基于自校正Broyden拟牛顿法的航空发动机模型数值计算

以Broyden拟牛顿法为基础结合计算发散判断和校正机制,提出自校正Broyden拟牛顿法.该算法结合牛顿法(Newton-Raphson method)平方收敛和Broyden拟牛顿法超线性收敛特性,通过自适应调整计算步长和校正函数,在非线性系统中具有更好的计算性能.以变循环发动机部件级模型为对象,应用自校正Broyden拟牛顿法进行稳态及动态仿真计算,并与牛顿法和Broyden拟牛顿法作对比.结果表明:自校正Broyden拟牛顿法对恶劣的初始计算条件适应性更高,计算速度更快且收敛能力性更强,动态计算中部件模型计算调用次数为牛顿法的15%,模型动态误差低于Broyden拟牛顿法的15%,同时也低于牛顿法的28%,动态计算最大残差量低于其他两种算法的25%.验证结果表明了自校正Broyden拟牛顿法的优越性.      

基于部件法的涡轴发动机性能计算模型研究

为研究自由涡轮式涡轴发动机的稳态特性,建立了基于部件法的涡轴发动机稳态特性计算模型,编制了计算程序,并指出了涡轴发动机各部件在共同工作时需要满足的平衡关系,同时建立了求解稳态特性计算模型的非线性方程组。然后利用编制的稳态特性计算程序,计算了某涡轴发动机在考虑使用限制时的最大状态特性和不同高度下的节流特性。通过对计算结果...     

基于Levenberg-Marquardt算法的航空发动机模型求解混合算法

为了降低航空发动机非线性模型求解的收敛性要求，将模型非线性方程组的求解问题转化为最小二乘问题，提出了基于Levenberg-Marquardt(L-M)算法的混合算法。为了使L-M算法跳出局部解，混合算法使用动力学方法修正局部解；为了提高计算效率，利用Broyden拟牛顿法加速L-M算法。以涡扇发动机为研究对象，应用混合算法、L-M算法、牛顿法和Broyden拟牛顿法进行稳态和瞬态仿真。结果表明：在稳态工况下，L-M算法和混合算法收敛范围更大，在随机初值条件下能达到90%以上的收敛率，远高于牛顿法和Broyden拟牛顿法不到20%的收敛率，且混合算法计算速度与Broyden拟牛顿法相当。在瞬态工况下，L-M算法和混合算法能够在牛顿法和Broyden拟牛顿法都不收敛的强瞬变工况收敛，且混合算法瞬态计算时间仅为Broyden拟牛顿法的1.13倍。仿真结果表明该算法在航空发动机模型求解上具有良好的适用性。     

基于变尺度寻优混合求解算法的航空发动机状态变量模型建立方法

为了克服小扰动方法精度不高、稳态终值响应法动态过程不一致以及传统拟合法的随着维数增加精度下降和拟合时间长等缺点,综合了3种算法(小扰动法、稳态终值响应法和传统拟合法)的优点,设计了基于变尺度法的混合求解方法建立了航空发动机状态变量线性模型。仿真结果表明:建立的航空发动机状态变量线性模型与非线性部件级模型在动态过程响应中吻合良好,而且具有较高的稳态精度,能够保证航空发动机最终稳定值的一致性。     

状态变量模型建立方法

为了克服小扰动方法精度不高、稳态终值响应法动态过程不一致以及传统拟合法的随着维数增加精度下降和拟合时间长等缺点,综合了3种算法（小扰动法、稳态终值响应法和传统拟合法）的优点,设计了基于变尺度法的混合求解方法建立了航空发动机状态变量线性模型。仿真结果表明：建立的航空发动机状态变量线性模型与非线性部件级模型在动态过程响应中吻合良好,而且具有较高的稳态精度,能够保证航空发动机最终稳定值的一致性。     

航空发动机状态变量模型的QPSO寻优混合求解法

针对航空发动机控制和故障诊断中的状态变量模型求解存在的系数矩阵精度不高的问题,结合阶跃响应法和拟合法的基础上,提出了一种基于量子粒子群寻优（QPSO）求取发动机状态变量模型的混合求解法。QPSO优化算法求解A,C矩阵使得状态变量模型和非线性模型在动态过程具有较好的吻合,阶跃响应法求取B,D矩阵保证了模型稳态响应一致。利用混合求解法建立了某型涡轴发动机在某一稳态工作点下的小偏离状态变量模型。仿真结果表明,这种方法不仅增强了状态变量模型的求解精度,相对于单纯的拟合法缩短了求解时间,精确的状态变量模型为进一步的故障诊断和控制系统设计提供了条件。     

某型涡扇发动机部件老化对性能影响的分析与计算

详细分析了部件老化对发动机性能影响的机理.利用所能得到的统计数据, 基于部件匹配技术, 通过将考虑部件老化影响的部件特性嵌入到发动机稳态性能计算模型中, 建立了考虑部件老化的发动机性能计算模型, 采用Newton-Raphson迭代收敛技术求解非线性方程组, 获得考虑部件老化影响的发动机性能.以某型涡扇发动机为例, 定量地计算分析了部件老化对发动机性能的影响, 计算结果和发动机实际试车数据对比具有较好的一致性, 表明本文发展的方法是合理的.      

某型涡扇发动机状态模型修正

为了针对每一台发动机建立准确的气路故障诊断模型,采用部件法建立了某型涡扇发动机的基准数学模型,分析了模型失配的原因,确定出需要修正的特性参数,采用小波分析实现对可测参数数据的预处理,通过求解所建的扩展非线性方程组完成了发动机模型的离线修正。经仿真验证该算法有较高精度,且易于工程实现,为建立准确的稳态气路故障诊断方程奠定了基础。     

一种考虑非线性余项的机载发动机自适应模型建立及其在寻优控制中的应用

为了解决传统的机载发动机分段稳态线化模型精度不足的问题,在发动机稳态线化模型中引入了模型各输出参数泰勒展开中的非线性余项,建立了考虑非线性余项的机载发动机稳态模型。为了估计真实发动机部件蜕化情况,建立了基于Kalman滤波的发动机部件性能蜕化估计模块。以考虑非线性余项的发动机稳态模型为核心,结合性能蜕化估计模块构建了机载发动机自适应模型。针对所建立的机载发动机自适应模型,进行了单部件及多部件蜕化参数估计以及最小油耗性能寻优控制模式的仿真。仿真结果表明,考虑非线性余项的机载发动机自适应模型误差在1%以内,且具有优化耗时少 ,建立模型样本数据需求量小的特点。     

基于平衡流形展开模型的航空发动机健康参数估计

为提高航空发动机健康参数实时估计的精度,结合非线性卡尔曼滤波器从底层模型方面进行改进。以航空发动机部件 级模型为基础,提取运行数据,采用线性拟合法求解系数矩阵,建立传统状态空间模型;采用BP神经网络拟合调度参数,建立设计 点处包含健康因子的平衡流形展开（EME）模型。基于EME模型分别采用扩展卡尔曼滤波器和无迹卡尔曼滤波器进行多种参数 退化模式下的数值仿真估计。仿真结果表明：得益于EME模型对非线性系统的良好近似性,各参数退化模式下的估计结果准确, 稳态误差不超过3%;与采用部件级模型作为底层模型的方案相比,该方案的估计速度提升了1个量级。验证了基于航空发动机 EME模型结合非线性卡尔曼滤波器进行健康参数估计方法的实际可行性。     

航空活塞发动机串联二级增压压比分配研究

针对某款航空活塞发动机建立仿真建模,并通过实验验证了模型的准确性和适用性;根据匹配要求,进行了增压器选型分析。考虑不同飞行高度中冷器效率和各部分流动阻力变化的前提下,以增压压气机耗功最小为优化目标研究了在全飞行高度运行工况下不同压比分配对发动机增压性能的影响,探究了最适压比分配规律,以此为依据总结出一套基于实验制定二级增压压比分配方案的方法,使二级增压器能全工况运行在高效率区且保持7%以上安全裕度,为基于安全性的二级涡轮增压航空活塞发动机的研制奠定了基础。      

基于辅助进气门的进气道/发动机一体化稳定性控制研究

为了实现发动机在大机动飞行时高品质稳定运行,提出了一种基于辅助进气门调节的进气道/发动机一体化稳定性控制方法。基于进气道CFD模型,通过飞行条件和辅助进气门开度计算出口性能参数,考虑总压畸变对风扇特性的影响,建立了进气道实时模型和总压畸变模型,并将其与发动机部件级模型匹配,建立进/发一体化模型。为了直接控制发动机安全裕度,选取发动机部分可测参数作为输入,通过非线性拟合方法建立风扇喘振裕度实时估计模型,相比于直接压比控制可以充分发挥发动机的潜能。进/发一体化控制是通过调节辅助进气门开度,控制进气道出口总压恢复系数,以满足发动机进口截面需求,并基于H∞鲁棒控制实现对发动机的转速和安全裕度的控制。仿真结果表明,所提出的方法可以实现发动机在大机动飞行过程中安全稳定工作,推力损失不超过2%。     

全流量补燃循环发动机系统参数模型与设计(Ⅱ)参数设计

在全流量补燃循环发动机系统动力平衡模型的基础上,研究了氢发汗冷却流量、燃烧室压力和燃烧室混合比对发动机系统参数的影响规律.研究结果表明:在发动机推力和喷管扩张比保持恒定时,①随着氢发汗冷却流量的增加,燃料泵扬程大幅度增大,氧化剂泵扬程小幅度减小;②当燃烧室压力在20MPa之前,泵的扬程增加与燃烧室压力的增加近似成线性;...     

基于综合设计的涡轴发动机热力循环方案研究

为了对比研究不同热力循环参数的涡轴发动机方案,建立集总体性能设计、尺寸流路设计、部件初步气动设计和重量估算的总体/部件为一体的综合设计模型,利用部件效率/气动负荷耦合设计和涡轮冷气量计算模型,实现发动机总体/部件的耦合设计。结果表明:在现有的设计技术水平下,低压比方案、高涡轮进口总温方案以及低压比和高涡轮进口总温的组合方案各具优势;高热力参数方案的设计必须以技术的进步为前提;未来涡轴发动机的总体设计将会沿着高热力循环参数和低热力循环参数两种方向发展。     

基于直升机飞行性能需求的涡轴发动机设计参数选取方法研究

以直升机性能计算方法为基础,辅以考虑尺寸效应及设计能力的涡轴发动机设计方法,建立了以直升机旋翼桨盘载荷及最大起飞功重比为特征参数的直升机/涡轴发动机性能约束分析模型、任务分析模型及基于直升机飞行性能需求的涡轴发动机设计参数选取模型。针对涡轴发动机部件/系统设计能力及直升机飞行性能需求,首先开展了给定涡轴发动机循环参数下的流量匹配计算,然后开展了涡轴发动机循环参数选取研究。研究表明,所建立的直升机/涡轴发动机性能约束分析模型、任务分析模型可实现给定飞行任务的直升机/涡轴发动机性能耦合设计;在给定涡轴发动机循环参数条件,由于尺寸效应,涡轴发动机部件效率受进口流量的影响,其设计点功率并不随流量等比例变化,从而使得直升机起飞总重呈现非等比例变化;在涡轴发动机循环参数选择时,在满足直升机飞行性能需求下,存在涡轴发动机耗油率与单位功率之间权衡下的循环参数选取,使得直升机起飞总重最小。     

某型涡扇发动机高压转静子碰摩故障研究

基于某型双转子涡扇发动机高压转、静子在工作中发生的碰摩现象,通过碰摩消除前后的整机振动响应对比,总结了高压转、静子碰摩的典型振动特征,结合碰摩特点及相关振动理论研究,建立了高压压气机转、静子碰摩模型,应用龙格库塔(Rung-Kutta)法求解模型特定转速下碰摩位置振动响应的频谱图。计算与试验结果表明:双转子结构发动机发生转、静子碰摩时靠近碰摩位置的机匣振动响应会出现次谐波、高次谐波和组合谐波成分,且随碰摩接触面积的增加而增加。     

航空发动机增益调度控制的多项式平方和规划方法

针对现有的线性变参数(linear parameter varying,LPV)控制器设计方法都是关于仿射参数依赖系统而没有专门针对多项式描述的LPV系统这一现状,提出了一种基于多项式平方和(sum of squares,SOS)规划的增益调度控制设计方法,并将其用于转速大范围变化时的航空发动机高压转子转速及压比控制.根据发动机非线性模型获取不同转速下的状态空间模型,并利用多项式拟合的方法建立发动机线性变参数模型.给出能够保证无静差的增益调度控制结构,利用有界实定理和多项式平方和理论推导出能够保证闭环系统鲁棒稳定的SOS约束条件,并形成控制器求解的SOS规划问题,通过求解获得多项式描述的增益调度控制器.分别以LPV模型和发动机非线性模型为对象做阶跃仿真,结果表明:高压转子转速/发动机压比控制系统的调节时间在2s以内,稳态误差不超过0.1%.      

大型客机涡扇发动机动力特性模拟

机体/发动机干扰问题是现代大型客机设计中必须考虑和解决的核心问题之一。长期以来，商用和in-house计算流体力学（CFD）软件，都是通过在发动机进气口设置质量流量比，排气口和外涵道设置总温比/总压比，建立动力特性模型来等效模拟机体/发动机干扰流场。在现有动力特性模型基础上，借鉴特征边界思想，将外涵道指定为特征边界，建立了一种新的发动机动力特性模型。采用轴对称超高涵道比涡扇发动机模型、轴对称涡轮动力模型以及某型客机带发动机模型对两种动力特性模型进行了系统的验证和确认，结果表明：两种发动机动力特性模型均能很好地模拟涡扇发动机动力效应，且计算结果与试验数据吻合较好，说明了两种动力特性模型的正确性、可靠性以及工程适用性。此外，所建立的新动力特性模型特别适合于大涵道比涡扇发动机的动力效应模拟，且可以在外涵道总温比、总压比等参数未知的情形下，评估发动机的动力特性，在实际工程中应用更广泛。     

涡扇发动机部件级起动模型

基于慢车以上部件级模型,通过外推部件特性,建立了双转子涡扇发动机起动模型,可执行地面状态下发动机从近似为零的初始状态加速至慢车的起动过程仿真。模型考虑了起动过程中油气比对燃烧效率的影响,燃烧室、高低压涡轮的热惯性及起动过程中总压恢复系数的变化,采用容积动力学方法避免了迭代运算,仿真结果表明该模型具有较好的精度和实时性,动态误差小于5%,满足了某型发动机起动过程半物理仿真的需求。      

涡扇发动机高压涡轮前温度组合估计方法

考虑到目前暂无法实现机载条件下高压涡轮前温度直接、可靠的测量,提出一种用于涡扇发动机高压涡轮前温度估计的方法.基于涡扇发动机的能量守恒原理,建立高压涡轮前温度与气路参数的热力学关系,进而推导出高压涡轮前温度的6个估计模型.将各温度模型中不易测量的参数以整体的形式作为温度模型系数,并利用某涡扇发动机性能仿真模型建立温度模型系数与可测状态参数的多项式关系,最终确立高压涡轮前温度的组合估计模型.验证结果表明:组合估计方法在发动机健康及性能衰退状态下都具有较高的精度,其性能最好模型的方均根误差不超过1%.与已有线性拟合、神经网络等方法的对比也表明组合估计方法不论在精度还是性能稳定性方面都具有明显优势.