功率提取法在涡喷发动机起动特性模拟及控制规律设计中的应用

针对涡喷发动机起动控制规律的特点,将涡轮发动机加、减速控制规律设计的功率提取法模型,应用于航空涡喷发动机起动控制规律的设计.结合低转速部件特性预测方法和改进的功率提取法,给出了涡喷发动机起动控制规律设计的约束条件和设计步骤.该模型可以用于起动带转过程中起动机带转功率的预测,以及全包线范围内、全气候条件下的涡喷发动机起动控制规律的快速、准确设计.计算结果表明,根据功率提取法模型设计的起动控制规律与实际的发动机起动控制规律吻合较好,该方法具有较好的工程应用价值.      

涡扇发动机加减速控制规律设计的功率提取法

为了简单、快速和准确地设计双轴涡扇发动机加、减速控制规律,提出了一种加、减速控制规律设计的新方法——功率提取法:在发动机稳态特性计算模型的基础上,分别从高、低压转子提取额外功率,使得高压压气机工作点(线)沿等换算转速线移动,并保证低压转子转速满足预定的要求,在同时考虑风扇和压气机喘振裕度限制、涡轮进口总温限制以及燃烧室熄火边界的条件下,利用适当的描述形式,可以快速而准确地获得最优双轴涡扇发动机加、减速控制规律.对某型涡扇发动机加速控制规律的改进设计结果表明,提出的加、减速控制规律的设计方法具有直观、快速、准确而有效的优点.      

大涵道比分排涡扇发动机涡轮轴断裂过渡态性能仿真

为了研究双轴大涵道比分排涡扇发动机轴断裂失效后的动态性能,找出涡轮轴断裂后最先发生的危害事件,建立能够模拟气流参数毫秒时间量级动态响应的大涵道比分排涡扇发动机共同工作方程和性能模型.计算分析了地面起飞状态和巡航状态下某大涵道比民用涡扇发动机分别在高、低压轴断裂后发动机气路参数的瞬态响应规律和机理,为主被动安全设计提供参...     

考虑限制保护的航空发动机起动控制技术

涡扇发动机起动控制方法直接影响发动机的起动性能.为在发动机整个起动过程中持续获得高、低压转子转轴上的最大剩余功率,提出了1种涡轮前总温Tt4闭环控制规律用于设计涡扇发动机起动控制的方法.对于起动过程中可能发生的风扇、低压压气机、高压压气机喘振和失速问题,在设计的Tt4闭环回路前加入喘振裕度限制保护控制,并考虑到在起动过程的第1阶段中在起动机带转到发动机点火前Tt4回路不起作用的特点,对Tt4回路设计了积分冻结逻辑.仿真结果表明:在满足给定喘振裕度和涡轮前总温不超温的条件下,涡轮前总温Tt4闭环控制方法能够以持续的最大剩余功率使发动机从静止状态起动到慢车功率状态.     

涡扇发动机高空起动性能模拟

用部件法建立双轴混排不加力涡扇发动机高空起动模型,并采取迭代法进行求解,仿真计算时考虑了发动机高空起动时的高低压转子匹配关系以及起动初猜值的选取,解决了迭代法对初值敏感的问题,仿真结果表明所建立的模型有较快的收敛速度并能较准确地模拟高空起动过程。     

民用涡扇发动机高高原起动风险规避试验方法

为了保证民用涡扇发动机在高高原机场首次试飞起动成功,采用建模设计方法,建立了发动机部件级起动模型,包括高 海拔气候条件对起动机特性的影响、旋转部件低转速特性延伸和修正、高海拔燃油雾化及点火对燃烧室效率的影响、发动机附件 阻力和功率损失、风阻和吸放热等模块,设计了民用涡扇发动机高海拔起动控制规律。采用仿真和试验分析技术建立了民用涡扇 发动机起动方案设计方法和试验调试优化方法,详细分析了起动机能力降低、转子运转阻力增大、燃油喷嘴雾化效果差、部件效率 和稳定性降低等4项影响高高原起动成功的因素。按照循序渐进的原则设计了高高原试飞起动风险规避试验流程。试验结果表 明：设计的民用涡扇发动机高高原起动风险规避试验方法有效,确保了飞机首次转场高高原机场降落后成功起飞。     

涡扇发动机放气起动分析与试验研究

为进行涡扇发动机放气起动特性的研究,建立了发动机放气起动模型,并进行了仿真计算;为进一步验证放气对发动机起动的影响,进行了发动机放气起动试验,获得了发动机放气起动的特点,定性验证了仿真计算结果;通过多次调整起动供油规律的试验,得到了发动机起动供油边界。计算和试验结果表明:在发动机起动过程中放气可提高发动机的起动稳定性,同时发动机排气温度也有所提高,发动机放气起动供油边界高于不放气起动供油边界,放气起动提高了发动机起动稳定裕度。     

某型涡扇发动机起动和加速过程数值模拟

借助国内外涡扇发动机过渡态数值模拟研究的最新成果,开展了某型涡扇发动机起动加速过程的数值模拟研究。首先参照风机和泵类机械低转速部件特性相似理论,结合指数外插法,成功地发展了航空燃气涡轮发动机低转速部件特性扩展方法和计算程序;其次,基于燃气涡轮发动机部件匹配原理,写出描述部件内动态流动过程的三个基本方程：动量守恒方程（功率平衡方程）、流量连续方程和能量守恒方程;最后发展了具有一定计算精度的涡扇发动机起动加速过程的数值计算模型和程序,对某型涡扇发动机的起动和加速过程进行了数值分析,并与试验数据进行了对比分析。结果表明,给出的数值计算结果与试验数据具有较好的一致性,表明发展的模拟涡扇发动机起动加速过程的数学模型和程序是合理的。     

某型涡扇发动机起动过程数值模拟

基于发动机设计点参数和压气机、涡轮高转速特性数据,完善了一种计算风扇、高压压气机和高、低压涡轮小转速特性近似方法,并进一步基于涡扇发动机部件匹配技术,建立了某型涡扇发动机起动过程计算模型及相应算法,给出了比较合理的发动机起动过程模拟结果.      

某型涡扇发动机地面起动试验研究

本文基于某型涡扇发动机地面试验情况,分析讨论了地面起动这一动态过程中主要参数的变化情况及原因,并结合试验数据,利用简单三段积分法计算了某型起动机特性,为地面起动控制规律和起动机设计计算提供了一定的参考依据。     

涡扇发动机加减速控制规律设计的定状态法

为便于开展涡扇发动机过渡态控制规律的正向设计,提出了一种基于模型的定状态控制规律设计方法。通过固定发动机加减速过程中的转速状态量,逆向求解满足物理约束条件的最优燃油量,获得发动机最优加减速控制规律。以某涡扇发动机为例,使用该方法基于部件级模型动态仿真分别设计了发动机过渡态开环油气比控制规律与闭环转子加速度控制规律,结果表明:两种控制规律仿真结果基本一致,满足最短加减速时间的要求,发动机高、低压转速仿真曲线与设计状态一致,发动机涡轮出口总温、燃烧室余气系数和喘振裕度等主要参数均未超限,验证了所提出的涡扇发动机加减速控制规律定状态设计方法的正确性和有效性。      

涡扇发动机收敛排气系统进口总温总压对喷流中心线温度分布影响

为了在涡扇发动机总体设计阶段,建立红外辐射特征预测模型,通过计算流体动力学方法研究涡扇发动机排气系统进口总温总压对其喷流无量纲温度分布规律的影响,得到适合涡扇发动机总体设计阶段使用的计算喷流中心线上温度分布的经验公式.结果表明:喷流中心线上相同无量纲温度对应的无量纲距离与涡扇发动机排气系统内外涵进口总压、外涵总温成正比与内涵总温成反比.总结出的涡扇发动机喷流中心线上温度分布的计算经验公式与数值计算结果吻合较好.      

一种涡扇发动机加减速转速变化率闭环控制技术

针对涡扇发动机加减速的特点和控制需求,在对比现有控制算法的基础上提出一种新的转速变化率(N-dot)闭环控制技术。通过引入积分补偿,消除了原理性稳态误差,且控制参数机理清晰,易于设计,具备较高的工程应用价值。针对控制回路切换带来积分饱和的技术难点,设计工程实用的输出回归抗积分饱和方法,实现与其它控制器协调工作。基于涡扇发动机开展了Matlab桌面仿真研究和台架试验验证,结果表明,本文提出的控制技术能够取得满意的控制效果:N-dot反馈能够很好跟随N-dot期望指令,跟随误差在当前期望值的±10%以内,控制算法对噪声不敏感,对于涡扇发动机加减速过程多控制回路切换场景,不存在回路干扰和积分饱和现象。     

某型发动机起动模型的支持向量机辨识及应用

为了解决某型涡扇发动机慢车转速以下的数学模型难以建立,无法进行起动性能数值计算的问题,提出了用支持向量机辨识起动模型,依据辨识结果估算起动性能的方法。采用发动机起动试验数据作为学习样本,建立了基于支持向量机的非线性动态起动模型。根据该型发动机起动供油量调整试验得到的供油压力数据,利用所建立的模型对起动性能进行了估算,给出了估算结果与试验数据的对比情况。研究表明,将支持向量机用于起动模型的辨识是可行的,能够较好地解决某型发动机起动性能计算的难题。     

基于支持向量机的涡扇发动机起动性能估算研究

针对不同大气条件尤其是高原和高、低温条件,及不同起动机和负载扭矩特性下涡扇发动机起动过程的数值模拟问题,给出了通用起动模型状态空间描述形式,研究了基于支持向量机的起动模型辨识和起动性能仿真方法。以某型涡扇发动机为例,给定某些条件下的起动试验数据,采用模型逐次递推的方式,估算了其它条件下的起动性能。提出的方法能够保证估算结果的准确度,适合于工程应用。     

最大飞行马赫数3.5的吸气式动力方案初步研究

针对某高超声速飞行器飞行任务对低速推进系统的需求(Ma≤3.5),以某小涵道比加力混排涡扇发动机为背景机提出了两套布局方案.研究结果表明:对于加力涡扇发动机(TF)方案,通过对背景发动机控制规律的优化,能有效降低发动机在高空大马赫数工作状态时混合器内外涵的总压差异,并且能获得更低的发动机单位耗油率.对于加力涡扇/亚燃冲压并联组合发动机方案,与TF方案相比,进气道和喷管的各自独立使其在结构上更加复杂,质量会大大增加,技术风险加大.      

航空发动机双余度控制规律设计方法

提出了航空发动机双余度控制规律设计概念和一种利用双余度控制规律作为控制传感器信号故障处理策略的方法;建立了备份控制规律设计方法和设计原则,应用于某高性能涡扇发动机双余度控制规律设计研究之中.研究结果表明:双余度控制规律可以实现无扰动转换,重构控制回路,提高发动机的任务可靠性.该方法可以应用于配装数字式电子控制系统的各类发动机.      

基于多入多出平衡流形展开模型的涡扇发动机反馈线性化滑模控制

针对涡扇发动机内部状态大范围变化条件下,单点线性控制器控制效果不佳而线性变参数控制器求解困难的问题,提出了一种基于多入多出平衡流形展开模型的涡扇发动机反馈线性化滑模变结构控制。首先,采用多入多出平衡流形展开模型辨识技术,获得仿射型的涡扇发动机数学模型。随后,利用反馈线性化将平衡流形展开模型解耦,经过坐标变换获得可用于控制系统设计的线性结果,考虑了具有误差项和饱和函数的指数趋近滑模控制律来提高控制系统的鲁棒性,完成了基于平衡流形展开模型的多变量涡扇发动机反馈线性化滑模控制器设计。最后,在非线性部件级模型上开展了控制器验证。在平衡流形展开模型设计工况,增益控制和滑模控制的控制效果表明,基于平衡流形展开模型的反馈线性化方法能够获得涡扇发动机良好的控制效果。同时,在平衡流形展开模型稳定但精度无法保证的非设计飞行工况,反馈线性化滑模控制器能够进一步抑制不确定性的影响,保证转子转速和发动机压比的跟踪控制效果。