超燃冲压发动机性能的初步分析

超燃冲压发动机是发展高超声速技术的关键,以其为动力装置的高超声速巡航导弹、高超声速飞机和空天飞机对于国防安全、未来空间作战和航天运输都有重要意义.用热力循环的方法对超燃冲压发动机的性能作了初步的分析,建立了超燃冲压发动机准一维性能计算分析模型,并分析了一些影响参数对发动机效率的影响.准一维的性能计算方法可作为多层次高超声速动力推进系统性能计算模型的第一层次的计算模型,具有简单、快捷的特点.影响参数的分析可应用于高超声速飞行器概念设计阶段飞行器主要的设计参数和飞行参数的计算和确定.     

超燃冲压发动机二维热环境数值模拟

对超燃冲压发动机热环境进行了研究和计算.以二维N-S方程和一维瑞利加热规律为基础, 建立了超燃冲压发动机内流场的热环境计算模型;用MacCormark预测-校正格式编写了数值计算程序;对飞行马赫数Ma=6和Ma=8两种工况的超燃冲压发动机内部热环境进行了数值模拟, 得到了发动机内部流场的温度分布和壁面热流分布;对计算结果进行了分析.结果表明, 采用二维无反应流体计算和一维加热规律相结合的方法, 在超燃冲压发动机热环境研究中是可行且有效的.      

超燃冲压发动机性能预测工程方法

基于一维流体动力学守恒关系模型和燃烧化学平衡流动假设,建立了超燃冲压发动机内推力、比冲与尾喷管出口压力的关联式,消除了以往实验中存在的超燃冲压发动机性能评估的困难。利用该关系式对超燃冲压发动机燃烧室实验模型推力增益进行了计算,通过与实验测量值的对比,校核了燃烧效率。对配合现有燃烧室模型、进气道和尾喷管的一体化发动机推力性能进行了评估,获得了发动机内推力系数、比冲与尾喷管出口压力关系曲线,为超燃冲压发动机性能快速评估和优化设计提供依据。     

超燃冲压发动机一体化设计与优化方法研究

建立了超燃冲压发动机一体化设计的优化模型，研究了超燃冲压发动机在总体性能要求与约束条件下，进气道、燃烧室（含隔离段）、尾喷管之间的性能匹配和参数优化。针对将计算流体力学（CFD）方法应用到优化设计过程中所带来的运算量巨大的问题，引入了基于PVM（并行虚拟机）的遗传算法，为包含有复杂流场计算过程的优化设计问题提出了一条易于实现并经济、可靠的解决途径。     

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...     

超燃冲压发动机流量匹配的临界流量法

为了使用基于积分方程的超燃冲压发动机性能计算模型模拟跨燃、亚燃工作模态,用临界流量法建立用于表征燃烧室热壅塞程度的残差方程,并以隔离段出口静压为独立变量,通过牛顿迭代法迭代求解残差方程,模拟了燃烧室内存在临界截面（即喉道）但不出现热壅塞的实际跨燃、亚燃工作状态。结果表明：该方法能够确定有喉道的超燃冲压发动机燃烧室一维参数分布,并具有计算精度高、计算速度快、收敛性好等优点,可以为基于积分方程的超燃冲压发动机性能计算模型求解提供一定的参考。     

高超声速超燃冲压发动机实时模型仿真研究

给出了一种高超声速超燃冲压发动机实时模型建立方法.发动机采用基于特性的部件级建模思想，考虑了燃烧室的容积效应，其中，在计算进气道参数时给出一种计算激波角的方法，该方法能够一次得到激波角，不需数值解法，在保证精度的同时简化了计算过程.该发动机动态模型通过数值积分来完成，避免了循环迭代，提高了模型计算速度与实时性.以某超燃冲压发动机建模为例, 通过闭环仿真实验得到在动态过程中响应时间在1s左右，超调量为0.5%.仿真结果表明:该建模方法满足提高实时性的要求，有助于对此类发动机动态过程进行控制研究.      

基于集总参数方程的超燃冲压发动机性能计算模型

针对目前常用的基于微分方程的超燃冲压发动机性能计算模型的不足,提出了基于集总参数方程的超燃冲压发动机性能计算模型。将基于控制体法的0D积分形式的守恒方程(流量连续方程、动量守恒方程和能量守恒方程)和化学动力学模型相结合,辅以临界流量法,应用于隔离段和燃烧室的1D流场计算,实现了双模态超燃冲压发动机各种模态的隔离段和燃烧室的流量平衡计算,可以捕捉到热力学喉道,确定了隔离段流动状态和燃烧室的工作模态,进而实现超燃冲压发动机全飞行包线内和全工况下的特性计算。计算结果表明,基于集总参数方程的计算模型不但能够克服基于微分方程的计算模型的缺点,而且还具有计算精度高、计算速度快、收敛性好等优点,为超燃冲压发动机总体性能计算和方案设计提供了一种很好的参考。     

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。     

超燃冲压发动机燃烧室传感器最佳位置选择

超燃冲压发动机的燃烧控制和性能评估需要有效的燃烧室测量信息, 而如何确定传感器的最佳位置和数量是非常重要的, 要求选择最小的传感器数目和最佳的测量位置来较准确的描述燃烧室工作特性.这是一个组合优化问题, 直接求解比较复杂.为此本文利用遗传算法对超燃冲压发动机燃烧室的测点位置和数量进行了选择, 利用遗传算法的全局最优搜索和大规模并行计算能力来获得最佳的传感器位置和数量.      

Maneuver control at high angle of attack based on real-time optimization of integrated aero-propulsion

To reduce the propulsion system installation thrust loss under high angle of attack maneuvering, a control method based on real-time optimization of the integrated aero-propulsion is proposed. Firstly, based on data fitting and physical principle, an integrated onboard model of propulsion system is established, which can calculate various performance parameters of the propulsion system in real time, and has high accuracy and real-time performance. Secondly, to improve the compatibility of optimization real-time performance and search accuracy, the online optimization control of aero-propulsion system is realized based on an improved trust region algorithm. Finally, by controlling the auxiliary intake valve, a good match between inlet and engine is realized, which solves the problems of intake flow reducing and total pressure recovery coefficient declining, and improves the installation performance of propulsion system. The simulation results indicate that, compared with the conventional independent engine control, the real-time integrated optimization method reduces the installed thrust loss by 3.61% under the design condition, and 4.58% under the off-design condition. Furthermore, the simulation on HIL (Hardware-In-the-Loop) platform verifies the real-time performance of integrated optimization method.     

基于显式预测控制的涡扇发动机控制器设计

模型预测控制因其能够较好地处理涡扇发动机约束问题且实现多变量控制而具有较大的应用潜力。为了解决传统模型预测控制算法在实际应用中存在运算量大、实时性较差的问题,基于显式模型预测设计了航空发动机多变量控制器。在控制结构上采用多速率双闭环系统,保证了控制精度;在计算上通过多参数规划将在线优化问题转化为线性函数计算问题,大幅度减少了计算量;在发动机从开环切闭环的过程提出一种增量式切换方法,实现无扰切换。数值仿真和硬件在环仿真结果表明,转速和压比稳态误差分别不超过±0.25%和±1%,控制器在25ms控制周期内能完成计算,满足嵌入式系统实时性要求。     

基于在线滚动序列核极限学习机的涡轴发动机非线性模型预测控制

针对涡轴发动机控制系统设计,提出了1种基于在线滚动序列核极限学习机的非线性模型预测控制方法。综合考虑直升机旋翼扭矩、燃气涡轮转速、动力涡轮转速、涡轮级间温度和压气机喘振裕度等信息,设计具有较好实时性、精度和泛化能力的多输出在线滚动序列核极限学习机作为预测模型,引入预测模型输出与发动机输出的误差进行反馈校正,利用序列二次规化算法在线求解包含限制约束的预测控制问题。在某型直升机/涡轴发动机综合平台的仿真环境中进行了直升机大幅度机动飞行仿真验证,结果表明:该模型预测控制器相比于传统串级控制具有更好的控制品质,可显著降低动力涡轮转速超调/下垂量。     

涡轴发动机/直升机综合控制仿真平台设计

建立了UH-60直升机/T700涡轴发动机综合控制数字仿真平台。基于VC++环境开发了包含UH-60直升机/T700涡轴发动机综合实时模型的上位机程序,与运行机载涡轴发动机+旋翼实时模型及在线优化控制模式的下位机程序。两者基于TCP/IP协议实时通讯,可进行模拟实际直/发综合优化控制的数字仿真实验。在该数字仿真环境下,分别给出了提高直升机常规飞行性能的多种优化控制模式仿真、变旋翼转速优化控制以及快速功率跟随控制模式仿真,充分表明该平台可为新一代直/发综合系统的开发研制提供一个可靠的前期数字仿真验证。     

吸气式高超声速飞行器机体推进一体化技术研究进展

吸气式高超声速一体化飞行器最显著的特点是子系统之间的耦合较其他类型飞行器更加强烈,这使得其设计具有挑战性。所有的子系统之间部件相互干涉,包括:气动、推进、控制、结构、装载和热防护等,特别是机体与超燃冲压发动机之间的耦合最为突出。飞行器的前体和后体下壁面既是主要的气动型面,又是超燃冲压发动机进气道外压缩型面和尾喷管的膨胀型面,在产生推力的同时也产生升力和俯仰力矩。机体与发动机的强耦合作用对飞行器的推力、升力、阻力、俯仰力矩、气动加热、机身冷却、稳定性和控制特性有直接的影响。本文介绍了国内外机体推进一体化技术的研究进展,重点介绍了中国空气动力研究与发展中心(CARDC)的相关研究工作,包括:密切曲锥曲面乘波进气道和基于双激波轴对称基准流场内转式进气道设计方法、独创的大尺度脉冲式燃烧加热风洞一体化飞行器带动力试验技术和高超声速内外流耦合数值模拟技术等。对高速飞行中激波边界层相互干扰、流动分离机理、可压缩湍流转捩及其控制、超燃冲压发动机燃烧流动机理等相关基础问题也进行了研究,强调了对高效高精度计算方法的迫切需求。     

Control-oriented Modeling for Air-breathing Hypersonic Vehicle Using Parameterized Configuration Approach

This article presents a parameterized configuration modeling approach to develop a 6 degrees of freedom (DOF) rigid-body model for air-breathing hypersonic vehicle (AHV). The modeling process involves the parameterized configuration design, inviscous hypersonic aerodynamic force calculation and scramjet engine modeling. The parameters are designed for airframe-propulsion integration configuration, the aerodynamic force calculation is based on engineering experimental methods, and the engine model is acquired from gas dynamics and quasi-one dimensional combustor calculations. Multivariate fitting is used to obtain analytical equations for aerodynamic force and thrust. Furthermore, the fitting accuracy is evaluated by relative error (RE). Trim results show that the model can be applied to the investigation of control method for AHV during the cruise phase. The modeling process integrates several disciplines such as configuration design, aerodynamic calculation, scramjet modeling and control method. Therefore the modeling method makes it possible to conduct AHV aerodynamics/propulsion/control integration design.     

直升机/发动机系统综合控制半物理仿真

基于直升机/发动机系统综合控制半物理仿真试验平台,针对直升机/发动机系统综合模型和综合控制算法进行数字与半物理仿真试验研究.提出了一种串级PID(proportional integration differential)+扭矩前馈+总距补偿的系统抗扰控制算法,并提出了基于机载简化发动机模型的多模式综合实时优化控制算法.试验结果表明:所建立的 直升机/发动机系统综合开闭环模型能够模拟发动机从起动到慢车再到直升机飞行的整个过程,自由涡轮转速超调量和下垂量均在4%以内,在不同飞行条件下,动静态品质均满足设计要求.本文还进行了综合系统多模式优化技术的半物理仿真,结果表明所设计综合控制律的良好工程应用前景.