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发动机喘振裕度自适应控制 总被引:1,自引:0,他引:1
本文研究飞行 /推进系统一体化控制中的发动机喘振裕度自适应控制。通过一定的控制作用 ,使发动机在所有飞行条件和工况下都保持一定的喘振裕度 ,从而充分发挥发动机的潜力。将发动机大偏差模型、进气道及飞机模型综合在一起 ,构成飞机 /推进系统一体化数学模型 ,以进行发动机自适应控制的仿真。计算机仿真表明 ,发动机自适应控制具有很好的性能效益 ,例如在飞行高度 H=10公里 ,飞机由 Ma=0 .65加速到 Ma=0 .90 ,在采用自适应喘振裕度控制后 ,双发动机推力提高 16 ,飞机加速时间缩短 2 3 ,大大提高了飞机性能。 相似文献
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各通道间无耦合是工程上导弹控制系统设计的一个基本假设,但随着飞行速度及机动性的提高,导弹各通道间的气动与运动学耦合已不能忽略.以面对称导弹为研究对象,依据小扰动理论,通过建立偏航与滚转通道之间的耦合运动方程,定量分析了通道耦合对导弹控制系统稳定裕度的影响,所得结论可为面对称导弹的工程设计提供参考. 相似文献
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为实施裕度定制,本文开发了能够体现裕度定制思想的轴流压气机二维特性预估方法。精细考虑了前后缘形状、最大弯度位置等,尤其是通过考虑叶片力而全面包含掠影响是本方法的重要特色。为初步验证本方法,对NASA37和NASA67转子进行了性能预估并与试验结果进行了对比。结果表明,本方法基本可靠,可以用于裕度定制目的。 相似文献
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本文阐述了新近通过的以国际标准为基础的我国航空工业标准《飞行动力学概念、量和符号》中规定的飞机纵向稳定性和操纵性的一些特征点和裕度的定义和物理意义.部分地推导了一些计算公式.为了使这些指标具有更明确的物理意义,更容易理解和容易计算或试验,本文提出了与现有标准在实质上一致而在形式上不同的定义,作为对今后制订相应的国家标准的建议. 相似文献
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邱兴海 《燃气涡轮试验与研究》1996,(2):1-4
阐述了处理机匣对轴流压气机的作用。针对某型低压压气机的具体情况提出了处理机匣的改进方案。通过对该压气机上的试验研究,获得了显扩大压气机稳定工作裕度的效果。 相似文献
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分析了飞机重量对运行中飞行速度和高度限制的影响,以B737-300(CFM-56-3C-1)爬升性能计算为例,利用波音性能软件进行计算分析,结果表明重量变化对速度和高度安全裕度的影响近似呈线性变化,并给出定量分析结果,为飞行、签派人员实际运行提供参考. 相似文献
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本文研究了对于飞行器如何更加合理地定义其静稳定裕度的问题.常用的静稳定裕度定义为无量纲化的质心位置与气动焦点之间的距离,这种定义对于常见的高升阻比的飞机导弹等飞行器是适用的,然而对于一些非常规飞行器,例如载人飞船返回舱这类大钝头大配平攻角阻力体,这种定义在反映其静稳定程度上存在一定的问题.本文举例说明了这个定义存在缺陷,指出定义静稳定裕度时不能只考虑升力变化的影响,而是应该根据气动合力的变化来进行综合考虑.提出了新的比较完备的静稳定裕度定义方法,指出常用的静稳定裕度定义方法是本文提出的定义方法在特定情况下的表述,并举例说明了本文定义具有更加广泛的适用性. 相似文献
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提出了在试验台架和工作现场对燃气轮机喘振裕度进行动态测试和检查方法,其测量和计算方法新颖、简单适用。应用计算机图形技术,将燃气轮机压气机特性图显示在控制屏幕上,燃气轮机在不同工况下运转时,测试系统将其工作状态点的相关参数动态实时地显示在控制屏幕上,操作人员根据燃气轮机的实际工作状态,便于机动性检查,防止意外故障发生,提高了燃气轮机在现场使用的可靠性。 相似文献
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为评估同轴离心式喷嘴燃烧稳定性裕度,开展了两种不同缩进长度喷嘴的稳定性试验研究。试验中燃料流量不变,逐步增加氧化剂流量,两种喷嘴在相同的混合比(2.28)发生振荡燃烧,均对应燃烧器第二阶纵向声模态频率。喷嘴A(缩进长度8.5mm)和喷嘴B(缩进长度12.5mm)最高振荡幅值对应的混合比分别为2.28和2.81。基于二阶非线性耦合振子模型,利用喷嘴稳定燃烧阶段的压力数据,分别从频域和时域识别系统衰减系数,发现两种方法得到的衰减系数在数量上一致,验证了两种分析方法的等价性。喷嘴A在不稳定发生前衰减系数突然增大,喷嘴B衰减系数呈递减趋势,不稳定发生时降到0.03以下,说明衰减系数可以评估喷嘴的稳定性裕度,但需要考虑噪声相干共振等非线性现象的影响。 相似文献
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根据飞控系统稳定裕度的要求,给出了几种求取稳定裕度的方法,尤其是提出的基于返回误差阵奇异值的稳定裕度判定方法,可解决多通道多回路复杂交联系统的稳定裕度评价问题。 相似文献
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导弹协同作战飞行时间裕度 总被引:1,自引:0,他引:1
基于导弹协同作战任务规划系统进行合理任务分配的需求,研究了导弹可以修正控制飞行时间的裕度。根据导弹-目标在视线坐标系和角动量坐标系下的运动关系,得出了导弹相对于目标的加速度,并基于此给出了导弹剩余飞行时间的估算方法;当前时刻导弹剩余飞行时间的估算值与已经飞行的时间以及任务规划系统指定的期望到达时间构成时间反馈作用,用于修正控制导弹到达目标的最终飞行时间。由于真比例导引律在工程实现和解析运算中具有一定的优势,选择在真比例制导加速度的视线方向施加时间反馈控制作用,进而得出了基于真比例导引律的导弹协同作战飞行时间控制导引律;最后重点研究了在该时间控制导引律的作用下,存在导弹的飞行速度限制以及弹目相对运动约束时,导弹飞行过程中任一时刻对应解析形式的可控飞行时间的裕度。仿真结果表明,本文的设计合理可行,对于多弹协同作战的实现具有重要意义。 相似文献