一种基于组合燃烧规律的超燃冲压发动机

摘要

本发明公开了一种基于组合燃烧规律的超燃冲压发动机，所述超燃冲压发动机的燃烧室为由等面积段、等压段、等马赫数段和等温段这四个分段沿入口至出口方向依次连接组成的多级燃烧室，所述等面积段、等压段、等马赫数段和等温段分别使用等面积加热规律、等压加热规律、等马赫数加热规律和等温加热规律；在每个分段的入口处均设置有一个燃油喷注点。相比现有技术，本发明可有效提高超燃冲压发动机性能，同时保证发动机不超温，不超压，不会产生热雍塞。

说明书

技术领域

本发明涉及高超声速飞行器建模与控制领域，尤其涉及一种超燃冲压发动机。

背景技术

高超声速飞行器(Hypersonic Vehicle)一般是指来流马赫数大于5的飞行器。它以自身的速度优势和破防能力等优点受到世界各国青睐。为了使高超声速飞行器具有更好的性能，其动力装置通常采用超燃冲压发动机。燃烧室是超燃冲压发动机的重要组成部件，其工作性能和加热规律对超燃冲压发动机的推力性能和比冲性能影响很大。

针对超燃冲压发动机及其燃烧室的建模与仿真，国内外已经进行不少研究。Ferri通过燃烧试验提出了加热规律与燃烧室形状相匹配的问题，在设计燃烧室需要考虑空气动力与完整燃烧过程(燃料喷注、混合以及燃烧)匹配，因此，在超燃冲压发动机热力循环过程研究中对其加热过程进行了大量分析[Ferri A,Fox H.Analysis of fluid dynamics ofsupersonic combustion process controlled by mixing[J].Symposium onCombustion,1969,12(1):1105-1113]。H.Ikawa用面积扩张因子法来建立超燃冲压发动机燃烧室模型，可以进行燃烧室计算和性能评估[Ikawa H.Rapid methodology for designand performance prediction of integrated supersonic combustion ramjet engine[J].Journal of Propulsion and Power,1991,7(3):437-444]。Kummtnitha为了提高超声速气流与氢燃料的混合效率，采用无源技术，通过在燃烧室底部设计不同类型的表面，提高了超燃冲压发动机燃烧室的混合效率，从而提高了燃烧效率[Kummitha O R.Numericalanalysis of passive techniques for optimizing the performance of scramjetcombustor[J].International Journal of Hydrogen Energy,2017,42(15):10455-10465]。国内很多院校针对超燃冲压发动机模型做了一定的研究，哈尔滨工业大学的马继承以碳氢燃料再生冷却超燃冲压发动机为研究对象，开展了多目标控制方法研究。从控制角度出发研究了超燃冲压发动机燃烧室的超温及模态转换问题[马继承.碳氢燃料再生冷却超燃冲压发动机控制方法研究[D].哈尔滨工业大学,2020]。国防科学技术大学的吴先宇采用数值仿真和直连式试验等手段深入研究了超燃冲压发动机一体化流道设计优化问题,并全面地探讨了各设计因素对发动机部件和系统性能的影响[吴先宇.超燃冲压发动机一体化流道设计优化研究[D].国防科学技术大学,2007]。合肥工业大学的尤厚丰等人在考虑有限速率化学反应的准一维Euler方程的基础上，通过增加截面面积变化、壁面摩擦和添质的源项，发展了适用于超燃燃烧室性能分析的准一维计算方法[尤厚丰，张兵，李德宝.超燃冲压发动机燃烧室的准一维计算与分析[J].推进技术，2020，41(3)：623-631]。

综上可知，目前国内外在提高超燃冲压发动机燃烧室性能方面已有一定的研究成果，且大多基于等面积加热规律进行研究，也有某些研究基于等静压，等静温或者等马赫数加热规律进行研究。从热力循环角度分析并建立综合多种加热规律的多级燃烧室的研究尚属空白。

发明内容

本发明所要解决的技术问题在于克服现有技术不足，结合多种热力循环特性，提供一种基于组合燃烧规律的超燃冲压发动机，可有效提高超燃冲压发动机性能，同时保证发动机不超温，不超压，不会产生热雍塞。

本发明具体采用以下技术方案解决上述技术问题：

一种基于组合燃烧规律的超燃冲压发动机，所述超燃冲压发动机的燃烧室为由等面积段、等压段、等马赫数段和等温段这四个分段沿入口至出口方向依次连接组成的多级燃烧室，所述等面积段、等压段、等马赫数段和等温段分别使用等面积加热规律、等压加热规律、等马赫数加热规律和等温加热规律；在每个分段的入口处均设置有一个燃油喷注点。

优选地，所述多级燃烧室的型面参数是在满足温度、马赫数和压力的约束下，以超燃冲压发动机在设计点处推力达到最大为优化目标，通过优化算法优化得到。

进一步优选地，所述型面参数为所述多级燃烧室各分段的水平夹角和节流率。

进一步优选地，所述优化算法为混合罚函数法。

优选地，所述等面积段的等面积加热过程使用以下模型描述:

其中，σ

相比现有技术，本发明技术方案具有以下有益效果：

本发明综合考虑多种典型加热过程的特点，建立了超燃冲压发动机多级燃烧室。在超燃冲压发动机的最大静温限制，最大静压限制，热雍塞限制的范围内，本发明通过多级燃烧室的型面设计及优化，可以更大限度的获得超燃冲压发动机的最大推力。

附图说明

图1为基于等面积加热规律的超燃冲压发动机T-S图；

图2为等面积加热过程的最大加热比；

图3基于等压加热规律的超燃冲压发动机T-S图；

图4基于等温加热规律的超燃冲压发动机T-S图；

图5基于等马赫数加热规律的超燃冲压发动机T-S图；

图6为考虑马赫数限制的组合加热过程T-S图；

图7为考虑压力限制，马赫数限制的组合加热过程T-S图；

图8考虑温度限制，马赫数限制的组合加热过程T-S图；

图9考虑压力限制，温度限制，马赫数限制的组合加热过程T-S图；

图10为多级燃烧室几何构型图；

图11为设计点处不同型面变化及轴向参数分布图，其中(a)、(b)、(c)、(d)分别为沿轴向型面高度分布、马赫数分布、静温分布、静压比分布。

具体实施方式

针对现有技术不足，本发明的解决思路是结合多种典型热力循环的特点，建立超燃冲压发动机多级燃烧室模型，以提高燃烧室性能。

具体而言，本发明所提出的基于组合燃烧规律的超燃冲压发动机，所述超燃冲压发动机的燃烧室为由等面积段、等压段、等马赫数段和等温段这四个分段沿入口至出口方向依次连接组成的多级燃烧室，所述等面积段、等压段、等马赫数段和等温段分别使用等面积加热规律、等压加热规律、等马赫数加热规律和等温加热规律；在每个分段的入口处均设置有一个燃油喷注点。

采用以上技术方案，即可在马赫数、温度以及压力的约束下以及热雍塞条件的限制下，通过调节不同燃油喷注点的燃油量来实现不同的组合加热规律。

为了便于公众理解，下面结合附图来对本发明的技术方案进行详细说明：

1.多级燃烧室型面设计：

本发明基于组合加热规律建立超燃冲压发动机多级燃烧室。组合加热规律是指由等面积加热、等压加热、等温加热、等马赫数加热中的两种或两种以上相结合的加热规律，下面分别予以分析和说明。

(1)等面积加热规律：

等面积加热规律在冲压发动机和火箭发动机中比较常见，通常出现在圆筒形燃烧室加热规律设计中，等面积加热规律的总压恢复系数相较其他几种加热规律来说，总压恢复系数最高。对于等面积加热过程来说，假设截面3为等面积段进口截面，截面4为等面积段出口截面。采用相对静压降(Δp/p)来描述等面积加热过程，其中，Δp为3-4过程静压降，该种方法考虑到静压在实际中容易测量，并与加热过程密切相关。基于等面积加热规律的超燃冲压发动机T-S图见图1。

在加热过程满足热力学第一定律，其微分形式可表达为：

dQ＝c

式中，Q为加入热量；υ为比容，c

由状态方程微分形式可得：

式中，R为通用气体常数。

等面积加热过程满足连续方程、动量方程，由此可得：

式中，v为速度；

将式(3)代入式(4)中，整理得：

将式(2)和式(5)代入式(1)中，整理得:

式中，c

对式(6)在3-4过程进行积分，可得：

式中，

下标“4”为等面积段出口。

将Δp＝p

B/2·Δp

求解式(10)可得相对静压降

式中，T

根据动量定理以及式(1)～式(11)可得：

式中，σ

由式(11)可以看出，在等面积加热过程中，当来流条件一定时，并不是可以无限添加热量。当式(11)中根号下为零时，可以得到该条件下可添加的最大热量以及最大加热比τ

因此，由式(11)和式(15)可以得到最大加热比表达式，同时能够得到最大加热比与来流马赫数之间的关系，如图2所示。从图中可以看出，在来流处于亚声速状态时，最大加热比随着马赫数的增大而减少，并且下降速度较快；在来流处于超声速状态时，最大加热比随着马赫数的增大而增大，并且增加速度逐渐变慢，直到最后趋近于稳定值。显然，为了使等面积加热过程一直在最大推力状态，应该保证加热比处于最大加热比不变。

(2)等压加热规律：

除等面积加热规律外，超燃冲压发动机多级燃烧室还应考虑等压加热规律，其原因在一方面是燃烧室背压对隔离段的影响，过高的燃烧室背压会使发动机发生不起动；另一方面是超燃冲压发动机会结构对压力的要求。对于等压加热过程来说，假设截面3为等压段进口截面，截面4为等压段出口截面。在加热过程中压力不变，则该过程中气流速度不变，即v

由连续方程可得：

式中，A为面积，T为静温，Q为等压过程加入的热量，c

由总温与静温关系及加热量可知：

式中，τ为加热比，γ为比热容比。

由速度不变可得：

式中，M为马赫数。

由式(16)～(18)可得总压恢复系数为：

(3)等温加热规律：

超燃冲压发动机燃烧室工作在高温、高速状态，由于燃烧室材料、结构等因素限制，使燃烧室温度不能过高，因此，燃烧室需要温度限制。为了能够充分发动机性能，采用等温加热规律使得更多热量加入发动机中，该加热规律与在实际情况中燃烧室最高温度受离解反应限制近似。对于等温加热过程来说，假设截面3为等温段进口截面，截面4为等温段出口截面。基于等温加热规律的超燃冲压发动机T-S图见图4。

由状态方程及动量方程可得：

式中，v为速度，R为通用气体常数，T为静温，p为静压。

对上式在3-4过程进行积分，可得：

式中，下标“3”为等温段进口，下标“4”为等温段出口。

对上式整理得：

式中，M为马赫数，τ为加热比，γ为比热容比。

由式(20)～(22)可得静压之间的关系为：

由此，可得到该过程总压恢复系数为：

(4)等马赫数加热规律：

等马赫数加热规律是高超声速飞行器动力系统特有的加热规律，该加热规律适用于超燃冲压发动机，因此，对该加热规律特点进行研究是有必要的。对于等马赫加热过程来说，假设截面3为等马赫段进口截面，截面4为等马赫段出口截面。基于等马赫加热规律的超燃冲压发动机T-S图见图5。

由动量方程、状态方程及马赫数定义可知：

式中，γ为比热容比，M为马赫数，T为静温，p为静压。

对上式在3-4过程进行积分可得：

式中，下标“3”为等马赫数段进口，下标“4”为等马赫数段出口。

由于该过程马赫数不变，可知p

式中，τ为加热比。

结合不同加热过程工作特性可以得出，等面积加热过程的总压恢复系数最高，但受到最大加热比的约束。等压加热过程仅次于等面积加热过程，且其过程不存在最大加热比约束，但随着热量的添加，可能出现超声速气流转换为亚声速气流的现象，即马赫数小于1的现象。而等马赫数加热规律可以对马赫数进行约束，在等马赫数段，随着热量的添加，可能出现燃烧室静温超过限制的情况，而等静温加热规律可以保证燃烧室最高温度不超过最大静温限制。由以上可知，单一的加热规律不能使超燃冲压发动机的性能充分发挥，故本发明提出基于组合加热规律设计超燃冲压发动机多级燃烧室。

本发明的组合加热规律以等面积加热规律为基础，与其它几种加热规律进行组合，并且加热过程中要求保证全过程马赫数不小于1，且全程满足不超过发动机最大静温限制，最大静压限制。

(5)考虑马赫数限制的组合加热规律：

若没有任何条件限制，则最优组合加热规律为等面积加热规律和等马赫数加热规律组合，其图如图6所示，0-3过程和9-10过程分别为压缩过程和膨胀过程，3-4过程为等面积加热过程，4-9过程为马赫数为1的等马赫数加热过程。在没有温度、压力等条件限制时，需要使等面积加热过程的加热比为最大加热比，其过程终止马赫数为1，继续进行等马赫数加热过程。

(6)考虑压力限制，马赫数限制的组合加热规律：

超燃冲压发动机加热过程压力需要限制，其限制压力记为P

(7)考虑温度限制，马赫数限制的组合加热规律：

超燃冲压发动机的工作特点决定了其材料需要具备耐高温的功能，然而，目前材料所能承受的温度有一定的限制，除此之外，过高温度会使气体发生离解或电离，对超燃冲压发动机性能会有所影响，对于存在温度限制和马赫数限制的组合加热规律，需要考虑等面积加热规律、等温加热规律与等马赫数加热规律相结合，将等面积加热过程在最大加热比条件下的终止温度记为T

(8)考虑温度限制，压力限制，马赫数限制的组合加热规律：

当超燃冲压发动机同时考虑温度限制，压力限制和马赫数限制时，需要考虑等面积加热规律、等压加热规律，等温加热规律与等马赫数加热规律相结合，将最大温度限制记为T

综合以上分析，超燃冲压发动机加热过程需要考虑马赫数限制、温度限制以及压力限制，本专利要求在加热过程中马赫数不小于1、温度不超过最大静温以及压力满足发动机起动要求。基于以上超燃冲压发动机条件限制、不同加热过程工作特点以及进出口面积变化，设计了适用于该组合加热过程的燃烧室构型，如图10所示，多级燃烧室模型为轴对称构型，图中所示为对称轴以上部分。模型由等面积段、等压段、等马赫数段和等温段组成，其中，模型含有4个燃油喷注点。在马赫数、温度以及压力的约束下，通过调节不同燃油喷注点的燃油量来实现不同的组合加热规律。其调节规律为在满足约束时，即

初步设计多级燃烧室模型的几何尺寸如表1所示：

表1多级燃烧室模型的几何尺寸

2.多级燃烧室型面优化：

在众多燃烧室型面中，存在能够使超燃冲压发动机在设计点处推力性能达到最优的燃烧室型面，即在温度、马赫数和压力的约束下，通过调节燃烧室加热段水平夹角α

式中，F为超燃冲压发动机推力；M

本专利采用混合罚函数法和遗传算法在设计点处以最大推力为目标对超燃冲压发动机型面进行优化设计，其优化结果如表2所示，混合罚函数法和遗传算法优化值相对于参考值来说，等压段角度均增加，等马赫数段和等温段角度均减小，并且等式约束误差小于0.5％，因此，可以将优化的角度视为满足等式约束，优化后型面的超燃冲压发动机推力均有所增加，相对增量分别为18.7％和26.2％。该对比结果说明相对遗传算法，混合罚函数法的优化效果较好。

表2设计点处混合罚函数和遗传算法优化结果与参考值对比

注：相对于参考值，上升↑，下降↓。

表3设计点处不同型面的燃油喷注点的节流率及其占比

注：相对于参考值，上升↑，下降↓。

对于不同型面来说，其燃油分配往往不同，因此，以上分析尚不足以判断型面设计的合理性。以总压损失从小到大的加热规律排序为等面积加热规律、等压加热规律、等温加热规律以及等马赫数加热规律。由于加热规律与型面呈一一对应关系，因此考虑从节流率及其分配比的角度来分析型面优化效果。不同型面的燃油喷注点的节流率及其占比如表3所示，从节流率角度，混合罚函数法优化型面和遗传算法优化型面相对于参考型面，通过调节型面角度提高了超燃冲压发动机的节流率，分别增加38.03％和37.45％，从而使得优化后的超燃冲压发动机推力增加。从节流率分配比的角度分析，混合罚函数法优化型面的节流率分配比(比重逐渐减小)排序为等面积段、等压段、等温段以及等马赫数，该排序与上述的加热规律排序互相吻合，从而说明优化结果提高了燃油利用效率。并且从图11可以看出，混合罚函数法优化型面的轴向参数(温度、压力、马赫数)相对于遗传算法的优化结果更为逼近约束边界，最大限度发挥超燃冲压发动机的潜能，以此来提高超燃冲压发动机的推力性能。基于以上分析，遗传算法和混合罚函数算法优化后均可提高燃烧室性能，且混合罚函数效果更好。