發(fā)布時間：2021-04-15 12:24

　　本課題的研究對象是以沖壓發(fā)動機為動力裝置的超聲速乘波體飛行器。由于飛行器機身的氣動力/氣動熱/結構彈性與吸氣式推進系統(tǒng)工作狀態(tài)之間存在相互作用關系,即形成了飛/推系統(tǒng)的強耦合問題�？紤]到沖壓發(fā)動機的進氣道與燃燒室之間同樣存在復雜的相互作用關系,故本課題側重研討沖壓發(fā)動機的結構不穩(wěn)定性,尤其是沖壓發(fā)動機的行為屬性突變給飛/推系統(tǒng)引入的特殊問題,并致力于解決1998年俄羅斯CIAM/美國NASA聯(lián)合飛行試驗事故暴露的不可控問題。針對CIAM/NASA聯(lián)合飛行試驗進氣道不起動事故成因的分析,一方面展現(xiàn)出沖壓發(fā)動機工作狀態(tài)屬性的非唯一性以及模態(tài)轉換過程中顯著的遲滯現(xiàn)象,另一方面暴露了一類“無法經由控制抵達期望工作模態(tài)與狀態(tài)”的不可控問題。為給予此類不可控問題的存在根源以及應對方法一個確鑿且全面的解答,本課題開展了如下幾方面工作:首先,針對沖壓發(fā)動機的結構不穩(wěn)定性開展了機理模型的構建工作。依照系統(tǒng)工作狀態(tài)屬性的相似性,亞燃沖壓發(fā)動機的工作狀態(tài)被劃分為3類工作模態(tài),即,超燃模態(tài)、亞燃模態(tài)與不起動模態(tài)。介于3類工作模態(tài)之間存在4個模態(tài)轉換臨界條件構成了亞燃沖壓發(fā)動機的蝴蝶型分岔集。在工作模態(tài)方程的基... 

【文章來源】：哈爾濱工業(yè)大學黑龍江省 211工程院校 985工程院校

【文章頁數】：159 頁

【學位級別】：博士

【部分圖文】：

美國NASP計劃單級入軌飛行器X-30Fig.1-1Single-stage-to-orbit(SSTO)researchaircraftX-30oftheNASP

次飛行試驗的任務剖面 (c) 第 3 次飛行試Hyper-X 計劃的技術驗證機 X-43A 與其飛行任務剖3A vehicle configuration and mission profiles in Hype兩次飛行試驗一方面創(chuàng)造了以空氣噴氣發(fā)動行速度記錄，另一方面也重新點燃了學術界對動機或雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機ο以及機身/推derο飛行器的研究熱情 21 世紀初，與 Hyper-X 計劃一樣引人注目的實驗室ξAir Force Research Laboratory，AFR驗證機為 X-51A，其同樣采用乘波體氣動外HyTech 計劃致力于研制的超燃沖壓發(fā)動機采ermic hydrocarbon fuel，JP-7ο而非氫燃料 行馬赫數范圍要比 X-43A 低 比較 X-51A 與51A 進行的不是 10s 左右的短時間巡航飛行試動力加速爬升飛行試驗，旨在實現(xiàn)由馬赫 4.5 6 的目標

第 1 章 緒 論差強人意來形容 其中，僅第 1 次與第 4 次試驗實現(xiàn)了乘波體飛行器的有動力飛行，但均未能加速至馬赫 6 2010 年 5 月的第 1 次試驗中，沖壓發(fā)動機開始工作時飛行器的飛行馬赫數為 4.74，發(fā)動機工作 143s 后飛行器僅加速至馬赫4.87，其間飛/推系統(tǒng)達到的最大加速度為 0.18g 由此不難推斷，科研人員于飛行試驗前對飛/推系統(tǒng)加速能力的預估恐怕偏于理想 另外，第 1 次試驗中，沖壓發(fā)動機于 159.98s 出現(xiàn)了進氣道不起動問題，后經發(fā)動機控制系統(tǒng)主動控制實現(xiàn)了再起動，但隨后發(fā)動機與機身之間的熱密封發(fā)生泄漏，高溫燃氣直接損壞了飛行器內部設備，由此致使飛行試驗提前終止 時隔一年后，于 2011年 6 月進行的第 2 次試驗在發(fā)動機點火過程中又一次出現(xiàn)了進氣道不起動問題，但這一次未能經由控制實現(xiàn)進氣道再起動，于是飛行試驗不得已提前終止 而于 2012 年 8 月進行的第 3 次試驗因尾翼故障致使飛行器墜毀 直到 2013年 5 月的最后一次飛行試驗，助推器將 X-51A 加速到馬赫 4.8 并與之分離后，飛行器實現(xiàn)了長達 210s 的有動力飛行，加速至馬赫 5.1[21-23]


本文編號：3139333