本課題的研究對(duì)象是以沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)為動(dòng)力裝置的超聲速乘波體飛行器。由于飛行器機(jī)身的氣動(dòng)力/氣動(dòng)熱/結(jié)構(gòu)彈性與吸氣式推進(jìn)系統(tǒng)工作狀態(tài)之間存在相互作用關(guān)系,即形成了飛/推系統(tǒng)的強(qiáng)耦合問(wèn)題�？紤]到?jīng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)的進(jìn)氣道與燃燒室之間同樣存在復(fù)雜的相互作用關(guān)系,故本課題側(cè)重研討沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的結(jié)構(gòu)不穩(wěn)定性,尤其是沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的行為屬性突變給飛/推系統(tǒng)引入的特殊問(wèn)題,并致力于解決1998年俄羅斯CIAM/美國(guó)NASA聯(lián)合飛行試驗(yàn)事故暴露的不可控問(wèn)題。針對(duì)CIAM/NASA聯(lián)合飛行試驗(yàn)進(jìn)氣道不起動(dòng)事故成因的分析,一方面展現(xiàn)出沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)屬性的非唯一性以及模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程中顯著的遲滯現(xiàn)象,另一方面暴露了一類“無(wú)法經(jīng)由控制抵達(dá)期望工作模態(tài)與狀態(tài)”的不可控問(wèn)題。為給予此類不可控問(wèn)題的存在根源以及應(yīng)對(duì)方法一個(gè)確鑿且全面的解答,本課題開(kāi)展了如下幾方面工作:首先,針對(duì)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的結(jié)構(gòu)不穩(wěn)定性開(kāi)展了機(jī)理模型的構(gòu)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(dòng)機(jī)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(dòng)模態(tài)。介于3類工作模態(tài)之間存在4個(gè)模態(tài)轉(zhuǎn)換臨界條件構(gòu)成了亞燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的蝴蝶型分岔集。在工作模態(tài)方程的基... 

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

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【學(xué)位級(jí)別】：博士

【部分圖文】：

美國(guó)NASP計(jì)劃單級(jí)入軌飛行器X-30Fig.1-1Single-stage-to-orbit(SSTO)researchaircraftX-30oftheNASP

次飛行試驗(yàn)的任務(wù)剖面 (c) 第 3 次飛行試Hyper-X 計(jì)劃的技術(shù)驗(yàn)證機(jī) X-43A 與其飛行任務(wù)剖3A vehicle configuration and mission profiles in Hype兩次飛行試驗(yàn)一方面創(chuàng)造了以空氣噴氣發(fā)動(dòng)行速度記錄，另一方面也重新點(diǎn)燃了學(xué)術(shù)界對(duì)動(dòng)機(jī)或雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)ο以及機(jī)身/推derο飛行器的研究熱情 21 世紀(jì)初，與 Hyper-X 計(jì)劃一樣引人注目的實(shí)驗(yàn)室ξAir Force Research Laboratory，AFR驗(yàn)證機(jī)為 X-51A，其同樣采用乘波體氣動(dòng)外HyTech 計(jì)劃致力于研制的超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)采ermic hydrocarbon fuel，JP-7ο而非氫燃料 行馬赫數(shù)范圍要比 X-43A 低 比較 X-51A 與51A 進(jìn)行的不是 10s 左右的短時(shí)間巡航飛行試動(dòng)力加速爬升飛行試驗(yàn)，旨在實(shí)現(xiàn)由馬赫 4.5 6 的目標(biāo)

第 1 章 緒 論差強(qiáng)人意來(lái)形容 其中，僅第 1 次與第 4 次試驗(yàn)實(shí)現(xiàn)了乘波體飛行器的有動(dòng)力飛行，但均未能加速至馬赫 6 2010 年 5 月的第 1 次試驗(yàn)中，沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)開(kāi)始工作時(shí)飛行器的飛行馬赫數(shù)為 4.74，發(fā)動(dòng)機(jī)工作 143s 后飛行器僅加速至馬赫4.87，其間飛/推系統(tǒng)達(dá)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(yàn)前對(duì)飛/推系統(tǒng)加速能力的預(yù)估恐怕偏于理想 另外，第 1 次試驗(yàn)中，沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)于 159.98s 出現(xiàn)了進(jìn)氣道不起動(dòng)問(wèn)題，后經(jīng)發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)主動(dòng)控制實(shí)現(xiàn)了再起動(dòng)，但隨后發(fā)動(dòng)機(jī)與機(jī)身之間的熱密封發(fā)生泄漏，高溫燃?xì)庵苯訐p壞了飛行器內(nèi)部設(shè)備，由此致使飛行試驗(yàn)提前終止 時(shí)隔一年后，于 2011年 6 月進(jìn)行的第 2 次試驗(yàn)在發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火過(guò)程中又一次出現(xiàn)了進(jìn)氣道不起動(dòng)問(wèn)題，但這一次未能經(jīng)由控制實(shí)現(xiàn)進(jìn)氣道再起動(dòng)，于是飛行試驗(yàn)不得已提前終止 而于 2012 年 8 月進(jìn)行的第 3 次試驗(yàn)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(yàn)，助推器將 X-51A 加速到馬赫 4.8 并與之分離后，飛行器實(shí)現(xiàn)了長(zhǎng)達(dá) 210s 的有動(dòng)力飛行，加速至馬赫 5.1[21-23]


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