双模态冲压发动机导弹的弹道设计及仿真计算

根据固体火箭助推器和双模态冲压发动机的特点,对双模态冲压发动机导弹的飞行弹道进行了设计,建立了弹道计算的数学模型,并进行了弹道仿真计算。结果表明,飞行弹道设计合理,数学模型正确,可以用于导弹的初步设计。     

冲压发动机导弹弹道多目标优化

冲压发动机导弹弹道设计优化与固体火箭发动机导弹弹道优化不同,主要体现在其弹道与冲压发动机推力的强藕合性上.多目标遗传算法是多目标优化的强有力工具,它可以有效的找到Pareto前端,设计人员可以从中选择满意的最佳方案.建立了带冲压发动机导弹优化需要的数学模型,并采用改进的非劣分类遗传算法(Nondominated Sorting Genetic Algorithm Ⅱ,NSGA-Ⅱ)对冲压发动机导弹弹道进行多目标优化,结果表明弹道与冲压发动机推力进行一体化优化可以显著的提高弹道性能.     

进气道与弹体内外流场一体化数值模拟方法研究

建立了进气道/导弹内外流场的CFD数值模型,并对某固冲导弹的纵向特性进行了实例计算分析。结果显示,数值计算不仅可以直接提取进气道的内流特性,而且可以直接提取进气道和导弹全弹的外流气动特性。对于评估进气道与导弹弹体相互之间的气动干扰特性,也能提供直接的数值依据。该方法简便易行,可望推广应用于固冲等吸气式导弹的总体方案设计中,具有明显的实用价值。     

一种径向布局双模块高超音速进气道起动特性研究

对一种定几何径向布局轴对称亚燃/超燃高超音速进气道的起动过程、亚燃室反压引起的不起动、飞行速度引起的不起动和再起动过程的非定常流态进行了数值仿真。仿真结果表明:亚燃进气道起动过程中,由于亚燃进气道采用附面层抽吸措施,起动和再起动能力较好;而超燃进气道起动过程中,容易受到亚燃进气道压缩波系的影响。     

冲压增程炮弹补燃室内铝镁推进剂燃烧流场数值模拟

为研究镁对补燃室内燃烧的影响,利用概率密度函数模型和颗粒轨道模型,对冲压增程炮弹补燃室铝镁推进剂的二次燃烧流场进行了三维数值模拟。铝颗粒的燃烧采用蒸发扩散模型进行控制,湍流模型采用标准k-ε两方程模型。考虑镁质量分数、铝颗粒直径的影响,得出了产物组成、温度等发动机参数的变化趋势。结果表明:冲压增程炮弹补燃室头部有两处扩散火焰峰面,然后在补燃室中部混合成为一个火焰;随着镁质量分数由0%增加到15%,铝颗粒的燃烧效率由15%提高至35%;在镁质量分数相同的情况下,随着铝颗粒直径的增大,铝颗粒的燃烧效率减小。     

流量可调燃气发生器压力闭环模糊控制算法

为了改进流量可调燃气发生器的调节精度,引入燃气发生器压力闭环控制,针对流量可调燃气发生器压力闭环控制特点,在压力闭环中引入了模糊积分控制,此控制算法响应速度快,超调量较小,不同工况及长时间工作下系统仍然有较好的动态特性。      

基于变量化设计技术的整体式固冲发动机一体化设计系统

将变量化设计技术应用到整体式固体火箭冲压发动机一体化方案设计中。利用变量化约束将设计过程与几何造型过程进行有机结合,在VC.NET 2003平台下自主研发了一套固体火箭冲压发动机一体化设计系统。该软件包括进气道设计、燃气发生器设计、助推补燃室设计、发动机性能计算和飞行弹道计算,为整体式固体火箭冲压发动机方案设计提供一套方便快捷的工具。     

侧向支柱对冲压增程弹用进气道性能影响研究

结合分区对接网格技术和二阶精度区域分解算法,对某冲压增程弹丸进气道在不同来流攻角和不同侧向支柱形状工况下的内外复杂流场进行了数值模拟.得到了临界工况下超声速进气道内外粘性流场复杂的波系结构,分析了流场结构特性和激波波系结构.当进气道扩压段有侧向支柱存在时,进气道总压恢复系数和动能系数均有所降低,而流场畸变指数则显著增大.在三种形状侧向支柱中,采用两端削尖支柱形状的进气道的性能最优.攻角的存在也在一定程度上降低了进气道性能.     

固体火箭冲压发动机一体化燃烧特性数值分析

为研究固体火箭冲压发动机性能,采用计算流体力学方法对包含进气道及补燃室的一体化燃烧流场进行数值分析,研究可燃燃气进口条件、飞行攻角以及进气道与补燃室过渡连接方案对补燃室掺混燃烧的影响。研究结果表明：燃气流量为0.08 kg/s时,燃气射流出现偏移,补燃室两侧壁面温度相差较大,燃气流量为0.3 kg/s时,燃气偏移现象基本消失;随着燃气流量增大,发动机推力增加;攻角增大使得进气道流量系数增大,强化空气与燃气混合燃烧效果,并最终提升发动机推力。进气道与补燃室的过渡连接方式影响进气角度,通过改变过渡连接方式将进气角度从50°增加至90°后,燃气流量为0.3 kg/s时,发动机推力提高10%,但会导致补燃室总压损失增大,发动机比冲降低2%。     

涡轮基组合循环动力关键技术进展

 涡轮基组合循环发动机将是未来高超声速飞行器的主要动力装置，满足空间运载、高速运输、远程快速打击等任务需求，具备可常规起降、可多次重复使用、经济性好等优点。梳理了诸多航空强国关于涡轮基组合循环动力关键技术的发展脉络，分析了开展涡轮基组合循环发动机技术研究必须解决涵盖的模态转换、飞发一体化、超宽工作范围、耐高温、匹配性等诸多方面的关键技术瓶颈。结合国外先进经验，阐述了国内涡轮基组合循环发动机研究的建议，总结了必须解决的涡轮/冲压组合动力关键技术问题。