超燃沖壓發(fā)動機燃燒模態(tài)轉(zhuǎn)換及其控制方法研究.pdf

1、寬飛行馬赫數(shù)范圍內(nèi)高性能工作是超燃沖壓發(fā)動機發(fā)展的必然需求。在飛行馬赫數(shù)較低時，超燃沖壓發(fā)動機工作在亞燃模態(tài)具有更高的比沖性能，但容易引起進氣道的不起動。隨著飛行馬赫數(shù)和飛行高度的不斷提高，發(fā)動機受到超溫和氣體離解損失的制約，此時工作在亞燃模態(tài)不再具有更好的性能，應(yīng)采用超燃模態(tài)。因此，為滿足寬馬赫數(shù)條件下發(fā)動機存在的約束和對高性能的需求，超燃沖壓發(fā)動機需要在工作過程中實現(xiàn)燃燒模態(tài)轉(zhuǎn)換。本文面向超燃沖壓發(fā)動機燃燒模態(tài)轉(zhuǎn)換特性及其控制的相關(guān)

2、問題，開展了如下幾個方面的工作：
　　通過分析發(fā)現(xiàn)超燃沖壓發(fā)動機存在很強的分布參數(shù)特性和多模態(tài)特性，在進行循環(huán)性能分析時，原有的零維分析方法不再適用，從而提出對一維模型的需求。進一步建立了包含一維模型的超燃沖壓發(fā)動機熱力循環(huán)性能分析方法。給出了一維跨聲速反應(yīng)流的基本控制方程，該方程包含了對發(fā)動機性能存在影響的眾多物理效應(yīng)。采用變量代換的方法對一維跨聲速反應(yīng)流控制方程進行了重構(gòu)，消除了原方程存在的數(shù)學(xué)奇異性。針對重構(gòu)后的控制方程，提

3、出了一種改進的迭代求解方法。通過跟已有的一維跨聲速流動求解方法對比分析發(fā)現(xiàn)，新提出的改進求解算法具有更廣的適用范圍、更好的求解穩(wěn)定性和更高的求解精度。
　　單級燃料注入的超燃沖壓發(fā)動機由于受到循環(huán)的限制，無法發(fā)揮其推力輸出的潛力，從而揭示出多級燃料注入的必要性和重要性?；谠贌嵫h(huán)的分析方法，給出了一個分析多級燃料注入超燃沖壓發(fā)動機性能的參數(shù)化模型，研究了兩級燃料注入超燃沖壓發(fā)動機的燃燒模態(tài)特性。分析了燃燒室面積擴張比、燃料注入次

4、數(shù)以及面積擴張比分配對多級燃料注入超燃沖壓發(fā)動機性能的影響。發(fā)現(xiàn)增加燃燒室面積擴張比能夠有效提高發(fā)動機推力輸出能力，而不宜過多增加燃料注入點。
　　超燃沖壓發(fā)動機在飛行過程中需要在合適的馬赫數(shù)下進行燃燒模態(tài)轉(zhuǎn)換以實現(xiàn)整個飛行軌線內(nèi)的性能最大化。基于此目的，提出了基于超燃沖壓發(fā)動機循環(huán)性能和飛行任務(wù)的燃燒模態(tài)選擇策略。分析了帶有等直型燃燒室的超燃沖壓發(fā)動機在不同燃燒模態(tài)下的循環(huán)性能隨飛行馬赫數(shù)的變化情況。研究發(fā)現(xiàn)，針對加速型的飛行任

5、務(wù)，超燃沖壓發(fā)動機應(yīng)該設(shè)計在飛行馬赫數(shù)6到7的范圍內(nèi)某點進行燃燒模態(tài)轉(zhuǎn)換才能獲得最大的加速性能；針對巡航型飛行任務(wù)，超燃沖壓發(fā)動機應(yīng)該在滿足推力需求的情況下，盡量工作在亞燃模態(tài)。
　　給出了超燃沖壓發(fā)動機在整個飛行軌線上的燃燒模態(tài)轉(zhuǎn)換邊界的空間描述方式。研究了幾何構(gòu)型、釋熱分布、壁面溫度、壁面摩擦及來流組分等因素對燃燒模態(tài)轉(zhuǎn)換邊界的影響。這些影響規(guī)律可以為發(fā)動機設(shè)計和燃燒模態(tài)轉(zhuǎn)換控制方案設(shè)計提供理論依據(jù)。通過對突變和滯環(huán)特性的分析

6、，基于突變理論，給出了燃燒模態(tài)轉(zhuǎn)換突變和滯環(huán)特性的兩種形成物理機制：燃燒釋熱不穩(wěn)定性和流動分離不穩(wěn)定性，并通過一維模型進行了驗證。分析了噴嘴切換帶來的燃料不連續(xù)對發(fā)動機性能的影響。
　　通過對燃燒模態(tài)轉(zhuǎn)換過程的詳細分析，揭示出燃燒模態(tài)轉(zhuǎn)換控制的本質(zhì)是保護控制，即保護發(fā)動機平穩(wěn)實現(xiàn)燃燒模態(tài)轉(zhuǎn)換，防止發(fā)動機因燃燒模態(tài)轉(zhuǎn)換引起的推力突變和滯環(huán)問題而出現(xiàn)失穩(wěn)。根據(jù)發(fā)動機燃燒模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中突變和滯環(huán)特性的不同，給出了相應(yīng)的燃燒模態(tài)轉(zhuǎn)換控制基