空氣渦輪火箭發(fā)動(dòng)機(jī)(ATR)具有飛行包線寬廣,比沖、比推較高,自啟動(dòng)性能好的優(yōu)點(diǎn),因而被視為未來(lái)臨近空間飛行器的合適動(dòng)力裝置。為了能夠快速、準(zhǔn)確地模擬ATR發(fā)動(dòng)機(jī)加速過(guò)程,從而改善ATR發(fā)動(dòng)機(jī)加速性能、并實(shí)現(xiàn)其動(dòng)態(tài)過(guò)程調(diào)控、控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)整定,本文對(duì)ATR發(fā)動(dòng)機(jī)加速過(guò)程建模仿真展開(kāi)了研究,主要研究?jī)?nèi)容如下:首先建立了ATR發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部進(jìn)氣道、壓氣機(jī)、燃?xì)獍l(fā)生器、渦輪、燃燒室、尾噴管等部件性能計(jì)算模型,模型中考慮了工質(zhì)變比熱過(guò)程,使用基于吉布斯最小自由能理論的化學(xué)平衡方法計(jì)算燃?xì)獍l(fā)生器和燃燒室內(nèi)燃燒產(chǎn)物,應(yīng)用容積法搭建了ATR發(fā)動(dòng)機(jī)加速模型,對(duì)模型應(yīng)用的閉環(huán)PI控制器控制參數(shù)進(jìn)行了分析和優(yōu)化。結(jié)果表明,該模型能夠無(wú)迭代地模擬ATR發(fā)動(dòng)機(jī)加速過(guò)程,實(shí)現(xiàn)了快速準(zhǔn)確地獲取發(fā)動(dòng)機(jī)加速性能;同時(shí)當(dāng)各部件特性給定時(shí),模型加速性能僅受PI控制器控制參數(shù)K_p和K_i影響。過(guò)大的K_p、K_i會(huì)使得加速初期發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速快速提高;但壓氣機(jī)工作點(diǎn)也會(huì)逼近喘振邊界,令壓氣機(jī)更易喘振;轉(zhuǎn)速超調(diào)量也會(huì)增大,轉(zhuǎn)速的反復(fù)震蕩使得發(fā)動(dòng)機(jī)具有較差的...

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【學(xué)位級(jí)別】：碩士

【部分圖文】：

圖1.1ATR發(fā)動(dòng)機(jī)工作原理

空間持續(xù)工作的能力，能在高空高速巡航。而現(xiàn)有的沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)、火箭發(fā)動(dòng)機(jī)、燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)都不能完全滿足上述需求，因此必須開(kāi)發(fā)一種更加優(yōu)秀高效的推進(jìn)系統(tǒng)。空氣渦輪火箭發(fā)動(dòng)機(jī)（AirTurboRocket，簡(jiǎn)稱ATR）是一種吸氣式的組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)，其基本工作原理如圖1.1所示：在燃?xì)獍l(fā)生....

圖1.2GasTurb建模界面

空氣渦輪火箭發(fā)動(dòng)機(jī)富燃工質(zhì)物性簡(jiǎn)化建模及加速過(guò)程仿真研究4解發(fā)動(dòng)機(jī)一階非線性常微分方程組的方法供用戶選用：二階龍格-庫(kù)塔方法、四階龍格-庫(kù)塔方法、Adams預(yù)測(cè)-校正方法和Gear方法。自1975年起，美國(guó)海軍與NASALewis研究中心合作開(kāi)發(fā)了可計(jì)算多種構(gòu)型發(fā)動(dòng)機(jī)性能的NNE....

圖1.3GSP建模界面

空氣渦輪火箭發(fā)動(dòng)機(jī)富燃工質(zhì)物性簡(jiǎn)化建模及加速過(guò)程仿真研究4解發(fā)動(dòng)機(jī)一階非線性常微分方程組的方法供用戶選用：二階龍格-庫(kù)塔方法、四階龍格-庫(kù)塔方法、Adams預(yù)測(cè)-校正方法和Gear方法。自1975年起，美國(guó)海軍與NASALewis研究中心合作開(kāi)發(fā)了可計(jì)算多種構(gòu)型發(fā)動(dòng)機(jī)性能的NNE....

圖1.4單軸燃?xì)廨啓C(jī)性能計(jì)算模型

第1章引言92006年S.M.Camporeale等[48]利用Matlab-Simulink環(huán)境中的RealTimeWorkshop工具箱建立了基于容積效應(yīng)的燃?xì)廨啓C(jī)實(shí)時(shí)模型，其結(jié)構(gòu)如圖1.4：圖1.4單軸燃?xì)廨啓C(jī)性能計(jì)算模型Figure1.4Simplifiedschemeo....

本文編號(hào)：3928947