[發明專利]基于遺傳算法的圓形超燃燃燒室多目標優化設計方案

在審

• 申請號: 202011089262.1
• 申請日: 2020-10-13
• 公開（公告）號: CN112231903A
• 公開（公告）日: 2021-01-15
• 發明（設計）人: 郝夏杰;宋文艷;明鑫;鄧建志
• 申請（專利權）人: 西北工業大學
• 主分類號: G06F30/20
• 分類號: G06F30/20;G06F119/08
• 代理公司: 暫無信息
• 代理人: 暫無信息

本發明公開了基于遺傳算法的圓形超燃燃燒室多目標優化設計方案，具體地說，涉及大尺寸圓截面超燃燃燒室性能如燃燒效率、總壓恢復系數、壁面熱流等基于智能算法的優化設計技術，燃燒室初始構型采用了支板+組合噴油方式，燃燒室多目標優化方案基于NSGA?Ⅱ智能遺傳算法以及初始燃燒室構型，構造了燃燒室的壁面熱流、燃燒效率和總壓恢復系數與燃燒室的結構尺寸參數之間的二階響應面曲線(RSM)，通過帶入NSGA?Ⅱ算法，在保證燃燒效率和總壓恢復系數滿足設計要求的前提下，得到偏重于低壁面熱流這一目標的最優燃燒室構型。本發明在滿足燃燒效率和總壓恢復系數的要求的前提下，系統地給出了低壁面熱流燃燒室設計方案。

技術領域

本發明涉及大流量大尺寸圓截面超燃燃燒室設計方案以及多目標優化智能算法領域，具體地說,涉及圓截面超燃燃燒室性能如燃燒效率、總壓恢復系數、壁面熱流等智能優化技術。

背景技術

在“NASP”計劃后，美國重新梳理了超燃沖壓發動機技術發展路線，形成了從高超聲速巡航導彈到高超聲速飛機再到空天飛機的超燃沖壓發動機及其組合動力的分步遞進式技術發展路線?，F階段美國開始進入了中等尺度超燃沖壓發動機的研制階段。主要方案包括：“HTV-3X”飛行器發動機方案、“Manta”飛行器發動機方案、“SR-72”飛行器發動機方案、“Trijet”發動機方案和“X-43”系列飛行器多模塊發動機方案等。另外，隨著內轉式進氣道技術、大流量燃燒室超聲速燃燒技術以及發動機流道/飛行器機體一體化設計技術的不斷進步，采用內轉式進氣道+圓截面燃燒室的大尺度發動機成為目前主要研究方向，而曾經出現過的多模塊并聯發動機相對研究逐漸較少。目前飛行器方案的最高飛行馬赫數一般在6左右，避免了對高度可調進氣道的需求?！癟rijet”發動機是Aerojet公司提出的一種渦輪、火箭和沖壓三組合發動機，該燃燒室采用了圓截面流道、中心燃燒組織方案，并在AFRL超燃沖壓發動機魯棒性能試驗中表明中心燃燒組織方案可有效降低發動機壁面熱流，燃燒室熱載荷減少了40％～50％。新加坡國立大學的J.Li與S.K.Chou等人研究了在微型圓截面燃燒室中預混火焰的火焰形態和壁面熱流，研究表明：增加來流速度，將會帶來更高的壁面溫度；增加來流當量比(從0.6-0.8)也會帶來更高的壁面熱負荷；更小的燃燒室直徑設計將會顯著增高壁面熱流。中國科學院高超聲速科技中心袁濤等人應用自行研制的熱流/壁溫傳感器測量了不同總溫總壓和空氣來流流量條件下超聲速燃燒室隔離段的熱環境數據，同時根據隔離段冷卻水流量和冷卻水進出口溫差估算了隔離段的平均熱流。西北工業大學張翔宇，劉佩進等人將一套創新設計的熱流測量裝置嵌入到可改變條件參數的固體火箭試驗發動機中，進行了含鋁復合推進劑試驗。通過改變推進劑含鋁量、燃燒產物沖刷速度和沖刷角度，測量了不同工況下兩相燃燒產物的總傳熱熱流密度。西安航天動力研究所唐亮等人為了獲取N2O/C2H4預混推進劑燃燒室內壁的熱載荷，建立了液體火箭發動機的熱流計算的反問題方法，該方法基于對燃燒室壁面溫度場的直接求解，通過對軸向多個位置測量溫度的反演計算得到燃燒室內壁熱流和溫度。北京航空航天大學姜金朋等人以氣氫/氣氧為推進劑，采用數值模擬方法，研究了同軸剪切噴嘴設計參數—氫氧速度比和氧壓降比對單噴嘴燃燒室內燃燒過程和壁面熱載的影響，并將絕熱壁面條件、等溫壁面條件的計算結果與試驗結果進行了對比分析，結果表明：氫氧速度比增大，燃燒性能提高，壁面熱載增加；氧壓降比增大，燃燒性能下降，壁面熱載減小；相比采用壁面絕熱燃氣溫度，采用熱流預示燃燒室壁面熱載與真實情況更為接近。

然而，針對大流量圓截面超燃燃燒室，國外有學者提出中心燃燒室概念,雖然解決了外燃燒室的壁面熱載荷問題以及燃料射流和空氣燃料摻混問題,但是中心燃燒室加工難度大,空氣阻塞比過高,會產生較大的總壓損失,且極易燒蝕的中心燃燒室不易二次使用,成本過高,涉及主動冷卻問題則更難以在中心燃燒室內部加工燃油流道以供主動冷卻。

用于多目標優化的智能算法NSGA-Ⅱ算法，其特點如下：

1)、采用快速非支配型排序，降低了算法復雜度。