高超声速进气道起动/不起动分类研究与实现
发布时间：2021-07-20 11:13
高超声速进气道作为超燃冲压发动机的关键部件之一,常会因为燃烧室产生的背压、内部收缩比、马赫数等原因而发生不起动,不起动现象引起力和力矩的异常,导致飞行器性能的变化,因此进气道不起动识别控制成为一个急需解决的问题。本文就针对背压过大的不起动问题,探索进气道不起动现象及原因,研究进气道不起动识别方法。首先是数值仿真发动机工作状态下背压扰动引起的进气道不起动现象。建立一个典型的高超声速二元进气道/隔离段模型,在多组不同来流条件下进行了数值计算。分析不同来流条件下,背压的变化对高超声速进气道内部流场结构的影响。根据激波串位置和内流道上表面压力变化定义了进气道起动和不起动两种工作模式,并将所有进气道内流道上表面压力数据作为分析数据集。其次,由于不起动状态可根据壁面压力信号来判别,同时判别起动与不起动本质是一个二分类问题,使用模式识别方法解决进气道分类问题。第一步设计了特征选择算法选择出两个最优压力点,通过分析得出文中提出的改进的基于支持向量机的递归特征消除SVMRFE算法优于原始的SVMRFE,并证明了Relief算法与改进的SVMRFE或者相关系数组合的算法更具高效性和准确性。第二步通过支持向...
【文章来源】：西南科技大学四川省
【文章页数】：80 页
【学位级别】：硕士
【图文】：
X-51A高超声速飞行器成示意图
图 2-3 计算网格Fig.2-3 Computation meshn 进行网格划分，由于 CFD 计算气道进行计算，以缩短计算计算时格，其中壁面法向第一层网格间约为 12.7 万。件X-51A 飞行器飞行条件，设置来表 2-2 自由来流条件Table 2-2 Boundary conditions 高度 H ,m静压 P ,Pa静温 T ,K
模拟动压 0.5atm，0.75atm，1.0atm 的等动压弹道，马赫数分别为 4.5，5.0，5.5，攻角范围为[0,2°,4°,6°,8°]。计算自由流压力条件下的流场，此时喉道质量加权平均压力为 P，背压比定义为隔离段出口条件中的压力 Pb与压力P 之比，即背压比 r = Pb/P。按[2,3,4,5…]逐步增大背压比，计算流场直到激波串传播到喉道为止，随后在起动/不起动背压比之间，采用二分取值法细分背压比（精确到 0.125）进行数值模拟。2.2.4 计算过程计算结果残差如图 2-4 所示，以流量残差下降到 4 个数量级，x 方向速度残差、Y 方向速度残差和能量残差为计算结果收敛条件。需要通过约40000 步的计算，其得出的结果收敛。此时流量残差降到了 4 个数量级并达到最小值，x 方向速度残差和 Y 方向速度残差降到了 6 个数量级。计算过程监控喉道与出口处压力大小，以此作为结果收敛的附加条件。
【参考文献】：
期刊论文
[1]国外高超声速飞行器研究现状及发展趋势[J]. 姜鹏,匡宇,谢小平,张文广,彭奇峰,康宇航. 飞航导弹. 2017(07)
[2]Relief-PSO混合算法在基因微阵列特征选择中的应用[J]. 杜洪波,董文娟. 沈阳工程学院学报(自然科学版). 2016(03)
[3]基于雷诺平均Navier-Stokes方程的表面传热系数计算[J]. 侯硕,曹义华. 航空动力学报. 2015(06)
[4]美国X-51A飞行器发展分析[J]. 张海林,周林,高少杰,张海峰,吕元杰. 飞航导弹. 2014(09)
[5]大数据下的机器学习算法综述[J]. 何清,李宁,罗文娟,史忠植. 模式识别与人工智能. 2014(04)
[6]高超声速飞行器热结构设计分析技术研究[J]. 邱春图,陈振中. 飞机设计. 2012(06)
[7]高超声速飞行器发展综述[J]. 马丽,杨建军,张维刚. 飞航导弹. 2012(06)
[8]高超声速巡航导弹目标特性分析[J]. 王幸运,王颖龙,王还乡. 飞航导弹. 2012(05)
[9]X-51A飞行器飞行试验的故障分析[J]. 白延隆,白云. 飞航导弹. 2012(03)
[10]双模态超燃冲压发动机研究概述[J]. 唐鑫,严聪. 飞航导弹. 2012(03)
硕士论文
[1]模式分类中特征选择算法研究[D]. 刘依恋.哈尔滨理工大学 2014
[2]SVM-RFE算法在数据分析中的应用[D]. 卢运梅.吉林大学 2009
本文编号：3292720
【文章来源】：西南科技大学四川省
【文章页数】：80 页
【学位级别】：硕士
【图文】：
X-51A高超声速飞行器成示意图
图 2-3 计算网格Fig.2-3 Computation meshn 进行网格划分，由于 CFD 计算气道进行计算，以缩短计算计算时格，其中壁面法向第一层网格间约为 12.7 万。件X-51A 飞行器飞行条件，设置来表 2-2 自由来流条件Table 2-2 Boundary conditions 高度 H ,m静压 P ,Pa静温 T ,K
模拟动压 0.5atm，0.75atm，1.0atm 的等动压弹道，马赫数分别为 4.5，5.0，5.5，攻角范围为[0,2°,4°,6°,8°]。计算自由流压力条件下的流场，此时喉道质量加权平均压力为 P，背压比定义为隔离段出口条件中的压力 Pb与压力P 之比，即背压比 r = Pb/P。按[2,3,4,5…]逐步增大背压比，计算流场直到激波串传播到喉道为止，随后在起动/不起动背压比之间，采用二分取值法细分背压比（精确到 0.125）进行数值模拟。2.2.4 计算过程计算结果残差如图 2-4 所示，以流量残差下降到 4 个数量级，x 方向速度残差、Y 方向速度残差和能量残差为计算结果收敛条件。需要通过约40000 步的计算，其得出的结果收敛。此时流量残差降到了 4 个数量级并达到最小值，x 方向速度残差和 Y 方向速度残差降到了 6 个数量级。计算过程监控喉道与出口处压力大小，以此作为结果收敛的附加条件。
【参考文献】：
期刊论文
[1]国外高超声速飞行器研究现状及发展趋势[J]. 姜鹏,匡宇,谢小平,张文广,彭奇峰,康宇航. 飞航导弹. 2017(07)
[2]Relief-PSO混合算法在基因微阵列特征选择中的应用[J]. 杜洪波,董文娟. 沈阳工程学院学报(自然科学版). 2016(03)
[3]基于雷诺平均Navier-Stokes方程的表面传热系数计算[J]. 侯硕,曹义华. 航空动力学报. 2015(06)
[4]美国X-51A飞行器发展分析[J]. 张海林,周林,高少杰,张海峰,吕元杰. 飞航导弹. 2014(09)
[5]大数据下的机器学习算法综述[J]. 何清,李宁,罗文娟,史忠植. 模式识别与人工智能. 2014(04)
[6]高超声速飞行器热结构设计分析技术研究[J]. 邱春图,陈振中. 飞机设计. 2012(06)
[7]高超声速飞行器发展综述[J]. 马丽,杨建军,张维刚. 飞航导弹. 2012(06)
[8]高超声速巡航导弹目标特性分析[J]. 王幸运,王颖龙,王还乡. 飞航导弹. 2012(05)
[9]X-51A飞行器飞行试验的故障分析[J]. 白延隆,白云. 飞航导弹. 2012(03)
[10]双模态超燃冲压发动机研究概述[J]. 唐鑫,严聪. 飞航导弹. 2012(03)
硕士论文
[1]模式分类中特征选择算法研究[D]. 刘依恋.哈尔滨理工大学 2014
[2]SVM-RFE算法在数据分析中的应用[D]. 卢运梅.吉林大学 2009
本文编号：3292720
本文链接：https://www.wllwen.com/kejilunwen/hangkongsky/3292720.html
