[发明专利]基于遗传算法的圆形超燃燃烧室多目标优化设计方案

说明书

本发明公开了基于遗传算法的圆形超燃燃烧室多目标优化设计方案，具体地说，涉及大尺寸圆截面超燃燃烧室性能如燃烧效率、总压恢复系数、壁面热流等基于智能算法的优化设计技术，燃烧室初始构型采用了支板+组合喷油方式，燃烧室多目标优化方案基于NSGA‑Ⅱ智能遗传算法以及初始燃烧室构型，构造了燃烧室的壁面热流、燃烧效率和总压恢复系数与燃烧室的结构尺寸参数之间的二阶响应面曲线(RSM)，通过带入NSGA‑Ⅱ算法，在保证燃烧效率和总压恢复系数满足设计要求的前提下，得到偏重于低壁面热流这一目标的最优燃烧室构型。本发明在满足燃烧效率和总压恢复系数的要求的前提下，系统地给出了低壁面热流燃烧室设计方案。

技术领域

本发明涉及大流量大尺寸圆截面超燃燃烧室设计方案以及多目标优化智能算法领域，具体地说,涉及圆截面超燃燃烧室性能如燃烧效率、总压恢复系数、壁面热流等智能优化技术。

背景技术

在“NASP”计划后，美国重新梳理了超燃冲压发动机技术发展路线，形成了从高超声速巡航导弹到高超声速飞机再到空天飞机的超燃冲压发动机及其组合动力的分步递进式技术发展路线。现阶段美国开始进入了中等尺度超燃冲压发动机的研制阶段。主要方案包括：“HTV-3X”飞行器发动机方案、“Manta”飞行器发动机方案、“SR-72”飞行器发动机方案、“Trijet”发动机方案和“X-43”系列飞行器多模块发动机方案等。另外，随着内转式进气道技术、大流量燃烧室超声速燃烧技术以及发动机流道/飞行器机体一体化设计技术的不断进步，采用内转式进气道+圆截面燃烧室的大尺度发动机成为目前主要研究方向，而曾经出现过的多模块并联发动机相对研究逐渐较少。目前飞行器方案的最高飞行马赫数一般在6左右，避免了对高度可调进气道的需求。“Trijet”发动机是Aerojet公司提出的一种涡轮、火箭和冲压三组合发动机，该燃烧室采用了圆截面流道、中心燃烧组织方案，并在AFRL超燃冲压发动机鲁棒性能试验中表明中心燃烧组织方案可有效降低发动机壁面热流，燃烧室热载荷减少了40％～50％。新加坡国立大学的J.Li与S.K.Chou等人研究了在微型圆截面燃烧室中预混火焰的火焰形态和壁面热流，研究表明：增加来流速度，将会带来更高的壁面温度；增加来流当量比(从0.6-0.8)也会带来更高的壁面热负荷；更小的燃烧室直径设计将会显著增高壁面热流。中国科学院高超声速科技中心袁涛等人应用自行研制的热流/壁温传感器测量了不同总温总压和空气来流流量条件下超声速燃烧室隔离段的热环境数据，同时根据隔离段冷却水流量和冷却水进出口温差估算了隔离段的平均热流。西北工业大学张翔宇，刘佩进等人将一套创新设计的热流测量装置嵌入到可改变条件参数的固体火箭试验发动机中，进行了含铝复合推进剂试验。通过改变推进剂含铝量、燃烧产物冲刷速度和冲刷角度，测量了不同工况下两相燃烧产物的总传热热流密度。西安航天动力研究所唐亮等人为了获取N2O/C2H4预混推进剂燃烧室内壁的热载荷，建立了液体火箭发动机的热流计算的反问题方法，该方法基于对燃烧室壁面温度场的直接求解，通过对轴向多个位置测量温度的反演计算得到燃烧室内壁热流和温度。北京航空航天大学姜金朋等人以气氢/气氧为推进剂，采用数值模拟方法，研究了同轴剪切喷嘴设计参数—氢氧速度比和氧压降比对单喷嘴燃烧室内燃烧过程和壁面热载的影响，并将绝热壁面条件、等温壁面条件的计算结果与试验结果进行了对比分析，结果表明：氢氧速度比增大，燃烧性能提高，壁面热载增加；氧压降比增大，燃烧性能下降，壁面热载减小；相比采用壁面绝热燃气温度，采用热流预示燃烧室壁面热载与真实情况更为接近。

然而，针对大流量圆截面超燃燃烧室，国外有学者提出中心燃烧室概念,虽然解决了外燃烧室的壁面热载荷问题以及燃料射流和空气燃料掺混问题,但是中心燃烧室加工难度大,空气阻塞比过高,会产生较大的总压损失,且极易烧蚀的中心燃烧室不易二次使用,成本过高,涉及主动冷却问题则更难以在中心燃烧室内部加工燃油流道以供主动冷却。

用于多目标优化的智能算法NSGA-Ⅱ算法，其特点如下：

1)、采用快速非支配型排序，降低了算法复杂度。