CN112231903A

CN112231903A - 基于遗传算法的圆形超燃燃烧室多目标优化设计方案

Info

Publication number: CN112231903A
Application number: CN202011089262.1A
Authority: CN
Inventors: 郝夏杰; 宋文艳; 明鑫; 邓建志
Original assignee: Northwestern Polytechnical University
Current assignee: Northwestern Polytechnical University
Priority date: 2020-10-13
Filing date: 2020-10-13
Publication date: 2021-01-15

Abstract

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。

Description

基于遗传算法的圆形超燃燃烧室多目标优化设计方案

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。

2)、提出了拥挤度和拥挤度比较算子，代替需要指定共享半径的适应度共享策略。并在快速排序后的同级比较中作为胜出标准。使准pareto解中的个体能扩展到整个pareto域中，并均匀分布，保持了种群的多样性。

3)、引入精英策略，扩大采样空间。将父代种群和子代种群合并，保证优良个体能够留存下来。

NSGA-Ⅱ算法步骤如下：

1)、首先随机产生数量为n的初始种群，然后对其进行非支配型排序。接下来，就是常规的选择，交叉，变异操作产生第一代子代种群。

2)、然后，从第二代开始，将父代和子代合并。然后对其进行快速非支配型排序，同时计算每个非支配层的个体进行拥挤度的计算。然后根据非支配关系和拥挤度来选择合适的个体组成新的父代种群。最后通过再通过选择，交叉，变异产生子代。

3)、接下来，重复第二步。

对于超燃燃烧室的多目标优化问题，浙江大学朱美军等人针对横向喷射的圆截面凹腔超燃燃烧室进行了两目标优化设计，首先采用正交试验四水平三因素设计方法对设计参数(燃烧室凹腔构型参数包括凹腔深度、凹腔长度与后壁倾角)进行了试验点设计，然后针对每组设计参数对应的的燃烧室构型进行CFD数值模拟，得到目标函数值(包括燃烧效率和总压恢复系数)，然后构建目标函数与设计参数的模型并进行优化最后得到Pareto前沿面，随机选取Pareto前沿面上的优化点并进行数值模拟分析，判断优化结果是否收敛；若收敛，优化流程结束；若不收敛，将选取的优化点加入到样本数据，返回重新构建代理模型并优化，直到达到所需的收敛精度要求。

国防科技大学罗世彬等人针对碳氢燃料超音速燃烧室相关模型进行了部分构型参数单目标优化，优化目标函数为比冲，以第一燃烧室、第二燃烧室和燃烧室扩张段的长度和扩张角为设计优化变量。

然而，大尺寸圆截面超燃燃烧室的设计理论还很不完善，尤其是加装支板稳焰+喷油结构的大尺寸圆截面超燃燃烧室的设计方案更是没有相关研究，同时大部分燃烧室的构型参数的确定还需要依靠经验参数以及经验公式，考虑到设计的燃烧室的最终性能参数较多，包括燃烧效率，总压恢复系数，以及壁面热流等需要多目标约束的考虑。

因此，为切实提高发动机性能，有必要针对大流量超燃燃烧室的壁面热载荷和燃油喷射与空气掺混等问题提出一种新型燃烧室构型，同时对影响燃烧室性能的主要构型参数进行基于智能算法的优化设计。本发明以本发明人初步设计的15kg/s大流量超燃燃烧室为待优化的燃烧室模型，对燃烧室主要的几何参数进行多目标优化，对燃烧室内部支板构型和供油方案进行多目标优化，最终得出满足性能参数要求的燃烧室方案。

发明内容

为解决上述问题，本发明提出基于遗传算法的圆形超燃燃烧室多目标优化设计方案，针对大流量超燃冲压发动机圆截面燃烧室壁面喷射穿透深度小而导致的燃料混合、燃烧效率低，以及壁面热载荷过高的问题，提出了一种超音速圆截面燃烧室+支板喷射技术实现方式，并开展了超燃冲压发动机圆截面燃烧室和支板构型设计研究。此发明为今后大流量圆截面流道的低壁面热载荷超燃燃烧室设计方案提供一种参考。同时，本发明针对本发明初步设计的大尺寸超燃冲压发动机圆截面燃烧室+支板供油喷射技术实现方式，基于智能优化算法即NSGA-Ⅱ算法，给出了圆截面超燃燃烧室和支板构型以及支板供油方式的多目标优化设计流程与技术方案。此发明为今后大流量圆截面流道的低壁面热载荷超燃燃烧室+支板供油喷射技术设计方案提供一种参考和必要的补充。

本发明解决其技术问题所采用的技术方案是：提出了一种超燃冲压发动机三维圆形截面燃烧室，包括：在圆截面超燃燃烧室隔离段，为等直的正圆柱体，隔离段出口前缘加装三支板，并呈对称周向分布，各支板之间夹角为120度，支板为顶、底两面积不同的五棱柱构型，在支板的尾端侧面设置有左右各一的喷油孔形成燃油喷注段，共计3组燃油喷孔，供航空煤油垂直于来流方向喷射，支板尾部和扩张段之间的部分为火焰稳定段，后面为燃烧室扩张段，扩张段为顶、底面积不同的正圆台构型。

进一步地，所述的超音速燃烧室模型采用后倾角17度的支板为顶、底两面积不同的五棱柱构型构造三支板。

进一步地，所述的超音速燃烧室模型将大流量圆截面超燃燃烧室同支板喷射煤油结合起来，远离壁面喷射燃油的效果就是大大降低了燃烧室壁面热载荷，支板后部台阶区域能促进进口空气与燃油空气混合产生回流区，提高了燃油与空气的掺混效率，支板的五棱柱构型对来流空气的阻塞效应降低到最小。

进一步地，所述的超音速燃烧室模型相对而言加工难度较小，可实现程度高，未来的使用过程支板作为消耗品可以进行更换，且支板更换方便，加工难度较低。

进一步地，所述的超音速燃烧室模型多目标优化方案，针对初始燃烧室构型，但不包含支板结构，仅包含隔离段长度，扩张段长度，扩张段扩张角三个结构参数，首先给出三个参数的变化区间，在区间内针对每个参数分别基于均匀实验方案取8个离散数据，然后组成8组燃烧室构型参数，利用超燃燃烧室一维计算程序得到8组初步的燃烧室性能参数，包括燃烧效率，总压恢复系数，燃烧室壁面热流；燃烧室设计变量基准值和变化范围如下表1所示；8组均匀实验设计方案U₈(8⁴)如表2所示；

表1

设计变量	设计变量描述	基准值	变化范围
				L<sub>iso</sub>	燃烧室隔离段长度	1400mm	±50
L<sub>e</sub>	燃烧室扩张段长度	1250mm	±30
				θ<sub>e</sub>	燃烧室扩张段扩张角	1.5°	±0.2°

表2

进一步地，所述的超音速燃烧室模型多目标优化方案，基于上述均匀实验设计结果，依据表3燃烧室进口参数，进行燃烧室一维计算，得到各组燃烧室的相关性能参数，然后得到燃烧室设计变量(隔离段长度，扩张段长度，扩张角)和燃烧室性能参数(总压恢复系数，燃烧效率，壁面热流)的二阶响应面曲线(RSM)，以表4为燃烧室性能参数的目标函数，带入自编的基于NSGA-Ⅱ算法的燃烧室多目标优化程序中，可以得到多组pareto最优解；数学表达式为：

Maximize(目标函数):{η_t，σ，T_max}

Subject to(约束条件):

L_iso，

L_e，

θ_e，

Where(设计变量取值范围):L_iso，L_e，θ_e

备注：设计变量取值范围和约束条件数学意义上是一致的，因此可以将设计变量的取值统一规定为约束条件范围。

表3

表4

进一步地，所述的超音速燃烧室模型多目标优化方案，基于上述得到的多组pareto最优解，选出2组最满足表4的燃烧室性能参数的燃烧室构型方案，得到超燃燃烧室外部燃烧室初步优化结果；

进一步地，所述的超音速燃烧室模型多目标优化方案，基于上述得到的超燃燃烧室初步优化结果，为了针对支板尺寸构型继续进行总压恢复系数、燃烧效率、壁面热流的三目标优化，需要确定支板的均匀实验方案；如表5所示为支板尺寸初始构型以及变化范围，依然选取混合水平均匀设计表U₈(8⁴)确定支板实验方案，均匀实验方案如表6所示：

表5

设计变量	设计变量描述	基准值	变化范围
				θ<sub>s</sub>	支板扩张角	17°	±2
L<sub>sl</sub>	支板长度	200mm	±10

表6

进一步地，所述的超音速燃烧室模型多目标优化方案，基于上述支板结构参数的均匀实验设计结果，需要将三支板结构加装于外燃烧室中，将支板和上述优化后的外燃烧室相结合，得到总燃烧室结构，总燃烧室依然依据表3给定的燃烧室进口参数，利用三维软件CFD进行总燃烧室三维计算，得到基于支板均匀实验设计方案的总燃烧室的8组相关性能参数，然后得到总燃烧室设计变量(隔离段长度，扩张段长度，扩张角)和燃烧室性能参数(总压恢复系数，燃烧效率，壁面热流)的二阶响应面曲线(RSM)，以表4为总燃烧室性能参数的目标函数，带入自编的基于NSGA-Ⅱ算法的燃烧室多目标优化程序中，可以得到多组总燃烧室的pareto最优解；数学表达式为：

Maximize(目标函数):{η_t，σ，T_max}

Subject to(约束条件):

θ_s，

L_sl，

Where(设计变量取值范围):L_sl，θ_s

进一步地，所述的超音速燃烧室模型多目标优化方案，基于上述总燃烧室的多组pareto最优解，选出2组最满足表4的燃烧室性能参数的燃烧室构型方案，得到超燃燃烧室最终优化结果。

与现有技术相比，本发明的有益效果是：所述的超音速燃烧室模型能够实现模拟等动压轨道飞行马赫数4～6状态下来流条件，基于智能算法的多目标优化过程能同时满足燃烧室高燃烧效率、高总压恢复系数、低壁面热载荷等多项性能要求，同时燃烧室的可重复使用性、安全性、燃油掺混效率更高。

附图说明

图1为超燃燃烧室正三等测图；

图2为超燃燃烧室左视图；

图3为超燃燃烧室右视图；

图4为支板俯视图；

图5为支板后视图；

图6为支板右视图；

图7为支板正三等测图；

图8为支板左视图；

图9为超燃燃烧室多目标优化流程图。

图中：1、燃烧室等直隔离段；2、燃烧室支板；3、燃烧室扩张段；4、燃烧室隔离段进口；5、燃烧室隔离段出口；6、燃烧室扩张段出口；7、燃烧室支板迎风面；8、燃烧室支板背风端；9、燃烧室支板底部；10、燃烧室支板顶部；11、喷油孔。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明进行详细说明。

如图1-图9所示，本发明提供了基于遗传算法的圆形超燃燃烧室多目标优化设计方案，包括圆截面超燃燃烧室的初始构型，燃烧室等直隔离段1；燃烧室支板2；燃烧室扩张段3；燃烧室隔离段进口4；燃烧室隔离段出口5；燃烧室扩张段出口6；燃烧室支板迎风面7；燃烧室支板背风端8；燃烧室支板底部9；燃烧室支板顶部10；喷油孔11，燃烧室隔离段1为等直圆柱体设计，总长度初始值为1400mm，直径为恒定值250mm；隔离段出口5前端位于隔离段1内沿周向对称夹角120°均匀分布三个燃烧室支板2，三支板构型使得空气能与燃油混合更加充分，燃烧流场更加均匀，燃烧室支板2在每个支板的侧面尾端正中心设置有左右各一的喷油孔11，这样的喷油位置设计使得燃烧集中在主燃烧室几何中心的大部分区域而非仅仅集中在主燃烧室壁面处，从而降低了主燃烧室壁面热载荷，提高了燃烧室空间利用率以及燃烧效率；燃烧室支板2的构型在支板迎风面7采用向后倾斜17°的结构设计，这样能够有效降低支板迎风面7所遇到的迎风阻力，提高主燃烧室总压恢复系数；燃烧室支板背风端8采用较宽的台阶式构型，目的是使空气和航空煤油在支板背风端8能够良好混合，形成稳定的回流区，提高空气与燃油的掺混效率，从而提高燃烧稳定性以及燃烧效率。燃烧室扩张段3和燃烧室隔离段1相连，燃烧室扩张段3为扩张角1.5°左右的圆台，扩张流道的设计有效避免了热拥塞，降低了燃烧的不稳定性，燃烧室支板背风端8位于燃烧室隔离段出口5前端并与燃烧室隔离段出口5距离为40mm。

还包括圆截面超燃燃烧室多目标优化流程；首先针对外燃烧室的多目标优化，外燃烧室，其设计参数仅包含隔离段长度Liso、扩张段长度Le、扩张段扩张角θe，给出这三个设计参数的变化区间，在区间内针对每个参数分别基于均匀实验方案U8(84)取8个离散数据，然后组成8组外燃烧室设计参数。利用该均匀实验设计结果，以及给定的燃烧室进口参数，利用超燃燃烧室一维计算程序得到8组初步的外燃烧室性能参数，包括燃烧效率，总压恢复系数，燃烧室壁面热流，然后得到燃烧室设计参数(隔离段长度，扩张段长度，扩张角)和燃烧室性能参数(总压恢复系数，燃烧效率，壁面热流)的二阶响应面曲线(RSM)，以给定的燃烧室性能指标为目标函数，带入自编的基于NSGA-Ⅱ算法的燃烧室多目标优化程序中，可以得到多组外燃烧室pareto最优解，利用多组外燃烧室pareto最优解，选出2组最满足给定的燃烧室性能指标的外燃烧室构型方案，得到超燃燃烧室外燃烧室初步优化结果。

接下来开展针对加装支板(总燃烧室)总压恢复系数、燃烧效率、壁面热流的三目标优化，给出支板参数包括支板扩张角θs、支板长度Lsl的变化范围，确定了支板的均匀实验方案U8(84)；利用支板结构参数的8组均匀实验设计结果，将8组支板设计参数和优化后的外燃烧室相结合，得到8组总燃烧室结构，总燃烧室依然依据给定的燃烧室进口参数，利用三维软件CFD进行总燃烧室三维计算，得到基于支板均匀实验方案的8组总燃烧室的相关性能参数，然后得到总燃烧室设计变量(隔离段长度，扩张段长度，扩张角)和燃烧室性能参数(总压恢复系数，燃烧效率，壁面热流)的二阶响应面曲线(RSM)，以给定的总燃烧室性能指标为目标函数，带入自编的基于NSGA-Ⅱ算法的燃烧室多目标优化程序中，可以得到多组总燃烧室pareto最优解；利用多组pareto最优解，选出2组最满足给定的燃烧室性能参数的燃烧室构型方案，得到超燃燃烧室最终优化结果。

以上所述仅为本发明的实例设计与计算以及优化流程结果，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员可以进行相关优化设计，凡在本发明的精神和原则之内，进行的任何修改和等同替换、改进等，均应在本发明的保护范围之内。

Claims

1.基于遗传算法的圆形超燃燃烧室多目标优化设计方案，其特征在于：首先给出了圆截面超燃燃烧室的初始构型，其初始构型包括燃烧室等直隔离段(1)、燃烧室支板(2)、燃烧室扩张段(3)，其特征在于：主燃烧室包括燃烧室隔离段进口(4)、燃烧室隔离段出口(5)、燃烧室扩张段出口(6)；燃烧室隔离段(1)为等直圆柱体设计，总长度初始值为1400mm，直径为恒定值250mm；隔离段出口(5)前端位于隔离段(1)内沿周向对称夹角120°均匀分布三个燃烧室支板(2)，三支板构型使得空气能与燃油混合更加充分，燃烧流场更加均匀。

2.根据权利要求1所述的基于遗传算法的圆形超燃燃烧室多目标优化设计方案，其特征在于：所述的燃烧室支板(2)在每个支板的侧面尾端正中心设置有左右各一的喷油孔(11)，这样的喷油位置设计使得燃烧集中在主燃烧室几何中心的大部分区域而非仅仅集中在主燃烧室壁面处，从而降低了主燃烧室壁面热载荷，提高了燃烧室空间利用率以及燃烧效率；燃烧室支板(2)的构型在支板迎风面(7)采用向后倾斜17°的结构设计，这样能够有效降低支板迎风面(7)所遇到的迎风阻力，提高主燃烧室总压恢复系数；燃烧室支板背风端(8)采用较宽的台阶式构型，目的是使空气和航空煤油在支板背风端(8)能够良好混合，形成稳定的回流区，提高空气与燃油的掺混效率，从而提高燃烧稳定性以及燃烧效率。

3.根据权利要求1所述的基于遗传算法的圆形超燃燃烧室多目标优化设计方案，其特征在于：燃烧室扩张段(3)和燃烧室隔离段(1)相连，燃烧室扩张段(3)为扩张角1.5°左右的圆台，扩张流道的设计有效避免了热拥塞，降低了燃烧的不稳定性，燃烧室支板背风端(8)位于燃烧室隔离段出口(5)前端并距离燃烧室隔离段出口(5)40mm。

4.根据权利要求1所述的基于遗传算法的圆形超燃燃烧室多目标优化设计方案，其特征在于：不包含支板结构(2)的燃烧室构型，称之为外燃烧室；那么其设计参数仅包含隔离段长度Liso、扩张段长度Le、扩张段扩张角θe；针对外燃烧室的多目标优化，首先给出这三个设计参数的变化区间，在区间内针对每个参数分别基于均匀实验方案U8(84)取8个离散数据，然后组成8组外燃烧室设计参数。

5.根据权利要求4所述的基于遗传算法的圆形超燃燃烧室多目标优化设计方案，其特征在于：由上述给出的均匀实验设计结果，以及给定的燃烧室进口参数，利用超燃燃烧室一维计算程序得到8组初步的外燃烧室性能参数，包括燃烧效率，总压恢复系数，燃烧室壁面热流，然后得到燃烧室设计参数(隔离段长度，扩张段长度，扩张角)和燃烧室性能参数(总压恢复系数，燃烧效率，壁面热流)的二阶响应面曲线(RSM)，以给定的燃烧室性能指标为目标函数，带入自编的基于NSGA-Ⅱ算法的燃烧室多目标优化程序中，可以得到多组外燃烧室pareto最优解。

6.根据权利要求5所述的基于遗传算法的圆形超燃燃烧室多目标优化设计方案，其特征在于：由上述给出的多组外燃烧室pareto最优解，选出2组最满足给定的燃烧室性能指标的外燃烧室构型方案，得到超燃燃烧室外燃烧室初步优化结果。

7.根据权利要求6所述的基于遗传算法的圆形超燃燃烧室多目标优化设计方案，其特征在于：由上述给出的超燃燃烧室外燃烧室初步优化结果，开展针对加装支板(总燃烧室)总压恢复系数、燃烧效率、壁面热流的三目标优化，以权利要求1中所述的的初始支板为基准，并给出支板参数包括支板扩张角θs、支板长度Lsl的变化范围，确定了支板的均匀实验方案U8(84)。

8.根据权利要求7所述的基于遗传算法的圆形超燃燃烧室多目标优化设计方案，其特征在于：由上述给出的关于支板结构参数的8组均匀实验设计结果，将8组支板设计参数和根据权利要求6给出的优化后的外燃烧室相结合，得到8组总燃烧室结构，总燃烧室依然依据给定的燃烧室进口参数，利用三维软件CFD进行总燃烧室三维计算，得到基于支板均匀实验方案的8组总燃烧室的相关性能参数，然后得到总燃烧室设计变量(隔离段长度，扩张段长度，扩张角)和燃烧室性能参数(总压恢复系数，燃烧效率，壁面热流)的二阶响应面曲线(RSM)，以给定的总燃烧室性能指标为目标函数，带入自编的基于NSGA-Ⅱ算法的燃烧室多目标优化程序中，可以得到多组总燃烧室pareto最优解。

9.根据权利要求8所述的基于遗传算法的圆形超燃燃烧室多目标优化设计方案，其特征在于：由上述给出的多组pareto最优解，选出2组最满足给定的燃烧室性能参数的燃烧室构型方案，得到超燃燃烧室最终优化结果。