基于响应面法的超燃冲压发动机进气道多目标优化(英文)

基于响应面法进行了二维混合压缩超燃冲压发动机进气道的多目标优化研究。采用均匀试验设计确定试验方案,运用计算流体动力学求解进气道的性能。根据分析结果构造了响应面近似模型,该模型采用了完全二阶多项式模型。通过响应面近似模型的优化,实现了超燃冲压发动机进气道优化,得到了Pareto最优集。结果表明,采用均匀试验设计和响应面法可以大大减小数值模拟的计算量,提高优化效率。

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。

碳氢燃料超燃冲压发动机进气道与燃烧室匹配性能试验研究

在模拟飞行马赫数Ma=6,高度25km条件的液体碳氢燃料超燃冲压发动机自由射流试验中,对比研究了4种不同进气道,不同燃烧室入口条件下模型发动机的点火与燃烧性能。试验结果表明几何内收缩比3的侧压式进气道的出口压强低而无法实现模型发动机的点火;进气道增加部分前体压缩,模型发动机则能够维持稳定燃烧,得到正推力;采用较高收缩比5 35的三维进气道的出口流场畸变程度较高,降低了隔离段抗反压的能力,会对燃烧性能产生很大影响,燃烧效率、发动机推力显著下降,甚至可能导致发动机熄火。不同长度的隔离段对比研究表明隔离段加长能够提高抗反压能力,有助于实现煤油分级燃烧,提高燃烧效率。

超燃冲压发动机进气道表面热结构设计与分析

基于超燃冲压发动机进气道表面的热环境,考虑采用结构防热来实现进气道表面的有效热防护.对进气道表面进行了隔热网结构和瓦楞结构两种方案的热结构设计,并分别对两种方案设计的热防护效果进行了仿真计算.结果表明,在设计工作时间内两种热结构设计都满足工作在材料许用温度范围内的要求,可以实现有效热防护.并在计算结果基础上,对两种方案结构进行了分析比较,指出了瓦楞结构的防热效果更佳.

超燃冲压发动机进气道内流特征及性能数值模拟

为研究不同来流马赫数、进气道出口反压、攻角以及壁面温度等参数对进气道内流特征及性能的影响,利用Fluent软件对超燃冲压发动机进气道内流场进行数值模拟。结果表明,来流马赫数小于设计马赫数时,产生溢流,且马赫数越小,溢流越大;随着反压的增大,进气道隔离段下游有明显激波串形成且不断向上游推进,导致总压恢复系数减小;攻角对进气道性能的影响与来流马赫数的影响具有一定的相似性;壁面冷却对进气道附面层发展及入口处分离包的形成有着重要的影响。

超燃冲压发动机进气道特性及传感器选择研究

针对超燃冲压发动机进气道状态监测系统的需求,通过对超燃冲压发动机进气道进行二维流场数值模拟,得到了超燃冲压发动机进气道在不同马赫数、不同反压下的数值模拟结果,进而通过分析进气道从起动状态到不起动状态下的壁面静压分布特性,给出了进气道起动状态的初步判断准则。在确定了进气道监测参数的基础上,将可拓学理论用于超燃冲压发动机传感器选型中,建立了超燃冲压发动机传感器选型的综合评价方法,并以压力传感器选型算例验证了该方法的可靠性。该研究为超燃冲压发动机参数测量方案制定和状态监测系统设计提供参考。

超燃冲压发动机进气道内激波/边界层干扰研究

外界存在多种因素引起隔离段反压增加,将直接影响到进气道内波系的结构和强度,进而影响到因激波诱导而分离的边界层情况.在设计状态下,建立二维的进气道模型,运用RSM湍流模型,对单个超燃冲压发动机进气道隔离段内复杂流场进行数值模拟.得到对应不同反压时,超燃冲压发动机进气道的激波与边界层相互作用情况.研究发现,反压为0时,隔离段内分离区较大,出口马赫数较低,尾部波系较弱,为燃烧室稳定燃烧提供有利条件.随着反压的增加,即使总压恢复系数有所增加,但隔离段尾部的气流稳定性降低.因此,要合理调节隔离段反压大小,以便更好地协调总压损失和尾部气流稳定性的矛盾,对于进气道工作最优化的控制起到一定的参考作用.

超燃冲压发动机进气道低马赫数起动性能研究

为探讨高超卢速进气道在低马赫数普遍存在的起动问题,采用等激波强度法设计了超燃冲压发动机二维混压式前体/进气道,给出了前体/进气道的几何尺寸,对所设计的进气道在设计状态、非设计状态的性能与流场进行了数值模拟,对低马赫数下进气道的起动问题进行了研究。研究表明:设计的进气道附加阻力较小,总压恢复系数较高,在低马赫数下通过附面层抽吸可以满足起动要求,抽吸位置对进气道的起动性能影响很大,靠近回流区前侧抽吸最具有效果。

利用多点皮托管测量静压的超燃冲压发动机进气道空气捕获率

提出了利用多点测量耙的发动机进气道空气捕获率测量法。该方法是在发动机模型出口安装多点压力测量耙,根据发动机出口的压力测量结果测定空气捕获率。介绍了通过发动机燃烧试验证明该测量方法的优点及其可行性。

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。

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。

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%。

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。

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。

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。

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。

二维超燃冲压发动机磁控进气道的数值模拟

针对飞行马赫数大于设计马赫数的情况,采用二维磁流体动力学方程对磁控进气道进行了数值模拟研究。数值模拟结果表明磁流体装置的电磁作用可以使非设计马赫数下进气道激波满足SOL(shock on lip)条件,并使出口处的流动变得均匀。分析了磁流体作用位置、宽度和深度等关键控制参数对该类进气道性能的影响,计算结果表明,磁流体作用区域越靠近飞行器前缘,而且在纵向越深,则进气道出口处的流动越均匀,但流率会有所下降;若磁流体作用区域较宽,则需较小的磁场就能使非设计马赫数下进气道的激波结构满足SOL条件。

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

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。

超燃冲压发动机磁控进气道设计影响因素分析

阐述了磁控进气道的基本原理,建立了一维数学模型。对磁控进气道设计影响因素磁感应强度、负载系数和通道截面积变化率进行了特性分析,得到磁控进气道出口参数随设计参数的变化规律,为磁控进气道设计提供了依据。给出了一组磁控进气道设计参数,仿真结果表明采用磁控进气道技术可以有效地调节燃烧室进口来流状态,提高比冲,拓宽飞行马赫数范围。