反馈线性化与滑模控制方法在发动机不稳定燃烧主动控制中的应用

以发动机不稳定燃烧过程为研究对象,建立起发动机不稳定燃烧力学系统与控制系统的数学模型,进一步应用基于微分几何的反馈线性化方法,将原非线性系统等价为完全可控线性系统,然后设计了滑模控制器.仿真结果表明,具有跟踪精度高、响应速度快、抗干扰能力强的反馈线性化与滑模控制方法,在发动机不稳定燃烧主动控制中有一定的潜力.     

HMX含量对丁羟四组元推进剂团聚及凝聚相燃烧产物的影响

奥克托今（HMX）作为含能材料在能够提高推进剂能量性能的同时可改变推进剂的燃烧过程,广泛用于固体推进剂中。为了研究HMX含量对推进剂点火、燃烧、团聚和凝聚相燃烧产物特性的影响,采用推进剂燃面拍摄、激光点火以及凝聚相燃烧产物收集方法对HMX含量在0%~10%范围内的典型四组元推进剂进行试验研究。结果表明：随着HMX含量由0%增加到10%,推进剂的点火延迟时间由191 ms增加到286 ms,推进剂的燃速和压强指数均减小,凝聚相燃烧产物的体积平均粒径D₄₃由48.1 μm增加到138.3 μm。含10%HMX的推进剂燃面上铝的团聚程度最大,而含8%HMX的推进剂凝聚相燃烧产物中活性铝的含量最高。     

水平Rijke管热声不稳定的双稳态和触发分析

建立了水平Rijke管热声模型,并利用Galerkin方法对控制方程进行展开,实现数值求解。利用非线性动力学理论对系统进行分析,得到系统的全局稳定区域、全局不稳定区域以及双稳态区域。获得了无量纲加热功率K、热源相对位置xf、阻尼系数c1与无量纲时间延迟τ之间的稳定区域图谱。发现热源相对位置xf的稳定性区域关于xf=0.25近似呈对称分布,阻尼系数c1的双稳态区域在τ=0.5时达到最大。研究了系统在双稳态区域内的触发和极限环振荡现象,获得无量纲加热功率K、阻尼系数c1和热源相对位置xf等参数变化时的临界触发值。发现系统的临界触发值P1与U1具有一致的变化规律,其随无量纲加热功率K的增大而减小,但随阻尼系数c1的增大呈现增大趋势。特别的,临界触发值随热源相对位置xf的增大呈现先减小后增大的趋势。在双稳态区域内,系统稳定极限环振荡的振幅和频率与初始扰动值无关,但扰动值会影响系统达到稳定极限环的时间,系统在U1=0.4扰动下达到极限环所需时间比U1=0.8延长约3倍。     

热力喉道调节工作原理分析

为了探索多模态组合循环发动机热力喉道调节方法的可行性及其对发动机性能产生的影响,文中对发动机进行了受力分析、流动计算以及热力循环分析.结果表明热力喉道调节方法是可以用于多模态组合循环发动机流道调节的,要想在一定构型的流道中实现热力喉道调节,放热率必须大于流道面积变化率,采用热力喉道调节之后发动机推力增加而比冲下降.     

含能快递--2023年第9期

<正>坎特伯雷大学研究了横向和纵向自激热声振荡的模态增长行为在火箭发动机、燃气轮机、冲压发动机和航空发动机中经常会产生自激振荡，引起燃烧不稳定问题，导致巨大危害。坎特伯雷大学将热声动力学耦合研究作为一种替代方法来预测和表征存在横向和纵向燃烧不稳定性的模态生长行为。结果表明，任何声扰动的振幅都随时间呈指数增长，     

可控推力发动机非稳态数值模拟

对带有喉栓的可控推力固体火箭发动机进行了变几何构形的非稳态数值模拟.控制方程为非稳态轴对称N-S方程,采用标准k-ε湍流模型,应用FLUENT软件动态网格算法.结果显示喉栓能够有效改变发动机燃烧室压力和推力,满足发动机推力控制要求.得到了燃烧室压力、推力和喉栓受轴向力变化的基本规律,为带喉栓固体火箭发动机的设计和性能预报提供依据.     

HTPB和NEPE固体推进剂枪击低易损性实验研究

为了解HTPB和NEPE固体火箭发动机的冲击安全性,设计了模拟实验发动机,对不同的壳体材料、推进剂和沿受冲击方向的厚度开展了枪击低易损性试验研究.结果表明,两种推进剂在钢壳体条件下的低易损性能均较差;冲击导致的装药破碎情况与推进剂的力学性能有关;装药沿受冲击方向的厚度对着火后的燃烧强度影响较大.研究结果为使用该类推进剂的发动机枪击低易损性评估和设计提供了实验依据.     

基于等值面(Level Set)函数方法的复杂装药燃面算法研究

通过使用等值面（Level Set）函数界面追踪方法，将固体火箭发动机燃面看作不同物质界面，建立了新的燃面算法，通过追踪固体装药燃烧界面计算出燃面变化规律。采用高精度Weighted—ENO和TVD Runge—Kutta进行数值求解，该方法可以计算复杂几何构形的发动机装药、含缺陷装药和变燃速装药的构型变化和燃烧面积，具有良好的通用性和准确性。新的燃面算法具有了界面追踪的能力，为固体火箭发动机内弹道计算以及装药燃烧与发动机内流场数值模拟耦合计算提供了良好的接口条件。     

Experimental Investigation on Combustion Performance of Solid Propellant Subjected to Erosion of Particles with Different Concentrations

A test device with rectangular channel is developed to study the combustion performance of solid propellant in high temperature particles erosion.The flowfields in this newdevice and a test device with circular channels are simulated numerically.The particle erosion experiments in these two devices are carried out under different particle concentrations.The results showthat the test device with rectangular channel can effectively improve the clarity and precision of combustion diagnosis image and can be use...     

Study on Instable Combustion of Solid Rocket Motor with Finocyl Grain

The instable combustion or oscillation combustion which occurs in three high capacity solid rocket motors using high energy composite propellant with finocyl grain is studied. The reasons of the acoustic combustion instability are also discussed. Three engineering methods that can eliminate combustion instability are proposed and discussed. The study shows that the combustion instability mainly depends on the propellant grain shape and nozzle structure. Some measures to reduce the acoustic energy and mass generation rate of combustion gas can be adopted. The test results indicate that the modified rocket motors can significantly eliminate the instable combustion and improve the motor internal ballistic performance.