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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。 相似文献
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为了评估不同燃料燃烧加热的空气污染对超燃冲压发动机性能的影响,重点研究了相同流动匹配条件下四种不同燃料燃烧加热的超燃冲压发动机性能(氢、甲烷、酒精和煤油)。对相同流动匹配条件下,地面模拟飞行Ma=6,高度25km的超燃冲压发动机流道性能采用数值模拟进行了评估,并将之与飞行条件下的发动机性能进行了对比分析。结果表明,不同加热方式对进气道升力和升阻比有显著影响(升力最大差异>8%,升阻比最大差异>6%),对超燃冲压发动机性能也有显著影响,比推最大差异97N·s/kg,燃烧效率最大差异11%。 相似文献
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超燃冲压发动机与飞行器紧密耦合,使得在地面试验直接测量发动机流道有效推力非常困难。为了更有效获得发动机推力性能,提出了一种基于机体推进一体化性能试验的评估方法,基于脉冲燃烧风洞带动力一体化测力试验直接获得飞行器的整机净推力。基于净推力加机体外阻的方法获得了发动机有效推力。同时提出了一种通过流量计测量飞行器机体外阻的试验技术,并对测量误差进行了分析(均方根误差小于2.54%)。与传统的台架推力差减内阻的方法相比,该方法把发动机流道内阻计算转为飞行器机体外阻计算或测量,为超燃冲压发动机推力性能评估提供了一种全新思路。 相似文献
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超燃冲压发动机二维热环境数值模拟 总被引:1,自引:0,他引:1
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. 相似文献
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对近期有应用前景的碳氢燃料(煤油)超燃冲压发动机性能进行了计算。探讨了固定几何尺寸(不可调)的超燃冲压发动机有效推力系数、有效比冲和有效单位推力等主要性能参数变化的定量范围。计算表明,几何尺寸不可调的煤油超燃冲压发动机将可能成为巡航马赫数6左右的导弹动力装置。 相似文献
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针对燃烧加热地面试验设备存在的工质污染问题,采用数值模拟方法研究了燃烧加热污染空气对氢燃料超燃冲压发动机性能的影响。以飞行马赫数Ma=6.5,当量油气比ER=0.6为计算基准状态,分别对纯净空气和污染空气来流下氢燃料超燃冲压发动机的整机流场和性能进行了对比计算分析。燃烧化学反应模拟采用了改进的H2/O2七组分八方程模型,湍流模型为标准的k-ε模型,并采用直连式燃烧室试验数据进行了数值方法的验证。研究结果表明:(1)相对于纯净空气来流,污染空气来流下的超燃冲压发动机推力和比冲均有所下降。(2)采用酒精燃烧加热器的前提下,来流参数匹配静温、静压、马赫数时,发动机性能与纯净空气来流下的结果最为接近,而匹配总温、总压、马赫数时相差最大。(3)来流参数匹配总焓、静压、马赫数的前提下,采用氢燃烧加热器时发动机性能与纯净空气来流下的结果最为接近,而采用甲烷燃烧加热器时相差最大。 相似文献
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吸气式高超声速飞行器机体推进一体化技术研究进展 总被引:17,自引:3,他引:14
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。 相似文献
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在发动机控制系统设计中,为了缩短设计周期、降低研发成本,需要建立面向控制的、较为精确的、实时性高的超燃冲压发动机性能计算模型,以保证模型精度、提高计算速度为研究目标,基于多核高性能计算仿真平台,开展了面向控制的超燃冲压发动机一维模型实时性优化工作。运用简化计算流程、改进C语言程序、开拓缓存区等方法有效提高了一维模型计算速度。创新性地尝试了计算流体力学并行化方法,对隔离段和燃烧室一维模型进行结构分解。计算网格平衡分配至多个中央处理器,并借助核间数据通讯实现多核并行计算。与串行模型计算结果对比,七核并行计算模型性能参数偏差不超过0.1%,全工况仿真时间小于30ms,计算耗时较优化前缩短了75%以上。实时性优化后的多核并行模型计算精度高、速度快、收敛性好,可以作为超燃冲压发动机控制系统设计和半实物仿真验证平台。 相似文献
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吸气式高超声速技术研究进展 总被引:14,自引:10,他引:4
总结了中国空气动力研究与发展中心(CARDC)在吸气式高超声速技术在试验设备、超燃冲压发动机、数值模拟以及机体/推进一体化飞行器等方面的研究进展。介绍了三种类型的高焓设备:脉冲式燃烧加热风洞、连续式燃烧加热风洞和电弧风洞。通过多种尺度的超燃冲压发动机的直连式和自由射流式试验,获得了发动机的基本性能及其随油气比、喷孔位置等的变化规律。对比连续式和脉冲式风洞试验结果,得知工作时间大于100 ms的脉冲式燃烧设备是开展发动机基本性能研究的经济、高效试验手段。成功研制了三维大规模并行数值模拟软件平台AHL3D并广泛应用于发动机研究。在0.6 m风洞中,完成了1.5 m带动力飞行器试验,获得了发动机工作和不工作状态下的飞行器推阻及升力特性。 相似文献
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为了获得外形控制参数对吻切锥乘波构型性能的影响程度,通过分析吻切锥乘波构型的生成特点和生成方法,在其参数化设计的基础上,运用正交试验设计方法分析了各个控制参数乘波构型性能的影响,确定了对气动性能和容积率影响较大的参数,为进一步合理确定优化空间和优化策略提供指导。运用CFD方法对典型外形进行了性能分析,结果显示:吻切锥乘波构型具有较高升阻比,下表面中心区流动均匀,可为高超声速飞行器机身/进气道一体化提供参考。作为应用,基于正交试验结果设计了以吻切锥乘波构型作为前体的一个高超声速飞行器,验证了设计方法的合理性。 相似文献
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为了探寻超燃冲压发动机工程设计的方法,解决超燃冲压发动机燃烧室严峻的热防护问题,设计了一种基于碳化硅陶瓷基复合材料的复合结构形式的主动冷却结构方案;建立了超燃冲压发动机燃烧室热结构设计模型和燃烧室惰性质量估算模型;基于遗传算法,以热结构各层厚度、槽宽、肋宽和肋高为待优化参数,进行了单目标和多目标优化设计。以燃烧室惰性质量最小为目标进行优化设计后,惰性质量减少了21.7%,得到最小惰性质量下的热结构尺寸;以惰性质量最小、冷却液流量系数最低为目标进行优化设计后,得到了Pareto最优前沿及对应的热结构尺寸。 相似文献
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Aerodynamic configuration integration design of hypersonic cruise aircraft with inward-turning inlets 总被引:1,自引:0,他引:1
In this work,a novel airframe/propulsion integration design method of the wing-body configuration for hypersonic cruise aircraft is proposed,where the configuration is integrated with inward-turning inlets.With the help of this method,the major design concern of balancing the aerodynamic performance against the requirements for efficient propulsion can be well addressed.A novel geometric parametrically modelling method based on a combination of patched class and shape transition (CST) and COONs surface is proposed to represent the configuration,especially a complex configuration with an irregular inlet lip shape.The modelling method enlarges the design space of components on the premise of guaranteeing the configuration integrity via special constraints imposed on the interface across adjacent surfaces.A basic flow inside a cone shaped by a dual-inflection-point generatrix is optimized to generate the inward-turning inlet with improvements of both compression efficiency and flow uniformity.The performance improvement mechanism of this basic flow is the compression velocity variation induced by the variation of the generatrix slope along the flow path.At the design point,numerical simulation results show that the lift-to-drag ratio of the configuration is as high as 5.2 and the inlet works well with a high level of compression efficiency and flow uniformity.The design result also has a good performance on off-design conditions.The achievement of all the design targets turns out that the integration design method proposed in this paper is efficient and practical. 相似文献