超声速飞/推耦合系统的非线性行为与不可控问题研究
发布时间：2021-04-15 12:24
本课题的研究对象是以冲压发动机为动力装置的超声速乘波体飞行器。由于飞行器机身的气动力/气动热/结构弹性与吸气式推进系统工作状态之间存在相互作用关系,即形成了飞/推系统的强耦合问题。考虑到冲压发动机的进气道与燃烧室之间同样存在复杂的相互作用关系,故本课题侧重研讨冲压发动机的结构不稳定性,尤其是冲压发动机的行为属性突变给飞/推系统引入的特殊问题,并致力于解决1998年俄罗斯CIAM/美国NASA联合飞行试验事故暴露的不可控问题。针对CIAM/NASA联合飞行试验进气道不起动事故成因的分析,一方面展现出冲压发动机工作状态属性的非唯一性以及模态转换过程中显著的迟滞现象,另一方面暴露了一类“无法经由控制抵达期望工作模态与状态”的不可控问题。为给予此类不可控问题的存在根源以及应对方法一个确凿且全面的解答,本课题开展了如下几方面工作:首先,针对冲压发动机的结构不稳定性开展了机理模型的构建工作。依照系统工作状态属性的相似性,亚燃冲压发动机的工作状态被划分为3类工作模态,即,超燃模态、亚燃模态与不起动模态。介于3类工作模态之间存在4个模态转换临界条件构成了亚燃冲压发动机的蝴蝶型分岔集。在工作模态方程的基...
【文章来源】：哈尔滨工业大学黑龙江省 211工程院校 985工程院校
【文章页数】：159 页
【学位级别】：博士
【部分图文】：
美国NASP计划单级入轨飞行器X-30Fig.1-1Single-stage-to-orbit(SSTO)researchaircraftX-30oftheNASP
次飞行试验的任务剖面 (c) 第 3 次飞行试Hyper-X 计划的技术验证机 X-43A 与其飞行任务剖3A vehicle configuration and mission profiles in Hype两次飞行试验一方面创造了以空气喷气发动行速度记录，另一方面也重新点燃了学术界对动机或双模态超燃冲压发动机ο以及机身/推derο飞行器的研究热情 21 世纪初，与 Hyper-X 计划一样引人注目的实验室ξAir Force Research Laboratory，AFR验证机为 X-51A，其同样采用乘波体气动外HyTech 计划致力于研制的超燃冲压发动机采ermic hydrocarbon fuel，JP-7ο而非氢燃料 行马赫数范围要比 X-43A 低 比较 X-51A 与51A 进行的不是 10s 左右的短时间巡航飞行试动力加速爬升飞行试验，旨在实现由马赫 4.5 6 的目标
第 1 章 绪 论差强人意来形容 其中，仅第 1 次与第 4 次试验实现了乘波体飞行器的有动力飞行，但均未能加速至马赫 6 2010 年 5 月的第 1 次试验中，冲压发动机开始工作时飞行器的飞行马赫数为 4.74，发动机工作 143s 后飞行器仅加速至马赫4.87，其间飞/推系统达到的最大加速度为 0.18g 由此不难推断，科研人员于飞行试验前对飞/推系统加速能力的预估恐怕偏于理想 另外，第 1 次试验中，冲压发动机于 159.98s 出现了进气道不起动问题，后经发动机控制系统主动控制实现了再起动，但随后发动机与机身之间的热密封发生泄漏，高温燃气直接损坏了飞行器内部设备，由此致使飞行试验提前终止 时隔一年后，于 2011年 6 月进行的第 2 次试验在发动机点火过程中又一次出现了进气道不起动问题，但这一次未能经由控制实现进气道再起动，于是飞行试验不得已提前终止 而于 2012 年 8 月进行的第 3 次试验因尾翼故障致使飞行器坠毁 直到 2013年 5 月的最后一次飞行试验，助推器将 X-51A 加速到马赫 4.8 并与之分离后，飞行器实现了长达 210s 的有动力飞行，加速至马赫 5.1[21-23]
本文编号：3139333
【文章来源】：哈尔滨工业大学黑龙江省 211工程院校 985工程院校
【文章页数】：159 页
【学位级别】：博士
【部分图文】：
美国NASP计划单级入轨飞行器X-30Fig.1-1Single-stage-to-orbit(SSTO)researchaircraftX-30oftheNASP
次飞行试验的任务剖面 (c) 第 3 次飞行试Hyper-X 计划的技术验证机 X-43A 与其飞行任务剖3A vehicle configuration and mission profiles in Hype两次飞行试验一方面创造了以空气喷气发动行速度记录，另一方面也重新点燃了学术界对动机或双模态超燃冲压发动机ο以及机身/推derο飞行器的研究热情 21 世纪初，与 Hyper-X 计划一样引人注目的实验室ξAir Force Research Laboratory，AFR验证机为 X-51A，其同样采用乘波体气动外HyTech 计划致力于研制的超燃冲压发动机采ermic hydrocarbon fuel，JP-7ο而非氢燃料 行马赫数范围要比 X-43A 低 比较 X-51A 与51A 进行的不是 10s 左右的短时间巡航飞行试动力加速爬升飞行试验，旨在实现由马赫 4.5 6 的目标
第 1 章 绪 论差强人意来形容 其中，仅第 1 次与第 4 次试验实现了乘波体飞行器的有动力飞行，但均未能加速至马赫 6 2010 年 5 月的第 1 次试验中，冲压发动机开始工作时飞行器的飞行马赫数为 4.74，发动机工作 143s 后飞行器仅加速至马赫4.87，其间飞/推系统达到的最大加速度为 0.18g 由此不难推断，科研人员于飞行试验前对飞/推系统加速能力的预估恐怕偏于理想 另外，第 1 次试验中，冲压发动机于 159.98s 出现了进气道不起动问题，后经发动机控制系统主动控制实现了再起动，但随后发动机与机身之间的热密封发生泄漏，高温燃气直接损坏了飞行器内部设备，由此致使飞行试验提前终止 时隔一年后，于 2011年 6 月进行的第 2 次试验在发动机点火过程中又一次出现了进气道不起动问题，但这一次未能经由控制实现进气道再起动，于是飞行试验不得已提前终止 而于 2012 年 8 月进行的第 3 次试验因尾翼故障致使飞行器坠毁 直到 2013年 5 月的最后一次飞行试验，助推器将 X-51A 加速到马赫 4.8 并与之分离后，飞行器实现了长达 210s 的有动力飞行，加速至马赫 5.1[21-23]
本文编号：3139333
本文链接：https://www.wllwen.com/kejilunwen/hangkongsky/3139333.html
