超燃冲压发动机

摘要： 面向高马赫数超燃冲压发动机推阻性能测量需求,基于FD-21高焓激波风洞,建立了基于自由飞原理的发动机模型推阻测量技术,创新引用了电永磁铁悬挂释放技术与高精度时序控制技术。设计了梯形多孔圆形阵列标记板,使用基于圆形特征阵列标记与图像识别技术的模型典型特征追踪方法,并对位移原始数据进行最近邻离群点剔除,用二阶中心差分求取模型加速度并进行傅里叶频谱分析,通过巴特沃斯低通滤波方法去除微分运算引入的高频噪声。进行了发动机模型自由落体运动试验和通流试验,探讨了自由飞测力技术的数据处理方法,获得了发动机模型的受力数据,给出了测量技术的精准度。在自由落体运动试验中,获得的加速度与当地标准重力加速度值偏差约为±2%。在FD-21风洞名义马赫数10模拟条件下进行了两次冲压发动机通流试验,获得的水平方向加速度相对偏差为2.32%,竖直方向加速度的相对偏差为7.44%。

摘要： 吸气式高超声速飞行在空间运输和国家空天安全领域具有极高价值,超燃冲压发动机是其核心动力装置.目前飞行马赫数4.0~7.0超燃冲压发动机技术日趋成熟,发展更高速的飞行动力技术成为今后临近空间竞争焦点之一.本文对飞行马赫数8.0~10.0的高马赫数超燃冲压发动机技术进行了分析和综述.首先论述其亟待解决的关键问题和技术,分别包括高焓离解与热化学非平衡效应、超高速气流燃料增混与燃烧强化技术、高超声速燃烧与进气压缩的匹配及工作模态、高焓低雷诺数边界层流动及其控制方法、高焓低密度流动/燃烧的热防护技术,以及高马赫数发动机的地面试验风洞技术.然后,进一步介绍了国内外高焓激波风洞与驱动技术以及国内外典型的地面和飞行试验进展.进而针对推进和热防护的总体性能评估、高马赫数发动机内凸显的高焓离解与热化学非平衡效应、超高速气流燃料增混和燃烧强化技术综述了相关研究进展及结论,讨论了高马赫数超燃冲压发动机的可行性以及各关键技术的特点.最后进行了总结并对后续研究提出了几点建议.

摘要： 基于飞行-推力一体化思想提出了一种针对搭载超燃冲压发动机的吸气式高超声速飞行器速度通道的状态/输入约束自适应鲁棒保性能安全控制方案。首先根据超燃冲压发动机的机理分析与计算流体动力模型数据,建立了安全子系统与性能子系统面向控制的仿射非线性模型。之后基于障碍Lyapunov理论与动态面设计方法设计了一套安全子系统状态约束控制器,从理论上保证了飞行器在跟踪指令的全过程中,发动机相关状态不会触碰安全边界,并结合自适应技术与辅助系统提高了该控制系统的鲁棒性。针对性能子系统设计了一套鲁棒自抗扰控制器,达到“保证安全的前提下不折损性能”的目的。仿真结果表明所设计的控制系统可以在保障安全的同时达到预想的性能,并显著放宽了超燃冲压发动机对飞行器飞行姿态的约束,保证了高超声速飞行器的机动灵活性。

摘要： 航天推进产业是指为航天和国防应用提供各类型火箭发动机的企业及其上游供应商,包含固体火箭发动机、液体火箭发动机、吸气式超燃冲压发动机、电推进系统、核推进及其他先进推进技术领域的研发研制。这些企业及其供应商研制和供应各类型火箭发动机的能力很大程度上决定了运载火箭、导弹武器、卫星和航天器的发展水平,以及新一代武器平台和卫星平台的转型升级。

摘要： 为提升针对高马赫数发动机的模拟能力,对计算方法进行了可压缩性修正,并针对飞行Ma12条件下超燃冲压发动机进行了多状态三维数值模拟,分析了发动机内波系、参数以及燃烧性能特征.研究结果表明:(1)修正后的方法计算所得激波位置及强度与试验值吻合,在激波串模拟、高马赫数发动机模拟上均展现了更优的能力.(2)发动机内形成激波与反射波系,燃烧并未改变波系贯穿流道的基本结构,且随着当量比增加,激波角增大,反射激波数量增多,激波交汇带来的温升与压升有利于燃烧释热,且随着反射激波沿流向减弱,激波导致的壁面热流升高现象逐渐减弱.(3)流场中绝大部分区域为非预混燃烧.燃烧室后段平均静温超过2500 K,完全产物H_(2)O减少,H_(2)与O_(2)燃烧效果变差,发动机可利用的有效释热在燃烧室前段增加,在后段减少.O原子复合主要发生在喷管中.(4)当量比0.5时,化学反应主要发生在燃烧室前部;当量比1.0时,反应距离更长.当量比0.5与1.0下燃烧室阻力差异较小,总推力系数提升主要由尾喷管贡献.燃烧会导致燃烧室摩阻及整机总摩阻减小,进气道与尾喷管摩阻变化较小.

摘要： 数值计算方法、物理模型和计算硬件的进步极大地促进了超燃冲压发动机仿真的发展,基于内外流一体化仿真的数值飞行技术已日渐成熟并逐步应用于工程实践,伴随燃烧、气动、结构、材料以及传热多物理场耦合模型和计算方法的发展,叠加多场计算的广义数值飞行技术有望近期得到突破.目前人工智能技术的快速发展,将赋能于数值飞行技术,“数智飞行”这一新的研究模式应运而生.一方面,数智飞行将利用人工智能突破传统数值飞行技术在网格生成与自适应、高保真物理模型、数据处理与知识挖掘等方面的发展瓶颈,全面提升数值飞行的精度、准度和效能;另一方面,数智飞行将突破传统发动机研发模式,通过构建智能化发动机数字孪生体,实现发动机在虚拟空间中的全弹道飞行考核,加快发动机设计迭代.此外,数字孪生体在试验中可与实体发动机同步运行,根据感知数据快速预测多物理场,实现对实体发动机工作状态的实时评估.为促进数智飞行技术的发展,未来需要重点针对数据驱动与物理约束的有机结合、智能化多物理场联合仿真平台、发动机数字孪生体构建等方面开展研究.

摘要： 超燃冲压发动机发展60多年来,虽然取得了很大的进步,但是对其推力大小的理论评估是一个没有很好解决的问题.超燃冲压发动机的推力主要由喷管产生,因此重点研究了喷管的推力特性.将燃烧室出口参数作为喷管入口边界条件,利用等熵膨胀理论,通过对喷管壁面压力积分,得到了简化的无量纲推力公式,获得了影响推力大小的关键参数和物理规律.理论分析表明,对于给定的喷管,超声速燃烧对于提高推力是有利的.提高推力的主要途径就是提高燃烧气体的压力.理论分析结果与数值结果吻合比较好,证明了理论分析的准确性.

摘要： 21世纪以来,国际上针对高超声速技术的研究如雨后春笋般涌现,多种型号的高超声速飞行器不断被披露,使其逐渐成为彰显国防实力的大国重器。项目组在国家自然科学基金、国家重点研发计划、湖南省杰出青年基金等项目的持续支持下,紧扣我国对吸气式高速飞行器总体设计的重大发展需求,围绕高超声速飞行器内外流耦合设计与多学科设计优化开展了深入研究,在气动外形设计、构型防热减阻、超燃冲压发动机流道设计、组合推进系统建模、内外流一体化和多学科设计优化等方面提出了一系列新理论、新方法和新技术,在Progress in Aerospace Sciences、Fuel、Energy、Energy Conversion and Management、Physics of Fluids、International Journal of Heat and Mass Transfer、Chinese Journal of Aeronautics等期刊发表学术论文150多篇,他引4000多次,其中8篇进入ESI前1%,出版学术专/译著7部,获省部级自然科学奖3项,形成了吸气式高速飞行器总体设计优化理论与方法体系,为国内吸气式高速飞行器的设计和工程研制提供了有力支撑。

摘要： 为探究超燃冲压发动机并联TBCC排气系统在模态转换过程中的动态特性,对某卧式布局并联TBCC排气系统及飞行器后体开展模态转换过程的非定常数值模拟,获得多个典型时刻的排气系统瞬时流场结构和模态转换过程排气系统气动性能的动态变化规律。结果表明:模态转换过程中,排气系统流场结构复杂,涡轮、冲压和外流三股射流的相互耦合明显;几何调节机构影响了排气系统的轴向阻力和气流膨胀程度,对排气系统气动性能的影响很大;所设计的排气系统气动性能变化稳定,满足飞行器的稳定飞行和良好控制要求。

摘要： 为满足超燃冲压发动机燃烧诊断尤其是燃烧空间结构可视化的迫切需求,亟需实现超声速火焰三维测量。三维激光诱导荧光(3DLIF)技术作为一种立体测量技术具有超声速火焰三维测量的潜力。利用该技术的特点与优势,设计了基于扫描振镜的多平面3DLIF成像系统,在超声速同轴射流燃烧试验装置上实现了超声速火焰的多平面3DLIF空间结构可视化。为了实现大尺寸成像,提出了一种扩大扫描范围的片光整形方案,利用该方案获得了空间尺度50 mm×85 mm×20 mm、时间尺度5 ms的超声速火焰平均三维图像,对3DLIF技术用于超燃冲压发动机试验台架燃烧空间结构可视化进行了可行性分析,基于时均三维图像讨论了喷口火焰速度对火焰结构形状的影响。

摘要： 为了提升固体火箭超燃冲压发动机的性能,必须实现燃烧室的高效组织燃烧.本文采用数值模拟的计算方法,定量分析了试验研究过程中所引入的扰流楔块的角度以及位置变化对于固体火箭超燃冲压发动机燃烧室内混合释热特性的影响,其目的是为后续发动机的设计确定最佳的扰流楔块角度以及位置参数.结果表明:在15-45°的范围内,随着扰流楔块角度的增大,发动机燃烧室的总体性能先升高再降低,在该角度范围内存在一个最佳的扰流楔块角度,其最佳点在30°附近取值;在距离燃烧室入口4d-6d的范围内,随着扰流楔块位置的后移,发动机燃烧室的总体性能呈上升趋势.

摘要： 为研究不同设定型PDF模型对超燃冲压发动机计算结果的影响,分别采用β-PDF和δ-FDF方法对HIFiRE2直连式发动机模型进行了模拟,并与该发动机风洞试验数据做了对比.研究结果表明:与有限速率模型的结果相比,两种PDF方法预测结果无论是定量还是定性分析与实验吻合更好,说明湍流与化学反应相互作用不能忽略:采用β分布的算例结果壁面压强分布与实验结果吻合更好,燃烧效率更高,更能够捕捉湍流对于化学反应的影响.

摘要： 高超声速飞行器技术是21世纪航空航天发展的前沿,而超燃冲压发动机又是高超声速飞行器技术的核心.本研究针对设计与试验过程中的超燃冲压发动机数据建立一个较为完备的数据库系统,为工程技术研发提供一个很好的检索辅助工具.文章采用面向对象的设计方法建立超燃冲压发动机数据库的结构模型,基本可以涵盖目前关于超燃冲压发动机所有项目的研究数据结果.数据库基于数据库管理软件Oracle11及Python语言的界面设计软件PyQt完成开发,数据库系统操作简便,稳定性较强,并具有良好的可扩充性,可实时更新,以适应超燃冲压发动机的快速发展.

摘要： 对外军超燃冲压发动机的整体发展情况进行概述,详细分析了美国、俄罗斯、印度、巴西、法国、日本超燃冲压发动机的发展现状和最新进展,总结了外军超燃冲压发动机的发展思路.

摘要： 超燃冲压发动机需达到预定高度和速度方可开机工作,需采用整流罩进行防护,使其在大气层中飞行时免受如气动力、气动加热等有害环境的危害,同时使飞行器具有比较好的空气动力学结构,减小飞行器的飞行阻力.临近空间超高速下的整流罩分离技术,是提高超燃冲压发动机开机飞行可靠性的重要途径.介绍了目前整流罩的类型及与其相适应的分离方式;阐述了临近空间超高速状态下整流罩分离中气动力计算、罩体结构设计和分离过程运动与动力学计算的国内外研究发展现状.考虑临近空间超高速整流罩分离复杂工况,提出基于仿真技术和试验验证的研究思路,总结了临近空间高速整流罩分离技术目前存在的问题.

摘要： Ma10量级超燃冲压发动机的研究需要增推减阻来提升发动机的性能,本文从燃烧组织角度出发,在燃料喷注、强化点火、流道设计控制燃烧过程等方面总结了提升发动机性能途径的几种方法,为后续更高马赫数超燃冲压发动机的研究提供参考及思路.

摘要： 吸气式高超声速飞行器与发动机高度耦合,使得地面试验获得一体化气动与推进性能非常困难,如何将机体与推进系统解耦是个难题.本文提出了一种机体推进一体化性能试验评估方法,基于脉冲燃烧风洞带动力一体化试验直接获得飞行器的整机净推力,采用数值计算进行支架干扰、来流污染凝结、模型壁温等天地相关性影响修正.提出一种飞行器机体与发动机界面的合理划分方法,发展了飞行器外阻测量试验技术,基于实测飞行器净推力加机体外阻获得发动机有效推力的方法获得了发动机比冲,并给出一种飞行器净推力的天地换算方法.

摘要： 为提出一种高超声速推进系统再生冷却的新型优化方案,基于高度紧凑的Zigzag型印刷板式换热器(PCHE)来探索多流体换热在高超声速冷却系统中运用的可行性,并发掘出Zigzag通道对于大分子碳氢燃料裂解流动换热规律的影响机制.本文以数值计算为主要手段,基于商业软件平台Ansys建立三维稳态的数值计算模型,通过一系列的数值计算结果分析出节距大小对Zigzag通道内流动换热的影响规律,并与直通道进行对比分析,揭示出Zigzag通道内的强化换热机理以及特殊的裂解流动换热规律.

摘要： 为提出一种高超声速推进系统再生冷却的新型优化方案,基于高度紧凑的Zigzag型印刷板式换热器(PCHE)来探索多流体换热在高超声速冷却系统中运用的可行性,并发掘出Zigzag通道对于大分子碳氢燃料裂解流动换热规律的影响机制.本文以数值计算为主要手段,基于商业软件平台Ansys建立三维稳态的数值计算模型,通过一系列的数值计算结果分析出节距大小对Zigzag通道内流动换热的影响规律,并与直通道进行对比分析,揭示出Zigzag通道内的强化换热机理以及特殊的裂解流动换热规律.

摘要： 为提出一种高超声速推进系统再生冷却的新型优化方案,基于高度紧凑的Zigzag型印刷板式换热器(PCHE)来探索多流体换热在高超声速冷却系统中运用的可行性,并发掘出Zigzag通道对于大分子碳氢燃料裂解流动换热规律的影响机制.本文以数值计算为主要手段,基于商业软件平台Ansys建立三维稳态的数值计算模型,通过一系列的数值计算结果分析出节距大小对Zigzag通道内流动换热的影响规律,并与直通道进行对比分析,揭示出Zigzag通道内的强化换热机理以及特殊的裂解流动换热规律.

摘要： 本发明公开了一种激波诱燃冲压发动机以及激波诱燃冲压发动方法，该发动机包括：方转圆内收缩式进气道、燃料喷注器、燃烧室、尾喷管。方转圆内收缩式进气道包括第一进气道段、第二进气道段和混合段，所述第一进气道段包括第一壁面和第二壁面，第一壁面为平面，第二壁面为弧面，并且第一进气道段由入口至所述第二进气道段的方向逐步收缩，第二进气道段为圆筒形，混合段与第二进气道段相连通。燃料喷注器位于混合段的入口处，燃烧室与混合段相连通，且所述燃烧室不具有燃料喷注器。该激波诱燃冲压发动机采用爆震形式组织燃烧，燃烧距离更短且燃料与气体的混合以及燃烧更加充分，使得燃烧室的长度可以设计的更短，并且能够大大提高发动机推动性能。

摘要： 本发明公开了一种激波诱燃冲压发动机以及激波诱燃冲压发动方法，该发动机包括：变楔面三维侧压进气道、燃料喷注器、燃烧室、尾喷管。变楔面三维侧压进气道包括上壁面和侧壁面，所述上壁面包括第一楔面和第二楔面，所述第二楔面的斜率大于所述第一楔面的斜率，所述侧壁面为内收式结构，所述侧壁面与所述上壁面之间为弧面过渡连接。燃料喷注器被设置在所述第一楔面，燃烧室与所述变楔面三维侧压进气道相连通，所述燃烧室不具有所述燃料喷注器。尾喷管与所述燃烧室相连通。该激波诱燃冲压发动机采用爆震形式组织燃烧，燃烧距离更短且燃料与气体的混合以及燃烧更加充分，使得燃烧室的长度可以设计的更短，并且能够大大提高发动机推动性能。

摘要： 本发明公开的冲压发动机，包括中空的壳体，所述壳体内部设有第一流体通道和第二流体通道，流体流经所述第一流体通道的流速大于流经所述第二流体通道的流速。利用两个流体通道中流体流速不同产生的压力差来减小中空壳体内部的流体阻力；另外在亚燃通道和超燃通道的第二流体通道后部设有燃烧室，燃烧室在慢流速度状态中很容易打火燃烧，并保障其安全性和稳定性；可以实现亚燃、超燃等多种模式燃烧。

摘要： 本发明公开了一种激波诱燃冲压发动机以及激波诱燃冲压发动方法，该发动机包括：变楔面三维侧压进气道、燃料喷注器、燃烧室、尾喷管。变楔面三维侧压进气道包括上壁面和侧壁面，所述上壁面包括第一楔面和第二楔面，所述第二楔面的斜率大于所述第一楔面的斜率，所述侧壁面为内收式结构，所述侧壁面与所述上壁面之间为弧面过渡连接。燃料喷注器被设置在所述第一楔面，燃烧室与所述变楔面三维侧压进气道相连通，所述燃烧室不具有所述燃料喷注器。尾喷管与所述燃烧室相连通。该激波诱燃冲压发动机采用爆震形式组织燃烧，燃烧距离更短且燃料与气体的混合以及燃烧更加充分，使得燃烧室的长度可以设计的更短，并且能够大大提高发动机推动性能。

摘要： 本发明公开一种超燃冲压发动机双喉道燃烧室及超燃冲压发动机，包括沿燃烧室来流方向依次相连的燃烧室上游等值段、一级凹腔、一级喉道、二级凹腔、二级喉道、燃烧室下游等值段；所述一级喉道与所述一级凹腔、所述二级凹腔之间均平滑相连，所述二级喉道与所述二级凹腔、所述燃烧室下游等值段之间均平滑相连。采用双喉道设计，形成二级燃烧室提供额外的燃烧组织空间，有效降低激波损失，拓展了燃烧室飞行马赫数下限。

摘要： 本发明公开了一种提升含硼富燃固体推进剂超声速燃烧性能的超燃冲压发动机,安装于飞行器主体下部，包括发动机主体和燃气发生器，飞行器主体内部具有装载空间，所述燃气发生器置于装载空间内，所述发动机主体包括自前往后依次连通的进气道、隔离段、超声速燃烧室、尾喷管，所述燃气发生器包括相互独立的易燃推进剂燃气发生器以及富燃固体推进剂燃气发生器，两者尾部均连接喷管以及导流管，且导流管气流出口朝向超声速燃烧室内。所述超燃冲压发动机可以在较短时间内显著提高含硼富燃固体推进剂在超声速来流条件下的燃烧性能，可暂时避免推进剂配方研制和工艺制备的研究难度大和研究周期长等问题，因而实用性高。

摘要： 本发明公开一种超燃冲压发动机双喉道燃烧室及超燃冲压发动机，包括沿燃烧室来流方向依次相连的燃烧室上游等值段、一级凹腔、一级喉道、二级凹腔、二级喉道、燃烧室下游等值段；所述一级喉道与所述一级凹腔、所述二级凹腔之间均平滑相连，所述二级喉道与所述二级凹腔、所述燃烧室下游等值段之间均平滑相连。采用双喉道设计，形成二级燃烧室提供额外的燃烧组织空间，有效降低激波损失，拓展了燃烧室飞行马赫数下限。

摘要： 本发明提供一种采用中心燃烧的超燃冲压发动机流道构型及超燃冲压发动机，流道构型设计包括：支板喷注器、沿来流方向光滑过渡连接的进气流道和燃烧室流道，其中，所述支板喷注器设置在所述燃烧室流道内，所述支板喷注器轴线与燃烧室流道轴线重合，且沿所述支板喷注器轴线方向，所述支板喷注器横截面呈环形形状。本发明方案能够解决现有超燃冲压发动机流道方案无法兼顾低热防护难度和高空气利用率的技术问题。

摘要： 一种超燃冲压发动机、火箭发动机的冷却换热通道，它涉及发动机壁面冷却技术。它解决了现有采用推进用的燃料作为冷却剂，导致推进用燃料在巡航飞行中冷却通道内的流量较少，达不到理想冷却效果的问题。本发明的温度记忆合金层(3)平行设在发动机冷却通道(1)的下部，温度记忆合金层(3)的上表面为发动机冷却通道(1)的内壁，温度记忆合金层(3)的下表面靠近发动机燃烧室(4)的壁上，温度记忆合金层(3)的两端分别与冷却通道(1)的入口和出口的发动机壁(2)连接。本发明的温度记忆合金层(3)的形状能有效地响应燃烧室内部局部高温区域的变化而随之改变，在各种工况下即使冷却通道内冷却剂流量较少时也能换来较高的冷却效果。

摘要： 本发明公开了一种提升含硼富燃固体推进剂超声速燃烧性能的超燃冲压发动机,安装于飞行器主体下部，包括发动机主体和燃气发生器，飞行器主体内部具有装载空间，所述燃气发生器置于装载空间内，所述发动机主体包括自前往后依次连通的进气道、隔离段、超声速燃烧室、尾喷管，所述燃气发生器包括相互独立的易燃推进剂燃气发生器以及富燃固体推进剂燃气发生器，两者尾部均连接喷管以及导流管，且导流管气流出口朝向超声速燃烧室内。所述超燃冲压发动机可以在较短时间内显著提高含硼富燃固体推进剂在超声速来流条件下的燃烧性能，可暂时避免推进剂配方研制和工艺制备的研究难度大和研究周期长等问题，因而实用性高。