柳有权[1]2001年在《发动机总体优化和性能模拟》文中指出结合固体火箭发动机CAD系统开发，本文应用面向对象技术与OpenGL技术建立了固体火箭发动机总体优化设计与性能模拟子系统，较为成功地解决了如下几个关键问题： 1．为固体火箭发动机初步设计提供了一个界面友好、交互性强、通用性好 的设计计算工具，克服了以往类似计算程序的不足； 2．可以在设计的基础上进行交互式优化，从优化变量、约束变量、目标函 数到优化方法都为用户提供了可供选择的余地； 3．对于质量特性的计算采用了离散积分的方法与发动机结构的图形构造结 合起来，从而保证了数据的内在统一性，结合OpenGL技术对发动机结构 进行了叁维实体造型显示； 4．结合发动机的总体性能计算，本文就发动机燃烧火焰进行了模拟，并结 合OpenGL技术进行了动态显示，从而使得本系统的可视性得到很大的改 观； 5．运用面向对象的思想将发动机划分成组件，然后通过不同的组件进行组 合可以构成不同的发动机结构，这样使得本系统的通用性得到很好的体 现，并进一步保证了系统的可扩展性，新结构类型的发动机只需要添加 没有的组件就可以了。 总之，本文给出了各种方法在固体火箭发动机总体设计中的应用。结合CAD技术给出了整个发动机初步设计的交互式过程，而且还能对大型固体火箭发动机进行总体优化设计，选择一定的发动机数学模型，而且利用计算机图形学上的知识对发动机进行叁维图形构造，基于OpenGL开发出了发动机结构显示和模拟燃烧的效果显示。整个软件框架采用面向对象技术来实现的，软件的模块独立性、动态连接性和可维护性都得到很好的体现。整个系统采用C++Builder作为主要开发环境，同时结合FORTRAN进行混合编程。
龚昊[2]2016年在《间冷回热涡扇发动机循环参数优化及间冷回热器设计方法研究》文中研究指明随着低油耗、低排放、低噪声成为民用航空发动机技术创新的重要驱动力,在对现有常规构型航空发动机的持续技术改进之外,发展以间冷回热涡扇发动机为代表的新概念节能环保航空发动机越来越受到重视。间冷回热涡扇发动机与常规循环涡扇发动机相比,由于引入了间冷器和回热器,发动机热力循环参数的匹配关系更为复杂。而间冷器和回热器设计的优劣很大程度上决定了该新概念发动机能否获得性能的改善。因此,发动机参数的优化匹配和间冷回热器的设计是间冷回热涡扇发动机技术研究中亟待解决的关键问题。本文针对这两个关键问题,从叁个层面展开研究:首先是模型和方法层面,包括间冷回热涡扇发动机的热力循环分析和计算方法研究,以及航空发动机用间冷回热器的优化设计方法研究;其次是工具和手段层面,包括发展适用于发动机总体设计阶段使用的间冷回热涡扇发动机性能计算分析程序和多种构型间冷回热器优化设计计算程序;最后是计算和分析层面,在前面研究工作的基础上,进行间冷回热涡扇发动机参数优化匹配和间冷回热器性能参数选择研究,并对间冷回热涡扇发动机的特性进行分析。在模型和方法层面,本文具体开展了以下研究工作:(1)通过发动机热力循环分析,明确了间冷回热循环技术改善发动机性能的本质,即间冷过程和回热过程改善了发动机部件的工作环境和发动机热力循环过程,在降低高压压气机压缩耗功的同时,减少了发动机排气余热导致的能量损失。然后根据航空发动机在结构、能量利用方式和使用环境等方面的特点,分析了如何在涡扇发动机上实现间冷回热循环,明确了间冷回热涡扇发动机的结构特点,特别是间冷回热器在发动机上的布局和换热方式。(2)对间冷回热涡扇发动机相关计算模型和方法进行了研究,包括发动机整机和部件的气动热力学模型,发动机NOX排放预估方法,发动机尺寸和重量估算方法,以及飞机推力需求计算和飞机航程计算等飞机相关计算方法,并提出了间冷回热涡扇发动机概念设计的流程。(3)以间冷回热涡扇发动机用间冷回热器为研究对象,针对航空发动机用间冷回热器的设计要求,提出了间冷回热器设计与优化的新方法,即将间冷回热器芯体计算方法与差分进化算法结合,进行间冷回热器设计问题的求解和间冷回热器的优化。在间冷回热器芯体计算方法方面,研究了间冷回热器芯体的热计算和流阻计算方法,以及不同构型间冷回热器的表面特性实验关联式;在差分进化算法方面,发展了适用于求解混合整数非线性规划问题的改进差分进化算法。在工具和手段层面,本文使用C++语言开发了两套数值模拟程序:(1)根据间冷回热涡扇发动机概念设计流程及发动机初步设计阶段的需要,开发了间冷回热涡扇发动机性能计算分析程序。该程序的功能和计算精度能够满足间冷回热涡扇发动机循环参数匹配和总体性能研究的要求。(2)将换热器热计算方法、流阻计算方法与改进差分进化算法相结合,开发了航空发动机用间冷回热器优化设计程序,可进行多种构型间冷回热器的设计计算,为航空发动机用间冷回热器的优化设计提供了支持。在计算和分析层面,利用所建立的方法和开发的计算程序,进行了以下叁个方面的研究:(1)以NASA N+1 AGTF作为基准发动机,对间冷回热涡扇发动机设计点热力循环参数优化匹配方法进行了研究。通过分析设计点参数(包括常规发动机热力循环参数和间冷回热涡扇发动机特有的参数)对发动机性能的影响,得到了间冷回热涡扇发动机设计点参数的匹配规律。(2)通过对不同构型的间冷器芯体和回热器芯体的性能参数分析,以及间冷器和回热器在不同推力级发动机上应用的适用性分析,选出了最适合的间冷器和回热器芯体构型及其在发动机中的布局方式。在此基础上,针对不同起飞重量和飞行任务的飞机,从发动机非安装性能的角度和飞机航线性能的角度,对间冷回热涡扇发动机间冷度和回热度的选择和最优匹配进行了分析。(3)为了评估间冷回热涡扇发动机非设计工况的性能,对间冷回热涡扇发动机的高度、速度特性和节流特性进行了计算分析,并研究了可变面积风扇外涵喷管和变几何低压涡轮对发动机特性的影响。最后,以N+1 ASAT作为背景飞机,利用上述方法进行了间冷回热涡扇发动机及其间冷回热器的概念设计,得到了发动机总体性能方案,并对比了间冷回热涡扇发动机与常规涡扇发动机的?损、推力、耗油率、尺寸、重量、排放等参数。研究表明,全包线内,间冷器和回热器都可以正常换热,间冷回热涡扇发动机的性能可以满足飞机要求。与基准常规循环涡扇发动机相比,间冷回热涡扇发动机的耗油率显着降低。但是间冷器和回热器会导致发动机重量大幅增加,一定程度上抵消了耗油率降低带来的收益。因此,发展轻质高强度的间冷器和回热器对于间冷回热涡扇发动机的工程实用是非常重要的。
施雨阳[3]2015年在《远程空空反辐射导弹总体优化设计技术研究》文中研究说明远程空空反辐射导弹是攻防对抗中打击敌方空中预警指挥中心的重要武器装备。该导弹以冲压发动机为动力,采用旁侧进气道同时兼做主升力面,各学科间存在强烈的耦合关系,且飞行性能与发动机工作状态相互作用,导致其总体设计面临一系列困难。为了得到合理可行的总体设计方案,采用理论分析、数值模拟相结合的方法,对总体设计中的基准方案论证与参数确定、冲压发动机性能分析、总体参数一体化设计及多学科设计优化等问题进行了深入研究。主要的研究内容如下:第一,依据作战需求提出并论证导弹战术技术指标;开展了典型飞行任务剖面、气动布局、动力系统、制导与控制系统等学科分析以及总体基本设计参数论证研究。确定了整体式液体冲压发动机为动力装置和采用旁侧进气道同时兼做升力面的方案。经过各学科综合协调反复迭代,提出了具有工程实用价值的远程空空反辐射导弹基准方案,为后续总体优化设计研究工作奠定基础。第二,基于气体热力学理论和准一维模型,按照分段处理发动机每两个截面间的气流参数,建立了包括进气道、燃烧室和尾喷管的冲压发动机性能计算模型。从总体需求出发,对冲压发动机性能进行了全面分析并深入研究了发动机设计参数对总体性能的影响。定量的给出了发动机设计参数和导弹总体性能之间的强耦合关系,为总体优化设计提供了理论指导。第叁,开展了导弹总体/发动机/轨迹一体化设计研究,将静态参数优化问题和动态轨迹优化问题拓展到静态/动态混合优化问题。确定了合理的目标函数、约束条件和设计变量,建立了以起飞质量最小的导弹总体/发动机/轨迹一体化优化模型。采用高斯伪谱法对静/动态最优控制问题进行求解。结果表明开展总体/发动机/轨迹一体化可有效提高导弹总体性能。第四,对吸气式导弹多学科设计优化问题进行深入研究。通过典型数学算例对叁种协同优化方法的性能进行考核与分析,确定了适用于导弹多学科设计寻优策略。在深入分析各学科之间的耦合关系基础上,建立了导弹总体协同多学科设计优化系统。基于i SIGHT软件集成平台完成了导弹总体多学科设计优化。结果表明建立的多学科设计优化框架可以有效对总体参数进行优化设计,进一步挖掘导弹总体设计潜力。
田小涛[4]2007年在《小型斜置倒流多喷管固体火箭发动机研究》文中研究表明本文采用理论研究和试验验证的方法,对斜置倒流多喷管固体火箭发动机进行了初步研究。完成了某型斜置倒流多喷管固体火箭发动机总体设计,提出了一种短工作时间发动机结构实现形式。初步分析了斜置倒流多喷管固体火箭发动机工作压强、喷管斜置角、喷喉直径、发动机总长、总重等主要总体设计参数之间的相互关系。对发动机装药设计、内弹道计算、点火装置设计、结构设计进行了简单介绍。利用UG软件完成斜置倒流多喷管固体火箭发动机实体建模,在此基础上用响应面法建立斜置倒流多喷管固体火箭发动机质量模型。以冲质比最大为优化目标,实现了定尺寸限制斜置倒流多喷管固体火箭发动机总体参数优化。初步确定斜置倒流多喷管固体火箭发动机工作压强一般选择原则是在满足推进剂稳定工作和性能发挥要求的基础上,设计较小的工作压强。应用Fluent软件对斜置倒流多喷管固体火箭发动机内流场进行了初步数值计算。结果显示,由于喷管斜置,在喷管喉部出现径缩现象,靠近喷喉壁面处流体粘性较大,且分布具有不对称性。由于喷管斜切,在喷管斜切段出现激波,影响发动机性能。同时激波有可能增加燃气在喷管扩张段形面过渡处的烧蚀和热交换。最后,本文简要介绍了斜置倒流多喷管固体火箭发动机试验方法和原理样机试验结果,验证了设计的正确性。本文的研究成果对于同类型发动机的研制具有工程借鉴意义。
车竞[5]2006年在《高超声速飞行器乘波布局优化设计研究》文中进行了进一步梳理高超声速技术是研究以吸气式发动机为动力的高超声速飞行器的技术，它代表着一个国家未来开发并利用空间的能力，是衡量军队战斗力和生存力的重要标志，具有重要的军事价值和广泛的应用前景；同时，高超声速技术又是一项集航空、航天技术优势相互融合的新领域，将极大地带动材料、推进、气动、控制、电子等学科领域的深入发展，由此成为二十一世纪航空航天技术领域的战略制高点。高超声速飞行器的气动布局和总体性能优化设计是高超声速飞行器的技术关键。由于它高空高速的特点、复杂的飞行环境和不同的执行任务，使得飞行器的优化设计难度较大，传统优化设计方法难以达到设计目标。对高超声速飞行器气动性能的总体优化设计，旨在总结和发展一套高超声速飞行器气动布局的总体优化设计理论与方法。论文以吸气式高超声速巡航飞行器为研究对象，通过建立飞行器的参数化模型，引入多目标遗传算法和多目标混合遗传算法，以巡航飞行阶段的气动力、气动热、雷达散射截面(RCS)、操稳性能、机身容积以及机体／推进的一体化作为优化目标，对高超声速飞行器气动布局的部件优化设计、总体优化设计和机体／推进一体化设计展开了全面深入的研究，取得了一系列创新成果：1)构造了高超声速飞行器气动布局和性能的总体优化设计框架。借助理论分析、工程计算、优化设计、构型分析对比和数值实验验证等手段，在高超声速飞行器几何建模、性能指标建模、优化算法建模的基础上，构造了高超声速飞行器气动布局优化设计的总体框架。2)总结和发展了一套高超声速飞行器气动布局优化设计的理论与方法，提出应从飞行器总体性能和全局、系统的高度出发对飞行器进行优化设计。总体性能应涵盖气动力、热、RCS、操稳特性、机身容积以及机体／推进的一体化，或根据飞行任务和坏境增加其它的性能指标。这一优化方法深化了传统优化设计思想，成为高超声速飞行器优化设计领域的新方法。3)建立了全面描述高超声速飞行器类乘波体外形的参数化模型。采用该参数化模型，可以描述所有同类高超声速飞行器的外形，并可将建立参数化模型的思想用于其它飞行器的参数化，提供了用数值方法优化具有复杂外形飞行器的技术基础。4)从优化设计的角度完善了各种性能指标的工程计算方法。在气动力、热和RCS的计算中，考虑了较多的影响因素，建立了较完整的性能指标计算模型。尤其是在RCS计算中，考虑了面元遮挡和多次反射效应；并针对翼身二面角结构具有梯形翼面和机身遮挡等特点，提出了等效照明面积概念，将理想二面角反射器的计算公式扩展到由不规则平面构成的有遮挡物存在的不完全二面角结构情况。5)在高超声速飞行器超燃冲压发动机性能分析的基础上，应用一维性能计算模型，进行了贯穿整个发动机流道的机体／推进一体化设计，克服了以往将前体／进气道和后体／尾喷管分开优化的缺陷。6)针对气动性能的总体优化设计，通过改进标准遗传算法，建立了有约束的基于Pareto级别概念进行全局和局部搜索的多目标遗传算法和多目标混合遗传算法；并首次将多目标混合遗传算法用于高超声速飞行器气动布局总体优化设计这类大规模复杂的多目标优化设计领域，获得了从不同角度、不同性能指标选择的优化结果——D、E、F、G、H最优布局构型，初步实现了设计目标，达到了优化效果。论文的研究工作，首次将多目标优化设计方法从常规飞行器引入到高超声速飞行器气动布局总体性能优化设计，克服了传统优化设计方法只注重飞行器局部性能，对总体性能涵盖不够的缺点，提高了飞行器的设计水平。同时，通过对优化设计构型的计算、分析和实验验证，总结出一套高超声速飞行器气动布局优化设计的方法与理论，具有重要创新意义和工程应用价值。
王超[6]2011年在《超燃冲压发动机总体方案设计与优化研究》文中指出本文建立了超燃冲压发动机的热力分析方法和系统子模型,形成了超燃冲压发动机总体设计方法,进行了给定任务下的总体方案设计,并对基准方案的内流道进行了优化。发展了修正的气流推力函数和超燃冲压发动机火用分析方法,进行了基于热力分析的总体参数设计和火用分析,结果表明:1)进气道设计参数中,压缩效率对发动机性能十分关键;相对于燃烧室阻力而言,燃烧效率对发动机性能影响更大;尾喷管膨胀效率和喷管出口压力均严重影响发动机性能,其中尾喷管出口压力的选择应在发动机推进性能和几何尺寸间取折衷;2)在等压燃烧假设下,存在进气道最佳出口温度,但其对发动机性能影响不大;3)整个系统的最大损失是排气损失,燃烧过程是内流道中主要的损失来源。研究了超燃冲压发动机总体设计参数体系与耦合关系、以及超燃冲压发动机设计流程,建立了进气道分析模型、发动机准一维分析模型,供应系统模型和发动机系统质量模型。应用建立的模型设计了超燃冲压发动机总体方案,设计了内流道、供应系统,进行了发动机质量估算。针对燃烧室的燃烧释热,研究了裂解气成分、型面变化和喷注对燃烧释热的影响。采用模拟退火方法对内流道进行了优化,取得了超燃模态下推力大幅提高的结果。结合火用分析方法,研究并对比分析了基准/优化构型的沿流向的一维火用、火用损分布,结果表明:1)与基准构型相比,推力有了较大提升;2)优化的构型是通过增强进气道/隔离段压缩、后移和均匀地分布喷注位置、配合燃烧室型面变化来实现大当量比下超声速燃烧;3)内流道火用损主要集中在主燃烧释热区域。
曹铭栋[7]2016年在《民用飞机发动机优化设计与排放分析方法研究》文中研究说明民用飞机发动机的总体性能优化设计一直以来是民用飞机发动机设计的一大热点问题。一般地,整个优化设计应该包括从飞机任务需求到发动机总体性能方案设计再到方案评估这一完整过程,而目前飞机任务需求、发动机总体性能方案设计、方案评估这叁部分往往相对独立,未使整个发动机设计体系成为一个有机的整体,影响了发动机设计的效率。特别是随着“绿色航空”成为民用航空工业发展的新趋势,对发动机方案的评估已不仅仅局限于发动机性能本身,还应该包括对污染物排放量、噪声的计算分析。本文就是针对以上问题,基于发动机总体性能方案设计流程,对民用飞机发动机优化设计与排放分析方法进行系统的研究,建立一套较为完整的民用飞机发动机优化设计与排放分析仿真系统。整个仿真系统根据发动机设计流程中各学科之间的相互关系,以及模块化集成软件的思想,可分为五大模块:飞机性能模块、发动机性能模块、飞机/发动机一体化设计模块、现代优化算法模块、污染物排放量的计算分析模块。飞机性能模块:为了使发动机设计更加具有针对性,同时也为提高飞机性能模块的计算精度,建立了一套基于飞机几何尺寸和翼型参数的升阻特性计算模型,对有增升装置和无增升装置下的飞机升阻特性进行了计算,将计算结果与参考值进行对比分析表明该方法与参考值吻合较好,弥补了升阻特性不易获取和计算精度低的不足;为了进一步详细地模拟飞机在全航线上的飞行过程,并由此评估发动机在全航线上的燃油消耗量与污染物的总排放量,基于飞行力学模型与民用飞机典型航线任务,采用比例积分控制法建立了民用飞机发动机全航线性能与污染物排放量的计算模型。发动机性能模块:根据气流在发动机内部的压缩、燃烧、膨胀做功、膨胀加速以及掺混过程建立了发动机气动热力计算数学模型,结合发动机空气系统引气准则和功率提取原则,对民用涡扇发动机设计点循环参数开展了分析研究;根据民用飞机发动机特有的控制规律,对六种发动机的工作状态(最大起飞、最大连续、最大爬升、最大巡航、空中慢车、地面慢车)进行了计算分析,特别针对大涵道比涡扇发动机在低转速下增压级的防喘问题展开研究,通过增压级喘振裕度反算增压级后放气量的方法,实现了发动机在低转速下的等喘振裕度控制计算;针对发动机的安装性能,采用实验特性与修正相结合的方法对进排/气系统的安装损失展开研究,计算分析了发动机在整个飞行包线内的安装性能。飞机/发动机一体化设计模块:主要对飞机约束分析与任务分析展开研究。首先运用约束分析模型,计算机翼载荷与起飞推重比之间的关系,并由此构成约束分析求解域;再以“低推重比高机翼载荷”的原则确定约束分析设计点;最后根据任务分析模型,结合飞机实际任务需求,初步确定了飞机的最大起飞重量和推力需求。现代优化算法模块:对比分析了现代优化算法对传统优化算法的优势,着重对本文所采用的差分进化算法展开研究。引入基于均熵的种群初始化方法、精英保留策略、改进后的罚函数以及自适应叁次变异进化方法对基本差分进化算法进行改进,增强了算法的全局搜索能力,提高了计算效率。污染物排放量的计算分析模块:分析了现有的排放计算方法,选择能与发动机总体性能模型相结合的修正模型法和多反应器模型法开展研究。在修正模型法中,详细介绍了修正模型法中的SAGE模型和AERO2k模型排放计算方法。在多反应器模型法中,从NO_x、CO、UHC、烟的生成机理出发,结合燃油雾化与燃油液滴蒸发模型、燃烧化学反应平衡模型、简化火焰锋面模型计算了CF6-80C2B1发动机地面典型工况下的NO_x、CO、UHC的排放指数和烟粒子的发烟数,并与ICAO数据库中的实测数据进行对比,由此表明多反应器模型法与实测数据吻合较好,拥有较高的计算精度。本文还对以上叁种模型的计算结果进行了对比分析,对比结果表明叁种排放计算方法所计算的结果在趋势上是相同的,而叁种模型计算结果的偏差程度根据污染物的种类和发动机工作状态的不同而有所不同。本文利用民用飞机发动机优化设计与排放分析仿真系统,以B767-200ER飞机为装机对象,对起飞推力级为250k N的民用飞机发动机优化设计问题展开研究。首先,利用飞机性能模块中的升阻特性模型计算了B767-200ER飞机的升阻特性,并将该升阻特性运用到飞机/发动机一体化设计模块中,结合B767-200ER飞机的任务需求,初步确定了飞机的最大起飞重量以及推力需求的初始值;其次,将以上初始值代入发动机循环参数优化模型中,通过将多约束条件下的发动机性能优化与飞机/发动机一体化设计相耦合进行迭代优化,求解出了当飞机最大起飞重量最小时的最优发动机方案;再次,利用发动机性能模块结合民用飞机发动机的典型控制规律,计算最优发动机方案在整个飞行包线内的安装性能;最后,将以上安装性能、飞机升阻特性模型运用到民用飞机发动机全航线性能与污染物排放量的计算分析模型中,结合排放计算分析方法,完成对发动机优化方案的性能与污染物排放量的评估。最后的评估结果表明,在满足B767-200ER飞机各个任务航段需求和原有效载荷不变的情况下,可使飞机的最大起飞重量下降约2.7%。优化后的发动机方案相比于原装配的PW4056发动机在加速与爬升段中拥有更好的加速性能和爬升性能,全航线上的燃油消耗量也有所下降,发动机经济性得以提升,其主要污染物NO_x、UHC在装配RQL(Rich Quench Lean)燃烧室后均有所降低,有效地提高了发动机的环境友好性。
黄兴[8]2014年在《超燃冲压发动机特性计算与一体化设计技术研究》文中提出随着未来战争中对时敏目标打击、高速突防以及全球快速打击等作战性能需求的日益凸显，吸气式高超声速巡航导弹已经成为世界各军事大国竞相发展的主战装备之一。由于吸气式高超声速飞行器与超燃冲压发动机高度一体化，导致其在气动、推进、冷却等学科与超燃冲压发动机性能之间存在着强烈的相互作用，这就要求高超飞行器必须与超燃冲压发动机进行一体化设计。本文在分析高超声速飞行器与超燃冲压发动机性能一体化设计要求的基础上，确定了高超声速飞行器与超燃冲压发动性能一体化的设计流程，综合采用了理论分析、数值计算和优化算法，建立了高超声速飞行器与超燃冲压发动机性能一体化设计的方法体系，完成了高超声速飞行器与超燃冲压发动机性能一体化初步设计与性能分析。为了快速并较为精确获得超燃冲压发动机性能，本文深入研究了进气道、隔离段、燃烧室和尾喷管的工作原理，提出了基于积分形式的部件几何构型设计及特性模拟的一维集总参数计算模型；在此基础上，提出了以流量平衡迭代计算方法为核心，以虚拟面积法为实现手段的基于积分形式的双模态超燃冲压发动机构型设计和性能的一维集总参数计算模型。在燃烧室一维设计和模拟计算中，采用了基于最小自由能的化学平衡技术计算不同静温、静压和燃油量下平衡反应的燃气参数，提出了针对亚燃模态燃烧室热力喉道求解问题的临界参数法，与虚拟面积法相结合，实现了双模态燃烧室各种模态计算，为燃烧室特性设计与模拟奠定了坚实的基础。采用基于积分形式的一维集总参数计算模型，进行了超燃冲压发动机整机几何构型设计，并重点对比分析了摩擦和接力点修正因素对进气道几何流路设计的影响；进行了超燃冲压发动机各部件特性模拟，重点研究了燃烧室分离超燃模态、跨燃模态、亚燃模态和最大供油模态的求解方法，详细描述了其求解过程并给出了各种模态的计算结果，在此基础上，详细分析了各个模态的流量平衡机理，最终将整机计算结果与相关数据进行对比分析，验证了模型的正确性；在发动机循环分析方面，进行了发动机循环参数－进气道出口马赫数与燃烧室油气比对发动机设计点性能的研究，选取了合适的循环参数值；在发动机供油控制规律方面，通过模拟获得不同发动机设计参数下的不同飞行状态下发动机最大状态时的部件特性，通过回归分析，获得了隔离段压升与进气道出口马赫数和燃烧室第二段扩张比之间的函数，并最终确立了以燃烧室燃油为控制变量，以隔离段压升为被控变量的最大状态闭环控制规律；进行了发动机总体性能模拟，获得了发动机节流特性、速度特性和最大状态单位推力特性。在高超声速飞行器/超燃冲压发动机性能一体化研究中，考虑两者高度一体化的特性，提出了结构/性能协调性分析模型，参考传统的飞机/涡扇发动机一体化的建模方法，提出了高超声速飞行器/超燃冲压发动机一体化设计方法；引入了导弹飞行的纵向面弹道模型，构建了助推器助推模型；在此基础上，提出了助推器/高超声速飞行器/超燃冲压发动机性能一体化模型。采用高超声速飞行器/超燃冲压发动机性能一体化模型，完成了给定飞行剖面高超声速飞行器/超燃冲压发动机性能一体化设计，获得满足任务约束需求的超燃冲压发动机设计参数，并通过一体化约束评估及任务分析，获得了沿飞行剖面的飞行器机动性、飞行器升阻特性、发动机整机性能、发动机各部件特性及飞行器的接力点总重；在此基础上，分别选择了以发射总重和接力点总重最小为优化目标，以爬升航段最小加速度不低于2.0m/s2为约束，以进气道出口马赫数、燃烧室第二段段扩张比和接力点马赫数为优化变量，采用外点罚函数法分别进行了高超声速飞行器/超燃冲压发动机和助推器/高超声速飞行器/超燃冲压发动机一体化优化设计，研究结果表明，在高超声速飞行器/超燃冲压发动机优化设计中，接力点总重减小1.71%，若将爬升航段最小加速度所要求的最小值降低到1.5m/s2，接力点总重减小8.14%，降低至1.0m/s2时接力点总重减小12.20%；在助推器/高超声速飞行器/超燃冲压发动机一体化优化设计中，选择爬升航段最小加速度不低于1.0m/s2，发射总重降低了13.66%。论文给出了面向具体飞行任务的考虑高超声速飞行器性能和双模态超燃冲压发动机性能的综合设计方法，为双模态超燃冲压发动机的设计、模拟、最大控制规律设计及助推器/高超声速飞行器/超燃冲压发动机性能一体化设计奠定了一定基础。
王伟[9]2015年在《涡轮增压固体冲压发动机燃烧组织技术研究》文中认为随着现代战争对战术导弹高速、高机动和远程打击能力要求的不断提高,希望导弹动力既能适应宽包线又具有高比冲。在这种需求背景下,提出了涡轮增压固体冲压发动机(Turbocharged Solid Propellant Ramjet,TSPR)这种新型吸气式动力。它有机结合了固体冲压发动机和空气涡轮火箭发动机(Air Turbo Rocket,ATR)两种发动机的性能优势,兼具宽包线和高性能的优点,是未来战术导弹最为理想的动力形式之一。发挥TSPR性能优势的前提是实现稳定高效的燃烧组织。与固体冲压发动机和ATR相比,TSPR燃烧组织中存在多股气流混合燃烧、进气方式不利于掺混等难点,并且缺乏相关技术基础,因此,开展TSPR燃烧组织技术研究对提高发动机整体性能和实现工程化应用具有重要意义。本文针对TSPR燃烧组织的特点和难点,通过理论分析、数值模拟和实验研究相结合的方法,开展了TSPR方案设计、燃烧特性实验、掺混燃烧增强技术和实验验证等研究工作。论文的主要研究工作和结论如下:(1)开展了TSPR方案设计,为燃烧组织技术研究提供了对象。对现有TSPR性能预示模型进行了改进,给设计提供了理论方法;针对TSPR的工作特点,提出了固体推进剂选择的原则,经过筛选确定驱涡采用固体碳氢富燃料推进剂,补燃采用含硼推进剂;针对地面原理实验设计了TSPR方案,涡轮增压系统采用单级离心压气机和冲击式涡轮,主要设计参数为:发动机推力1500N,空气流量1.55kg/s,压气机增压比3.2,转速80000rpm。(2)开展了TSPR燃烧特性的实验研究,获得了一次和二次燃烧特性,为掺混燃烧增强技术研究奠定了基础。采用多级喉道喷管模拟涡轮增压系统,组建了能够模拟TSPR掺混燃烧过程的实验系统;针对常温来流空气条件下ATR模式点火困难的问题,通过TSPR掺混燃烧实验研究,给出了所用固体碳氢推进剂二次点火的余气系数上限为2.3左右,并提出了由TSPR模式切换到ATR模式来改善点火的新方案。(3)开展了TSPR掺混燃烧增强技术的研究,获得了高效燃烧的优选方案,显着提高了发动机的燃烧效率。建立了TSPR燃烧流场数值方法,研究了头部进气方式、扩压器方案和补燃燃气进气等对掺混燃烧的影响规律;针对TSPR固有的同轴进气不利于掺混燃烧的问题,设计出增压空气斜向射流配合驱涡燃气高速旋转的头部进气方案,显着提高了掺混度;针对补燃室外层富氧、中心富燃的流场分布特点,提出了补燃燃气横向射流,并控制速度使其进入外层富氧区的补燃进气方案;此外还设计了多级扩压器方案,提高了补燃室可用总压和空气进气品质;通过数值模拟研究给出了掺混燃烧增强方案中参数的较优取值,并验证了该方案在较宽工作范围内具有良好适用性。(4)开展了TSPR地面原理实验,验证了本文获得的燃烧组织技术。根据获得的高效燃烧的优选方案,设计了TSPR原理发动机及地面实验系统;首次成功开展了TSPR地面原理实验,平均推力达到了1516N,比冲为4010m/s,TSPR模式下的燃烧效率为84.81%,比基础构型提高了38.71%。
盛利[10]2009年在《电控天然气发动机匹配与试验研究》文中研究说明随着汽车工业的发展,研发节能、环保的汽车发动机成为目前汽车工业发展的主流方向,天然气发动机被认为是解决能源与环境问题的首选代用燃料发动机方案。本文根据我国和国外天然气发动机技术应用的经验,结合玉柴承担的国家863课题“重型商用车CNG发动机产品开发”,在YC6G系列柴油机基础上,通过燃气化改进设计、燃气控制系统集成开发、性能模拟优化计算和燃烧分析、电控标定,开发出满足国IV排放的电控天然气发动机。本文首先综述了本课题背景、天然气汽车的发展历程,详细地研究了国内外天然气发动机发展的技术路线和技术特点。在分析国内外的天然气发动机技术的基础上,提出了满足国IV排放的电控天然气发动机开发方案;以YC6G柴油机为基础机型,对燃气供给系统、燃烧系统(包括缸盖、燃烧室)、进排气系统(包括进、排气相位)、气缸盖、活塞以及增压中冷系统进行相应的变型设计;采用稀薄燃烧、增压中冷、低涡流燃烧系统、单缸高能独立点火、电控调压燃料闭环控制和氧化型催化器等技术,改善天然气发动机的动力性能并发挥其排放和经济性优势。在本文中,对缸内燃烧进行一维的数值模拟分析,研究进排气相位、涡流比、燃烧室对发动机各参数的影响;对天然气发动机的工作过程进行叁维数值计算,对缸内流动等内容进行系统研究,预测可靠性的薄弱环节,提出改进措施。本文提出了天然气发动机电控系统匹配的基本方法和标定步骤。对天然气燃气系统零部件进行了性能和匹配测试,对天然气发动机的动力性、经济性、排放性能以及可靠性进行了全面试验,结果表明:开发的YC6G260N-40电控天然气发动机的性能和可靠性达到产品设计要求,排放满足国IV标准。本文探索和总结的天然气发动机开发流程、方法和经验,可为今后代用燃料发动机的开发提供参考。
参考文献：
[1]. 发动机总体优化和性能模拟[D]. 柳有权. 西北工业大学. 2001
[2]. 间冷回热涡扇发动机循环参数优化及间冷回热器设计方法研究[D]. 龚昊. 西北工业大学. 2016
[3]. 远程空空反辐射导弹总体优化设计技术研究[D]. 施雨阳. 西北工业大学. 2015
[4]. 小型斜置倒流多喷管固体火箭发动机研究[D]. 田小涛. 南京理工大学. 2007
[5]. 高超声速飞行器乘波布局优化设计研究[D]. 车竞. 西北工业大学. 2006
[6]. 超燃冲压发动机总体方案设计与优化研究[D]. 王超. 国防科学技术大学. 2011
[7]. 民用飞机发动机优化设计与排放分析方法研究[D]. 曹铭栋. 西北工业大学. 2016
[8]. 超燃冲压发动机特性计算与一体化设计技术研究[D]. 黄兴. 西北工业大学. 2014
[9]. 涡轮增压固体冲压发动机燃烧组织技术研究[D]. 王伟. 西北工业大学. 2015
[10]. 电控天然气发动机匹配与试验研究[D]. 盛利. 上海交通大学. 2009
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