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激波/湍流边界层干扰中的自适应控制技术

国防科技大学学报 2024年第2期46卷 49-61页

作者：黄伟吴瀚钟翔宇杜兆波柳军国防科技大学高超声速技术重点实验室湖南长沙410073

从激波/湍流边界层干扰机理以及流动控制的迫切需求入手,从自适应涡流发生器、自适应鼓包、自适应微射流以及自适应次流循环四个方面对激波/湍流边界层干扰中的自适应控制技术研究进展进行了总结。分析认为,结合AI技术发展自适应流动控... 详细信息

从激波/湍流边界层干扰机理以及流动控制的迫切需求入手,从自适应涡流发生器、自适应鼓包、自适应微射流以及自适应次流循环四个方面对激波/湍流边界层干扰中的自适应控制技术研究进展进行了总结。分析认为,结合AI技术发展自适应流动控制技术,加速控制方式智能化,可作为新一代高超声速飞行器宽速域飞行的重要技术手段。具体来说,就是通过调节外加激励对高超声速飞行器不同区域实现局部流动加/减速、气动热防护、气动控制等功能,根据流场参数建立控制反馈回路,自适应调整局部流场结构,以满足工程实际需求。

关键词：自适应流动控制激波/湍流边界层干扰高超声速飞行器自主决策分离热流峰值

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超声速燃烧中的概率密度函数方法研究进展

航空学报 2024年第8期45卷 24-45页

作者：乔竑玮梁剑寒张林孙明波陈玉俏国防科技大学高超声速技术实验室长沙410073

概率密度函数方法能够精确封闭湍流/化学反应相互作用,在湍流燃烧数值模拟中得到了广泛应用。随着高超声速推进技术的不断发展,超燃冲压发动机内的超声速湍流燃烧为概率密度函数方法的应用带来了新的挑战。首先,综述了概率密度函数方法... 详细信息

概率密度函数方法能够精确封闭湍流/化学反应相互作用,在湍流燃烧数值模拟中得到了广泛应用。随着高超声速推进技术的不断发展,超燃冲压发动机内的超声速湍流燃烧为概率密度函数方法的应用带来了新的挑战。首先,综述了概率密度函数方法应用于超声速湍流燃烧的最新进展,概述了概率密度函数方法的基本理论、关键模型和求解框架;其次,介绍了超声速湍流燃烧对概率密度函数方法的理论、模型和数值求解方面的具体挑战和相关研究工作,包括考虑可压缩效应、高速源项模型修正、小尺度混合模型改进等;然后,综述了概率密度函数方法在超声速湍流燃烧中的应用情况;最后,对超声速燃烧中概率密度函数方法的应用前景和发展方向做出了展望。

关键词：概率密度函数方法湍流燃烧超声速燃烧超燃冲压发动机大涡模拟

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背压对气液针栓单元喷雾分布特性的影响

航空学报 2024年第2期45卷 63-76页

作者：李子光成鹏李清廉白晓曹鹏进国防科技大学空天科学学院高超声速冲压发动机技术重点实验室长沙410073

通过实验研究了径向孔型气液针栓单元在不同背压环境下的喷雾分布特性。搭建了可以提供0.1~6.0 MPa范围内的稳定背压并且具有多个光学测量窗口的常流式雾化实验系统,采用过滤水和干燥空气代替液氧和气甲烷进行了雾化实验。实验背压范围... 详细信息

通过实验研究了径向孔型气液针栓单元在不同背压环境下的喷雾分布特性。搭建了可以提供0.1~6.0 MPa范围内的稳定背压并且具有多个光学测量窗口的常流式雾化实验系统,采用过滤水和干燥空气代替液氧和气甲烷进行了雾化实验。实验背压范围为0.1~1.5 MPa。采用背景光成像技术获得了气液针栓单元的喷雾图像,通过图像处理研究了喷雾形态及其空间分布。结果表明:气液针栓单元在背压环境中形成的喷雾扇内部充实,液雾浓密;喷雾边界具有明显的“折转”特征。根据喷雾的浓密分布将喷雾场分为3个区域:喷雾核心区、喷雾边界区和稀疏喷雾区。背压与局部动量比对喷雾径向空间分布范围的影响相反,背压越小、局部动量比越大,喷雾半锥角越大,喷雾迎风面边界轮廓线包络范围越大。此外,相比喷雾半锥角,喷雾迎风面边界轮廓线可以较好地说明喷嘴近场喷雾空间分布范围变化。

关键词：液体火箭发动机气液针栓单元背压喷雾形态喷雾分布特性

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SST湍流模型的激波与可压缩效应改进

航空学报 2024年第3期45卷 91-104页

作者：汪洪波曾宇熊大鹏杨揖心孙明波国防科技大学空天科学学院、高超声速冲压发动机技术重点实验室长沙410073

由于缺乏对某些重要流动特征的考虑,针对不可压流发展的标准SST湍流模型在描述超声速流场时存在明显的局限性。为改善SST模型在吸气式高超声速推进系统内流等复杂超声速流场中的预测精度,基于流动特征结构定向开展了激波和可压缩效应改... 详细信息

由于缺乏对某些重要流动特征的考虑,针对不可压流发展的标准SST湍流模型在描述超声速流场时存在明显的局限性。为改善SST模型在吸气式高超声速推进系统内流等复杂超声速流场中的预测精度,基于流动特征结构定向开展了激波和可压缩效应改进。通过激波/湍流边界层判别函数和可压缩效应判别函数定位标准SST模型参数或建模假设失效的区域,针对性地改进湍流模型。采用超声速平板边界层流动、超声速压缩拐角分离流动、超声速隔离段复杂激波串流动以及HIFiRE-2超声速内流等算例进行了测试,结果表明改进模型具有与标准SST模型一致的边界层预测能力,但显著提高了对激波干扰流动及逆压分离流的预测精度。

关键词： SST 湍流模型激波可压缩结构特征

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边界层厚度对超声速流动燃烧的影响研究

工程热物理学报 2024年第2期45卷 597-604页

作者：许大羽汤涛于江飞汪洪波孙明波国防科技大学空天科学学院高超声速冲压发动机技术重点实验室长沙410073

本文以超燃冲压发动机燃烧室为背景,利用三维GPU并行程序,验证了火焰面模型的精确性,模拟了不同边界层厚度状况下超燃冲压发动机燃烧室内流动和燃烧的变化,并探讨研究了边界层厚度对流动、混合和燃烧等过程的影响。结果表明,对于来流边... 详细信息

本文以超燃冲压发动机燃烧室为背景,利用三维GPU并行程序,验证了火焰面模型的精确性,模拟了不同边界层厚度状况下超燃冲压发动机燃烧室内流动和燃烧的变化,并探讨研究了边界层厚度对流动、混合和燃烧等过程的影响。结果表明,对于来流边界层厚度,尤其是厚度大于喷孔直径时的综合影响,认为超燃冲压发动机燃烧室内的厚边界层有助于燃料的掺混,但是对燃烧效率有负面影响。

关键词：超燃冲压发动机火焰面模型边界层超声速

液氧甲烷变推力发动机螺旋槽再生冷却传热特性研究

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推进技术 2024年第2期45卷 124-133页

作者：孙郡李清廉成鹏宋杰刘新林国防科技大学空天科学学院高超声速冲压发动机技术重点实验室湖南长沙410073

为探究宽工况范围下螺旋槽再生冷却的传热特性,基于微小通道内低温工质的相变传热模型,采用一维传热计算方法,对5 kN级液氧甲烷变推力发动机开展了螺旋槽再生冷却传热特性研究。结果表明:本文所采用的传热计算模型可用于传热预估,与试... 详细信息

为探究宽工况范围下螺旋槽再生冷却的传热特性,基于微小通道内低温工质的相变传热模型,采用一维传热计算方法,对5 kN级液氧甲烷变推力发动机开展了螺旋槽再生冷却传热特性研究。结果表明:本文所采用的传热计算模型可用于传热预估,与试验结果相比,冷却剂温升误差为4.3%,压降误差为1.1%,喉部处外壁温误差为-11%,在工程计算可接受范围内;相比于直槽,螺旋槽再生冷却能有效降低燃气侧壁温,同时,在宽范围变推力条件下,实际功率水平越低,冷却剂温升、压降越小,喉部燃气侧壁温越低,但“传热恶化区”内的壁温最大值反而越高,当发动机推力由额定工况的75%调整至20%时,燃气侧壁温的最大值由1 351 K增大至1 399 K;综合考虑壁面温度及冷却剂的压力损失,本文对冷却通道开展优化设计,对比四种冷却通道方案的传热性能,其中,方案4为最优方案,20%额定功率水平工况时,冷却剂温升为491 K,压降为0.34 MPa,燃气侧壁温最大值也仅为1 297 K,较初始设计方案降低了102 K,远低于材料的极限温度。

关键词：液氧甲烷发动机变推力再生冷却螺旋槽传热特性

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支板/凹腔燃烧室混合与燃烧性能研究进展

航空学报 2024年第16期45卷 22-47页

作者：赵子健刘朝阳黄伟国防科技大学空天科学学院高超声速技术实验室长沙410073

在高超声速飞行条件下,燃料在超燃冲压发动机燃烧室内的驻留时间非常短,燃料与氧化剂的充分混合、点火和维持稳定的燃烧是高超声速推进的关键。为了提高燃烧室中燃料的混合与燃烧性能,国内外研究人员将诸如支板、斜坡、凹腔、后向台阶... 详细信息

在高超声速飞行条件下,燃料在超燃冲压发动机燃烧室内的驻留时间非常短,燃料与氧化剂的充分混合、点火和维持稳定的燃烧是高超声速推进的关键。为了提高燃烧室中燃料的混合与燃烧性能,国内外研究人员将诸如支板、斜坡、凹腔、后向台阶等增混稳燃装置引入燃烧室,取得了一定成果。在以往的研究中,支板和凹腔在流场中形成的回流区能达到较好增混稳燃效果,受到了广泛的关注与拓展。本文综述了近年来支板、凹腔及支板-凹腔组合构型的国内外研究进展,并对相关研究的未来发展方向作出了展望。

关键词：超燃冲压发动机混合增强火焰稳定支板凹腔

基于深度学习建表的宽域发动机火焰面燃烧模型构建与验证

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力学学报 2024年第3期56卷 723-739页

作者：于江飞连城阅汤涛唐卓汪洪波孙明波国防科技大学空天科学学院高超声速技术实验室长沙410073

以新型宽域发动机为动力的未来新一代飞行器的研发迫切需要CFD方法来进行高效高精度的辅助设计.文章把传统的火焰面/进度变量燃烧模型与深度学习和神经网络方法相结合,构建了新的智能化改进的燃烧模型并进行了算例测试与验证,在保证计... 详细信息

以新型宽域发动机为动力的未来新一代飞行器的研发迫切需要CFD方法来进行高效高精度的辅助设计.文章把传统的火焰面/进度变量燃烧模型与深度学习和神经网络方法相结合,构建了新的智能化改进的燃烧模型并进行了算例测试与验证,在保证计算效率的同时提高了预测精度.首先,给出了人工神经网络的构建方法,包括数据库划分、数据归一化以及模型的训练等;然后,测试分析了不同函数结构对新建模型的影响,并讨论了基于CPU和GPU的求解器框架下内存占用优化问题;最后,把智能化模型耦合到GPU求解器上对飞行马赫数4~12的3个发动机算例进行了数值模拟.结果表明,智能化改进的模型可代替传统火焰面/进度变量数据库从而实现高维参数建模及模型改进,并可以成功运行在GPU上;智能化改进的模型比传统的模型平均误差减小量均超过了50%,算例误差最大减小值可达57.2%.

关键词：火焰面/进度变量模型全连接神经网络宽域发动机燃烧模型数值模拟

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小推力气氧气甲烷火箭发动机点火过程观测

航空学报 2024年第8期45卷 80-88页

作者：周奇遇张家奇国防科技大学空天科学学院高超声速技术实验室长沙410073

采用高速摄影对姿控级小推力气氧气甲烷火箭发动机开展了点火过程观测研究,研究了火花塞类型、高压火花塞缩进及混合比对点火过程的影响。结果表明:发动机启动过程可分为点火过程与过渡过程2个阶段,其中点火过程则可进一步细分为火花产... 详细信息

采用高速摄影对姿控级小推力气氧气甲烷火箭发动机开展了点火过程观测研究,研究了火花塞类型、高压火花塞缩进及混合比对点火过程的影响。结果表明:发动机启动过程可分为点火过程与过渡过程2个阶段,其中点火过程则可进一步细分为火花产生、火核生成、火核生长、充满燃烧室、火焰往复波动、火焰稳定6个步骤;而过渡过程可细分为燃料流量增加、燃烧混合比下降、向稳态过渡。试验结果表明,在点火能量充足的条件下,起火熄火主要由混合比控制,试验验证的可靠混合比范围为2.01~18.3,此外点火的瞬时混合比还影响火花到火焰稳定的时间,通常低混合比对应该时间更长。总地来说,火花塞类型对点火特性影响不大;而长缩进通常意味着更长的火核传播时间和较短的生长时间。

关键词：点火火焰回传火花塞缩进混合比