现象。FSRGAN网络所得流场结果消除了图像平滑现象,使流场图像的细节更加丰富,大幅度优化了PI指标,对燃烧室内的剪切层、斜激波、分离激波等主要波系结构的清晰度有了极大的增强作用。

进口拐角波系对超燃冲压发动机尾喷管的性能影响

为了探究进口拐角波系对超燃冲压发动机喷管的壁面压力分布作用机制,考虑进口拐角波系对超燃冲压发动机尾喷管性能的影响,开展不同拐角波及其强度对喷管气动参数影响的数值模拟分析。进行数值方法有效性和网格无关性验证,利用不同的前后台阶来形成进口拐角波系,研究了不同波系和波系强度对喷管气动性能的影响。结果表明,进口拐角波系造成的进口非均匀对喷管气动性能造成显著影响,其中推力系数在上下壁面存在后台阶时最大增加13.98%,升力在下壁面前台阶时提高94.32%,而俯仰力矩则在上壁面前台阶、下壁面后台阶时最多降低35.47%。当喷管进口存在单侧前台阶时,随台阶高度增加,升力与俯仰力矩的变化趋势一致;而喷管进口存在单侧后台阶时,结论相反。此外,壁面台阶对喷管性能的影响是相互独立的,且基本符合线性叠加原理。

超燃冲压发动机燃烧室三种冷却结构性能比较

面对超燃冲压发动机燃烧室严峻热环境,需要通过改进设计以提高气膜冷却性能。本文用数值方法分析比较了三种不同于传统气膜冷却的结构:(1)沿冷气通道增加气膜孔直径的改进型气膜冷却结构;(2)增加冷气冲击与对流换热的层板冷却结构;(3)增加多孔板的发散气膜组合冷却结构。通过机理实验数据验证数学模型和数值方法。利用经过验证的模型和方法,在真实的超燃冲压发动机燃烧室工况下,数值分析三种结构的冷却机理。在不同冷气注射量下,比较三种冷却结构热端冷却效率及温度分布的均匀性,结果表明组合冷却结构最高冷却效率高出其他结构的28%。此外,分析热障涂层对三种结构综合冷却特性的贡献,结果表明层板结构冷却效率在大冷气量下高出其他结构的16%。

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。

基于代理模型的超燃冲压发动机燃烧室构型参数优化设计

针对传统超燃冲压发动机燃烧室构型设计中存在的计算周期长、试验成本高等问题,提出一种燃烧室的Kriging代理模型,并使用NSGA-Ⅱ多目标优化算法以实现对超燃冲压发动机燃烧室构型参数高效的优化设计.通过测试,将应用Kriging代理模型的预测结果与CFD计算结果进行对比分析,验证了该代理模型能够较为快速并准确地预测代表燃烧室性能的推力和压力损失系数.以推力和压力损失系数为优化目标,基于NSGA-Ⅱ多目标优化算法,通过该Kriging代理模型获得了Pareto最优解集;然后,采用灵敏度分析法对设计变量进行排序,成功识别出了显著影响燃烧室性能的关键构型参数;最后,基于控制变量法针对单个设计变量的变化对超燃冲压发动机燃烧室性能的影响进行研究,分析结果可以指导燃烧室的优化设计.文章研究结果可加速超燃冲压发动机燃烧室构型的优化设计,为其设计提供了一种新的思路和方法,为后续的相关研究提供了有价值的参考和借鉴.

固体火箭超燃冲压发动机燃烧室构型对燃烧特性影响研究

为进一步提升固体火箭超燃冲压发动机燃烧性能,明晰燃烧室设计参数对发动机燃烧模态及性能的影响和作用规律,利用数值模拟分析了燃烧室最小几何喉道和凹腔前缘与燃料喷注口距离对燃烧室流动与气固两相燃气燃烧特性的影响。研究表明:燃烧室最小几何喉道通过影响燃烧室内的阻塞程度,进而改变燃烧室内的热力喉道位置;随着凹腔前缘与燃料喷注口距离的增大,其产生的低速区对气流的阻塞作用更强,进而延长颗粒相燃料在燃烧室中的滞留时间,提升燃烧效率;颗粒相燃料的燃烧效率是决定燃料总燃烧效率的主要因素,从而影响燃烧室性能提升和燃烧模态的改变。

超燃冲压发动机燃烧室光学测量技术发展现状

综述了超燃冲压发动机燃烧室光学测量技术的最新发展现状,归纳了三类测量方法:一维方法、二维方法和三维方法。一维方法可以测量燃烧室某个点或某条线平均的燃烧组分浓度以及温度信息,是研究燃烧化学反应特性的重要手段;二维方法可以实现燃烧室火焰结构或流场信息的面测量,是研究燃料与空气的掺混特性、火焰传播特性,以及火焰与湍流、旋涡、激波相互作用的重要手段;三维方法是对二维方法测量能力的重要拓展,他可以克服二维方法只能对流场一个平面进行测量或只能获得整个流场积分信息的缺陷,实现燃烧场的空间三维测量。指出了未来内窥技术是满足真实的燃烧室结构光学测试的重要途径,总结了当前超燃冲压发动机燃烧室光学测量工程应用的主要难题,展望了提升超燃冲压发动机燃烧室光学测量成熟度的方法。

马赫数10条件下冲压发动机内氢气燃烧特性试验

针对高马赫数超燃冲压发动机面临的高效燃烧组织挑战,本文提出了一种凹腔后缘激波强化的高马赫数超声速燃烧组织技术,并设计了一套燃烧室采用双侧对称布置凹腔结构的三维发动机试验模型。采用OH*基化学发光光谱诊断与壁面测压相结合的试验手段,在自由活塞驱动激波风洞的名义Ma=10流场中,对凹腔上游横向氢气射流的燃烧特性进行了研究,并讨论了模拟流场的重复性,给出了氢气燃烧演化特征、火焰稳定结构及释热特性。不同车次的总压等流场参数表明试验流场具有较高的重复性,可保障氢气燃烧特性的可复现性。通过观察试验过程中OH*基动态发光特征发现,在高焓激波风洞发动机试验中采用燃料提前喷注的方法使发动机流道在空气主流到来之前充盈大量的氢气,进而在主流到达发动机内的瞬间形成所谓“激波管流动-燃烧”效应,使来流空气与氢气接触面发生自点火与剧烈燃烧,产生显著不同于发动机正常工作情况下的点火与燃烧机制,但随着主流趋于平稳,“激波管流动-燃烧”效应消失,在高总温气流的自点火效应与凹腔后缘的X型激波耦合作用下,火焰稳定在凹腔上游近壁面区的氢气射流尾迹区和凹腔后缘附近的全流场中。通过分析壁面压力分布特征发现,凹腔后缘的X型激波实现了燃烧的强化与火焰的稳定,并获得了最显著的释热压升。这些结果表明高马赫数冲压发动机可利用凹腔后缘X型激波强化燃烧和稳定火焰。

C/SiC复合材料在超燃冲压发动机中的应用研究进展

超燃冲压发动机是发展高超声速技术的核心,以其为动力装置的各类高超声速飞行器对于国防安全和航天运输都有重要意义。本文分析了超燃冲压发动机对热防护材料的要求,综述了C/SiC复合材料在超燃冲压发动机中的应用研究现状,提出了发展建议,指出了需要关注的关键问题。

固体火箭超燃冲压发动机性能数值模拟研究

针对固体火箭超燃冲压发动机,设计了多级小角度扩张的超燃冲压发动机燃烧室结构,采用凹腔和扰流装置两种混合增强及火焰稳定方式,通过包含简化动力学的数值模拟方法,研究了不同构型燃烧室掺混燃烧性能。结果表明,燃烧室扩张角度对燃烧效率的提高有影响,但作用效果有限;凹腔结构虽然促进了燃烧反应的进行,有利于提高燃烧效率,同时也带来了较大的内部阻力;扰流装置较大的提高了一次燃气与来流空气间的掺混度,对于燃烧效率的提高意义明显。

超燃冲压发动机控制方法

针对超燃冲压发动机地面试验和飞行试验的需求,本文论述了超燃冲压发动机控制的基本问题。在对这些基本问题认识的基础上,初步给出了超燃冲压发动机控制系统的基本框架,探索了控制任务的解决方案。主要包括推力控制、燃烧模态控制、进气道控制、调节/保护多回路切换控制和发动机/飞行器一体化协调控制。最后对超燃冲压发动机控制未来发展进行了展望。

超燃冲压发动机燃烧室主动冷却设计研究

超燃冲压发动机燃烧室主动冷却模型制造和热考核试验的费用高昂、周期长,为了降低试验风险,采用三维计算和经济的验证试验相结合的方法开展了超燃冲压发动机燃烧室主动冷却设计。冷却结构基本参数设计和侧壁冷却流动设计是确定设计方案的两大基础,前者采用三维传热计算结合冷却面板传热验证试验完成,后者采用超临界燃料流动三维并行计算结合水流动验证试验完成。在此基础上,经过多轮的结构设计与三维传热及强度计算评估迭代,确定了最终的燃烧室主动冷却结构。设计的主动冷却燃烧室在来流马赫数2.5,总温1700K条件下成功通过200s热考核试验,表明所采用的设计方法、验证试验和计算工具是有效和可信的。

高马赫数来流超燃冲压发动机燃烧流场分析

以模拟自由来流马赫数12的地面试验氢燃料超燃冲压发动机为研究对象,应用商用计算流体力学软件CFD++;针对高马赫数来流下的超燃冲压发动机的典型流场结构、空间释热分布、预混/非预混燃烧模式和火焰稳定机理开展了分析研究。计算中采用7组分、9反应步的氢气/氧气动力学模型,使用壁面函数结合两方程剪应力输运模型,基于雷诺时均化方法开展计算,数值结果与试验数据相符较好。1)验证了CFD++软件在高马赫数来流下的适用性和计算精度;2)分析了高超声速来流下的燃烧室流场特征;3)获得了高马赫来流条件下的发动机燃烧效率、释热区间、预混/非预混燃烧模式的空间分布规律;4)为进一步开展高马赫数下的发动机精细化流场计算和多尺度燃烧过程研究提供了重要依据。

Ma=4液体碳氢燃料超燃冲压发动机点火试验

在模拟飞行马赫数Ma=4,飞行高度H=20 km的条件下,针对不同燃料喷射方式、不同点火位置以及不同燃料当量比,进行了液体碳氢燃料超燃冲压发动机内点火过程的直连式试验研究。试验结果表明,在低飞行马赫数条件下,采用火花塞+引导氢的点火方式可以顺利实现单一点火位置条件下的火焰传播过程,并最终在整个燃烧室内实现各喷射位置燃料的燃烧;采用火花塞+引导氢的点火方式有利于实现煤油的点火、火焰维持与稳定燃烧;对于多位置喷油方案,引导氢与煤油的相对位置和当量比配比会使各喷射位置煤油的燃烧产生相互影响;试验最终在当量比0.66的条件下实现了煤油自持、稳定的燃烧。

空气节流对乙烯燃料超燃冲压发动机流场结构影响研究

空气节流可以有效地实现超燃冲压发动机燃烧室燃料的稳定燃烧,采用非定常数值模拟和地面试验研究了空气节流作用下乙烯燃料超燃冲压发动机的流场特性。结果表明:在燃烧室入口马赫数2、静温530K,静压0.1MPa,845mm处节流条件下,冷流流场达到稳定所需时间较短,约为2ms;在空气节流开始后的6ms注入燃料实现发动机的起动点火是合适的;28ms后燃烧流场稳定,流场呈现短周期的小幅振荡,周期约为0.86ms,振荡对流场的影响很小;壁面压力数据的数值模拟结果与试验结果匹配良好,数值模拟更加全面地给出了流场结构信息。

超燃冲压发动机进气道不起动仿真研究

对超燃冲压发动机进气道-隔离段进行了二维稳态流场数值模拟,给出了超燃冲压发动机进气道起动到不起动整个过程的数值模拟结果。得到了不同压比下、不同攻角下进气道-隔离段内部流场等压线图,分析了进气道-隔离段壁面静压分布特性,初步给出了进气道不起动状态的判断准则。

超燃冲压发动机二维进气道多级多目标优化设计方法

提出了超燃冲压发动机二维进气道的多级多目标设计方法。选择总压恢复系数、压升比和阻力系数为性能目标,引入多级设计概念,分别基于一维气动力学分析方法和计算流体力学方法,采用混合遗传算法对4楔角外压和2楔角内压混合压缩进气道进行了多级多目标优化设计,得到了问题的Pareto非劣解集。采用上述方法可以提升超燃冲压发动机进气道的设计水平,得到高性能的设计方案。

固体燃料超燃冲压发动机原理性试验研究

进行了固体燃料超燃冲压发动机实验研究,并成功进行了点火和燃烧实验,包括固体碳氢燃料超音速燃烧试验和聚甲基丙烯酸甲酯(PMMA)超音速燃烧试验。实验验证了固体燃料在超音速气流中能可靠点火,并保持了火焰的稳定燃烧,获得了固体燃料的超音速燃烧内弹道特性,同时研究了固体燃料PMMA在超音速气流中的燃烧,分析了其在超燃冲压燃烧室内的退移规律,认为燃料退移速度随时间变化,燃烧趋向于将燃面轮廓变平,区域显示圆柱形。