脉冲断油式发动机防喘系统试验研究

为解决机载武器发射引起发动机喘振、停车的问题，有关发动机设计单位研制了一种新型脉冲断油式发动机防喘系统，并进行了飞行台试验，本文介绍了该系统试验研究概况及结果。着重分析了它对发动机正常工作的影响决定其防喘效果的因素。     

航空发动机防喘控制系统设计和热扰动参数研究

提出了航空发动机防喘控制系统设计和研制方法,分析了当战斗机发射导弹时热扰动参数对发动机的影响。通过试验和数据分析,得出了发动机防喘控制系统的有效性评价准则,而某型发动机防喘控制系统的研制和飞行试验证明了该有效性评价准则的正确性。     

航空发动机进口温度畸变参数和防喘控制系统设计

主要研究了航空发动机防喘控制系统的设计和研制，特别是研究了当战斗机发射导弹时温度畸变对发动机的影响。引入的温度畸变参数包括：进口相对平均温升δT；进口温升率dT／dt；当量热区角Φe；连续温度畸变时间tB。通过试验和数据分析的方法得出发动机防喘控制系统的设计准则，发动机防喘控制系统的研制和飞行试验证明了该设计准则的正确性。     

某涡喷发动机防喘控制的试验研究

介绍了某涡喷发动机针对武器发射的防喘控制系统的试验研究,包括发动机在进口温度瞬变条件下稳定工作边界的试验、短时增稳防喘系统控制规律的优化、飞行试验验证和对试验结果的初步分析。     

一种气动控制式防喘装置通过初步试飞

防喘装置是预防导弹发射造成发动机空中停车的一种安全措施。在现代战斗机上,有无高性能的防喘装置已成为评定飞机先进性的重要指标。对防喘装置的基本要求应是不失时机的有效防喘 (或退喘);对发动机和进气系统的动态扰动和性能损失要小,推力恢复要快;不因防喘装置工作而影响飞机的有利作战姿态等。经过六年研制的气动控制式防喘装置,于 1990年在飞行试验台上以发射导弹燃气模拟器为试验手段,进行了吞烟试飞。初步试飞结果表明,该防喘装置基本满足了上述要求。该装置的基本原理仍是以脉冲方式向主燃烧室供油,但在供油机构和供油途径的设计等方面具有许多新的特点。      

航空发动机的防喘控制

失速和喘振现象严重影响航空发动机的正常使用和飞行安全,引起人们的普遍关注。防喘控制已成为发动机(或推进系统)控制必不可少的组成部分。本文从工程设计的角度着重介绍失速和喘振征兆的预测方法;用实例说明不同形式发动机防喘控制的组织;并一般地提到了防喘控制的发展。     

涡扇发动机消喘系统飞行试验验证方法研究

针对涡扇发动机消喘系统飞行试验验证需求,和传统试验方法不能有效验证消喘结束后发动机状态恢复能力的问题,根据消喘系统工作原理,提出了单次喘振和连续多次喘振下消喘系统的飞行试验验证方法。该方法通过加装座舱开关,触发发动机调节器内设置的喘振模拟模块,发出根据真实喘振信号特征设计的喘振模拟信号,从而使得消喘系统工作,验证飞行状态下发动机消喘系统对短时切油、喷口面积和可调导叶的控制及消喘结束后发动机状态恢复的能力。试验结果表明:所提出的方法能有效验证消喘系统的功能及消喘结束后发动机状态恢复的能力。本研究对发动机消喘系统可靠性和有效性的飞行试验鉴定具有一定的工程应用价值。     

切油防喘系统工作时发动机推力响应

建立了某发动机切油防喘时的数学模型, 结合飞行试验所获取的数据, 计算了6种飞行条件下发动机最大工作状态下的推力变化规律, 为分析和解决有关由于防喘系统工作带来的问题提供依据, 且可为新机防喘系统设计和研制提供参考。      

某型发动机防喘/消喘控制系统分析研究

某型发动机研制过程中,防喘/消喘控制系统是其设计的薄弱环节及影响安全的关键之处。为解决这一问题,利用某型综合电子调节器及内外场专用设备对其防喘/消喘控制功能进行了详细的研究分析。研究表明:发动机防喘判据应根据发动机高压压气机转速和发动机进口压力进行动态修正,同时,应对系统采取一定保护措施,以提高系统工作的可靠性和安全性。      

航空发动机防喘系统设计与研究

在分析发动机不稳定工作特征的基础上,介绍了表征发动机不稳定参数的,要用了相对压力脉动△P／Pcp和脉动频率fn=1/T来表示失速信号,因为在不同转速下压力脉动的相对值△P／Pcp保持不变。其次介绍了电子信号发生器的频率特性,在喘振或失速过程中,电子信号发生器在相应的频率范围内及时响应,控制发动机执行机构的动作以消除发动机喘振并到发动机原始工作状态。此外也对防喘系统的类型及组成作了介绍,对于不同的防喘系统类型,其使用的场合是不同的,这是根据发动机的使用条件来确定的。最后介绍了防喘系统有效性的评估方法,防喘系统有效性的评估方法是在温度畸变发生器试车台上确定的。     

基于Stateflow的 无人机多模态控制转换逻辑设计

针对基于Simulink建立的无人机飞行管理系统存在逻辑复杂、全飞行状态航迹仿真建模繁琐等缺点,文章利用有限状态机建立无人机全状态、多种导航控制模态下的控制和逻辑切换流程,并结合飞行管理系统、飞行控制系统和无人机运动学模型建立无人机全状态仿真系统,通过仿真对飞行工作模式的切换效果进行了验证。     

主动控制技术(ACT)验证机工程飞行仿真系统设计

研究一种我国自行研制、开发的用于ＡＣＴ验证机的研制和试飞的多功能工程飞行仿真系统,分析了系统的设计概念、原则和功能要求,提出了面向多功能要求（全数字实时飞行仿真、电传飞控铁鸟台综合试验、飞行训练模拟和工程飞行仿真）的总体设计和总体结构,研究了ＡＣＴ验证机动力学特性的建模、仿真和提高仿真逼真度的方法。研究和开发了工程飞行仿真的实时管理软件系统和人机（用户）接口。系统应用实践和试飞飞行员的评价表明设计是成功的,是一种性能／价格比高的工程飞行仿真系统。     

操纵品质的鲁棒飞控系统设计

利用对误差函数加权的最优控制,提出了具有固定增益的鲁棒飞行控制系统的设计方法。用该方法设计的控制系统不仅具有稳定的鲁棒性,而且具有操纵品质的鲁棒性。本文研究了该鲁棒飞行控制系统在全飞行包线内的稳定性,还对某歼击机设计了鲁棒飞行控制系统。设计和仿真表明了该方法的简便性和有效性。     

总能量控制原理在地形跟随飞行控制中的应用

应用总能量控制原理设计了控制飞行高度的地形跟随飞行控制系统,并通过引入飞行高度和飞行速度的偏差控制,基本消除了总能量控制系统存在的稳态误差;引入俯仰角和俯仰角速率反馈回路以增加阻尼,消除俯仰角振荡,最后对该系统进行了解耦性能和地形跟随仿真。结果表明,用总能量原理设计的地形跟随飞行控制系统体现了飞机升降舵和油门杆一体化设计的思想,可实现飞行速度/航迹角的解耦控制,对给定地形可达到良好的跟随效果。     

舰载飞机着舰精确轨迹控制研究

针对舰载机着舰过程的精确航迹控制要求,利用现有机上的控制设备,采用系统综合设计的方法,给出了两种航迹控制系统———风参考航迹控制系统和惯性参考航迹控制系统,通过仿真分析,给出了系统的性能差异。     

基于BP神经网络和飞行参数的航段风险评价

飞行运行风险的定量评估对于民航安全保障具有重要意义。设计并实现了一种基于BP神经网络算法的航段风险评价系统。该系统将大量飞行情景参数直接作为飞行风险评估的基础,通过飞行能力评价体系获得飞行运行风险度经验数据,并使用神经网络实现了任意飞行情景的风险度拟合运算。经过真实航班飞行数据的测试和飞行品质监控系统的验证表明,该系统可为进近着陆阶段任意时刻的飞行运行风险评估提供可靠的结果。     

基于 LSTM的飞控系统状态监控

监测飞控系统状态参数是保证无人机飞行安全的重要手段。针对无人机飞控系统的组成特点和飞行控制律,设计并构建了基于长短期记忆网络(Long Short Term Memory Network,LSTM)的飞控系统状态监控模型。首先,利用无人机历史飞参数据训练模型,建立输入飞参数据与状态参数的回归映射关系;然后,利用训练好的网络模型,实时预测飞控系统的状态参数,通过对比实测值与预测值之间的差异,实现飞控系统的状态监控。选取无人机飞参数据进行实验,基于 LSTM的算法比反向传播神经网络(BPNN)、支持向量机(SVM)预测精度高,MSE平均值分别低 0.01和 0.26,MAE平均值分别低 0.05和 0.12。结果表明,所提出的方法能够有效监控飞控系统,为无人机飞行管理决策提供数据支持。     

飞控襟翼硬件仿真系统的设计及应用

以飞机控制系统的设计要求为依据设计飞控襟翼硬件仿真系统,该系统是参照真实飞控襟翼系统的功能和接口要求,采用基于数字仿真扩展模拟电路接口的硬件仿真系统。其与真实襟翼具有相似功能、相同接口、完全可以替代真实襟翼完成相关试验。试验结果表明:该系统为飞控襟翼试验的圆满完成提供有效的保障。     

可重构飞行控制系统研究

对自修复飞控系统的关键技术－－可重构飞控系统进行了论述。介绍了目前主要的一些重构控制方法的特点，并对控制算法的优缺点及实现条件进行了分析；针对已进行了的可重构飞控系统的飞行试验进行了分析，并对试验结果做出了评价；指出了未来可重构飞控系统的实现途径和发展趋势。     

飞行力学和飞行控制试飞技术

为了适应高增益,全权限数字电传操纵系统飞行试验的需要,利用已研制成功的多台地面飞行模拟器和ＢＷ－１纵向,ＩＦＳＴＡ三自由度空中飞行模拟试验机,模型自由飞研究以及具有现代先进水平的机载数据采集记录和地面实时监控系统等设备和技术手段,进行了电传飞机的飞行品质和飞控稳定性等问题的研究,包括试飞输入设计,电传飞机飞行品质,电传飞控系统稳定裕度等。最后,提出了对下一代飞机飞行力学和飞行控制方面需要研究的试飞