超燃冲压发动机新型冷却循环研究v38.docx

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超燃冲压发动机新型冷却循环研究v38

超燃冲压发动机新型冷却循环研究

一、立项依据与研究内容

1.立项依据

飞行Ma数大于5的高超声速飞行器是当前研究的一大热点，其关键是突破高温带来的热障问题。

超燃冲压发动机作为其推进系统工作于极端的热物理问题（高速、高温、高强度燃烧）条件下，燃料的燃烧和气动加热均将产生巨大的热载荷，燃烧室内温度可高达3000K以上，壁面热流峰值可高达10-20MW/m2。

由于轻质材料难以承受如此恶劣的热环境，超燃冲压发动机稳定运行强烈依赖于可靠的冷却系统。

1.1再生冷却是提高超燃冲压发动机性能的有效手段

空气冷却效果随来流马赫数增大而下降。

随着航空发动机性能的提高，冷却技术扮演着越来越重要的角色[]。

现代航空燃气轮发动机对效率和单位推力不断追求,使得涡轮的进口温度不断提高,多年来在材料方面虽在不断改进,但允许进口温度提高的幅度有限,而在涡轮冷却方面的效果要显著的多[,]。

用于冷却燃烧室和涡轮叶片的冷却空气取自压气机后部，随着来流马赫数的增大，可用冷却空气的温度将不断提高，冷却效果将下降[]。

再生冷却是超燃冲压发动机最佳的冷却方式。

随着航空发动机飞行速度的不断提高，发动机承受的热负荷越来越大，对冷却技术的依赖性逐渐增强。

对于高马赫数飞行的超燃冲压发动机，其内部和外部均充斥着炙热的气体，除燃烧室必须冷却外，进气道同样需要冷却，无法引入外部空气对高温部件进行冷却；采用非燃料之外的其他冷却剂，将带来一定的质量惩罚并增加系统复杂度；出于气动保形等发动机性能方面的考虑，燃烧室等高温区域不宜采用烧蚀型耐高温材料；因此一般认为选用燃料作为冷却剂的再生冷却是最佳的冷却方式[,]。

冷却用燃料资源十分有限。

再生冷却是指燃料被通入燃烧室燃烧之前，首先被通入到冷却通道，利用燃料自身的热沉对发动机高温壁面进行充分的冷却。

燃料作为再生冷却唯一可用的冷却剂，其资源与冷却空气相比将变得十分有限。

与同样采用再生冷却的液体火箭发动机不同，超燃冲压发动机燃料流量很小，一般仅为液体火箭发动机的2%左右。

1.2超燃冲压发动机再生冷却目前面临的困境

1）冷却用燃料因流量大于推进用燃料流量而使得多余部分被抛弃

理论分析表明，为了保证对超燃冲压发动机进行充分的冷却，氢燃料超燃冲压发动机冷却用氢燃料流量在飞行马赫数达到10之后将大于恰当化学反应推进用氢燃料流量[,]，如图1所示。

如果考虑到发动机燃烧需要一定的余气系数，实际推进用燃料流量在降低，而由于壁面温度间的差异和局部高温区的存在，所需的冷却用燃料流量将大幅上升，如计及飞行器冷却，实际对冷却用燃料流量需求将更大，从而使得冷却用燃料和推进用燃料流量达到恰当匹配的飞行Ma数降低。

以1998年在俄美联合进行的超燃冲压发动机马赫6.5联合飞行试验为例，发动机采用氢燃料进行冷却，冷却用氢燃料流量大于推进用燃料流量[]。

除满足推进用燃料用量之外，多余的冷却用燃料只能被抛弃，如计及飞行器冷却则抛弃得更多。

多余燃料的携带，必然给超燃冲压发动机带来严重的质量惩罚，发动机推重比也会因此而下降。

由于氢燃料密度低，多余燃料的携带将导致需要很大的燃料储箱，使得飞行器的体积庞大[]。

图1推进用燃料流量与冷却用燃料流量随来流Ma数的变化

2）有限的低温热源难以满足超燃冲压发动机巨大的冷却要求

从热力学角度，超燃冲压发动机再生冷却属于高温壁面与冷却用燃料之间的直接式热量传递过程，高温壁面可视作高温热源，冷却用燃料可视作低温热源。

由于燃料流量小且燃料资源有限，故与一般的热力过程不同，低温热源不可再被认为是无限大热源，而是有限热源。

如果在低温热源近乎无限大时，现有再生冷却方法还是比较有效的；而在低温热源有限的前提下，再生冷却这种直接式冷却模式难以达到期望的冷却效果，即有限的低温热源难以满足超燃冲压发动机巨大的冷却要求。

3）超燃冲压发动机性能要求和冷却要求之间出现矛盾

一方面，出于发动机整体重量、体积和推重比等方面的考虑，超燃冲压发动机只能携带有限的燃料，以保证超燃冲压发动机的性能要求；另一方面，为了满足超燃冲压发动机冷却要求，不得不携带多余的燃料。

这样超燃冲压发动机性能要求和冷却要求之间便出现了矛盾。

随着飞行马赫数的提高，超燃冲压发动机需要承受的热载荷越来越严重；随着飞行时间的增长，超燃冲压发动机需要携带更多的燃料，这使得二者之间的矛盾变得更加突出。

因此，目前在超燃冲压发动机实际应用中，往往不得不牺牲某方面性能，以维持发动机的正常运行。

4）吸热型碳氢燃料仅适用于低马赫数超燃冲压发动机

燃料冷却能力即燃料热沉能力的提高，将有助于缓解这一矛盾。

但是氢燃料已被认为是比热最高的燃料，其单位热沉已无提高余地，而碳氢燃料单位热沉要比氢燃料低得多。

然而目前国内外关于旨在提高碳氢燃料单位热沉能力的有关吸热型碳氢燃料的研究，仅能在较低马赫数运行范围内缓解这一矛盾，且伴随着碳氢燃料沉积和结焦等新的问题出现。

与直接提高燃料本身热沉能力相比，如能在系统级层面上间接提高燃料热沉，将有可能同时带来代价小和收益大的效果。

将燃料饱和热沉通过能量转换的方式降为未饱和热沉，燃料可继续用于二次冷却，燃料热沉能力得到了重复利用，间接提高了燃料热沉能力；也可将高温壁面部分热量以其他方式疏导出去，降低冷却用燃料一次冷却吸热量，燃料处于未饱和热沉状态，可继续用于二次冷却，同样相当于间接提高了燃料热沉能力。

1.3超燃冲压发动机新型冷却循环的基本思路

高温壁面与低温燃料之间存在着潜在的可用功，未能得到充分利用。

再生冷却系统可视为一个有效的能量提供者，通过合理利用这部分可用功，再生冷却系统可为其它系统提供能量，这部分可用功可视作燃料供给等系统潜在的驱动源[]。

再生冷却过程存在较大不可逆损失。

再生冷却是高温壁面与低温燃料之间的大温差传热过程，高温位热能经直接传热转为低温位热能。

由熟知的热力学第二定律，大温差传热过程必然引起严重的不可逆损失。

以上的分析表明，再生冷却效果的提高受限于可用资源和燃料物性，能否合理利用现有有限资源并最大程度上发挥燃料潜能，是有可能找到以最小代价提高再生冷却效果有效途径的关键。

同时，再生冷却过程中存在的潜在可用功、较大不可逆损失、大幅传热温差和高低温位热能间能量品位的降低，都为寻找提高再生冷却效果的途径提供了可能。

热力循环是一种工作于不同温位之间，利用工质吸放热和作功的能力，实现能量转移和转换的有效热力学过程。

由于高温热源和低温热源的存在，通过热力循环的构造，燃料经热力循环完成吸放热和作功等过程，恰能实现燃料热沉能力的重复利用和冷却用燃料直接吸热量的降低，间接提高燃料的热沉能力，所需的冷却用燃料用量将随之降低。

由于改变了原有的大幅温差高低温位热源直接传热过程，循环在不同温位热源之间的能量转化，将有助于大幅减少高温壁面与低温冷却用燃料之间热量传递过程中的不可逆损失，获得更高的热力学完善度。

基于以上思想，我们提出了超燃冲压发动机新型冷却循环的思想：

冷却用燃料经吸放热和作功过程，实现燃料热沉能力的重复利用和降低冷却用燃料一次冷却吸热量，冷却用燃料可继续用于二次冷却。

超燃冲压发动机冷却循环的提出，使得燃料热沉能力间接得到了提高，降低了冷却用燃料消耗，增强了整体的冷却效果。

将有效缓解当前超燃冲压发动机冷却的困境，也将为超燃冲压发动机冷却乃至整个高超声速飞行器热防护研究提供新的思路，同时循环有用功的输出可为飞行器提供持续的能量供应。

1.4超燃冲压发动机新型冷却循环基本工作分析

为了对超燃冲压发动机新型冷却循环的性能进行初步验证，就冷却循环进行简单的分析如下。

再生冷却模式下，设一定质量流量的冷却用燃料吸热量为

；冷却循环模式下，对于相同的吸热量

，在完成一个循环之后，由于部分循环可用功

的输出，相同流量的冷却用燃料一次冷却最终吸热量仅为

，且有如下关系式成立：

（1）

由于相同流量的冷却用燃料吸收的热量由

下降为

，冷却用燃料热沉能力未得到完全利用，尚未达到饱和热沉状态，仍可用于其他高温壁面冷却之用，实现二次冷却即再冷过程。

在理想情况下，冷却用燃料二次冷却仍可吸收热量

，在数值上等于

。

在相同的冷却用燃料流量下，与直接再生冷却相比，冷却循环模式下，通过二次冷却即再冷过程，更多的冷却量被获得，带来了额外的冷却收益。

如果定义新型冷却循环带走的热量与原再生冷却模式带走的热量的比值为冷却系数，其表达式为

（2）

上式表明冷却系数永远是大于1的。

本项目提出的新型冷却循环模式不但可以应用于超燃冲压发动机冷却，也可以推广应用到火箭、卫星等有限低温热源高温壁面主动冷却中。

1.5国内外研究现状

航空发动机新型热力循环概念的提出和发动机循环结构的变更，是提高航空发动机性能的一条有效途径。

变循环、变几何和能量旁路等概念的提出，使得航空发动机适应更广的应用范围[]。

总能系统的提出和实现化学能与物理能的综合梯级利用，同时注重热力学循环与非热力学系统的结合及其循环创新，是目前工程热力学领域研究的热点[,,,]，以各种联合循环为代表，其中俄罗斯提出的AJAX超燃冲压发动机属于燃料重整的热回收循环[]。

针对有限热源开展的研究工作也被广泛展开[,]。

目前以美国、俄罗斯、法国、德国、澳大利亚和日本等为代表的航天技术发达国家，就超燃冲压发动机冷却的研究重点都放在如何提高燃料的冷却能力上，即提高燃料热沉[,]。

吸热型碳氢燃料由于化学反应能够提供更高的热沉，且来源广泛、价格低廉等特点，已成为目前各航天大国燃料热沉研究的重点和热点[]。

美国在HyTech计划中开展的GDE系列地面演示实验，目标验证冷却用燃料与推进用燃料的流量匹配性[]；作为Hyper-X计划的一部份，2004年NASA进行的氢燃料推进的X-43A飞行试验中，发动机采用水作为冷却剂，实现了马赫数9.8的飞行[]；俄罗斯在AJAX研究项目中，提出了碳氢蒸汽重整的概念，但AJAX项目在推进剂循环过程中要消耗大量的水[]。

国内在十五期间，浙江大学、天津大学和中科院力学所等科研单位，在吸热型碳氢燃料的催化裂解方面，也开展了一些理论和实验工作，取得了一定的研究成果[,]。

由于主动冷却可用冷却用燃料十分有限，为了能对冷却剂进行最有效充分的利用，主动冷却研究也尝试从各个方面尽可能提高冷却用燃料利用率。

1）控制再生主动冷却壁板的使用面积，一方面尽量减少发动机内与燃气接触的壁面面积；同时可在一些可以采用替代冷却方式的地方尽量使用其它冷却方式；也可以辅以其他冷却方式如气膜冷却和发汗冷却等，提高整体冷却效果，减轻再生主动冷却压力[,]。

2）冷却通道结构和布局的优化设计，为了实现冷却剂的精确配给，研究了多种冷却通道布局方案：

纵向冷却通道分段冷却布局、横向冷却通道布局、多孔层板冷却结构[,]。

3）强化换热研究，可利用的方法有提高再生冷却通道中的冷却剂流速、肋化传热面、降低室壁热阻、设置人为粗糙度等，在液体火箭发动机再生冷却中已有应用[,]。

超燃冲压发动机工作于极端的热物理环境下，再生冷却过程涉及高温高速气流对流传热、相变传热和气热耦合下辐射传热等多种特殊传热问题。

近年来传热学的新进展，将为超燃冲压发动机基础理论研究和热结构部件设计优化等提供有力的保障。

当前国内外传热学领域的研究，主要集中于极端和复杂条件下对流传热、多场驱动与非线性耦合对流传热、相变界面机理和传热、基于场协同理论[]等传热强化理论与应用、复杂多相流传热、多场耦合下辐射传热和微/纳米尺度传热学等基础理论和技术的研究[,,,,]。

查新和文献检索表明，未见与本项目所提方法类似的文献。

当前超燃冲压发动机冷却研究主要集中在简单主动冷却模式的各个方面上，未见有关新型冷却循环模式的研究。

2.项目的研究内容、研究目标以及拟解决的关键问题

2.1研究目标

本项目提出了超燃冲压发动机新型冷却循环，以期减少冷却用燃料的消耗，提高在有限低温热源条件下的冷却效果，形成高温壁面冷却的新的开拓性研究方向。

通过构造不同的新型冷却循环模式，建立相应的性能评价指标，开展新型冷却循环模式的优化选择研究和冷却循环对超燃冲压发动机性能的影响分析，通过与再生冷却的试验对比研究，进一步揭示冷却循环性能提高的潜力。

推广这一新型的冷却循环模式，建立一套可行的冷却循环设计和评价体系。

2.2研究内容和拟解决的关键问题

1）冷却循环构型研究和热力学建模仿真分析

在开展超燃冲压发动机冷却循环机理研究基础上，充分利用超燃冲压发动机现有资源，最大程度上实现与原有其他系统的匹配，构建不同形式的冷却循环，对循环构型进行深入研究，探讨可能的冷却循环方案，就是否引入新的冷却工质可将冷却循环简单分为闭式循环和开式循环两种。

在有限低温热源的前提下，开展循环工质的选择性研究，建立冷却循环热力学评估模型。

在不同冷却需求条件下，开展不同冷却循环结构下热力学分析。

2）冷却循环的评价指标与优化研究

合理的评价指标对于全面客观地评价冷却系统的性能是至关重要的，评价指标是冷却循环的模拟分析和设计优化的基准。

结合冷却循环方案设计的一般性要求，初步提出采用冷却系数作为评价指标来评估冷却循环的综合性能，并深入分析冷却循环热力特性参数与评价指标间的关系，揭示热力特性参数对评价指标的影响规律，进而分析冷却循环性能提高幅度和性能极限。

在明确独立变量和约束条件的前提下，开展冷却循环的优化研究，获得最佳的冷却循环优化设计方案。

3）有限低温热源冷却循环火用分析

有限热源与热阻一样，是实际热力过程固有的不可逆性。

分析超燃冲压发动机冷却循环中存在的不可逆因素，建立冷却循环火用分析模型，探索各种不可逆损失对循环性能的影响规律。

通过与超燃冲压发动机再生冷却过程相比，通过分析冷却循环降低不可逆损失的程度，揭示冷却循环提高冷却效果的本质和潜力。

以减少冷却循环不可逆损失为目标，开展考虑不可逆损失情况下冷却循环性能优化分析。

4）冷却循环对超燃冲压发动机性能的影响特性分析

从热力循环的角度，燃料冷却燃烧室壁面又被注入燃烧室燃烧的能量取出和注入环节，对超燃冲压发动机主循环而言属于回热过程。

由于吸热型碳氢燃料在冷却过程中发生了化学吸热反应，故属于化学回热过程。

本项目提出的冷却循环改变了回热过程的子过程，因此考虑冷却循环的构建对超燃冲压发动机整体工作性能的影响具有重要的实际意义。

建立考虑冷却循环及回热过程的超燃冲压发动机整体性能评估模型，获取考虑冷却循环及回热过程的超燃冲压发动机性能和冷却循环及回热过程热力参数间的特性关系，以期从发动机循环结构的基本层面上寻找新的思路，进一步揭示发动机性能提高的潜力。

5）冷却循环的试验对比研究

为了进一步验证理论分析的结果，使得优化得出的冷却循环性能特性更加贴近实际运行情况与需求，有必要开展冷却循环与再生冷却过程的试验对比研究。

试验台的建立，在验证理论计算结果的基础上，可用于相同加热条件下冷却循环和再生冷却过程的冷却效果对比，也可用于不同冷却循环构型间的性能对比研究。

3.拟采取的研究方案及可行性分析

（包括有关方法、技术路线、实验手段、关键技术等说明）

1）冷却循环模式的构建和基本热力学分析

借鉴地面及空间热动力发电和热电直接转换等技术，筛选出可能的能量取出和转换方式，应用热力学第一定律，开展冷却循环的构型研究。

从工质导热性、吸热能力和可压缩性等特性，通过与动力循环及制冷循环常用工质热物性比较分析，开展循环工质选择的研究。

基于热力学理论建立冷却循环模型，针对不同来流条件下，计算超燃冲压发动机所需的冷却负荷，开展冷却循环一般性热力学分析研究。

冷却循环与一般的动力循环不同，其目标是如何在有限低温热源情况下实现更大的冷却量，并非追求循环效率和有用功的输出。

如选用液氢燃料直接作为循环工质，冷却循环一种可实现模式简介如下：

涡轮泵燃料供给系统的液体泵可实现对液氢燃料的高压比增压，氢燃料推动氢涡轮来实现膨胀作功降温过程，实现饱和热沉向未饱和热沉的过渡，通过再冷过程实现深度冷却，提高冷却效果。

由于增压、加热和膨胀作功过程，均无需引入新的装置，不会增加系统复杂度，且冷却通道入口氢燃料供应压力与燃烧室内压力有很大压力差，通过多次再冷过程可进一步加大冷却深度。

同时如超燃冲压发动机冷却无法引入来流空气冷却之外，目前涡轮泵燃料供给系统取气同样困难，冷却循环可作为涡轮泵燃料供给等系统的驱动源，实现与超燃冲压发动机原有其他系统很好的匹配。

2）冷却循环的评价指标与优化研究

结合冷却循环性能要求，借鉴热泵循环制热系数的提出，定义冷却系数的概念并推导得出其基本表达式。

建立冷却循环综合性能指标方程，在不同来流条件下，分析评价指标随热力特性参数和环境因素等变化规律，通过分析冷却循环性能提高幅度和性能极限，进一步揭示冷却循环提高超燃冲压发动机冷却效果的潜力。

给定设计条件和确定设计变量，设计构筑冷却循环流程结构，以冷却循环冷却系数作为优化目标函数组建优化模型，进行模拟分析和流程及参数综合优化；最后，通过独立变量或流程搜索变动，采用遗传算法等优化算法开展交叉迭代优化，获得最佳的冷却循环优化设计方案和参数。

3）有限低温热源冷却循环火用分析

综合考虑有限低温热源、热阻、热漏和循环内不可逆性等主要不可逆因素以及传热规律对循环性能的影响，建立冷却循环效率分析模型，并推导冷却循环冷却量、火用效率和冷却系数间的关系。

针对不同来流条件，利用数值算例分析各种不可逆损失对冷却循环性能的影响规律，给出确定冷却循环中不可逆火用损失的方法，从而减少可避免的火用损失，以循环火用效率为优化指标，进一步改进循环设计方案及参数和提高冷却循环的火用效率。

4）冷却循环对超燃冲压发动机性能的影响特性分析

首先，建立考虑真实燃气效应的超燃冲压发动机主循环模型，再建立考虑冷却循环和回热过程的超燃冲压发动机整体性能评估模型。

在不同飞行条件下，采用Thrustworkpotential性能评估方法，推导冷却循环热力参数与超燃冲压发动机性能参数如效率、比冲和耗油率等的关系式，分析冷却循环再冷深度等热力参数对超燃冲压发动机性能参数的影响规律，寻找到影响发动机性能主要原因。

从改进冷却循环热力过程及热力参数和回热度等方面，来进一步提高超燃冲压发动机整体性能。

5）冷却循环的试验对比研究

利用超燃冲压发动机冷却循环性能优化分析得到的系统特性参数和最佳的循环方案，构建超燃冲压发动机冷却循环原理性验证试验台，采用电加热试验系统。

在不同的加热条件下，验证超燃冲压发动机冷却循环的性能。

在相同的加热条件下，通过与再生冷却过程进行试验对比，进一步揭示和验证冷却循环提高冷却效果的潜力。

4.本项目的特色与创新之处

本项目首次独创性地提出了超燃冲压发动机新型冷却循环，循环的提出显著降低了冷却过程中的不可逆损失。

燃料经冷却循环完成吸放热和作功等过程，实现了燃料热沉能力的重复利用和冷却用燃料直接吸热量的降低，间接提高燃料的热沉能力，减少了冷却用燃料消耗，提高了整体冷却效果。

本项目研究具有积极的科学意义和实际的工程背景，最终为高超声速飞行器研究领域提供一项具有我国自主知识产权的新型冷却技术。

这一新型循环模式不但可以应用于超燃冲压发动机，也可以应用于低温热源有限的其它领域高温壁面主动冷却。

摘要400字：

超燃冲压发动机工作于极端的热物理条件下，其稳定运行强烈依赖于可靠的再生冷却系统。

燃料作为再生冷却唯一可用的冷却剂，其资源与其他航空发动机所用冷却空气相比将变得十分有限。

为了能够合理利用现有有限资源并最大程度上发挥燃料潜能，本项目首次独创性地提出了一种有限低温热源超燃冲压发动机新型冷却循环模式，通过间接提高燃料热沉能力，通过再冷过程实现深度冷却，减少了冷却用燃料消耗，增强了整体的冷却效果。

本项目的提出将有效缓解当前超燃冲压发动机冷却的困境，也将为超燃冲压发动机冷却乃至整个高超声速飞行器热防护研究提供新的思路。

本项目研究具有积极的科学意义和实际的工程背景，主要开展冷却循环的构型、循环性能分析及优化、评价指标及发动机性能影响分析和实验对比研究，以期成为高超声速飞行器研究领域一项具有我国自主知识产权的新型冷却技术。

冷却循环研究思路也可应用于低温热源有限的其它领域高温壁面主动冷却。

关键词：

超燃冲压发动机再生冷却冷却循环有限低温热源燃料热沉

5.年度研究计划及预期研究结果

（包括拟组织的重要学术交流活动、国际合作与交流计划等）

2008年确定可能的能量取出和转换方式，完成各种冷却循环构型的初步设计。

选定闭式冷却循环工质，建立冷却循环模型，计算不同来流条件下发动机所需冷却负荷，开展冷却循环一般性热力学分析研究。

定义并推导冷却系数的表达式，建立冷却循环综合性能指标方程，分析评价指标随热力特性参数和环境因素等变化规律。

确定设计条件和设计变量，建立以冷却系数作为优化目标函数的优化模型，进行模拟分析和流程及参数综合优化；开展冷却循环优化设计方案和参数研究。

2009年建立冷却循环火用效率分析模型，分析各种不可逆损失对冷却循环性能的影响规律，完成循环设计方案及参数的进一步优化。

建立考虑冷却循环和回热过程的超燃冲压发动机整体性能评估模型，获取冷却循环热力参数对超燃冲压发动机性能的影响规律。

2010年试验模拟超燃冲压发动机不同加热条件，开展冷却循环与再生冷却之间和不同冷却循环之间的试验对比研究。

分析试验得到的结果，与理论分析结果进行对比，通过理论计算和试验研究的结合，给出一套超燃冲压发动机冷却循环设计方法和评价体系。

二研究基础与工作条件

1.工作基础

本课题组承担了国防基础科研重点项目《超燃冲压发动机热防护结构的多场耦合及控制技术研究》、自然科学基金《超声速燃烧高热流壁面的局部热流自适应控制研究》（No.）和《高超推进新概念:

MHD-Arc-Ramjet联合循环》（No.50306003）的研究以及863项目《超燃冲压发动机总体方案研究》（2002AA723011，航天科工集团牵头），对超燃冲压发动机的热防护结构、高热流壁面的强化换热、发动机动力循环方面，以及发动机的控制系统和燃油供给系统部分的研究工作，已经积累了双模态超燃冲压发动机的模型结构、特性计算方法、计算数据和试验数据等大量相关的资料、数据和软件程序。

本课题组承担了863项目《磁等离子体化学发动机研究》（2002AA722105）和国防基础研究计划项目《超燃冲压发动机一体化非线性控制的微分几何方法》（No.J1400D001）。

课题组承担了航天科工集团《超燃冲压发动机试车台自动化改造》、《冲压发动机涡轮泵动态特性仿真》、《弹用发动机数字控制系统鲁棒性设计》项目。

2.工作条件

申请者是哈尔滨工业大学高超声速研究团队主要成员，学校已经投资建设超燃冲压发动机直联式试验台，本项目的部分试验可以在这一试验台上进行。

申请者参加了《超燃冲压发动机热防护结构的多场耦合及控制技术研究》、自然科学基金《超声速燃烧高热流壁面的局部热流自适应控制研究》、863项目《超燃冲压发动机控制系统和燃油供给系统》、航天科工集团《超燃冲压发动机直连式试验台自动化改造》项目，已经积累了超燃冲压发动机的模型结构、试验数据等大量相关的资料、数据，可用来验证和改进模型。

完成本项目需要高效快速的计算设备及性能可靠的应用软件。

目前已经具备一套中等性能的并行计算机系统和多台PC机，可以满足基本计算的要求。

有七套并行空气动力学计算软件FLUENT和MATLAB动态仿真系统，可用来进行系统建模和仿真计算。

3.申请人简历

（1）学历和研究工作简历

周伟星，1995年7月毕业于哈尔滨工业大学热能工程专业，同年9月在哈尔滨工程大学热能工程专业任教，2000年获哈尔滨工程大学热能工程专业工学硕士学位，2001年9月至2005年3月国家公派到莫斯科航空学院飞行器发动机系攻读副博士学位，2005年10月作为副教授留哈尔滨工业大学任教。

一直从事与热能工程相关的能源工程，换热器设计，发动机原理与结构方面的教学与科研。

参与研究九五国防预研课题“超速射小口径自动机原理及效力和力传递研究”；航天机电集团“固体火