一种超燃冲压发动机加速过程燃烧室推力控制方法技术

本发明专利技术公开了一种超燃冲压发动机加速过程燃烧室推力控制方法，采用渐变扩张的串联凹腔燃烧室，两个凹腔上游均设置燃料喷孔，第一个凹腔为预燃区，第二个凹腔为主燃区；推力控制方法为：当燃烧室入口马赫数较低时，控制预燃区的燃烧模态保持在弱亚燃模态，控制主燃区的燃烧模态维持在强亚燃模态；当燃烧室入口马赫数较高时，控制预燃区的燃烧模态保持在超燃模态，控制主燃区的燃烧模态维持在强亚燃模态。本发明专利技术应用于超燃冲压发动机领域，能够在宽飞行马赫数范围内保证燃烧室能够产生较高推力，同时避免热壅塞，而且燃烧模态转换导致的推力突变更小，推力控制更稳定，能够实现燃烧模态转换时的推力平稳过渡。烧模态转换时的推力平稳过渡。烧模态转换时的推力平稳过渡。

【技术实现步骤摘要】
一种超燃冲压发动机加速过程燃烧室推力控制方法


[0001]本专利技术涉及超燃冲压发动机
，具体是一种超燃冲压发动机加速过程燃烧室推力控制方法。

技术介绍

[0002]采用超燃冲压发动机作为推进装置的高超声速飞行器在临近空间的飞行过程中会经历一个加速过程。在该过程中，飞行器马赫数和飞行高度不断提升，燃烧室来流条件不断变化，燃烧模态也随之发生变化。研究表明，模态变化的同时会产生推力性能的突变，这会对高超声速飞行器的推力控制产生不利影响。
[0003]通常，高超声速飞行器采用调整燃料当量比的方法控制燃烧室的推力大小。高超声速飞行器加速过程中，燃烧室入口马赫数不断变化，而现有的推力控制方法主要集中在单一来流条件下开展研究，和加速过程中的燃烧室环境有较大差异。研究表明，在相同来流马赫数条件下，若燃烧模态未发生变化，推力系数与燃料当量比成近似的线性关系。在该认识的基础之上，采用多目标优化的方法，通过对燃料供给和发动机推力效能的建模，能够得出一个较优的推力控制方案。然而在调节燃料当量比的过程中，受来流条件变化的影响，超声速燃烧室中的燃烧模态极易发生变化，这会导致燃烧室推力与燃料当量比呈现较强的非线性关系，进而导致燃烧室推力性能会出现突变，这使得燃烧室原有的燃料喷注方案难以适用。同时这种变化具有一定的迟滞性，通常难以预测，通过燃料喷注控制实现变来流条件下的燃烧室燃烧模态精准控制十分困难。
[0004]在真实飞行过程中，燃烧模态会受到来流马赫数、当量比、燃烧室构型等多种因素的影响。因此在高超声速飞行器加速过程中，在调整当量比以实现推力性能的控制时，燃烧模态很可能产生难以预测的变化而导致燃烧室推力突变，进而影响高超声速飞行器的推力控制。因此，发展一种推力控制效果更稳定，加速过程中的推力变化更平缓的燃料喷注方案是有价值的。

技术实现思路

[0005]针对上述现有技术中的不足，本专利技术提供一种超燃冲压发动机加速过程燃烧室推力控制方法，采用两级燃料喷注方案，能够在宽飞行马赫数范围内保证燃烧室能够产生较高推力，且能够实现燃烧模态转换时的推力平稳过渡。
[0006]为实现上述目的，本专利技术提供一种超燃冲压发动机加速过程燃烧室推力控制方法，采用渐变扩张的串联凹腔燃烧室，两个凹腔上游均设置燃料喷孔，其中第一个凹腔为预燃区，第二个凹腔为主燃区；
[0007]所述推力控制方法为：
[0008]当燃烧室入口马赫数较低时，控制所述预燃区的燃烧模态保持在弱亚燃模态，控制所述主燃区的燃烧模态维持在强亚燃模态；
[0009]当燃烧室入口马赫数较高时，控制所述预燃区的燃烧模态保持在超燃模态，控制
所述主燃区的燃烧模态维持在强亚燃模态。
[0010]在其中一个实施例，所述推力控制方法具体为：
[0011]当燃烧室入口马赫数低于预燃区燃烧模态转换临界马赫数时，控制所述预燃区的当量比使其燃烧模态保持在弱亚燃模态，控制所述主燃区的当量比使其燃烧模态维持在强亚燃模态；
[0012]当燃烧室入口马赫数较高于预燃区燃烧模态转换临界马赫数时，控制所述预燃区的当量比使其燃烧模态保持在超燃模态，控制所述主燃区的当量比使其燃烧模态维持在强亚燃模态。
[0013]在其中一个实施例，控制所述预燃区的当量比的过程为：
[0014]在预燃区建立能量和质量守恒方程组，为：
[0015][0016]其中，为燃烧室入口的质量流率，k1为预燃区的空燃比，P
1c
为预燃区芯流的压强，R为气体常数，T
1c
为预燃区芯流的温度，T
wall
为预燃区的近壁面温度，h1为预燃区高度，W为隔离段的宽度，γ为比热比，h
1c
为预燃区芯流高度，Ma
1c
为预燃区芯流的马赫数，C
p
为等压热容，为除凹腔的预燃区质量平均温度，T为隔离段的温度，ρ1为预燃区密度，V1为预燃区的体积，V
cavity
为凹腔体积，T
Max
为预燃区凹腔内温度最大值，η1为燃烧效率，E
fuel
为燃料热值，ER1为预燃区的当量比，k0为当量燃空比，L1为预燃区长度，u1为预燃区射流尾迹气体平均速度；
[0017]通过上述预燃区的能量和质量守恒方程组，求解给定预燃区当量比条件下的预燃区长度L1，控制所述预燃区的当量比提高的过程中，当预燃区长度L1覆盖预燃区凹腔及其后到主燃区的1/2位置，即认为当前预燃区的当量比ER1达到需求值。
[0018]在其中一个实施例，控制所述主燃区的当量比使其燃烧模态维持在强亚燃模态的过程中，避免所述主燃区的当量比过高导致的热壅塞以防止出现推力性能的下降。
[0019]在其中一个实施例，控制所述主燃区的当量比的过程为：
[0020]在主燃区建立能量和质量守恒方程组，为：
[0021][0022]其中，为燃烧室入口的质量流率，k1为预燃区的空燃比，k2为主燃区的空燃比，P
2c
为主燃区芯流的压强，R为气体常数，T
2c
为主燃区芯流的温度，A
2c
为主燃区芯流截面积，Ma
2c
为主燃区芯流的马赫数，γ为比热比，P2为主燃区的压强，T2为主燃区的温度，W为隔离段的宽度，h2为主燃区高度，C
p
为等压热容，T为隔离段的温度，ρ2为主燃区密度，V2为主燃区的体积，η1为预燃区的燃烧效率，ER1为预燃区的当量比，η2为主燃区的燃烧效率，ER2为主燃区的当量比，k0为当量燃空比，E
fuel
为燃料热值，L2为主燃区长度，u2为主燃区射流尾迹气体
平均速度；
[0023]通过上述主燃区的能量和质量守恒方程组，求解给定主燃区当量比条件下的h1和p1，控制所述主燃区的当量比提高的过程中，保持h2≤H+x2·
tanα，其中，H为燃烧室半高，x2为主燃区凹腔中点到燃烧室扩张拐角的水平距离，α为燃烧室扩张角。
[0024]与现有技术相比，本专利技术具有如下有益技术效果：
[0025]1.本专利技术采用该喷注方案的超燃冲压发动机燃烧室能够在避免热壅塞的同时产生较高推力；；
[0026]2.本专利技术燃烧室模态转换导致的推力突变更小，推力控制更稳定；
[0027]3.本专利技术适用于宽飞行马赫数范围的高超声速飞行。
附图说明
[0028]为了更清楚地说明本专利技术实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本专利技术的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图示出的结构获得其他的附图。
[0029]图1为本专利技术实施例中渐变扩张的串联凹腔燃烧室的结构示意图；
[0030]图2为本专利技术实施例中燃烧室区域划分示意图；
[0031]图3为本专利技术实施例中较低马赫数下的燃烧室工作模本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种超燃冲压发动机加速过程燃烧室推力控制方法，其特征在于，采用渐变扩张的串联凹腔燃烧室，两个凹腔上游均设置燃料喷孔，其中第一个凹腔为预燃区，第二个凹腔为主燃区；所述推力控制方法为：当燃烧室入口马赫数较低时，控制所述预燃区的燃烧模态保持在弱亚燃模态，控制所述主燃区的燃烧模态维持在强亚燃模态；当燃烧室入口马赫数较高时，控制所述预燃区的燃烧模态保持在超燃模态，控制所述主燃区的燃烧模态维持在强亚燃模态。2.根据权利要求1所述的超燃冲压发动机加速过程燃烧室推力控制方法，其特征在于，所述推力控制方法具体为：当燃烧室入口马赫数低于预燃区燃烧模态转换临界马赫数时，控制所述预燃区的当量比使其燃烧模态保持在弱亚燃模态，控制所述主燃区的当量比使其燃烧模态维持在强亚燃模态；当燃烧室入口马赫数较高于预燃区燃烧模态转换临界马赫数时，控制所述预燃区的当量比使其燃烧模态保持在超燃模态，控制所述主燃区的当量比使其燃烧模态维持在强亚燃模态。3.根据权利要求2所述的超燃冲压发动机加速过程燃烧室推力控制方法，其特征在于，控制所述预燃区的当量比的过程为：在预燃区建立能量和质量守恒方程组，为：其中，为燃烧室入口的质量流率，k1为预燃区的空燃比，P
1c
为预燃区芯流的压强，R为气体常数，T
1c
为预燃区芯流的温度，T
wall
为预燃区的近壁面温度，h1为预燃区高度，W为隔离段的宽度，γ为比热比，h
1c
为预燃区芯流高度，Ma
1c
为预燃区芯流的马赫数，C
p
为等压热容，为除凹腔的预燃区质量平均温度，T为隔离段的温度，ρ1为预燃区密度，V1为预燃区的体积，V
cavity
为凹腔体积，T
Max
为预燃区凹腔内温度最大值，η1为预燃区燃烧效率，E
fuel
...

【专利技术属性】
技术研发人员：赵国焱，孙明波，刘铭江，马光伟，李凡，杨揖心，
申请(专利权)人：中国人民解放军国防科技大学，
类型：发明
国别省市：