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高超飞行器喷流干扰流场非平衡效应影响分析

航空动力学报 2024年第3期39卷 102-114页

作者：傅杨奥骁高铁锁丁明松刘庆宗江涛董维中中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所四川绵阳621000

针对高超声速飞行器绕流与反作用控制系统(RCS)喷流相互干扰过程中高温气体非平衡效应的影响问题,基于高温空气及喷流燃气物理化学模型,通过数值求解三维非平衡雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程,开展了典型外形喷流干扰非平衡流场的数... 详细信息

针对高超声速飞行器绕流与反作用控制系统(RCS)喷流相互干扰过程中高温气体非平衡效应的影响问题,基于高温空气及喷流燃气物理化学模型,通过数值求解三维非平衡雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程,开展了典型外形喷流干扰非平衡流场的数值模拟,研究了绕流空气非平衡效应、喷流燃气非平衡效应及其综合的流场高温非平衡效应的影响,分析了不同飞行条件下流场高温气体非平衡效应对流场结构及飞行器气动力热特性影响的变化规律。研究表明:绕流空气非平衡效应在高马赫数下影响显著,表现为减小喷流附加推力、降低干扰区热流峰值,随着马赫数升高,其影响逐渐增大;喷流燃气非平衡效应在不同状态下的影响存在差别,在低空状态下,燃气组分主要发生复燃/复合反应,导致喷流附加推力增大、干扰区热流峰值升高,在高空状态下,燃气组分主要发生离解反应,导致喷流附加推力减小、干扰区热流峰值降低,沿弹道高度升高,喷流燃气的复合反应减弱而离解反应增强;为了更加真实地模拟高超声速飞行器RCS喷流干扰流场特性,有必要全面地考虑流场中的高温气体非平衡效应。

关键词：高超声速飞行器反作用控制系统(RCS) 喷流干扰高温气体非平衡效应复燃反应离解反应

基于多精度规划窗口的无人机航迹规划方法研究

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系统工程与电子技术 2024年第5期46卷 1767-1776页

作者：余婧吴晓军蒋安林雍恩米中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所四川绵阳621000

航迹规划是无人机(unmanned aerial vehicle,UAV)任务规划系统的核心部分之一,其主要任务是结合战场环境等约束条件,寻找一条安全系数高、满足任务需求且飞行代价小的UAV最优飞行航迹。基于现有蚁群优化(ant colony optimization,ACO)算... 详细信息

航迹规划是无人机(unmanned aerial vehicle,UAV)任务规划系统的核心部分之一,其主要任务是结合战场环境等约束条件,寻找一条安全系数高、满足任务需求且飞行代价小的UAV最优飞行航迹。基于现有蚁群优化(ant colony optimization,ACO)算法,在其并行能力基础上提出一种多精度规划窗口方法。该方法在初始航迹基础上,进一步针对局部飞行环境特点,自动配置局部规划窗口、规划精度和规划参数,并行地开展多精度窗口航迹调整,可在较短时间内优化出一条适应战场环境的飞行航迹。仿真分析表明,不同战场环境下所需的算法参数配置、规划精度各有不同,通过多精度规划窗口的优化与调整,最终飞行航迹可适应不同战场环境,且具备较好的规划效率与精度。

关键词：无人机航迹规划蚁群优化算法多精度优化优化算法

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亚跨声速风洞短轴探管速度场校测可行性研究与验证

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西北工业大学学报 2024年第4期42卷 707-715页

作者：邓海均熊波罗新福刘常青郑杰匀中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所四川绵阳621000

根据GJB1179A-2012《低速和高速风洞流场品质要求》规定,速度场校测是风洞流场校测的关键项目,是评价风洞是否具备开展型号试验能力的重要依据。轴探管是用于亚跨声速风洞速度场校测的通用校测仪器。为了降低轴探管对流场的扰动,并在试... 详细信息

根据GJB1179A-2012《低速和高速风洞流场品质要求》规定,速度场校测是风洞流场校测的关键项目,是评价风洞是否具备开展型号试验能力的重要依据。轴探管是用于亚跨声速风洞速度场校测的通用校测仪器。为了降低轴探管对流场的扰动,并在试验段内产生无干扰的流场,一般要求堵塞度不超过0.5%,头锥位于风洞收缩段内。近年来,随着国内2 m量级以上的大型跨声速风洞立项建设,传统的轴探管设计方案在制造、安装以及校测等方面都存在一定的困难。针对该问题,通过对轴探管头部气动外形以及安装位置的优化,削弱了轴探管头锥激波强度和扰动范围,发挥试验段加速区的消波能力,在试验段内产生了与传统长轴探管一致的无干扰流场,大大缩短了轴探管的长度,为大型跨声速风洞速度场校测的轴探管设计提供了一种可行的技术方案。

关键词：亚跨声速风洞速度场流场校测轴探管

双燃料喷射器油-气瞬时质量流率同场测量方法

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内燃机学报 2024年第1期42卷 61-69页

作者：周谈庆杨晰宇王晓艳魏代君董全哈尔滨工程大学动力与能源工程学院黑龙江哈尔滨150001 潍柴动力股份有限公司山东潍坊261041

提出一种组合式的测量方法,将其应用于缸内高压直喷柴油/天然气发动机双燃料喷射器瞬态燃料质量流率的研究,实现了两相燃料同场高精度测试.针对传统“动量法”只能获取喷气规律型线无法获取准确质量流率的问题,提出一种平行测试的方法,... 详细信息

提出一种组合式的测量方法,将其应用于缸内高压直喷柴油/天然气发动机双燃料喷射器瞬态燃料质量流率的研究,实现了两相燃料同场高精度测试.针对传统“动量法”只能获取喷气规律型线无法获取准确质量流率的问题,提出一种平行测试的方法,通过采集测试容腔内的压力变化获取循环喷气量,结合瞬态动量信号得到精确的喷气规律曲线.并对喷射器的计量特征及时间特征进行验证.最后对柴油/天然气双燃料喷射器常用工况进行测试,结果表明:该方法解决了两相燃料难以同场测量的问题,实现了双燃料喷射器油-气瞬时质量流率的精确测量;喷气量测试误差不超过5%,喷油及喷气起始时刻与结束时刻的测试误差不超过0.113 ms,喷油量及喷气量的波动率分别不超过1.4%和2.9%.随着燃料喷射压力增加,喷射器的开启时段减小、关闭时段增加,且内部轴针开启和关闭的速度均大于外部轴针.引燃油的喷射通过影响喷气持续期影响喷气量,先油后气喷射方式下的喷气量在仅喷气方式下的喷气量上、下波动.

关键词：双燃料缸内直喷质量流率同场测量

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基于极值搜索的柴油机空气系统模型预测控制

内燃机学报 2024年第5期42卷 439-446页

作者：刘兴义王标吕宪勇宋康江楠谢辉天津大学先进内燃动力全国重点实验室天津300350 潍柴动力股份有限公司山东潍坊261000

针对配备可变截面涡轮增压器(VGT)、高压废气再循环(EGR)和进气节流阀(TVA)的柴油机进气歧管压力、涡前压力和EGR率多目标跟踪控制问题,提出一种权重系数自学习的扩张状态模型预测控制(MPC)算法.首先,基于柴油机的简化运行机理,提出了... 详细信息

针对配备可变截面涡轮增压器(VGT)、高压废气再循环(EGR)和进气节流阀(TVA)的柴油机进气歧管压力、涡前压力和EGR率多目标跟踪控制问题,提出一种权重系数自学习的扩张状态模型预测控制(MPC)算法.首先,基于柴油机的简化运行机理,提出了三入三出线性变参数预测模型;其次,为补偿因模型与发动机之间偏差造成MPC性能劣化问题,将其等效为3个控制通道的总扰动,并采用扩张状态观测器(ESO)进行快速在线观测和补偿;最后,引入极值搜索算法,对MPC权重系数进行缓慢优化整定,仿真结果表明:在1800 r/min油门开度以最大开度10%的步长向上和向下连续阶跃工况下,对比涡前压力控制,瞬态上升时间相同时本算法超调量比较参数全局优化的比例-积分-微分控制(PID)算法降低30.7%.台架试验中,世界统一瞬态循环(WHTC)动态驾驶循环中进气歧管压力和EGR率跟踪误差IAE(绝对误差积分)值比较传统PID算法分别降低28.3%、17.5%.

关键词：柴油机空气系统模型预测控制极值搜索

燃料分级对贫预混多喷嘴燃烧器火焰动态响应特性影响的实验研究

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推进技术 2024年第4期45卷 125-132页

作者：陆羽笛金明李昱泽李原森葛冰臧述升上海交通大学机械与动力工程学院动力机械与工程教育部重点实验室上海200240

贫预混多喷嘴燃料分级技术可以有效降低局部热负荷,从而降低NOx排放并拓宽工况范围,是现代重型燃气轮机低排放燃烧室的主要燃烧方式。本文开展了燃料分级及当量比变化对贫预混多喷嘴燃烧火焰动态响应的影响研究。利用扬声器产生火焰的... 详细信息

贫预混多喷嘴燃料分级技术可以有效降低局部热负荷,从而降低NOx排放并拓宽工况范围,是现代重型燃气轮机低排放燃烧室的主要燃烧方式。本文开展了燃料分级及当量比变化对贫预混多喷嘴燃烧火焰动态响应的影响研究。利用扬声器产生火焰的受迫振荡,利用压力脉动传感器与光电倍增管完成了多喷嘴火焰响应特性的试验分析。试验表明,燃烧室内压力波动与热释放率波动随扰动频率同步变化。当量比低于0.53时,多喷嘴火焰传递函数呈现单峰的特征。当量比大于0.64时,多喷嘴火焰传递函数呈现双峰特征,且火焰响应增强。延迟时间τ随着当量比的增大而减小。燃料分级将使得火焰动态响应特征频率发生偏移。增加喷嘴数量使得火焰传递函数幅值上升,火焰响应增强,峰值频率增大,延迟时间偏短。对于采用多喷嘴燃料分级技术的燃烧室,负荷上升将导致火焰趋于不稳定。

关键词：燃气轮机多喷嘴燃料分级当量比火焰动态响应火焰传递函数

超音速分离线喷管大摆角状态下化学烧蚀动态仿真

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固体火箭技术 2024年第2期47卷 164-172页

作者：廖栩锋田维平王健儒曹涛锋西安航天动力技术研究所西安710025 航天动力技术研究院西安710025

针对超音速分离线喷管大摆角状态下化学烧蚀导致的壁面退移,基于动网格技术建立了相应的动态仿真模型,实现了对不同燃烧室条件下喷管化学烧蚀率的预示。初步稳态计算得到喉部烧蚀率为0.048 6 mm/s,高出试验结果5.67%,验证了仿真设置的... 详细信息

针对超音速分离线喷管大摆角状态下化学烧蚀导致的壁面退移,基于动网格技术建立了相应的动态仿真模型,实现了对不同燃烧室条件下喷管化学烧蚀率的预示。初步稳态计算得到喉部烧蚀率为0.048 6 mm/s,高出试验结果5.67%,验证了仿真设置的合理性。以此状态结果为瞬态计算的初场,进行相应的化学烧蚀动态仿真计算。该喷管的矢量角放大系数在0.5 s仿真时间内因壁面退移减小了0.42%,对称面下侧分离线结构附近因燃气流动受阻成为喷管烧蚀最严重的位置,烧蚀率为0.074 5 mm/s。增大燃烧室压强或温度,会导致同周向位置的分离线后侧与前侧壁面烧蚀率比值减小。对于分离线附近型面变化较小处,压强5.5 MPa增加到7.5 MPa,该比值减小了10%,温度3200 K增加到3600 K减小了15%。

关键词：超音速分离线喷管化学烧蚀动网格数值仿真

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变速条件下流体动压效应稳健性分析

北京航空航天大学学报 2024年第4期50卷 1219-1228页

作者：张泽斌景世钊袁少朋石明辉郑州大学机械与动力工程学院郑州450001

以油膜作为中间介质,对于高速旋转机械传动系统的可靠性、稳定性的提升有显著优势。而高速轴承-转子系统在加工制造和运行过程中,不可避免地存在影响系统承载性能的不确定性因素,影响油膜形状,导致承载性能发生变化,实际工作性能偏离设... 详细信息

以油膜作为中间介质,对于高速旋转机械传动系统的可靠性、稳定性的提升有显著优势。而高速轴承-转子系统在加工制造和运行过程中,不可避免地存在影响系统承载性能的不确定性因素,影响油膜形状,导致承载性能发生变化,实际工作性能偏离设计目标。以高速动压油膜为研究对象,为掌握几何参数和转速对油膜承载性能波动的影响,进行稳健优化和分析,提取油膜性能稳健优化结果的特征区域。针对传动系统的不同需求,采用计算流体力学方法求解不同转速下的动压滑动轴承油膜压力场,进而求解其主要性能指标:承载力和摩擦功耗。建立研究目标的Kriging近似模型,并在样本点临近区域选择稳健目标计算的子空间,计算目标均值和方差。利用非支配排序遗传算法(NSGA-II)求解不同目标组合的Pareto最优解集。结合自组织映射图(SOM)方法进行相关性分析,提取设计目标与几何参数、转速之间的相关性特征,分析最优特征区域中偏心率对目标稳健性的影响,最终确定稳健性好的特征区域,并选择个别结果进行仿真计算验证。结果表明:所提出的最优性分析方法能够清晰展现出稳健最优性区域在设计空间中的分布情况,便于降低几何参数和转速的波动对油膜性能的影响;所提方法能提升优化设计结果的可实现性,有效促进理论设计与工程实际的衔接。

关键词：稳健设计 Kriging模型 Pareto前沿自组织映射图滑动轴承最优性分析

基于KMC方法的离解氧原子在硅基防热材料表面催化复合模型研究

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工程热物理学报 2024年第1期45卷 223-229页

作者：李芹杨肖峰董威杜雁霞上海交通大学机械与动力工程学院上海200240 中国空气动力研究与发展中心空气动力学国家重点实验室绵阳621000

为了精确模拟化学非平衡气流在高速飞行器表面的多相催化反应过程,进而提高气动热的预测精度,基于反应动力学机理和硅基材料表面的微观物性参数,发展了一种用于模拟多步催化反应过程的运动学蒙特卡罗(KMC)模型,用于求解高焓离解气体在... 详细信息

为了精确模拟化学非平衡气流在高速飞行器表面的多相催化反应过程,进而提高气动热的预测精度,基于反应动力学机理和硅基材料表面的微观物性参数,发展了一种用于模拟多步催化反应过程的运动学蒙特卡罗(KMC)模型,用于求解高焓离解气体在硅基材料表面的复合速率。模型将吸附、ER/LH复合、热解附四种微观反应过程考虑在内,并从碰撞频率和反应系数两个角度给出各反应的相对概率,作为KMC随机选取下一反应发生的依据。采用该模型计算的表面反应结果表明,LH复合反应具有明显的空间效应,该效应在高壁面温度条件下更明显,导致KMC模型预测的氧原子覆盖率低于基于均匀吸附表面假设的宏观模型的结果,且壁面温度越高相差越大。此外,研究发现ER和LH复合反应速率均随壁面温度的升高先增加后减小。KMC模型可以为宏观CFD计算提供更精确的催化壁面边界条件,用于气动热的精细化预测,为飞行器热防护系统的设计提供理论支撑。

关键词：气动热多相催化界面物理运动学蒙特卡罗方法