摘要：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。

摘要：为了开展宽域冲压发动机的全流道设计工作,将双模态冲压发动机等效热力过程分析方法拓展到全流道设计,建立了基于等效热力过程的宽域冲压全流道性能设计方法。将该方法应用于带几何可调进气道的宽域冲压发动机全流道方案设计,分析了进气道调节、燃烧室尺寸对发动机性能潜力的影响。研究结果表明:马赫数2.0~3.5范围,在比冲和流量2个因素之间,流量对发动机推力性能影响更大,所以在低速段应尽力增大进气道流量;与第2级转折角相比,第2级折转角对比冲和推力的影响权重更大,采用较小的2级折转角有利于提高性能;获得最优推力和比冲性能需要不同的进气道方案。在所研究的马赫数范围,燃烧室需用面积相差很大,飞行马赫数越低、需用面积越大。若以低马赫数的高推力要求为设计依据,需要付出横向尺寸的代价,意味着阻力和重量的增大;若以高马赫数的高推力要求为选择依据,需要在低马赫数时付出推力性能的代价,意味着加速时间和耗油量的增大。本文发展的方法可以快速筛选获得最优推力性能或比冲性能的全流道方案,为宽域高性能冲压发动机的全流道性能初步设计提供有力支撑。

摘要：航班化航天运输系统的飞行包络宽、飞行任务复杂,要求其冲压发动机具有宽域、高效、推力可调节的运行能力,通过系统级性能优化实现宽域高性能,是双模态冲压发动机研究需要攻克的关键难题。本文回顾了双模态冲压发动机概念提出的背景与初衷、双模态运行机制认知以及双模态冲压发动机性能优化的探索历程,探讨了热力循环分析与宽域性能优化的关系,建议以实现飞行任务为目标,对双模态冲压发动机的运行模态进行设计,探索“基于设计”的宽域模态控制和受控模态转换技术。根据近年来发展的双模态冲压发动机等效热力过程理论,揭示了宽域性能优化若干条件,提出一个便于实现“受控模态转换”的多设计点固定几何燃烧室宽域运行方案设想。为实现宽域模态控制和受控模态转换技术,未来需建立两大能力,一是基于任务约束定量解决进发匹配以及飞发匹配矛盾、建立飞发一体化的“即时按需设计”能力,二是发展受控燃烧组织技术、建立燃烧系统“即时按需设计”的能力。

摘要：数值计算方法、物理模型和计算硬件的进步极大地促进了超燃冲压发动机仿真的发展,基于内外流一体化仿真的数值飞行技术已日渐成熟并逐步应用于工程实践,伴随燃烧、气动、结构、材料以及传热多物理场耦合模型和计算方法的发展,叠加多场计算的广义数值飞行技术有望近期得到突破.目前人工智能技术的快速发展,将赋能于数值飞行技术,“数智飞行”这一新的研究模式应运而生.一方面,数智飞行将利用人工智能突破传统数值飞行技术在网格生成与自适应、高保真物理模型、数据处理与知识挖掘等方面的发展瓶颈,全面提升数值飞行的精度、准度和效能;另一方面,数智飞行将突破传统发动机研发模式,通过构建智能化发动机数字孪生体,实现发动机在虚拟空间中的全弹道飞行考核,加快发动机设计迭代.此外,数字孪生体在试验中可与实体发动机同步运行,根据感知数据快速预测多物理场,实现对实体发动机工作状态的实时评估.为促进数智飞行技术的发展,未来需要重点针对数据驱动与物理约束的有机结合、智能化多物理场联合仿真平台、发动机数字孪生体构建等方面开展研究.

摘要：给出了一种再生冷却结构非定常换热计算模型,能够支撑超燃冲压发动机再生冷却结构设计和试验研究。对发动机达到热平衡时间和非正规阶段温升时间的计算和测量结果进行了对比分析,计算比较了发动机初始壁面温度分别为300和800 K时达到热平衡的时间。研究表明,建立的再生冷却结构非定常换热计算模型具有一定的适用性,能够用于超燃冲压发动机的传热特性分析。

摘要：基于流线追踪的飞行器乘波前体设计和发动机进气道设计已有大量的研究工作,但是高超声速飞行器前体与超燃冲压发动机进气道的一体化设计一直是个难点。为了提高前体进气道整体的总压恢复和流量捕获性能,在前期飞行器乘波前体设计和进气道压缩面流线追踪设计方法的基础上,将整个基准流场分为激波压缩流场和等熵压缩流场,顺序组合,从前体激波、外压缩面到进气道内压缩面、反射激波直到喉道进行无缝连续地流线追踪,实现了全流面乘波前体进气道设计。横向三维曲面生成采用类似密切方法进行控制以实现全流面设计;纵向基准流场的构建由交叉推进特征线方法生成的激波压缩流场和反向Prandtl-Meyer流动生成的等熵压缩流场组合而成,只需输入前缘激波形状与进气道喉道出口约束;所有的控制曲线采用一种四次样条曲线进行描述。这是一种统一的基于内、外锥基准流场的前体进气道设计方法,其主要优点是具有较高的流量系数和总压恢复系数,可广泛用于高超声速飞行器前体进气道内外流一体化设计。

摘要：通过梳理吸气式高速飞行器一体化发展脉络,回顾和分析了技术验证、实用化和未来重复使用阶段飞行器一体化方案的主要研究内容和关键进展。在技术验证阶段,设计者针对轴对称构型和升力体构型提出多种一体化方案及对应设计方法,有力支撑了高速飞行技术验证,丰富了一体化设计理论。在实用化阶段,高速飞行技术工程应用对一体化提出严苛的约束,一体化主要解决流量捕获、设备装载和升阻比之间的矛盾,逐渐形成腹部进气布局一体化方案。针对未来重复使用飞行器,更多样的动力模式、更复杂的气动外形对一体化设计提出更高要求,高效、宽范围的动力系统、高度一体化的翼身融合构型、更优的进气布局方案是吸气式高速飞行器一体化设计的重要发展方向。

摘要：为了深入理解横向气膜作用下液体射流的破碎雾化特性,设计了一种以空气和水为模拟介质的针栓喷注单元,并通过两相流大涡模拟和背景光成像对大气环境下其近喷孔区域内的液体射流破碎过程和动态特性进行研究.通过大涡模拟液体射流的表面波主导破碎过程得到了针栓喷注单元近喷孔区域的喷雾场建立过程,亚声速气流离开狭缝后膨胀加速为超声速气流,经过液体射流上游的脱体弓形激波后减速增压.而在液体射流上下游之间的压差作用下,射流往下游发生弯曲的同时迎风面出现Rayleigh-Taylor(R-T)不稳定表面波;随着表面波的发展,气流穿透表面波的波谷位置导致连续射流发生断裂.正交分解(proper orthogonal decomposition,POD)方法可有效重构瞬时喷雾图像,POD模态表明近喷孔区域的低频和高频喷雾振荡分别由喷雾场的整体扩张/收缩过程和液块或者液雾团在迎风面的“撞击波”型运动引起,而后者的形态属于受连续液体射流断裂前的R-T不稳定表面波影响而产生的行波结构,其无量纲行波波长与韦伯数呈幂次律关系.

摘要：以电动膨胀循环变推力液体火箭发动机为研究对象,设计了一种适用于电动膨胀循环发动机的推力闭环控制方案,其次基于AMESim平台建立了控制系统仿真模型,验证了重要部组件模型的准确性,并基于电动机泵和涡轮泵动力学模型对PID控制器进行了参数整定,最后着重针对推力调节的阶跃信号和斜坡信号开展了控制仿真。结果表明:在推力变比5∶1全工况范围内,双PI控制器适用于电动膨胀循环发动机推力调节控制,系统不存在稳态误差,但是调节过程存在波动;针对调节过程而言,双PI控制器控制信号的比例输出振荡是控制目标波动的主因,而积分输出造成了控制目标的稳态误差;相比阶跃信号调节,双PI控制器跟踪斜坡信号的效果更好,因此实际使用中,应尽量考虑斜坡信号进行推力调节。

摘要：隔离段是超燃冲压发动机的重要组成部分,主要作用是隔绝燃烧与进气道的相互干扰。隔离段中存在的复杂流动现象一直是人们研究和关注的重点。利用三维数值模拟方法对矩形隔离段激波串特性影响因素进行了研究,主要分析了不同来流马赫数、单侧和对称扩张角以及壁面凹腔等因素影响下的激波串特性。结果表明:在高来流马赫数条件下,隔离段内激波串长度变短,隔离段抗反压能力增强,总压损失增大;在单侧和对称扩张隔离段内的激波串结构存在差异,且隔离段后的流场总压损失与扩张形式无关;隔离段添加壁面凹腔后,在不同反压下会出现2种模态(亚临界凹腔模态和超临界凹腔模态),2种模态下隔离段内激波串结构及流场参数特性有所不同,超临界凹腔模态下隔离段抗反压能力下降,总压损失增大。本文的研究结果可为隔离段和燃烧室设计及试验提供参考。