背景波系下的隔离段激波串运动特性及其流动机理研究进展

对高超声速进气道-隔离段激波串在复杂背景波系下的突跳运动特性及其流动机理的最新研究进展进行了综述，涵盖了背景波系作用下的激波串运动特性、突跳机理和突跳运动特性的数学描述方法，以期对高超声速进气道相关研究工作提供一定的参考。首先，对固定背景波系和变化背景波系下的激波串运动特性和突跳机制进行阐述，指出隔离段壁面压力顺压力梯度和逆压力梯度的交替变化是激波串突跳特性产生的内在物理机制。其次，对背景流场下隔离段激波串突跳运动的触发机理和触发条件进行了讨论。最后，基于对运动特性和突跳机制的认识，尝试给出了背景波系作用下的隔离段激波串运动特性的数学模型，为激波串前缘位置控制提供参考。     

基于SIMULINK的超声速进气道仿真方法

将进气道一维流动的偏微分方程离散为一系列可积分的线性常微分方程,基于此创建了超声速进气道仿真模型,提出了一种基于SIMULINK的进气道仿真方法,模拟了来流参数和燃烧室反压扰动时流场内各个参数的变化规律。对一个一维变几何超声速进气道进行仿真,获得了结尾正激波的稳态特性及动态特性。该模型定义并输出了激波位置,有效地将一维超声速进气道的分布参数问题转换为零维问题,解决了系统分析与控制系统设计中无法实现集总参数的困难。     

基于粗糙基的高超声速进气道起动/不起动分类方法研究

进气道起动/不起动状态检测是高超声速进气道研究的重要内容,它是进气道保护控制的基础和前提.针对这一问题,对高超声速进气道进行了不同边界条件下的二维稳态流场数值模拟.提出了利用粗糙集方法对进气道的测点进行约简处理,得到了进气道起动/不起动的分类准则,对分类准则进行了内在的物理机制分析,并利用其它工况数据对判断准则进行了验证.验证结果表明了分类准则的正确性.     

"X"布局高超声速倒置进气道激波与附面层干扰

采用标准k-ω SST湍流模型数值计算方法,针对二元高超声速倒置进气道激波与附面层严重的干扰现象,采用分流楔抑制激波与附面层干扰方法,对有无分流楔的进气道性能及流动机理特征进行了详细的研究。结果表明:采用分流楔的流动控制方法,有效抑制了激波/附面层产生的分离包对进气道内流动的干扰;提高倒置进气道的气动性能,进气道的总压恢复系数和流量捕获系数均有提高,计算模型的壁面总阻力系数得到一定程度的减小。数值计算结果表明,在分流楔尾迹中强剪切流动在一定程度上缓解了激波与附面层干扰的强度;在分流楔后缘存在稳定的横向涡,由于气流进入尾迹驻涡是来自附面层外的总压较高的高能流体,提高了附面层的抗逆压能力;由于尾迹驻涡的存在使得分离涡没有向弹体周向扩散,减小了阻力。该方法实现了对高超声速倒置进气道激波/附面层干扰的抑制,揭示了其抑制的机理。     

基于支板稳燃的超声速火焰特性研究进展

以超燃冲压发动机燃烧室为主要研究对象,对超声速气流中的火焰稳定机理及火焰传播特性的研究进展进行了综述,涵盖了不同稳燃器的超声速燃烧室中的火焰特性及火焰稳燃机理分析、火焰传播及振荡特性等研究内容,旨在揭示超声速气流中的火焰特征并进一步实现燃烧室的性能优化,以期对超声速燃烧室的火焰特性相关研究提供一定的参考。首先,从燃烧室流动及燃料驻留时间的角度分析了超声速火焰稳定的难点,进一步分析了超声速燃烧室中火焰稳定的基本判据,总结了当前两种主流的火焰稳燃模式,分析了支板稳燃器在增强燃料掺混方面的优势,并以支板稳燃为主要侧重点进行了后续火焰特性的研究;其次,从增加燃料驻留时间和减小燃料化学反应时间两个角度总结了当前实现超声速火焰稳定的基本方法及稳燃原理。最后,讨论了火焰稳定之后的燃烧室火焰动态特性,包括火焰传播特性和火焰振荡特性,为后续的燃烧优化提供参考。     

基于粗糙基的高超声速进气道起动／不起动分类方法研究

进气道起动／不起动状态检测是高超声速进气道研究的重要内容，它是进气道保护控制的基础和前提。针对这一问题，对高超声速进气道进行了不同边界条件下的二维稳态流场数值模拟。提出了利用粗糙集方法对进气道的测点进行约简处理，得到了进气道起动／不起动的分类准则，对分类准则进行了内在的物理机制分析，并利用其它工况数据对判断准则进行了验证。验证结果表明了分类准则的正确性。     

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。     

抽吸对高超声速进气道抗反压能力的影响

对不同抽吸开孔率下某典型高超声速进气道进行了二维数值模拟,简要分析了压比变化对隔离段内部流场的影响,在该分析的基础上讨论了附面层抽吸对进气道最大抗反压能力的影响,给出了最大抗反压能力随抽吸流量之间的变化规律,分析了采用附面层抽吸技术提高进气道抗反压能力的原因.分析结果表明:采用附面层抽吸技术能够提高进气道的抗反压能力,相当于增加了隔离段的长度.抽吸孔面积越大,相对抽吸流量越大,进气道的抗反压能力越大.      

冲压发动机进气道不起动边界分析

不起动边界是超声速进气道研究的重要内容,它是进气道保护控制的基础和前提。针对这一问题,对冲压发动机进气道进行了不同边界条件下的数值模拟,对稳态流场结果进行了分析。基于仿真数据,利用量纲分析工具对进气道最大抗反压能力进行了分析,讨论并给出了两进气道流动的相似条件。分析结果表明:在不考虑攻角变化的条件下,进气道不起动边界主要与来流马赫数有关。     

基于多入多出平衡流形展开模型的涡扇发动机反馈线性化滑模控制

针对涡扇发动机内部状态大范围变化条件下,单点线性控制器控制效果不佳而线性变参数控制器求解困难的问题,提出了一种基于多入多出平衡流形展开模型的涡扇发动机反馈线性化滑模变结构控制。首先,采用多入多出平衡流形展开模型辨识技术,获得仿射型的涡扇发动机数学模型。随后,利用反馈线性化将平衡流形展开模型解耦,经过坐标变换获得可用于控制系统设计的线性结果,考虑了具有误差项和饱和函数的指数趋近滑模控制律来提高控制系统的鲁棒性,完成了基于平衡流形展开模型的多变量涡扇发动机反馈线性化滑模控制器设计。最后,在非线性部件级模型上开展了控制器验证。在平衡流形展开模型设计工况,增益控制和滑模控制的控制效果表明,基于平衡流形展开模型的反馈线性化方法能够获得涡扇发动机良好的控制效果。同时,在平衡流形展开模型稳定但精度无法保证的非设计飞行工况,反馈线性化滑模控制器能够进一步抑制不确定性的影响,保证转子转速和发动机压比的跟踪控制效果。