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热化学非平衡流动气动热计算的网格无关性研究
1
作者 靳雨南 韩亦宇 +1 位作者 周浩天 任喆 《推进技术》 北大核心 2025年第9期92-106,共15页
相比于气动力计算,热化学非平衡流动气动热计算对计算网格更为敏感。当前,针对热流计算的三种常用的壁面网格尺度确定准则都未充分考虑壁面条件、数值格式和热化学模型等因素的影响。因此,本文基于某高总温圆柱绕流算例,对这三种壁面网... 相比于气动力计算,热化学非平衡流动气动热计算对计算网格更为敏感。当前,针对热流计算的三种常用的壁面网格尺度确定准则都未充分考虑壁面条件、数值格式和热化学模型等因素的影响。因此,本文基于某高总温圆柱绕流算例,对这三种壁面网格尺度确定准则进行进一步探究,重点研究壁温比(壁温与总温之比)、无黏通量格式和热化学模型的影响。研究发现,壁面法向第一层网格高度Δnw的选取与壁温比相关,这使得三种常用的壁面网格尺度确定准则的预测结果与实际情况都存在偏差,建议实际开展热流计算时以MFP准则预测的Δnw作为参考来开展网格无关性验证;在壁温比较小的情况下,工程中常用的AUSMPW+格式易得出非物理的热流分布,且可能无法得到网格无关解;近壁面处O原子和N原子的复合放热反应使化学非平衡模型和量热完全气体模型计算的热流之间没有必然的大小关系;虽然对于热流收敛所需的Δnw,化学非平衡模型和量热完全气体模型没有显著区别,但在计算网格都未收敛的情况下,化学非平衡模型(不管是单温度模型还是双温度模型)计算所得热流与网格无关解的偏差要显著小于量热完全气体模型。 展开更多
关键词 热流 计算网格 网格尺度 热化学非平衡 温度梯度 数值模拟
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基于空间推进的超声速进气道设计方法研究
2
作者 曲俐鹏 杨大伟 +1 位作者 任喆 刘甫州 《固体火箭技术》 北大核心 2025年第5期772-781,共10页
针对特征线方法在求解超声速流场时面临的强压缩波/激波间断流动求解受限问题,提出了一种超声速进气道基准流场的空间推进法,在生成流场网格的同时求解进气道流场,可实现对包含等熵压缩、激波间断压缩流动的基准流场设计及求解,对其求... 针对特征线方法在求解超声速流场时面临的强压缩波/激波间断流动求解受限问题,提出了一种超声速进气道基准流场的空间推进法,在生成流场网格的同时求解进气道流场,可实现对包含等熵压缩、激波间断压缩流动的基准流场设计及求解,对其求解二维/轴对称进气道流场的可靠性进行了验证。结果表明:空间推进法求解的二维、轴对称进气道壁面沿程压力分布规律与数值仿真结果完全一致,对于二维、轴对称进气道的求解时间分别仅为26.7、38.1 s,表明该方法具有较高的求解精度及较快的求解速度。与传统基准流场设计所采用的特征线方法相比,空间推进法能够求解强压缩波流场,普适性强。基于空间推进法求解的轴对称基准流场,可实现三维内转式进气道设计,生成的内转式进气道继承了基准流场的波系特征及壁面压力变化规律,无黏情况下捕获流量系数为1.00。 展开更多
关键词 空间推进法 特征线方法 基准流场 内转式进气道
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基于小尺度实验的燃料蒸气-空气预混气体泄爆动力学研究
3
作者 王世茂 李向东 +2 位作者 蔡运雄 李国庆 齐圣 《化工学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2021年第9期4961-4972,共12页
利用体积为2 L的亚克力材质容器搭建了小尺度可燃气体泄爆实验系统,基于小尺度实验开展了不同泄爆面积条件下的石油燃料蒸气-空气预混气体泄爆过程研究,获得了典型开口率条件下的内外场超压随时间的动态变化特征,分析了开口率对超压及... 利用体积为2 L的亚克力材质容器搭建了小尺度可燃气体泄爆实验系统,基于小尺度实验开展了不同泄爆面积条件下的石油燃料蒸气-空气预混气体泄爆过程研究,获得了典型开口率条件下的内外场超压随时间的动态变化特征,分析了开口率对超压及火焰参数的影响,并对泄爆模式进行了分类。研究结果显示:(1)在不同泄爆系数条件下,石油燃料蒸气-空气预混气体的泄爆模式包括泄爆失败诱导的封闭燃烧、泄爆成功诱导的射流燃烧、泄爆成功诱导的外部爆炸,三种泄爆模式的内外场超压-时间动态曲线、超压峰值、火焰传播速度、火焰传播距离均具有显著差异,且小尺度实验与中尺度实验中均出现破膜超压峰值、火焰射流超压峰值、外部爆炸超压峰值Δp_(1)、Δp_(2)、Δp_(3);(2)当泄爆系数Kv≤39.68时,内场最大超压峰值、外场轴向最大超压峰值、最大火焰传播速度、轴向火焰传播距离均随着Kv的增大而增大,径向火焰传播距离随着Kv的增大而减小;(3)当Kv≤4.41时,外场轴向和径向最大超压峰值分别由外部爆炸引起(Δp3(ver)和Δp3(hor)),当7.94≤Kv≤39.68时,外场轴向和径向最大超压分别由火焰射流冲击和泄爆膜破裂引起(Δp_(2(ver))和Δp_(1(hor)));(4)泄爆成功和泄爆失败的临界泄爆系数在Kv=39.68和Kv=158.74之间,发生外部爆炸和射流燃烧的临界泄爆系数在Kv=4.41和Kv=7.94之间。 展开更多
关键词 石油燃料-空气混合物 小尺度 泄爆模式 超压峰值 火焰行为
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进气道起动保护约束下超燃冲压发动机预测控制研究
4
作者 王东威 李杰 《推进技术》 北大核心 2025年第10期244-250,共7页
超燃冲压发动机在飞行过程中由于飞行环境或姿态的变化会引发进气道的不起动现象,针对该问题采用带输出约束的预测控制方法,在实现发动机推力控制的同时兼顾了进气道起动的保护。将超燃冲压发动机的传递函数模型线性化整理为单输入多输... 超燃冲压发动机在飞行过程中由于飞行环境或姿态的变化会引发进气道的不起动现象,针对该问题采用带输出约束的预测控制方法,在实现发动机推力控制的同时兼顾了进气道起动的保护。将超燃冲压发动机的传递函数模型线性化整理为单输入多输出的状态空间方程模型,将进气道起动保护和发动机推力闭环的独立控制问题提炼为进气道起动保护约束下的发动机推力控制问题,设计了进气道压力约束下的推力预测控制系统及算法并进行仿真分析。结果表明,采用状态空间方程进行描述的发动机模型具有足够的精度,模型的最大误差为7.65%,稳态误差为0。输出约束预测控制下发动机推力能够在1 s内无误差跟踪目标,响应速度快、超调量小、控制过程平稳。发动机推力控制过程中进气道一直处于起动状态,在对进气道起动保护目标拉偏±20%情况下,输出约束预测控制算法仍具备较好的鲁棒性。 展开更多
关键词 超燃冲压发动机 进气道起动保护 线性化模型 推力控制 预测控制
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基于代理模型的高超飞行器头部构型多目标智能优化研究
5
作者 欧朝 梁海龙 +2 位作者 龙垚松 肖涵山 唐志共 《兵器装备工程学报》 北大核心 2025年第7期200-208,共9页
针对类AHW高超飞行器的典型头部布局,建立了头部参数化模型,通过试验设计创建样本点,并利用自适应笛卡尔网格技术和欧拉方程求解方法快速获取样本布局的气动数据。在此基础上,构建了高精度的Kriging代理预测模型。选取升阻比和容积率作... 针对类AHW高超飞行器的典型头部布局,建立了头部参数化模型,通过试验设计创建样本点,并利用自适应笛卡尔网格技术和欧拉方程求解方法快速获取样本布局的气动数据。在此基础上,构建了高精度的Kriging代理预测模型。选取升阻比和容积率作为优化目标,分别采用遗传算法和粒子群算法对飞行器头部关键参数进行优化建模与求解,获得了多目标的Pareto解集。通过对比分析2种智能优化算法的效果,提出了算法改进措施。本文中构建的飞行器头部优化设计方法不仅适用于飞行器部件设计,还可用于整体布局优化,为飞行器性能优化提供了一种快速、高效的解决方案。 展开更多
关键词 气动布局 Kriging代理模型 多目标优化
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煤油粒径对两相斜爆震结构稳定性影响的数值研究
6
作者 蔡可怡 林志勇 +2 位作者 姚俊宇 黄夕轩 刘彧 《推进技术》 北大核心 2025年第4期154-166,共13页
斜爆震发动机是飞行马赫数8以上的高超声速飞行器的理想动力系统之一。随着飞行马赫数降低,斜爆震波点火延迟时间延长,驻定范围减小。然而在低飞行马赫数附近斜爆震波仍存在稳定工作的区间。本文以一定预蒸发条件的煤油作为燃料,针对近... 斜爆震发动机是飞行马赫数8以上的高超声速飞行器的理想动力系统之一。随着飞行马赫数降低,斜爆震波点火延迟时间延长,驻定范围减小。然而在低飞行马赫数附近斜爆震波仍存在稳定工作的区间。本文以一定预蒸发条件的煤油作为燃料,针对近速域下限马赫数6.5的气液两相煤油燃料的斜爆震波进行数值模拟,研究初始液滴直径对斜爆震结构稳定性的影响。研究结果表明:在相同的燃料总当量比下,两相煤油燃料中液相燃料蒸发吸热,化学反应速率减缓,斜爆震波从含有多处三波点和横波的活跃状态逐渐过渡为平整状态,斜爆震波结构稳定性提高。随着燃料液滴粒径的增大,燃料蒸发效率降低,起爆距离变长,斜爆震波后温度和压力下降,斜爆震波强度减弱。不同粒径下气液两相斜爆震波后燃料能量释放呈现出两种状态,粒径在10μm内时为二次燃烧状态,粒径在25μm以上时为单次燃烧状态。 展开更多
关键词 斜爆震发动机 斜爆震结构 气液两相燃烧 液滴粒径 稳定性 数值模拟
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壁面嵌入式凹槽用于圆燃烧室的初步实验研究
7
作者 王洪亮 王铁军 任虎 《推进技术》 北大核心 2025年第1期142-149,共8页
为了探索壁面嵌入式凹槽在圆截面燃烧室的适用性,在模拟来流马赫数6.5,燃烧室入口马赫数3.1,总温1660 K条件下,以液态煤油为燃料,开展了带壁面嵌入式凹槽的圆截面直连式燃烧室点火、燃烧实验,使用聚焦拍摄技术获得燃烧室内点火及火焰维... 为了探索壁面嵌入式凹槽在圆截面燃烧室的适用性,在模拟来流马赫数6.5,燃烧室入口马赫数3.1,总温1660 K条件下,以液态煤油为燃料,开展了带壁面嵌入式凹槽的圆截面直连式燃烧室点火、燃烧实验,使用聚焦拍摄技术获得燃烧室内点火及火焰维持与传播等流场信息,分析了煤油当量比(ER)、凹槽扇角(θ)、煤油喷注位置变化对煤油点火、火焰维持及火焰传播的影响特性,与传统全圆周凹槽进行了对比。通过实验可以得到以下结论:(1)在壁面嵌入式凹槽底壁喷注煤油,不同θ及ER条件下均可点火,但点火及火焰维持能力有差异。(2)在壁面嵌入式凹槽上游喷注煤油时,不同θ条件下均可实现稳定燃烧。(3)相同θ条件下,从壁面嵌入式凹槽上游喷注时煤油燃烧效果更好。当前研究结果显示,壁面嵌入式凹槽应用于圆截面超声速燃烧室具有一定潜力,但还需要进行优化与改进并开展实验验证。 展开更多
关键词 超声速燃烧室 壁面嵌入式凹槽 圆燃烧室 聚焦拍摄 点火
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富油条件下脉冲喷注对超声速燃烧室燃烧特性影响的实验研究
8
作者 闫常春 钟富宇 +2 位作者 杜广铭 乐嘉陵 田野 《推进技术》 北大核心 2025年第7期107-117,共11页
为了探究富油条件下脉冲喷注对超声速燃烧室燃烧特性的影响规律,本文进行了实验研究。研究表明:在发动机入口马赫数3,总温1920 K和总压2.92 MPa的条件下,富油条件下的煤油与来流气体的混合效果仍然是制约超声速燃烧的重要因素。在一定... 为了探究富油条件下脉冲喷注对超声速燃烧室燃烧特性的影响规律,本文进行了实验研究。研究表明:在发动机入口马赫数3,总温1920 K和总压2.92 MPa的条件下,富油条件下的煤油与来流气体的混合效果仍然是制约超声速燃烧的重要因素。在一定的条件下,使用脉冲喷注可以强化燃烧性能,但这种影响是非线性的,受喷注压力与脉冲喷注频率的制约。存在影响效果较显著的脉冲喷注频率,在低驱动压力(3 MPa)条件下,160 Hz脉冲喷注频率能提升燃烧稳定性;在高驱动压力(4.5 MPa)条件下,147 Hz脉冲喷注频率可以促使发动机燃烧模态发生转换。 展开更多
关键词 超声速燃烧室 脉冲喷注 富油燃烧 燃烧模态转换 火焰分布
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基于红外及脉动热流的壁面喷气诱导转捩试验研究
9
作者 曾炜一 徐洋 +3 位作者 乐嘉陵 杨凯 解福田 巢根明 《红外与激光工程》 北大核心 2025年第8期96-105,共10页
针对前体压缩面喷气诱导转捩试验难以控制喷注压力、壁温高于传统脉动压力传感器工作温度上限的问题,提出了一种结合红外热图与脉动热流数据的喷气诱导转捩的试验方法。首先,首次结合红外与原子层热电堆测试方法,从频域和时域角度研究... 针对前体压缩面喷气诱导转捩试验难以控制喷注压力、壁温高于传统脉动压力传感器工作温度上限的问题,提出了一种结合红外热图与脉动热流数据的喷气诱导转捩的试验方法。首先,首次结合红外与原子层热电堆测试方法,从频域和时域角度研究了类飞行器前体模型的转捩诱导问题;其次,设计了基于高压储存-底压喷注的0.5 mm孔径的微喷流试验方案,开展了基于喷流喷注压比/喷注介质等多干扰因素的转捩诱导风洞试验;最后,针对前体压缩面转捩阵面不规则不易定量评估问题,提出了基于平均转捩起始位置及平均临界雷诺数的转捩评估方法。试验结果表明:随着喷注压比从40增加到200,平均转捩起始位置前移10%;当喷注流量和喷注压比相同时,平均转捩起始位置随喷注介质分子量增加前移。此次试验不仅理清了喷注压比、喷注介质等参量对促进转捩效果的影响,还完善了转捩试验分析时的测试手段,为后续转捩机制研究提供了参考。 展开更多
关键词 红外热图 原子层热电堆传感器 微喷流 转捩
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强风干扰下固定翼无人机“元飞行”气动建模研究
10
作者 章胜 刘刚 +2 位作者 周晓雨 黄江涛 朱喆 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第8期1235-1250,共16页
强风干扰下的复杂空气动力学给固定翼无人机的安全稳定飞行带来了严峻挑战。为提高强风干扰下固定翼无人机的环境适应能力,发展了一种创新的“元飞行”气动建模方法。不同于传统气流系下的气动建模,“元飞行”气动建模是一种元方法论建... 强风干扰下的复杂空气动力学给固定翼无人机的安全稳定飞行带来了严峻挑战。为提高强风干扰下固定翼无人机的环境适应能力,发展了一种创新的“元飞行”气动建模方法。不同于传统气流系下的气动建模,“元飞行”气动建模是一种元方法论建模技术,其采用易于测量的飞行器相对于地面坐标系的运动变量进行描述,通过隔离实际飞行中难以观测到的风干扰影响,基于高阶泰勒展开多元函数变量分解理论,构建仅与无人机自身特性相关、不同风况条件下通用的固定翼无人机空气动力共性基函数解析模型,结合在线辨识的风干扰系数函数,进而实现对飞行器飞行过程中气动力(矩)的预测。研究表明文章发展的“元飞行”气动模型可以良好地预测未知风况下固定翼无人机的气动力(矩),为实时空气动力学建模的实现奠定了良好基础。 展开更多
关键词 固定翼无人机 气动建模 强风干扰 元飞行气动模型 空气动力共性基函数
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脉冲风洞天平-模型支撑一体化测力技术研究 被引量：2
11
作者 吕金洲 李世超 +3 位作者 张小庆 杨大伟 刘建霞 贺佳佳 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第10期387-394,共8页
机体/推进一体化气动性能评估是超高速技术发展的关键之一,一体化试验模型具有扁平比很高的特点,内部空间十分有限,传统测力天平安装时将占用模型大量空间,导致发动机相关设备难以安装,从而影响风洞试验的开展。针对上述问题,本文设计... 机体/推进一体化气动性能评估是超高速技术发展的关键之一,一体化试验模型具有扁平比很高的特点,内部空间十分有限,传统测力天平安装时将占用模型大量空间,导致发动机相关设备难以安装,从而影响风洞试验的开展。针对上述问题,本文设计了天平-模型支撑一体化测力装置,并对其进行了强度分析和模态分析,验证了测力装置的强度和频响特性;对一体化测力装置进行了静态校准,获得了相应的载荷计算公式;针对2.0m试验模型在Φ600mm脉冲燃烧风洞中开展了Ma5.0,Ma5.5,Ma6.0状态下的气动力载荷测量试验,并对该测量结果与成熟的盒式天平测量结果进行了对比,两者一致性较好,最大测量误差为Ma5.5状态下的法向输出结果,最大值为6.45%,能满足脉冲风洞测力要求。 展开更多
关键词 高超声速 脉冲燃烧风洞 一体化模型 测力装置 风洞试验
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跨声速压气机叶栅流动状态的试验和数值研究
12
作者 孟凡杰 宫超玄 +3 位作者 唐洁 李景银 魏巍 郭朋华 《西安交通大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第7期13-25,共13页
针对跨声速压气机叶栅风洞试验过程中存在的唯一冲角问题,通过开展不同来流马赫数以及不同背压条件下的平面叶栅风洞试验测量和数值模拟研究,阐明了高亚声和超声来流条件下跨声速压气机叶栅栅前流场唯一性不同的形成机制,分析了静压比... 针对跨声速压气机叶栅风洞试验过程中存在的唯一冲角问题,通过开展不同来流马赫数以及不同背压条件下的平面叶栅风洞试验测量和数值模拟研究,阐明了高亚声和超声来流条件下跨声速压气机叶栅栅前流场唯一性不同的形成机制,分析了静压比对叶栅流动状态和激波结构的影响机制。研究结果表明:跨声速叶栅在低背压条件下叶栅内激波结构为双激波模式,表现为前缘脱体激波和通道正激波,随着背压的增加,通道激波位置逐渐前移并最终与脱体激波合并,形成单激波模式。超声速来流条件下,栅前流场参数受激波-膨胀波波系的影响呈现出波浪分布,其测量位置至少应距离叶栅前额线50%弦长。理论分析结果表明:跨声速叶栅的唯一冲角现象可扩展到高亚声速状态,但其物理机制有所不同,超声速状态下进口气流角取决于来流马赫数和叶栅入口几何形状,而亚声速状态下进口气流角取决于来流马赫数和叶栅喉部面积。随着静压比的提高,跨声速叶栅运行状态经历堵塞状态-溢出状态-设计状态的转变,在来流马赫数为1.10时总压损失系数由0.175递减为0.082,降幅超过50%。叶栅变背压试验结果表明,静压比超过1.379时流场三维效应增强,影响到叶栅流动的周期性,并且栅后节流板会干扰到尾迹参数的测量。该研究结果有助于理解跨声速叶栅运行状态、激波结构以及栅前流场唯一性机制,同时可对跨声速叶栅试验起到指导作用。 展开更多
关键词 压气机叶栅 激波 唯一冲角 静压比
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火焰筒内参与燃烧空气分布特性数值分析
13
作者 龚诚 孔凡夫 +2 位作者 郝颜 黄序 何小民 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2024年第12期35-43,I0001,共10页
航空发动机燃烧室火焰筒内不同气流中参与燃烧化学反应的空气(简称为“燃烧空气”)占比在燃烧室设计中具有重要影响。目前该比例参数仅来源于经验,缺乏有效的评估手段。针对新型航空发动机燃烧组织技术和设计方法的发展需求,推导了火焰... 航空发动机燃烧室火焰筒内不同气流中参与燃烧化学反应的空气(简称为“燃烧空气”)占比在燃烧室设计中具有重要影响。目前该比例参数仅来源于经验,缺乏有效的评估手段。针对新型航空发动机燃烧组织技术和设计方法的发展需求,推导了火焰筒内不同空气流对应的混合分数和氧气质量分数的时空输运方程,并耦合基于火焰面生成流形(flamelet generated manifold,FGM)模型的航空发动机燃烧室雾化燃烧大涡模拟计算程序,建立了一种针对火焰筒内不同空气流中参与燃烧空气占比的定量评估分析方法,实现了对火焰筒内参与燃烧空气的溯源分析。选取某典型旋流燃烧室对上述方法进行了演示验证,结果表明:该方法能够对火焰筒内不同流束空气混合分数和氧气质量分数进行有效追踪。通过对仿真结果的统计,获得了火焰筒不同空气流的质量流量和参与燃烧的空气占比等参数。分析表明,当前燃烧室内参与燃烧空气的分布特性与经典旋流燃烧室设计理论一致,验证了当前评估方法的合理性。 展开更多
关键词 空气流量分配 燃烧空气分布 火焰筒 旋流燃烧室 燃烧组织 航空发动机
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氢燃料双模态冲压发动机火焰结构及其稳定机制的LES研究
14
作者 袁梦铖 王平 +3 位作者 张洋 田野 陈爽 程康 《推进技术》 EI CSCD 北大核心 2024年第1期153-164,共12页
为深入理解双模态冲压发动机内流场结构和燃烧特性,本文采用精细的有限速率化学反应模型,对凹腔内氢气直喷式超声速燃烧室火焰进行了大涡模拟研究。发动机隔离段入口马赫数为2.0,滞止温度和压力分别为950 K和0.82 MPa。定性和定量的验... 为深入理解双模态冲压发动机内流场结构和燃烧特性,本文采用精细的有限速率化学反应模型,对凹腔内氢气直喷式超声速燃烧室火焰进行了大涡模拟研究。发动机隔离段入口马赫数为2.0,滞止温度和压力分别为950 K和0.82 MPa。定性和定量的验证分析表明,计算结果良好符合试验所反映的物理规律,再现了两种典型的工作模态及其稳焰模式。当量比为0.1时,发动机处于超燃模态,为凹腔剪切层稳焰模式;当量比为0.3时,发动机处于亚燃模态,为凹腔辅助射流尾迹稳焰模式,分离涡的大尺度脉动及凹腔回流区的缺失致使火焰剧烈振荡。同时采用改进的火焰因子和过滤函数详细分析了局部火焰特征和流动模式,观察到了不同规律的局部熄火现象,并且剧烈的流动振荡对于局部火焰结构的稳定性有着不利影响。 展开更多
关键词 双模态冲压发动机 超声速燃烧 火焰结构 火焰稳定机制 大涡模拟
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多几何约束下的高负荷涡轮叶片叶型优化研究
15
作者 李世峰 岳少原 +1 位作者 黄康 陈帝云 《兵器装备工程学报》 CAS CSCD 北大核心 2024年第S01期25-29,共5页
针对导向叶片前缘大攻角引发的气动损失问题,采用数值模拟方法,开展多几何约束条件下前加载式某高负荷低压涡轮导向叶片叶型优化研究,探索导向叶片叶型关键设计参数对流动损失的影响机理,获得涡轮气动性能优化效果。结果表明:优化前叶... 针对导向叶片前缘大攻角引发的气动损失问题,采用数值模拟方法,开展多几何约束条件下前加载式某高负荷低压涡轮导向叶片叶型优化研究,探索导向叶片叶型关键设计参数对流动损失的影响机理,获得涡轮气动性能优化效果。结果表明:优化前叶片前缘较大正攻角,在前缘位置气流过加速,并在槽道内出现激波,导致叶片排损失增大,而优化叶型前缘进气攻角,叶片加载比较均匀,叶片出口马赫数提高1.90%,叶片气动总压损失降低19.67%,能量损失降低20.73%。 展开更多
关键词 几何约束 高负荷涡轮叶片 叶型优化 攻角
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基于快速MPC的固定翼无人机空中着陆抗扰控制
16
作者 张啸天 廖飞 何德峰 《高技术通讯》 北大核心 2025年第5期535-547,共13页
针对固定翼无人机(unmanned aerial vehicle,UAV)与舰载飞行平台间空中着陆的末段控制问题,提出一种基于快速模型预测控制(model predictive control,MPC)的固定翼无人机空中着陆抗扰控制方法。结合固定翼无人机动力学模型,在气流坐标... 针对固定翼无人机(unmanned aerial vehicle,UAV)与舰载飞行平台间空中着陆的末段控制问题,提出一种基于快速模型预测控制(model predictive control,MPC)的固定翼无人机空中着陆抗扰控制方法。结合固定翼无人机动力学模型,在气流坐标系下对外界风扰动及着陆过程中抵近乱流扰动进行精确建模。设计拓展状态观测器(extended state observer,ESO),估计空中着陆末段过程的系统状态和特殊集总扰动,实现扰动有效补偿。进一步,根据固定翼无人机纵-横向的解耦动力学模型将固定翼无人机的空中着陆控制问题描述为约束下有限时域最优控制问题即MPC问题,并构建针对近端随机障碍的线性化约束;应用拉格朗日法和滚动时域优化原理,获得MPC问题在约束条件下的近似最优解。数值对比仿真实验验证了所提出的空中着陆扰动补偿解耦控制方法具有较好的抗扰性能及实时性能,能够满足空中自动对接着陆的任务需求。 展开更多
关键词 固定翼无人机 空中着陆控制 模型预测控制 拓展状态观测器 解耦控制
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热力学非平衡对超燃冲压发动机冷态流动影响研究 被引量：5
17
作者 韩亦宇 张若凌 +2 位作者 邢建文 贺元元 周凯 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第7期157-169,共13页
随着流动马赫数和温度的变化,热力学非平衡对流动的影响也在变化。为研究热力学非平衡对不同飞行马赫数下的超燃冲压发动机冷态流动的影响,对三个经典的超燃冲压发动机模型,包括JAXA M12-02超燃冲压发动机、DLR超燃冲压发动机以及Hyshot... 随着流动马赫数和温度的变化,热力学非平衡对流动的影响也在变化。为研究热力学非平衡对不同飞行马赫数下的超燃冲压发动机冷态流动的影响,对三个经典的超燃冲压发动机模型,包括JAXA M12-02超燃冲压发动机、DLR超燃冲压发动机以及Hyshot II超燃冲压发动机进行数值模拟。针对每个超燃冲压发动机,分别采用三种热力学模型进行模拟,包括量热完全气体模型(对应冻结流动),单温度模型(对应热力学平衡流动)以及双温度模型(对应热力学非平衡流动)。计算结果表明,热力学模型对超燃冲压发动机内流波系结构的位置有一定影响:从整体上来说,双温度模型计算所得波系位置比量热完全气体模型计算结果靠后,比单温度模型计算结果靠前;不同热力学模型计算所得波系位置在发动机前段相对较为接近,而随着向下游发展,波系位置的差别逐渐增大,这是上游每一道波系位置的差别逐渐累积的结果。在发动机前段,双温度模型计算所得波系位置更接近于量热完全气体模型计算结果。通过分析不同热力学模型计算所得激波角可以对此进行解释。而就本文涉及的三个小尺寸超燃冲压发动机而言,热力学模型对气动力和力矩的影响相对较小。不同热力学模型计算所得气动力和力矩的差别主要来源于计算所得激波串位置的差别。 展开更多
关键词 超燃冲压发动机 热力学非平衡 热力学模型 双温度模型 内流 数值模拟
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热化学非平衡来流条件下热化学模型影响研究 被引量：3
18
作者 韩亦宇 余安远 +3 位作者 刘建霞 丁智坚 赵亮 乐嘉陵 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2023年第11期61-74,共14页
为研究热化学非平衡来流条件下热化学模型等计算设定对斜激波压缩流动计算结果的影响,针对尖劈构型和相应的前缘钝化构型的高焓激波风洞实验,采用多种计算设定开展详细的数值模拟研究。计算结果表明,计算采用不同热化学模型,以及来流设... 为研究热化学非平衡来流条件下热化学模型等计算设定对斜激波压缩流动计算结果的影响,针对尖劈构型和相应的前缘钝化构型的高焓激波风洞实验,采用多种计算设定开展详细的数值模拟研究。计算结果表明,计算采用不同热化学模型,以及来流设定为振动冻结/平衡/非平衡状态,会导致斜激波激波角等参数存在一定差别,其中激波角差别可达约2%。当来流速度一定时,过斜激波后分子内能增量在平动转动能和振动能上的分配方式的差别决定了激波角的差别。前缘钝化情形下,采用不同计算设定所得激波角之间的关系和尖前缘构型的规律一致;但是,采用不同计算设定所得斜激波到壁面距离之间的关系和尖前缘构型的规律有差别,这源于钝化前缘的激波脱体距离的影响。对于自由来流下的斜激波压缩流动问题,若考虑了分子振动能激发但未考虑热力学非平衡(例如热完全气体模型、考虑空气反应的单温度模型等),就斜激波激波角等参数而言,计算误差比量热完全气体模型计算误差更大。 展开更多
关键词 热化学非平衡 双温度模型 斜激波 前缘钝化 高焓激波风洞实验 数值模拟
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碳氢燃料旋转爆震直连试验研究 被引量：4
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作者 王超 郑榆山 +3 位作者 蔡建华 肖保国 刘彧 乐嘉陵 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2022年第4期1-9,共9页
以乙烯和常温煤油为燃料开展了旋转爆震直连试验,模拟飞行马赫数5.0,隔离段入口马赫数2.5,采用起爆管进行起爆。研究结果表明,乙烯当量比在0.43~0.99范围内,旋转爆震波均可稳定自持传播,传播频率为5.32~6.42 kHz,传播周期为0.157~0.188... 以乙烯和常温煤油为燃料开展了旋转爆震直连试验,模拟飞行马赫数5.0,隔离段入口马赫数2.5,采用起爆管进行起爆。研究结果表明,乙烯当量比在0.43~0.99范围内,旋转爆震波均可稳定自持传播,传播频率为5.32~6.42 kHz,传播周期为0.157~0.188 ms。高频压力和壁面压力测量结果表明:旋转爆震波传播频率和燃烧室压力均随当量比增大而线性升高;爆震波高频压力平均峰值随当量比增大先升高后降低;隔离段出口压力随当量比增大逐渐升高,但隔离段入口气流始终未受影响,马赫数保持为2.5。常温煤油当量比为0.70时,也实现了旋转爆震波的稳定传播。 展开更多
关键词 旋转爆震 冲压发动机 碳氢燃料 隔离段
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超燃冲压发动机自点火条件下波系演化规律试验研究 被引量：2
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作者 钟富宇 冉伟 +3 位作者 田野 于欣 彭江波 乐嘉陵 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第12期186-194,共9页
为研究超燃冲压发动机起动点火过程中流场结构变化和火焰传播规律,在发动机入口马赫数2.5,氢气当量比约为0.31的条件下,通过纹影和PLIF(Planar Laser-Induced Fluorescence)两种非接触式光学测量手段,同步研究了流场结构中的瞬时波系演... 为研究超燃冲压发动机起动点火过程中流场结构变化和火焰传播规律,在发动机入口马赫数2.5,氢气当量比约为0.31的条件下,通过纹影和PLIF(Planar Laser-Induced Fluorescence)两种非接触式光学测量手段,同步研究了流场结构中的瞬时波系演化过程和火焰分布规律。结果表明:无反应的冷流阶段流场结构呈周期性振荡,是本文研究条件下凹腔构型燃烧室的固有特性,实验测定振荡频率为143Hz。氢气喷注进入燃烧室后,流场中产生一道斜激波,经下壁面反射后进入凹腔流场内,该反射激波对冷流流场结构影响较小,不会改变流场结构和振荡频率。但会加强剪切层和低速回流区相互作用下形成的周期性出现的λ型激波,而氢燃料自点火非常依赖这道λ型激波。当氢燃料喷注进入燃烧室一段时间后,凹腔中后部氢燃料的局部当量比达到临界值时,伴随λ型激波的形成,其波后的高温高压将立即触发氢燃料自点火。初步分析表明,流场中的λ型激波可以用于准确预测自点火出现的时刻。 展开更多
关键词 超燃冲压发动机 氢燃料 自点火 流动特性 振荡
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