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基于粒子群-伪谱凸优化的rbcc中段组合轨迹优化方法

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航空兵器 2024年

作者：杨宇轩费王华刘海礼王培臣闫循良西北工业大学航天学院中国运载火箭技术研究院研究发展中心江南机电设计研究所

针对rbcc中段组合轨迹优化设计问题,提出了一种基于粒子群-伪谱凸优化的嵌套优化方法。首先,根据飞行任务需求给出了中段飞行方案,并对组合轨迹优化问题进行了描述;其次,通过分析组合轨迹各段耦合机理,将组合轨迹优化问题转化为段间衔... 详细信息

针对rbcc中段组合轨迹优化设计问题,提出了一种基于粒子群-伪谱凸优化的嵌套优化方法。首先,根据飞行任务需求给出了中段飞行方案,并对组合轨迹优化问题进行了描述;其次,通过分析组合轨迹各段耦合机理,将组合轨迹优化问题转化为段间衔接静态参数寻优与子段轨迹优化问题,并设计基于粒子群-伪谱凸优化的双层嵌套优化策略对该问题进行求解;上层通过粒子群算法确定静态参数,在此基础上,下层采用伪谱凸优化方法分段进行轨迹优化设计,通过伪谱离散和凸化技术的有机结合,将非凸、非线性优化问题转化为离散凸优化问题,并设计了基于信赖域收缩的序列凸优化求解策略,在保证各段轨迹最优性的同时,实现了中段组合轨迹优化问题的快速求解;最终,以某rbcc动力概念飞行器为例,完成了中段组合轨迹优化设计仿真,验证了所提方法的可行性和有效性。

关键词： rbcc 中段组合轨迹双层嵌套优化粒子群伪谱凸优化

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rbcc高超声速飞行器上升段轨迹快速优化

西北工业大学学报 2023年第6期41卷 1064-1072页

作者：闫循良王舒眉王培臣刘海礼西北工业大学航天学院陕西西安710072 中国商飞民用飞机试飞中心上海201323

针对火箭基组合循环(rbcc)高超声速飞行器上升段轨迹设计所具有的动力系统工作模态复杂、推力与飞行状态存在强耦合、模型强非线性且存在多种复杂约束限制等典型特征,设计了一种基于序列凸优化的rbcc动力上升段轨迹快速优化方法。针对... 详细信息

针对火箭基组合循环(rbcc)高超声速飞行器上升段轨迹设计所具有的动力系统工作模态复杂、推力与飞行状态存在强耦合、模型强非线性且存在多种复杂约束限制等典型特征,设计了一种基于序列凸优化的rbcc动力上升段轨迹快速优化方法。针对攻角控制系统是否存在二阶滞后情况,分别建立了适用于rbcc高超声速飞行器上升段轨迹优化的数学模型。基于凸优化理论对原优化模型进行凸化和离散化处理,进而设计了改进的轨迹优化求解策略。以末端机械能最大为优化指标,针对攻角控制系统存在/不存在二阶滞后的情况分别进行了上升段轨迹优化仿真。结果表明,所构建模型和轨迹优化方法可以快速、有效地完成rbcc高超声速飞行器上升段轨迹优化,优化结果符合rbcc动力系统工作特点,且可为rbcc动力运用和攻角控制系统设计提供参考。

关键词： rbcc 高超声速飞行器上升段轨迹优化序列凸优化控制系统二阶滞后

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rbcc动力飞行器上升段轨迹优化设计

红外与激光工程 2022年第8期51卷 478-485页

作者：罗哲王舒眉闫循良李新三火箭军工程大学导弹工程学院陕西西安710025 西北工业大学航天学院陕西西安710072

针对火箭基组合循环(Rocket Based Combined Cycle,rbcc)动力系统工作模态复杂、与飞行状态耦合程度高的特性,建立了一种适用于rbcc动力高超声速飞行器的动力段轨迹优化模型。同时,针对rbcc动力飞行器,基于凸优化理论建立了上升段轨迹... 详细信息

针对火箭基组合循环(Rocket Based Combined Cycle,rbcc)动力系统工作模态复杂、与飞行状态耦合程度高的特性,建立了一种适用于rbcc动力高超声速飞行器的动力段轨迹优化模型。同时,针对rbcc动力飞行器,基于凸优化理论建立了上升段轨迹优化设计框架和求解策略。在此基础上,进行了上升段末端机械能最大算例仿真。仿真结果表明,相关模型和轨迹优化方法具备良好的可行性,优化结果符合rbcc动力系统工作特点。论文提出的轨迹优化方法可有效处理复杂工作模态下rbcc助推飞行器上升段轨迹优化问题,为未来关于这一类轨迹设计与优化的工作提供了一些新的思路。

关键词： rbcc 凸优化上升段机械能

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中心支板参数对rbcc发动机性能影响研究

推进技术 2022年第10期43卷 59-72页

作者：高逸夫龚春林王健磊陈兵西北工业大学航天学院陕西省空天飞行器设计重点实验室陕西西安710072 中国空气动力研究与发展中心四川绵阳621000

针对某宽域加速飞行任务下rbcc发动机中心支板主要几何参数设计问题,采用全流道一体化数值模拟方法,在Ma0.4~6速域内研究支板阻塞比、顶角及长宽比等参数对发动机引射、亚/超燃模态的性能影响规律。结果表明,随着阻塞比增大,各模态下空... 详细信息

针对某宽域加速飞行任务下rbcc发动机中心支板主要几何参数设计问题,采用全流道一体化数值模拟方法,在Ma0.4~6速域内研究支板阻塞比、顶角及长宽比等参数对发动机引射、亚/超燃模态的性能影响规律。结果表明,随着阻塞比增大,各模态下空气流动受压缩作用增强,燃烧反应更加充分,发动机总推力有0.13%~5%的提升;随着顶角增大,除Ma2.5工况由流道截面构型变化引起激波形成外,增强的支板前缘激波使得燃烧反应位置较为集中,燃料喷注贯穿主流深度提高,较为充分的燃烧释热使得发动机总推力有2.2%~5.7%的提升;随着长宽比减小,在Ma0.4~4条件下,增大的流道面积有利于煤油横向扩展,较好的氧燃掺混使得发动机总推力有2%~4.8%的提升,而在Ma6条件下,支板前缘激波的减速增压作用逐渐减弱,发动机总推力可降低5.2%~7.1%。

关键词： rbcc 中心支板参数发动机性能引射模态亚/超燃模态

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马赫数0至8范围rbcc发动机特性

空气动力学学报 2022年第1期40卷 165-180页

作者：刘昊西安航天动力研究所西安710100

为获得飞行马赫数Ma_(0)=0~8 rbcc发动机特性及结构调节规律,基于试验数据,建立了采用控制体法,考虑热完全气体效应、化学平衡流动效应、黏性损失及热损失等影响的发动机特性分析模型,并通过发动机自由射流试验获得的推力、比冲数据对... 详细信息

为获得飞行马赫数Ma_(0)=0~8 rbcc发动机特性及结构调节规律,基于试验数据,建立了采用控制体法,考虑热完全气体效应、化学平衡流动效应、黏性损失及热损失等影响的发动机特性分析模型,并通过发动机自由射流试验获得的推力、比冲数据对所建立的发动机特性分析模型进行确认。完成二元中心火箭布局变结构模型rbcc发动机火箭引射模态、火箭冲压模态及冲压模态特性仿真,定量获得了飞行动压、马赫数、攻角、当量比、火箭流量等因素变化对发动机性能影响;并针对给定模拟飞行弹道,完成Ma_(0)=0~8 rbcc发动机特性计算,给出了进气道收缩比、燃烧室扩张比、尾喷管扩张比、发动机总面积比随飞行马赫数及工作模态变化规律。研究表明:1)火箭引射模态,马赫数每增加1,推力、比冲增加约18.2%,火箭推力增益增加约15%;2)火箭冲压模态,火箭流量越大,火箭推力增益越小,且获得正的火箭推力增益范围越窄;3)Ma_(0)=2模态转换点,发动机性能及结构参数均存在间断,确保推力及结构参数的连续调节、匹配应是模态转换规律制定的关注点;4)模拟弹道下,进气道收缩比、燃烧室扩张比、尾喷管扩张比、发动机总面积比在Ma_(0)=0~8范围内分别变化6.17、4.26、30.38、8.94倍。

关键词：高马赫数 rbcc 发动机特性分析模型模态转换变结构结构调节规律

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TRIM家族蛋白结构和功能研究进展

黑龙江畜牧兽医 2022年第15期 29-36页

作者：刘艳美孙萌马瑞瑞河南农业职业学院郑州451450 河南省林业科学研究院郑州450008 河南省野生动物保护中心郑州450044

三重基序(tripartite motif-containing,TRIM)蛋白具有典型的rbcc(RING、B-box、Coiledcoil)结构域和多变的羧基端结构域,而羧基端结构域可以介导对底物蛋白的识别。TRIM蛋白具有诸多生物学功能,如细胞生长发育、凋亡、分化、泛素化、... 详细信息

三重基序(tripartite motif-containing,TRIM)蛋白具有典型的rbcc(RING、B-box、Coiledcoil)结构域和多变的羧基端结构域,而羧基端结构域可以介导对底物蛋白的识别。TRIM蛋白具有诸多生物学功能,如细胞生长发育、凋亡、分化、泛素化、自噬、先天免疫、信号转导、抗病毒、致癌等。TRIM蛋白是含有RING泛素连接酶的最大亚家族之一,由于其典型结构和诸多功能近年来受到愈来愈多的重视。文章综述了TRIM蛋白的结构和功能特征方面的研究进展,揭示了不同类型TRIM蛋白的相似性和特异性,以期为疾病诊治和药物开发提供指导。

关键词： TRIM蛋白 rbcc 结构功能抗病毒

rbcc混合燃烧模式下燃料喷注位置对燃烧性能影响研究

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固体火箭技术 2010年第6期33卷 636-640,645页

作者：万少文何国强刘佩进潘科玮西北工业大学航天学院西安710072

通过数值模拟发现,喷注位置前移有利于改善燃烧性能。为了更加细化探讨,在直连式实验台上进行了进一步的实验研究,研究了rbcc混合燃烧模式中燃料喷注位置对燃烧性能的影响。实验中,详细比较了相同实验条件、不同喷注位置条件下燃烧室压... 详细信息

通过数值模拟发现,喷注位置前移有利于改善燃烧性能。为了更加细化探讨,在直连式实验台上进行了进一步的实验研究,研究了rbcc混合燃烧模式中燃料喷注位置对燃烧性能的影响。实验中,详细比较了相同实验条件、不同喷注位置条件下燃烧室压强及燃烧性能。实验发现,在燃烧室前端进行燃料喷注,有利于提高燃烧室压强,提高发动机比冲。可见,燃料提前喷注加强了燃料与火箭羽焰剪切层的掺混,且火箭羽焰对燃料的雾化蒸发效果更佳,使得燃料的燃烧性能得到更大提升,从而提高发动机性能。

关键词：喷注位置实验研究燃烧煤油 rbcc

rbcc直扩燃烧室煤油喷雾燃烧火焰稳定与放热规律的数值模拟

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宇航学报 2008年第5期29卷 1570-1576页

作者：张漫何国强刘佩进西北工业大学燃烧流动和热结构国家级重点实验室西安710072

扩张构型燃烧室的燃烧流动细节与放热规律是rbcc发动机设计中的核心技术。采用湍流流动的分离涡(DES)计算方法,数值计算了rbcc燃烧室以凹腔作为火焰稳定器的液态煤油喷雾燃烧三维两相流动。针对逐级扩张的rbcc燃烧室构型,详细研究了不... 详细信息

扩张构型燃烧室的燃烧流动细节与放热规律是rbcc发动机设计中的核心技术。采用湍流流动的分离涡(DES)计算方法,数值计算了rbcc燃烧室以凹腔作为火焰稳定器的液态煤油喷雾燃烧三维两相流动。针对逐级扩张的rbcc燃烧室构型,详细研究了不同来流状态下的喷雾燃烧流动特征以及液态煤油分级喷注的放热规律。研究表明,高来流总温条件下,凹腔火焰稳定器可起到驻留火焰的作用,在相对较低来流总温条件下,凹腔并非是实现火焰稳定的充分条件,必须采用其他方式补偿液态燃料蒸发吸热所损失的热量。考虑到扩张构型的几何通道承受的压力提升范围有限,燃料喷注位置不宜安置在燃烧室上游流场;为了实现最大的燃烧效率以及发动机推力,采用前后级辅助喷注的方式是目前可行的解决措施。

关键词：火焰稳定放热规律 rbcc 煤油喷雾燃烧分离涡模拟

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rbcc变结构燃烧室几何喉道适用范围研究

西北工业大学学报 2017年第6期35卷 975-982页

作者：叶进颖潘宏亮秦飞西北工业大学燃烧热结构与内流场重点实验室陕西西安710072

变结构燃烧室几何喉道能够提高冲压发动机亚燃模态性能,旨在研究宽马赫数范围rbcc燃烧室几何喉道的适用范围和作用机理。首先采用气流推力分析方法研究燃烧室气动参数变化规律,结果表明,在3 000 K燃烧室极限温度范围内,燃烧室几何喉道... 详细信息

变结构燃烧室几何喉道能够提高冲压发动机亚燃模态性能,旨在研究宽马赫数范围rbcc燃烧室几何喉道的适用范围和作用机理。首先采用气流推力分析方法研究燃烧室气动参数变化规律,结果表明,在3 000 K燃烧室极限温度范围内,燃烧室几何喉道适用范围可以拓展至飞行马赫数Ma=7.0。随后在Ma=6.0变结构燃烧室构型基础上,进行了Ma=6.0、6.5以及7.0条件下发动机全流道一体化三维数值计算,对燃烧流场结果对比分析发现:几何喉道对rbcc高飞行马赫数条件下的燃烧释热有积极作用,并具有较好的发动机性能,表明保持Ma=6.0几何喉道仍能对Ma=6.5、Ma=7.0来流起到改善燃烧品质提高发动机性能的作用,燃烧室几何喉道在Ma≤7.0范围内有效。最后,通过模拟Ma=6.0来流地面直连实验研究表明:采用几何喉道方式能够保证燃烧室内燃料的高效稳定燃烧。

关键词：变结构 rbcc 几何喉道数值模拟直连实验