沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)裝備用途

超音速飛機(jī)

主要用作殲擊機(jī)與轟炸機(jī)的動(dòng)力裝置。例如正在研究中的一種，是把沖壓式發(fā)動(dòng)機(jī)與渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)組合使用，后者放在沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的進(jìn)氣道內(nèi)。起飛時(shí)使用渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)，沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)在M=0.4時(shí)起動(dòng)，設(shè)計(jì)的飛行速度為音速的4倍(M=4)(圖3)。此外還有一種在研究中的轟炸機(jī)，其設(shè)計(jì)飛行速度為M=4，巡航高度H=30，000公尺，最大航程為16000公里，尚未獲得成功。

洲際飛航導(dǎo)彈

由于沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)可在高速下飛行，并且經(jīng)濟(jì)性很好，做為遠(yuǎn)程導(dǎo)彈，無(wú)論從軍事上或經(jīng)濟(jì)上來(lái)考慮都很好，所以各國(guó)都在積極的從事研究。有一種正在研究中的洲際飛航導(dǎo)彈，其飛行速度約為音速的3.0－3.5倍，高度約為21－24公里。航程大于8000公里。

中程近程導(dǎo)彈

在射程從幾十公里直到2400公里范圍內(nèi)的中程及近程導(dǎo)彈上，經(jīng)常采用沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)。這種導(dǎo)彈可以是地對(duì)地，空對(duì)空，也可以是地對(duì)空。例如有一種裝有沖壓式發(fā)動(dòng)機(jī)的地對(duì)地導(dǎo)彈飛行速度M=3.5，飛行高度24公里，航程2400公里。另一種空對(duì)空導(dǎo)彈從殲擊機(jī)發(fā)射，可以用來(lái)攻擊轟炸機(jī)或其他飛機(jī)，速度是音速的3倍。還有一種正在生產(chǎn)中的防空導(dǎo)彈，由地面發(fā)射，速度為M=2－2.5，這些導(dǎo)彈均采用沖壓式發(fā)動(dòng)機(jī)作為動(dòng)力裝置。

超音速靶機(jī)

為了訓(xùn)練殲擊機(jī)及導(dǎo)彈武器射擊用的超音速靶機(jī)，使用沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)也是非常經(jīng)濟(jì)的，因?yàn)檫@種發(fā)動(dòng)機(jī)成本比其他發(fā)動(dòng)機(jī)要便宜得多。

按應(yīng)用范圍劃分，沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)分為亞音速、超音速、高超音速三類。

亞音速?zèng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)

亞音速?zèng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)使用擴(kuò)散形進(jìn)氣道和收斂形噴管，以航空煤油為燃料。飛行時(shí)增壓比不超過(guò) 1.89，飛行馬赫數(shù)小于0.5時(shí)一般不能正常工作。亞音速?zèng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)用在亞音速航空器上，如亞音速靶機(jī)。

超音速?zèng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)

超音速?zèng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)采用超音速進(jìn)氣道（燃燒室入口為亞音速氣流）和收斂形或收斂擴(kuò)散形噴管，用航空煤油或烴類燃料。超音速?zèng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)的推進(jìn)速度為亞音速到6倍音速，用于超音速靶機(jī)和地對(duì)空導(dǎo)彈（一般與固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)相配合）。

高超音速?zèng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)

這種發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒在超音速下進(jìn)行，使用烴類燃料或液氫燃料，飛行馬赫數(shù)高達(dá)5～16，高超音速?zèng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)正處于研制之中。 超音速燃燒沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)是一種以超音速燃燒為特色的沖壓發(fā)動(dòng)機(jī),在高速時(shí)，需要超音速燃燒來(lái)保證較高的燃料利用率。（簡(jiǎn)稱超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)）由于超音速?zèng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)的燃燒室入口為亞音速氣流，也有將前兩類發(fā)動(dòng)機(jī)統(tǒng)稱為亞音速?zèng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)，而將第三種發(fā)動(dòng)機(jī)稱為超音速?zèng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)。（這種發(fā)動(dòng)機(jī)運(yùn)用的代表有美國(guó)的X-43A、X-51A“乘波者”高超音速試驗(yàn)機(jī)）

沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，重量輕，推重比大，成本低。在飛行馬赫數(shù)大于3的條件下使用,有較高的經(jīng)濟(jì)性。它的缺點(diǎn)是不能自行起動(dòng)，須用其他發(fā)動(dòng)機(jī)作為助推器，而且只有飛行器達(dá)到一定飛行速度后才能有效工作。它一般使用煤油做為燃料。

由于它具有這種優(yōu)良的特點(diǎn)——推力大、重量輕，因此非常適合于高空高速飛行。最高速度約為4倍音速(相當(dāng)于4400公里/小時(shí))，高度可達(dá)30公里以上。但這數(shù)值還不是它的極限，估計(jì)以后它的飛行高度、速度還要進(jìn)一步提高。

沒(méi)有壓氣機(jī)，不能在靜止的條件下起動(dòng)，所以不宜作為普通飛機(jī)的動(dòng)力裝置，而常與別的發(fā)動(dòng)機(jī)配合使用，成為組合式動(dòng)力裝置。如沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)與火箭發(fā)動(dòng)機(jī)組合，沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)與渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)或渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)組合等。安裝組合式動(dòng)力裝置的飛行器，在起飛時(shí)開(kāi)動(dòng)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)、渦噴或渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)，待飛行速度足夠使沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)正常工作的時(shí)，再使用沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)而關(guān)閉與之配合工作的發(fā)動(dòng)機(jī)；在著陸階段，當(dāng)飛行器的飛行速度降低至沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)不能正常工作時(shí)，又重新起動(dòng)與之配合的發(fā)動(dòng)機(jī)。如果沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)作為飛行器的動(dòng)力裝置單獨(dú)使用時(shí)，則這種飛行器必須由其他飛行器攜帶至空中并具有一定速度時(shí)，才能將沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)后投放。沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)或組合式?jīng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)一般用于導(dǎo)彈和超音速或亞音速靶機(jī)上。

沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)只有三個(gè)主要部件——擴(kuò)壓器，燃燒室和尾噴管。雖然它只由很簡(jiǎn)單的三個(gè)管道形的部件構(gòu)成，但是它可以發(fā)出非常大的推力，并且推力隨飛行速度的增大而迅速增大。例如，一個(gè)橫截面只有1平方公尺的沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)在11公里高空，以速度為3.5倍音速飛行時(shí)(M=3.5)，可以產(chǎn)生推力大約是30，000公斤(即30噸)。這時(shí)它推進(jìn)的功率達(dá)到414，000匹馬力，這相當(dāng)于200個(gè)火車頭的功率。若是在低空飛行，由于空氣密度大功率還要增加。這樣一臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)有多重呢？最多不會(huì)超過(guò)1噸。從這里可以看到它強(qiáng)大的工作能力。

這種發(fā)動(dòng)機(jī)壓縮空氣的方法，是靠飛行器高速飛行時(shí)的相對(duì)氣流進(jìn)入發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道中減速，將動(dòng)能轉(zhuǎn)變成壓力能（例如進(jìn)氣速度為3倍音速時(shí)，理論上可使空氣壓力提高37倍）。沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的工作時(shí)，高速氣流迎面向發(fā)動(dòng)機(jī)吹來(lái)，在進(jìn)氣道內(nèi)擴(kuò)張減速，氣壓和溫度升高后進(jìn)入燃燒室與燃油（一般為煤油）混合燃燒，將溫度提高到2000一2200℃甚至更高，高溫燃?xì)怆S后經(jīng)推進(jìn)噴管膨脹加速，由噴口高速排出而產(chǎn)生推力。沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的推力與進(jìn)氣速度有關(guān)，如進(jìn)氣速度為3倍音速時(shí)，在地面產(chǎn)生的靜推力可以超過(guò)200千牛。

推力的產(chǎn)生與渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)一樣，是由于高速排氣所產(chǎn)生的反作用力。其情況是：當(dāng)飛機(jī)運(yùn)動(dòng)時(shí)，空氣流以高速?zèng)_進(jìn)發(fā)動(dòng)機(jī)中，于是空氣速度就驟降，壓力便上升。當(dāng)壓力剛剛達(dá)到最大值時(shí)，就由噴油嘴噴射燃料(煤油)，開(kāi)始燃燒，使得發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室中空氣溫度和壓力急速地增大，然后這種炙熱的空氣與燃燒產(chǎn)物相混合的氣體，便以更大的速度從發(fā)動(dòng)機(jī)噴管噴射出來(lái)。噴氣流的速度比進(jìn)口的空氣速度大得多，因而就造成反作用推力，使得飛機(jī)運(yùn)動(dòng)。氣流噴出速度愈大，推力也就愈大。

它通常由進(jìn)氣道（又稱擴(kuò)壓器）、燃燒室、推進(jìn)噴管三部組成。

沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)即沖壓噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)。

沖壓噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)是一種利用迎面氣流進(jìn)入發(fā)動(dòng)機(jī)后減速，使空氣提高靜壓的一種空氣噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)。沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)沒(méi)有壓氣機(jī)（也就不需要燃?xì)鉁u輪），所以又稱為不帶壓氣機(jī)的空氣噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)。

沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)是一種新型的、用于高速飛行的、尖端航空科學(xué)技術(shù)。它正在日新月異的迅速發(fā)展。在這個(gè)領(lǐng)域內(nèi)，有著廣泛的復(fù)雜問(wèn)題需要研究解決。

隨著飛行速度的提高，就要求設(shè)計(jì)制造出更有效的部件——擴(kuò)壓器，燃燒室，尾噴管。有的國(guó)家正在計(jì)劃把沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的飛行速度提高到5－7倍音速，甚至更高(約5300－7400公里/小時(shí))。這就需要解決一系列新的問(wèn)題。例如，首先要求解決熱障問(wèn)題，在M=5飛行時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)壁面與空氣摩擦后溫度可以達(dá)到1000℃左右。燃燒室加熱以后的溫度將達(dá)到2500－2800℃左右，這就需要耐溫能力更高的材料。其次，為了使燃燒室中能加溫到更高的溫度，所采用的燃料(煤油)是不行的，這就需要高能量的燃料。

今天已進(jìn)入原子能時(shí)代。因此在沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)上使用原子能吸引著許多科學(xué)家，使他們進(jìn)行不懈的研究。不久的將來(lái)這種理想就會(huì)變?yōu)楝F(xiàn)實(shí)。

在地球大氣的上層，由于太陽(yáng)和宇宙線的作用，部分空氣分解成為離子，當(dāng)這些離子再合成分子時(shí)，就會(huì)放出大量的能量，因此就有可能在發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)噴入少量的催化劑，使離子再結(jié)合成分子，放出能量而推動(dòng)飛機(jī)，這樣就根本不必?cái)y帶燃料。這種離子沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的航程，可以認(rèn)為是無(wú)限的。

書(shū)號(hào) 978-7-118-11639-7

作者 于達(dá)仁等

出版時(shí)間 2019年3月

譯者

版次 1版1次

開(kāi)本 16

裝幀 平裝

出版基金

頁(yè)數(shù) 280

字?jǐn)?shù) 350

中圖分類 V235.21

叢書(shū)名 高超聲速科學(xué)與技術(shù)叢書(shū)

定價(jià) 128.00

內(nèi)容簡(jiǎn)介

本書(shū)以超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)為研究對(duì)象，從發(fā)動(dòng)機(jī)基本控制問(wèn)題出發(fā)并結(jié)合已有飛行試驗(yàn)經(jīng)驗(yàn)給出了一種超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)基本控制方案，討論了發(fā)動(dòng)機(jī)控制模型維數(shù)和反饋?zhàn)兞窟x擇原則并介紹了發(fā)動(dòng)機(jī)推力閉環(huán)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)方法，探討了超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒模態(tài)轉(zhuǎn)換特性及其轉(zhuǎn)換控制方法，介紹了高超聲速進(jìn)氣道起動(dòng)/ 不起動(dòng)監(jiān)測(cè)方法及其穩(wěn)定裕度控制方法，同時(shí)給出了超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)/ 進(jìn)氣道保護(hù)切換控制方法，研究了超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室釋熱分布最優(yōu)控制問(wèn)題，最后從飛/推一體化視角介紹了高超聲速飛行器軌道優(yōu)化問(wèn)題。

目錄

常用符號(hào)表

第1章 緒論

1．1 雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的典型飛行試驗(yàn)

1．2 雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)控制研究現(xiàn)狀分析

1．2．1 飛行試驗(yàn)中發(fā)動(dòng)機(jī)控制現(xiàn)狀分析

1．2．2 進(jìn)氣道不起動(dòng)監(jiān)測(cè)及保護(hù)控制現(xiàn)狀分析

1．2．3 燃燒模態(tài)轉(zhuǎn)換控制現(xiàn)狀分析

1．2．4 吸氣式飛/推系統(tǒng)軌跡優(yōu)化研究現(xiàn)狀分析

1．3 雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)推力控制問(wèn)題分析

1．4 雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)不起動(dòng)監(jiān)測(cè)與控制問(wèn)題

1．4．1 高超聲速進(jìn)氣道不起動(dòng)監(jiān)測(cè)

1．4．2 高超聲速進(jìn)氣道不起動(dòng)保護(hù)控制

1．5 雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒模態(tài)轉(zhuǎn)換控制問(wèn)題

1．5．1 燃燒模態(tài)轉(zhuǎn)換特性

1．5．2 燃燒模態(tài)轉(zhuǎn)換控制

1．6 沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)飛/推系統(tǒng)設(shè)計(jì)與控制面臨的主要問(wèn)題

1．6．1 考慮飛/推系統(tǒng)強(qiáng)耦合特性的最優(yōu)軌跡問(wèn)題

1．6．2 復(fù)雜熱力系統(tǒng)多變量多約束最優(yōu)控制問(wèn)題

1．7 小結(jié)

參考文獻(xiàn)

第2章 雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)工作原理

2．1 雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的流動(dòng)特點(diǎn)與模態(tài)定義

2．2 雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)熱力循環(huán)及性能指標(biāo)

2．2．1 發(fā)動(dòng)機(jī)的熱力循環(huán)過(guò)程

2．2．2 發(fā)動(dòng)機(jī)的能量轉(zhuǎn)換過(guò)程

2．2．3 性能指標(biāo)

2．3 雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道

2．3．1 進(jìn)氣道性能參數(shù)

2．3．2 進(jìn)氣道典型工作狀態(tài)

2．3．3 進(jìn)氣道起動(dòng)/不起動(dòng)

2．4 雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室

2．4．1 若干基本概念

2．4．2 燃燒室性能分析方法

2．5 雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管

2．6 雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)工作過(guò)程的特殊性

2．6．1 強(qiáng)分布參數(shù)特性

2．6．2 多模態(tài)優(yōu)化選擇

2．7 小結(jié)

參考文獻(xiàn)

第3章 雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)控制問(wèn)題分析和控制方案

3．1 雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)控制問(wèn)題分析

3．1．1 推力回路控制問(wèn)題分析

3．1．2 進(jìn)氣道不起動(dòng)保護(hù)控制問(wèn)題分析

3．1．3 超溫保護(hù)控制問(wèn)題分析

3．1．4 燃燒室貧/富油熄火限制

3．2 雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)控制方案

3．2．1 美國(guó)X-51A控制方案分析

3．2．2 推力調(diào)節(jié)/安全保護(hù)切換控制方案提出

3．2．3 控制回路組成及分析

3．3 小結(jié)

參考文獻(xiàn)

第4章 雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)控制模型

4．1 雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)態(tài)數(shù)學(xué)模型

4．1．1 數(shù)學(xué)模型的維數(shù)選擇

4．1．2 發(fā)動(dòng)機(jī)一維模型

4．2 雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)控制模型時(shí)間尺度分析

4．3 雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)被控變量選擇

4．3．1 燃燒室最大壓比

4．3．2 燃燒室壁面壓力積分

4．4 小結(jié)

參考文獻(xiàn)

第5章 雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)推力閉環(huán)控制方法

5．1 雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)推力表征

5．1．1 地面直連式試驗(yàn)條件下的推力定義

5．1．2 推力增量與壓力積分的定義

5．1．3 基于燃燒室壁面壓力積分的推力增量表征

5．2 雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)推力閉環(huán)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)

5．2．1 控制對(duì)象特性分析及建模

5．2．2 控制性能要求分析與控制器設(shè)計(jì)

5．3 控制系統(tǒng)魯棒性能分析

5．3．1 增益攝動(dòng)時(shí)的魯棒性

5．3．2 動(dòng)態(tài)攝動(dòng)時(shí)的魯棒性

5．4 推力閉環(huán)控制地面試驗(yàn)驗(yàn)證

5．5 小結(jié)

參考文獻(xiàn)

第6章 雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒模態(tài)轉(zhuǎn)換及其控制

6．1 燃燒模態(tài)轉(zhuǎn)換馬赫數(shù)的選擇準(zhǔn)則

6．1．1 寬?cǎi)R赫數(shù)范圍發(fā)動(dòng)機(jī)性能分析

6．1．2 最大推力需求下的燃燒模態(tài)轉(zhuǎn)換馬赫數(shù)選擇

6．1．3 最大比沖需求下的燃燒模態(tài)轉(zhuǎn)換馬赫數(shù)選擇

6．2 燃燒模態(tài)轉(zhuǎn)換邊界及其影響因素分析

6．2．1 燃燒模態(tài)轉(zhuǎn)換邊界空間描述

6．2．2 模態(tài)轉(zhuǎn)換邊界影響因素分析

6．3 燃燒模態(tài)轉(zhuǎn)換中的突變與滯環(huán)問(wèn)題

6．4 燃燒模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程分析

6．4．1 轉(zhuǎn)換路徑的影響

6．4．2 突變特性的影響

6．4．3 滯環(huán)特性的影響

6．5 雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒模態(tài)轉(zhuǎn)換控制

6．5．1 燃燒模態(tài)表征與監(jiān)測(cè)

6．5．2 燃燒模態(tài)轉(zhuǎn)換控制基本方案

6．5．3 控制方案仿真

6．6 小結(jié)

參考文獻(xiàn)

第7章 高超聲速進(jìn)氣道不起動(dòng)監(jiān)測(cè)方法研究

7．1 進(jìn)氣道起動(dòng)/不起動(dòng)模式分類數(shù)據(jù)準(zhǔn)備

7．1．1 進(jìn)氣道物理模型

7．1．2 進(jìn)氣道不起動(dòng)數(shù)據(jù)組成及分析

7．2 基于支持向量機(jī)的高超聲速進(jìn)氣道起動(dòng)/不起動(dòng)模式分類

7．2．1 支持向量機(jī)的基本理論和方法

7．2．2 基于支持向量機(jī)的特征選擇算法

7．2．3 基于支持向量機(jī)的進(jìn)氣道起動(dòng)/不起動(dòng)特征選擇

7．2．4 進(jìn)氣道起動(dòng)/不起動(dòng)分類結(jié)果及驗(yàn)證分析

7．2．5 分類方法的對(duì)比分析

7．3 基于FLD分析的進(jìn)氣道起動(dòng)/不起動(dòng)最優(yōu)分類準(zhǔn)則研究

7．3．1 FLD相關(guān)的基本知識(shí)

7．3．2 進(jìn)氣道起動(dòng)/不起動(dòng)最優(yōu)分類準(zhǔn)則

7．3．3 分類準(zhǔn)則的物理意義

7．3．4 分類準(zhǔn)則中隔離帶的作用

7．4 多傳感器融合的進(jìn)氣道起動(dòng)/不起動(dòng)分類方法研究

7．4．1 概率輸出支持向量機(jī)

7．4．2 多傳感器分組和融合

7．4．3 多傳感器融合結(jié)果分析

7．5 小結(jié)

參考文獻(xiàn)

第8章 高超聲速進(jìn)氣道不起動(dòng)邊界及穩(wěn)定裕度控制

8．1 高超聲速進(jìn)氣道不起動(dòng)邊界的無(wú)量綱分析

8．1．1 進(jìn)氣道前體壓縮壓比的無(wú)量綱表示

8．1．2 隔離段壓比的無(wú)量綱表示

8．1．3 進(jìn)氣道壓縮壓比的無(wú)量綱表示

8．2 高超聲速進(jìn)氣道穩(wěn)定裕度控制方法研究

8．2．1 高超聲速進(jìn)氣道穩(wěn)定裕度的表示方法

8．2．2 高超聲速進(jìn)氣道不起動(dòng)控制策略分析

8．2．3 高超聲速進(jìn)氣道等裕度增益調(diào)度控制

8．3 進(jìn)氣道穩(wěn)定裕度控制閉環(huán)仿真驗(yàn)證

8．4 小結(jié)

參考文獻(xiàn)

第9章 雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)/進(jìn)氣道保護(hù)切換控制

9．1 基于Min規(guī)則的發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)/進(jìn)氣道保護(hù)切換控制方法

9．1．1 切換邏輯及切換規(guī)則

9．1．2 控制器積分上限參數(shù)對(duì)切換過(guò)程的影響分析

9．1．3 基于Min規(guī)則發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)/進(jìn)氣道保護(hù)切換控制地面試驗(yàn)驗(yàn)證

9．2 基于積分重置的發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)/進(jìn)氣道保護(hù)無(wú)擾切換控制

9．2．1 切換邏輯及切換規(guī)則

9．2．2 切換邏輯半實(shí)物仿真及參數(shù)給定分析

9．2．3 發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)/進(jìn)氣道保護(hù)切換控制地面試驗(yàn)驗(yàn)證

9．3 雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)兩點(diǎn)燃油分配方案

9．3．1 兩點(diǎn)燃油噴射下的發(fā)動(dòng)機(jī)特性仿真分析

9．3．2 兩點(diǎn)燃油噴射下的發(fā)動(dòng)機(jī)地面試驗(yàn)結(jié)果分析

9．3．3 雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)兩點(diǎn)燃油分配方案評(píng)估

9．4 考慮兩點(diǎn)燃油噴射的發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)/進(jìn)氣道安全保護(hù)控制

9．4．1 雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)特性分析及建模

9．4．2 雙回路控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)

9．4．3 控制系統(tǒng)數(shù)值仿真驗(yàn)證

9．4．4 控制系統(tǒng)地面試驗(yàn)驗(yàn)證

9．5 小結(jié)

參考文獻(xiàn)

第10章 超聲速燃燒室釋熱分布最優(yōu)控制

10．1 超聲速燃燒釋熱最優(yōu)控制問(wèn)題與求解方法

10．1．1 理想超聲速燃燒釋熱最優(yōu)控制問(wèn)題

10．1．2 間接法求解釋熱規(guī)律最優(yōu)控制問(wèn)題

10．2 擴(kuò)張型燃燒室的超聲速燃燒釋熱最優(yōu)控制

10．3 超聲速燃燒最優(yōu)釋熱規(guī)律特性分析

10．4 內(nèi)型線與釋熱分布耦合最優(yōu)控制

10．5 小結(jié)

參考文獻(xiàn)

第11章 吸氣式高超聲速飛行器的軌道優(yōu)化問(wèn)題

11．1 考慮發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)機(jī)理的飛/推系統(tǒng)最優(yōu)軌跡問(wèn)題

11．1．1 面向軌跡優(yōu)化控制的飛/推系統(tǒng)建模方法

11．1．2 飛/推系統(tǒng)加速段軌跡最優(yōu)控制問(wèn)題的一般形式

11．2 求解軌跡最優(yōu)控制問(wèn)題的一般方法

11．2．1 間接法求解軌跡最優(yōu)控制問(wèn)題

11．2．2 直接法求解軌跡最優(yōu)控制問(wèn)題

11．2．3 間接法與直接法的等效關(guān)系

11．3 沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)的飛/推系統(tǒng)加速段最小油耗軌跡

11．4 飛/推系統(tǒng)起飛質(zhì)量對(duì)最小油耗軌跡的影響

11．5 飛/推系統(tǒng)性能指標(biāo)對(duì)最優(yōu)軌跡的影響

11．5．1 最小油耗軌跡與最小時(shí)間軌跡

11．5．2 飛/推系統(tǒng)最優(yōu)軌跡實(shí)時(shí)效率分析

11．6 飛/推系統(tǒng)發(fā)動(dòng)機(jī)性能對(duì)最優(yōu)軌跡的影響

11．6．1 尾噴管喉道可控對(duì)最優(yōu)軌跡的影響

11．6．2 基于超聲速燃燒推進(jìn)的軌跡優(yōu)化問(wèn)題

11．7 飛/推系統(tǒng)約束對(duì)最優(yōu)軌跡的影響

11．7．1 超溫約束與不起動(dòng)約束對(duì)最優(yōu)軌跡的影響

11．7．2 等動(dòng)壓約束對(duì)最優(yōu)加速軌跡的影響

11．8 小結(jié)

參考文獻(xiàn) 2100433B

針對(duì)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)面臨的非線性突變控制問(wèn)題，擬開(kāi)展超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)非線性突變建模和控制研究，采用非線性突變機(jī)理建模和機(jī)器學(xué)習(xí)建模結(jié)合的方法進(jìn)行超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)高維突變建模研究，采用切換控制和突變模式轉(zhuǎn)換控制結(jié)合方法進(jìn)行超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)突變控制方法研究。以期形成一套包含建模、控制的非線性突變控制問(wèn)題研究方法。所形成的方法可為航空發(fā)動(dòng)機(jī)領(lǐng)域同類問(wèn)題(如喘振控制、傳熱惡化控制等)的研究提供借鑒。