火箭基组合动力循环飞行器变结构进气道方案研究

火箭基组合动力循环(RBCC,rocket based combined cycle)飞行器的飞行速域宽、距离远,要求飞行器在整个飞行包络内,其推进系统不仅在设计点具有良好的性能,在非设计点时也要求能正常工作。以一种RBCC飞行器为研究对象,计算不同马赫数条件下动力系统进气道的性能,在此基础上提出一种进气道的变形方案。结果表明,所设计的变几何进气道方案,能够使得组合动力发动机在工作段满足不同的推力需求,提高了发动机的效率。     

RBCC二元进气道起动性能数值模拟研究

根据RBCC动力飞行器的弹道特点,RBCC进气道的设计点马赫数往往较高,导致低马赫数下的起动性能较差。针对某宽工作马赫数范围,设计点Ma=5的RBCC变几何二元进气道,对其引射-亚燃转级马赫数附近的起动性能进行了数值研究。数值模拟计算表明:(1)进气道工作于低马赫数下(即非设计点),不起动时唇口附近存在一道"λ"激波产生溢流和激波损失,导致性能相对起动时有明显下降;(2)进气道内收缩比越大自起动马赫数越高;相同内收缩比下"脉冲起动"比自起动容易;(3)采用吸除措施可以降低进气道的自起动马赫数,改善进气道的起动特性;(4)采用调节进气道唇口的措施可以在牺牲少量流量的代价下实现进气道的自起动,同时提高进气道的总压恢复系数。     

组合循环发动机科学研究技术路线的优化

 以高速飞机、两级入轨一级平台组合动力飞行器为应用背景,以具备开发研究和工程应用基本要素为导向,优化了水平起降、重复使用、高速宽域组合循环发动机科学研究的技术路线。比较了单一类型动力飞行器与组合动力飞行器航程和载荷能力等主要功能指标,分析了组合动力飞行器对发动机性能的需求,研究了组合动力飞行器空气动力学特性、结构质量特性和组合循环发动机核心性能随飞行速域拓宽的变化趋势,提出飞行速域上限对组合循环发动机实用化具有决定性影响。构建了技术方案、飞行器需求、技术代际递进、热障等维度的组合循环发动机技术实用化评估模型。评估表明,Ma6级组合循环发动机仍需持续探索研究;Ma4级组合循环发动机与组合动力飞行器具备实施以能力形成和实用化为目标的大科学技术计划的基本条件。分析认为,Ma4亚高超飞行平台具有重大应用价值,是重大技术代际。     

火箭基组合循环动力研究进展

 重复使用是运载器发展的必然途径，火箭基组合循环发动机是可重复运载器动力的重要方向。介绍了国内外典型RBCC发动机方案和关键技术研究现状，分析了RBCC发动机的主要技术特点及应用前景。可以弥补火箭或冲压单一类型发动机功能或者性能的不足，具有火箭大推重比、冲压高比冲的特点，是RBCC动力系统区别于其他发动机的重要特征。结合当前技术水平，灵活运用组合发动机的特点，形成不同的发动机方案，适用不同运载任务要求，是RBCC动力系统研究的重要思路。中国应加快RBCC发动机应用论证和关键技术攻关，形成技术方案，为可重复使用运载器长远发展做出贡献。     

组合循环动力在水平起降天地往返飞行器上的应用

 水平起降天地往返飞行器是未来空间快速响应和低成本航天运输的重要方式，组合循环动力具备全包线飞行能力，在大气层内利用空气作为氧化剂，可大大提升发动机的比冲，是未来水平起降天地往返飞行器的首选动力系统。梳理了国内外组合动力天地往返飞行器的发展历史和现状，对比未来航天运输系统中不同起降方式的优缺点，明确了水平起降的优势及其对飞行器和发动机的要求，通过组合动力和火箭动力的总体性能分析和对比，进一步确认组合循环动力在水平起降天地往返飞行器中的应用优势。     

考虑推力陷阱的组合动力飞行器切换控制方法研究

针对组合动力飞行器动力切换时的推力陷阱问题,提出了一种考虑推力陷阱的组合动力飞行器切换控制方法。首先,针对组合动力飞行器正常飞行控制需求,基于超螺旋滑模控制方法,设计了正常飞行控制器,从而实现飞行器受扰动情况下的有限时间稳定跟踪参考指令;其次考虑组合动力飞行器动力切换引起的推力损失带来的控制约束,设计了输入约束控制器,实现模态转换阶段跟踪误差有限时间收敛的同时减小推力需求;然后考虑正常情况及模态转换阶段控制器的结合,设计了组合发动机软切换控制方法;最后通过仿真验证了所设计的控制器能够有效规避推力损失现象,并且能够有效保障切换控制系统的稳定性及鲁棒性。     

组合循环推进系统燃料消耗模型及优化分析

根据飞行任务要求,准确计算出飞行器所需的燃料消耗是推进系统设计的前提。该文针对火箭基组合循环动力(RBCC)推进方式,并以"地面起飞—巡航—滑翔着陆"的高超音速飞行器为研究对象,采用理论分析的方法建立了燃料消耗的计算模型,并提出一种以最小燃料消耗为目标的多参数优化方法。周期跳跃式巡航飞行器燃料消耗的研究结果表明:随着巡航初速度、爬升段航迹倾角、巡航轨迹角的增加,燃料消耗量增加;随着飞行动压的增加,燃料消耗量先减小后阶跃式增加。优化分析结果表明:对于起飞质量100t、2h全球到达的RBCC组合动力高超音速飞行器,在升阻比为4时巡航跳跃周期数为46,最小燃料消耗量约为32t。研究结果表明该燃料消耗分析方法合理、可行,为高超音速飞行器及组合循环动力推进系统的工程设计提供了依据。     

涡轮基组合循环发动机进气道设计

采用等激波强度的方法,考虑进气道的气动性能和进气道前体斜板的调节规律。对高超声速涡轮基组合循环发动机的二维混压式几何可调进气道的设计进行了探索。控制进气道喉部出口马赫数的大小,给出了三斜板内外混合压缩进气道设计点的几何尺寸和非设计点的斜板调节规律。运用二维CFD数值计算手段,通过求解欧拉方程,对所设计进气道在不同飞行条件下的流场进行了计算。计算表明,设计的进气道结构简单,附加阻力小,总压恢复系数高,低速起动性能好,调节规律容易实现。     

超声速进气道与火箭冲压发动机性能匹配研究

综合给出了二维超声速进气道内特性,并将其与整体固体火箭冲压发动机性能匹配计算相结合,建立了整体固体火箭冲压发动机特性计算一维模型与方法.选择进气道不同状态作为设计点,根据飞行速度/高度计算出了发动机非设计点性能和相应的进气道与发动机在非设计状态下的匹配点轨迹及性能.结果表明,超声速进气道设计点选取至关重要,它不仅影响整体固体冲压发动机性能,而且严重影响超声速进气道稳定工作范围.     

外压式二元与轴对称进气道设计及性能对比

给出了二元和轴对称两种不同结构形式的进气道进行理论最优设计方法;并以飞行马赫数Ma=2.5,高度H=10km为设计点,计算和比较了两种进气道的性能。结果表明在相同情况下,二元进气道具有相对较高的总压恢复系数,但轴对称进气道出口的气流较均匀、畸变较小,并且马赫数较低。这一结果可为冲压发动机进气道结构形式的选择提供理论依据。     

不同混合室构型RBCC引射模态性能分析

利用数值模拟方法研究了不同混合室构型对RBCC引射模态性能的影响。分析了不同混合室构型的流场结构、引射性能和混合性能。结果表明在相同的工况下,扩张构型具有较大的引射系数,但是抗背压性能较差;收缩构型引射系数较小,但是抗背压性能最好。等截面构型性能居中。     

运输类飞机APU进气系统设计方法研究

开展了运输类飞机辅助动力装置(APU)进气系统的设计方法研究,提出了APU进气系统的性能参数优化准则和设计点选取方法,梳理了APU进气系统设计流程;并结合某型机APU进气系统性能试验结果对数值仿真计算精度进行分析,为今后运输类飞机APU进气系统设计提供参考和借鉴。     

车用涡轮增压器压气机叶轮几何参数优化设计和性能分析

针对车用涡轮增压器,研究了压气机叶轮几何参数的优化设计方法,分析了几何参数对压气机性能的影响,建立了压气机设计系统几何参数的优化策略.通过具体实例计算,对比了不同参数对叶轮性能的影响, 通过调整叶片的进出口角度、进口直径、出口宽度以及正确选择叶片出口叶尖间隙等措施进一步提高了压气机性能.所建立的叶轮几何参数优化选择方法,可用于车用涡轮增压器离心压气机的几何参数优化和性能预测.     

燃油磁化对发动机排放与节能影响的试验研究

汽车尾气中有害气体排放物对环境的污染日益严重,而车辆发动机所用燃油的特性对排放效果有直接影响,燃油磁化作用可以通过改变燃油特性,影响燃烧过程,从而降低发动机有害气体的排放量。文中对装夹于化油器入口处和悬浮于油箱中两种类型的燃油磁化方式与无磁化状况分别进行了对比试验。结果表明：两种磁化方法均使CO减少,悬浮油液的磁化方式对HC的排放效果没有明显影响,燃油经济性随工况的变化而变化;而将磁化器装夹于化油器入口处时,HC排放量和燃油经济性均有一定的改善。磁化对动力性能影响不明显。     

基于CFD的潜液式液化天然气泵导叶设计

潜液式液化天然气(liquefied natural gas, LNG)泵工作时, 屏蔽电机和泵体全部浸没在低温液体中. 为减小泵的径向和轴向尺寸, 潜液式LNG泵采用了一种特殊结构的导叶. 在分析潜液式LNG泵导叶结构特点的基础上, 研究导叶进口喉部宽度和折转角对泵设计工况水力性能的影响. 首先, 设计不同几何参数的导叶, 并分别与同一叶轮进行匹配; 再通过ANSYS CFX软件, 采用标准k-ε湍流模型对各导叶分别进行全流场数值计算. 计算结果表明: 进口喉部宽度是潜液式LNG泵导叶的关键尺寸, 设计时需重点考虑; 进口喉部宽度存在最优值, 且最优值大于经验值; 进口折转角对泵扬程和效率影响较小. 因此, 设计导叶时可优先确定其他关键尺寸, 再通过调节进口折转角改善导叶的结构.     

加速型IGV对高负荷轴流风扇性能影响研究

目的 为了进一步提升小型高负荷轴流风扇在微小空间的高通流及高负荷能力,提出一种加速型进口导叶(IGV)结构设计方案。方法 采用三维设计软件Pro/E设计不同加速型IGV,通过数值模拟方法研究其对风扇不同流量系数下的压力系数、全压效率以及流道损失的影响。结果 采用加速型IGV使得风扇流道内通流能力增强,叶片尾缘气流延缓分离,下游流动更加均匀;随着进口气流加速程度的提高,设计工况点全压效率基本呈单调递增的趋势;相比无加速IGV风扇,当IGV加速程度为1.1、1.2时,在设计工况点,风扇压力系数提升百分比为1.61%,1.24%,效率分别提升了3.49%,5.05%;IGV的加速程度从1.0增至1.5时,风扇效率提高6.69%。结论 在小型高负荷轴流风扇中,加速型IGV与无加速IGV相比,加速型IGV对风扇压力系数以及效率的提升具有更优的效果,并且IGV加速程度也并非越大越好,当加速程度为1.1、1.2时风性能表现最优,为小型高负荷轴流风扇的研究提供相关设计参考。     

叶轮进口边位置对自吸泵性能的影响分析

为研究自吸泵叶轮气液混合能力对自吸性能的影响,在叶轮原模型基础上,设计了叶片不同进口边位置的5种模型方案.采用VOF多相流模型对不同方案全流域进行三维定常数值计算,研究对自吸性能的影响规律.针对350WFB-1200-50型外混式无密封自吸泵,初始条件设定进水S型弯管中含一定体积的空气段,出口处设置含气率监测点.结果表明：针对中高比转速叶轮,进口边沿后盖板位置向出口前掠,使得叶轮进口边工作时对流体分时加载,可以有效提升叶轮的气液混合能力,从而缩短自吸泵的自吸时间;在一定前掠角度范围内改变进口边位置对自吸泵的扬程和效率影响不大,但是当叶片进口边向出口位置前掠超过一定范围时,会导致自吸泵扬程明显下降;当叶轮进口边前掠10°时,额定工况下自吸时间缩短25%,自吸性能明显得到提高.     

四气门柴油机进气道流通特性的研究

每缸采用四气门的发动机能进一步降低排放,提高发动机的动力性和经济性本文介绍了直喷式柴油机的四气门进气系统,分析了该系统在充气效率和燃烧方面的特点文中作者进行了螺旋气道与不同流通面积的切向气道的组合试验讨论了四气门进气系统进气道的流通特性及进气道不同进口流通面积对进气流量和涡流动量的影响研究结果表明采用四气门进气系统,进气流通面积增加３９％;另外,切向气道和螺旋气道的进气流量直接影响着缸内涡流的形成,最佳的涡流效果和切向气道与螺旋气道的流量之比密切相关本文为四气门高速直喷式柴油机的进气系统设计提供了依据