【摘要】：膨脹式空氣渦輪沖壓發(fā)動機(Air Turbo Ramjet of Expander cycle,ATREX)能夠從海平面直接起飛工作至30km,Ma5.0狀態(tài),無需模態(tài)轉(zhuǎn)換,并且在飛行軌跡上可保持較優(yōu)的比沖與推力,是高超聲速飛行器動力裝置的一種技術(shù)途徑。本文的研究目標是形成ATREX發(fā)動機熱力循環(huán)及變工況性能計算與分析方法,為開展ATREX發(fā)動機整機調(diào)節(jié)規(guī)律及部件匹配機制研究奠定基礎(chǔ)。本文首先討論了預(yù)冷型組合動力發(fā)動機工質(zhì)、部件及熱力循環(huán)建模方法�；诤ツ坊羝澴杂赡軤顟B(tài)方程及變比熱方法建立了發(fā)動機工質(zhì)模型,通過化學(xué)平衡方法模擬循環(huán)中離解、燃燒反應(yīng),根據(jù)組合動力發(fā)動機各部件匹配及約束關(guān)系,建立了預(yù)冷 ATR-GG(Air Turbo Rocket gas generator)發(fā)動機、PCTJ(Precooled TurboJet)發(fā)動機、SABRE(Synergetic Air Breathing Rocket Engine)及 ATREX 發(fā)動機熱力循環(huán)模型�；谒⒔M合動力發(fā)動機熱力循環(huán)模型,分析了化學(xué)反應(yīng)產(chǎn)物組分對地面狀態(tài)及Ma5.0狀態(tài)下發(fā)動機總體性能的影響。對比分析了預(yù)冷ATR-GG發(fā)動機、PCTJ發(fā)動機、SABRE及ATREX發(fā)動機熱力循環(huán)性能,參數(shù)化研究了壓氣機壓比、燃空比及渦輪前溫度等關(guān)鍵循環(huán)參數(shù)對發(fā)動機循環(huán)性能的影響,獲得了ATREX發(fā)動機關(guān)鍵循環(huán)參數(shù)選取規(guī)律,闡述了 ATREX發(fā)動機性能特點,揭示了 ATREX發(fā)動機對于高速動力的適應(yīng)性�；趽Q熱有效度-NTU(Number of Transfer Units)方法建立了考慮換熱有效度隨發(fā)動機工況變化的預(yù)冷器模型,采用壓氣機、渦輪特性圖插值方法獲得其變工況性能,根據(jù)部件特性及部件間匹配關(guān)系完成了 ATREX發(fā)動機變工況建模。根據(jù)ATREX發(fā)動機關(guān)鍵循環(huán)參數(shù)選取規(guī)律選取了部件設(shè)計點參數(shù),基于所建立的ATREX變工況模型,闡述了通過增大燃料泵壓比、燃料流量及縮小尾噴管喉道使壓氣機壓比沿等物理轉(zhuǎn)速線增大的調(diào)節(jié)規(guī)律。采用多目標遺傳算法優(yōu)化ATREX發(fā)動機飛行軌跡上推力、比沖,首先針對NSGAⅡ(ImprovedNon-dominated Sorting Genetic Algorithm)算法在擁擠距離函數(shù)中存在的缺陷,加入基于個體優(yōu)化目標間直線距離的篩選函數(shù),改善優(yōu)化結(jié)果的分布度;然后基于改進的NSGA Ⅱ算法建立以ATREX發(fā)動機推力、比沖為優(yōu)化目標,發(fā)動機物理轉(zhuǎn)速、渦輪前溫度及壓氣機工作點位置為優(yōu)化變量的多變量、多目標優(yōu)化模型;最后通過該模型獲得了給定飛行條件下關(guān)于發(fā)動機推力、比沖的最優(yōu)解,有效提升了給定飛行條件下發(fā)動機最大推力與最大比沖。
【學(xué)位授予單位】：中國科學(xué)院大學(xué)(中國科學(xué)院工程熱物理研究所)
【學(xué)位級別】：博士
【學(xué)位授予年份】：2018
【分類號】：V235.21
【圖文】：

的ＡＴＲＥＸ發(fā)動機最大推力為５１５０Ｎ，最大比沖為１４４００Ｎ－ｓｅｃ／ｋｇ［２５］。由于在研逡逑發(fā)碳－碳材料的葉尖渦輪上遇到氧化問題遲遲得不到解決，在２０００年前后，該種逡逑渦輪結(jié)構(gòu)被放棄，改為使用傳統(tǒng)的后置渦輪（圖１－２所示），渦輪前允許溫度由逡逑１４７０Ｋ降至１２００Ｋ［２６，２７，２８，２９］，在２００１年以后的地面試車試驗中，研究人員注意到逡逑預(yù)冷管道的結(jié)冰問題，采用在預(yù)冷器前端注入甲醇氣體的方法來解決這一問題［３叱逡逑Ｐｒｅｃｏｏｌｅｒ邐Ｔｉｐ邋Ｔｕｒｂｉｎ＊邋Ｈｅａｔ邋Ｅｘｃｈａｎｇｅｒ逡逑＼＿邋，二邋／邋，逡逑Ａｉｒ邋Ｉｎｔａｋｅ邋＼邐，邐／邐｜逡逑？邐－■邐ｆ邐ｐ，ｕｇ邋Ｎ0ｚｚＪｅ逡逑ＬＨｇ－＾邋ｓＭｉ邋ＣｏｍｂｕｓＵｏｎ邋Ｃｈａｍｂｅｒ逡逑Ｔｕｒｂｏ邋Ｐｕｍｐ逡逑ａ）

－－－＾＾ＣＯＭＰＲＥＳＳＯＲ邋ＴＵＲＢＩＮＥ邋ＮＯＺＺＬＥ逡逑ＩＮＬＥＴ逡逑圖１－１使用ＡＴＲ－ＧＧ發(fā)動機的巡航導(dǎo)彈逡逑ＡＴＲＥＸ發(fā)動機則是由日本航空航天研究局（Ｊａｐａｎ邋Ａｅｒｏｓｐａｃｅ邋ｅｘｐｌｏｒａｔｉｏｎ逡逑Ａｇｅｎｃｙ，邋ＪＡＸＡ）下屬日本宇航研宄院（ＩＳＡＳ）研宄人員提出，在早期的ＡＴＲＥＸ方逡逑案中，嘗試了使用碳－碳材料的葉尖渦輪結(jié)構(gòu)，目的是為了降低渦輪重量，提高發(fā)逡逑動機緊湊度，提高發(fā)動機推重比。在１９９０至１９９２年度，利用１／４縮比的ＡＴＲＥＸ逡逑發(fā)動機一共進行了邋３０次累計時間１１９０ｓ的地面試車試驗（該階段葉尖渦輪材料逡逑為泰坦合金），成功測得了邋ＡＴＲＥＸ發(fā)動機的重要數(shù)據(jù)，試驗所測得最大比沖為逡逑１４００ｓ，最大推力為４６０ｋｇｆ，該階段實驗并未有安裝預(yù)冷器ｐ４］。在１９９５年進行的逡逑地面試車試驗中，ＡＴＲＥＸ發(fā)動機安裝了預(yù)冷裝置，而在１９９６年進行的試驗中，逡逑改進了預(yù)冷裝置，并且采用回熱冷卻技術(shù)改進了燃燒室，在這兩次試驗中所測得逡逑的ＡＴＲＥＸ發(fā)動機最大推力為５１５０Ｎ

動機循環(huán)原理圖，發(fā)動機由變幾何進氣道、預(yù)冷器、核心機、加力燃燒室及變幾逡逑何尾噴管組成，從圖中可看出ＰＣＴＪ發(fā)動機采用低溫氫燃料，部分氫燃料直接進逡逑入主燃燒室中與壓氣機出口空氣反應(yīng)，另一部分氫燃料進入預(yù)冷器中冷卻自由來逡逑流空氣，預(yù)冷器出口氫工質(zhì)對加力燃燒室壁面冷卻后進入加力燃燒室中進行加力逡逑燃燒［３３］。而從相關(guān)文獻中可知，該發(fā)動機存在兩套冷卻方案，第一套方案采用燃逡逑料直接冷卻，即上文所述；第二套方案則采用雙重冷卻系統(tǒng)，包含氫／氦換熱器及逡逑氦／空氣換熱器，第二套系統(tǒng)結(jié)構(gòu)相對復(fù)雜但更加安全［３４］。逡逑２００４邋年日本國家航空航天實驗室（Ｎａｔｉｏｎａｌ邋Ａｅｒｏｓｐａｃｅ邋Ｌａｂｏｒａｔｏｒｉｅｓ）Ｔａｇｕｃｈｉ邋團逡逑隊開始研制ｌｋＮ等級ＰＣＴＪ發(fā)動機（Ｓｕｂ－ｓｃａｌｅ邋ｅｎｇｉｎｅ，邋Ｓ－ｅｎｇｉｎｅ）；邋２００８年以液氫為逡逑燃料及冷質(zhì)的ＰＴＣＪ發(fā)動機成功進行了地面試車（試驗用結(jié)構(gòu)簡圖如圖１－４中所逡逑示）；２００９年在秋留野研宄中高度測試設(shè)施內(nèi)進行了飛行前的驗證試驗；２０１０年逡逑９月開展了邋Ｍａ２．０的飛行試驗［３５］，ＰＣＴＪ發(fā)動機在Ｍａ２．０狀態(tài)點火，并持續(xù)工作逡逑了邋２０ｓ［３６］；邋２０１４年２月，在ＪＡＸＡ角田航天中心沖壓發(fā)動機測試裝置內(nèi)進行了逡逑Ｍａ４．０邋—級的風洞試驗，在試驗過程中驗證了邋ＰＣＴＪ發(fā)動機的風車起動性能［３４，３７，３８］。逡逑Ｐｒｅｃｏｐｉｅｒ逡逑

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本文編號：2747844