检测滤波器在FADEC系统传感器FDI中的应用研究

研究将检测滤波器应用于全权限航空发动机控制系统(FADEC)的传感器故障检测和隔离(FDI).完整设计了针对于某型FADEC系统传感器的检测滤波器系统, 然后利用非线性发动机模型进行了仿真。数字仿真结果表明, 检测滤波器是十分有效的。      

涡扇发动机传感器故障诊断的快速原型实时仿真

为快速高效地完成涡扇发动机传感器故障诊断算法的硬件在环仿真试验,构建了以NI CompactRIO为核心的传感器故障诊断系统的快速原型实时仿真平台.基于一簇卡尔曼滤波器,在LabVIEW编程环境中建立了传感器故障诊断系统.分别在涡扇发动机模型稳态和动态工作时完成了对单个传感器故障的检测、隔离和重构的硬件在环仿真试验并验证了算法精度.经过大量试验,结果表明:基于卡尔曼滤波器理论的诊断算法能在传感器故障情况下确保控制系统安全运行,诊断精度最高可达1.4%;同时表明,该快速原型实时仿真平台的设计是成功的.研究工作为发动机传感器故障诊断系统的半物理仿真试验奠定了基础.      

直升机发动机数字控制系统仿真分析

通过研究构建了某型直升机装某型发动机控制系统设计方案,建立直升机发动机数字控制系统仿真模型,应用MATLAB6·0进行发动机控制系统仿真计算和动态分析,通过直升机/发动机地面联合试验验证发动机控制系统仿真分析结果,建立一套直升机发动机数字控制系统仿真分析方法。     

基于DSP和CAN的航空发动机分布式控制系统设计

航空发动机控制系统发展趋势是分布式控制系统,本文提出了基于DSP和CAN总线的航空发动机分布式控制系统设计.设计中,用工控机模拟航空发动机电子控制器(EEC);智能传感器和执行机构的控制核心采用DSP芯片;通讯总线选用CAN总线.论文阐述了航空发动机电子控制器与各智能传感器和执行机构的软硬件设计、CAN总线通讯的实现方法.在实验室条件下实现了整个发动机控制系统的物理仿真,仿真系统初步满足了分布式系统控制要求,为航空发动机分布式控制系统的研究奠定了基础.     

基于AMESim的涡扇发动机控制系统 综合仿真

以AMESim为平台,采用模块化的设计方法,分别建立航空发动机、传感器、燃油系统、电子控制器和执行机构数学模型.将模块封装打包建立涡扇发动机控制系统模型库,并将之组成为完整的发动机及调节器系统综合仿真平台.以主燃油控制系统为例,介绍了各仿真模块的建立过程,仿真结果表明,系统模型能反映各子系统之间的复杂集成和耦合关系,利用系统模型仿真进行组合优化能够有效提高系统性能.      

基于自联想神经网络的发动机控制系统传感器故障诊断与重构

研究自联想神经网络及其在发动机控制系统传感器故障诊断及重构中的应用。自联想神经网络关键在于特征提取和噪声滤波。综合自联想网络的最优估计与故障诊断 ,自动区分估计误差和传感器故障。仿真结果表明这种方法不需要模型 ,能诊断传感器硬、软故障 ,当发动机性能蜕化时也能提供很好的解析余度。     

基于UIO的航空发动机控制系统传感器故障诊断

研究了航空发动机控制系统传感器鲁棒故障检测与隔离问题,提出了一种克服不同干扰对控制系统诊断性能影响的方法.应用未知输入观测器(unknown input observer,简称UIO)理论来解耦航空发动机动态系统干扰,并针对控制系统传感器设计一族UIO,提取出一系列的传感器残差特征数据,通过分析残差队列的幅值特性,实现航空发动机控制系统传感器故障诊断.在高斯白噪声、模型工作点变化和非高斯噪声三类干扰下的数字仿真结果表明,不管何种干扰,UIO诊断方法均能检测和隔离出传感器故障,在诊断鲁棒性方面,要优于Kalman滤波器诊断算法.      

某型离心传感器对发动机放气带工作稳定性影响分析

为研究某型离心传感器对航空涡轮喷气发动机放气带工作稳定性的影响，使用RecurDyn软件和Fluent软件对该离心传感器的传动链和内部流场进行仿真分析。研究得出，离心传感器输入轴与轴套的间隙、离心传感器微动开关接通/断开时分油活门的开度，均对发动机放气带工作产生影响；减小离心传感器输入轴与轴套的间隙，可提高发动机放气带的工作稳定性；离心传感器微动开关接通/断开时分油活门开度较小，分别位于0.008～0.016 mm之间和0.008 mm附近，分油活门开度越小对发动机放气带的工作稳定性影响越大，可适当增大工作时分油活门的开度提高发动机放气带的工作稳定性。研究方法可对同类故障分析提供一定参考。     

航空发动机及其控制系统的建模与实时仿真技术

建模与仿真技术的应用,可以大幅度提高航空发动机自主研发效率和水平。首先概述航空发动机及其控制系统模型和仿真方法的分类,然后结合实例分别介绍航空发动机和控制系统的建模方法,重点介绍了控制系统的硬件在环和半物理实时仿真试验技术,最后对航空发动机及其控制系统建模与仿真当前所面临的挑战进行了分析和展望。     

液体火箭发动机健康监控──故障分析与仿真

以故障分析为目的，建立了一种大型泵压式液体火箭发动机的基本数学模型及实时数学模型，采用历史数据统计及数字仿真分析结合的方法，对发动机的故障模式及其效应进行了分析研究。提出了液体火箭发动机故障诊断系统的框架。为了对液体火箭发动机健康监控的算法及软件进行验证，以实时数学模型为基础，提供并建立了一个实时仿真验证系统。     

涡喷发动机多媒体实时数字仿真

编制了涡喷发动机实时数字仿真软件,该软件可以作为涡喷发动机操作员的模拟训练器。用ＶＢ语言实现了模拟发动机声音、动画等多媒体功能。采用动态链接库技术,通过Ｉ／Ｏ接口,外接油门开头和启动按钮等真实设备,可以反应操作员的随机动作。该软件可以较真实地模拟涡喷发动机的开车过程以及对试车数据的处理。     

涡喷发动机加速控制系统数学模型及数字仿真

 本文介绍了航空涡轮喷气发动机加速控制系统数学模型建立、数字仿真方法。由于加速过程是一个大偏离动态过程,因而发动机与加速控制器模型均用非线性方程描述,对非线性方程组求解和系统迭代方法本文进行了讨论。算例中分析了在不同飞行条件下发动机的加速规律。     

弹用涡喷发动机的动态仿真研究

采用变比热容的方法及容积积累模型,建立了调节系统及发动机主要部件的动力学方程,对某弹用涡喷发动机的过渡态进行了模拟仿真。结果表明：该发动机转速特性典型,加速性好,仿真数模及程序有较好的可信度。此外,还分析了涡喷发动机的仿真特点和仿真中必须解决的关键问题。     

涡喷发动机电子控制器研究

进行了某型涡喷发动机数字电子控制器系统设计 ,执行机构采用了步进电机细分的驱动方案。分析和给出了涡喷发动机转速、压力、温度信号的采集过程以及起动控制箱、机械供油装置的接口电路 ,基于ITAE准则设计了PID控制器 ,并在发动机控制系统动态模拟试验台上进行了仿真验证     

基于特征值和特征向量的测量参数选择

研究了航空发动机气路故障诊断中测量参数如何选择的问题。利用发动机故障诊断矩阵，提出了基于特征值和特征向量比较不同测量参数选择系统之间优劣的简易快速算法，该算法可以从几何角度直观地展现整体解空间和解矢量的方向等变化情况。通过一个单轴涡喷发动机测量系统对比案例有效地表明:地面测试系统的最大与最小特征值比为33，机载系统的最大与最小特征值比为1008，在该单轴涡喷发动机气路故障诊断方面，地面测试系统比机载系统明显更有利于气路故障诊断。该算法可用于优化机载发动机测量传感器布局、台架测量系统中测量传感器布局，指导工程中测量参数的选择等。      

基于Riccati方程的航空发动机鲁棒容错控制

采用状态反馈控制律,基于Riccati型方程,导出了对象模型存在参数摄动的航空发动机控制系统对传感器失效具有完整性的一个充分条件,并给出了使该充分条件得到满足的一种迭代计算方法。以某型双转子航空发动机为例进行了仿真设计,仿真计算结果表明上述方法有效、实用。对于执行器发生故障的情形,也给出了类似的结论。      

一种航空发动机全状态性能模型

采用基于脊背特性的压气机和涡轮部件性能的参数表示方法建立了航空燃气涡轮发动机全状态性能仿真计算模型.使用该模型对某单轴涡喷发动机的地面节流特性进行了计算模拟,并且与传统的发动机性能模型的计算结果进行了对比.结果表明:主要截面参数的平均相对误差不超过07%,说明该模型在慢车以上转速与传统模型具有相同的计算精度.使用该模型同时对该单轴涡喷发动机的空中风车状态、地面起动加速的全过程、以及减速全过程进行了数值模拟,验证了该模型的全状态性能仿真能力,计算结果定性地符合发动机在各个不同工作状态的物理特征及变化趋势.      

弹用涡喷发动机全工况闭环仿真平台

为真实反映实际发动机系统的各部分相互影响,提出和建立了基于MATLAB环境的某弹用涡喷发动机及其供油调节系统的全工况闭环仿真平台。所用发动机模型采用了气动热力原理和神经网络相结合的建模方法,供油调节系统模型采用了参数识别和机理分析的建模方法。在该平台下,分析了膜片特性对发动机启动加速性能的影响。结果表明仿真平台具有较好的可信度,能够反映发动机及其供油调节系统真实的工作过程。      

基于GasTurb/MATLAB的航空发动机部件级模型研究

基于航空发动机总体性能分析软件GasTurb及其源代码,利用动态链接库技术实现在控制系统开发平台MATLAB下直接调用GasTurb部件级动态模型,并在Simulink下建立了包含涡喷、涡扇、涡轴、涡桨在内的22种发动机类型的部件级模型库,实现了两者之间的无缝衔接.应用实例与仿真结果验证了所建模型的有效性与高度可定制性.消除了从总体性能分析阶段过渡到控制系统开发阶段存在的交互障碍,为发动机控制和故障诊断研究提供了一种灵活的仿真平台.      

旁路放气循环高速单轴涡喷发动机安装性能模拟

针对Ma3.5旁路放气循环单轴涡喷发动机,提出一种压气机旁路放气计算方法,建立基于进/排气系统特性数据库的涡轮发动机安装性能计算模型,分析压气机旁路放气对压气机共同工作线和发动机高空高速推力性能的影响,给出压气机旁路放气量的调节原则,计算发动机安装性能、进/排气安装阻力沿飞行轨迹的变化规律。计算结果表明:当飞行马赫数大于2.3后需打开压气机旁路放气,旁路放气阀门面积和放气流量均随着飞行马赫数的增大基本呈线性增大趋势;通过压气机旁路放气,可显著改善单轴涡喷发动机在高空高速飞行条件下的稳定性和安装推力性能,在飞行马赫数3.0附近,可实现安装推力提高30%以上;在跨声速至飞行马赫数2.0区间内,推力安装损失最大,约为非安装推力的25%～30%。