跟踪微分器在变流量燃气发生器上的应用研究

变流量固冲发动机(VFDR)工作时,常采用PID控制器控制燃气发生器内燃气压强。对于阶跃或方波形式的压力指令,往往由于误差信号的突变使执行机构瞬时输出的控制力过大,产生较大的燃气压强超调与燃气流量负调,严重影响了控制系统的性能。为解决上述问题,在常规的PID控制器基础上,引入跟踪微分器(TD)给压力指令信号合理地安排一个快速无超调的过渡过程并提取微分信号。然后令燃气压强跟踪这个安排的过渡过程,使压强达到期望值。通过对变流量燃气发生器的非线性模型进行仿真试验,结果表明:相比于PID控制器,无论压力指令在高或低压强范围内,所提出的控制器均具有更高的稳态精度和快速性,压强的超调量不超过3.7%,响应时间在1s以内。此外,该控制器在抑制燃气流量的负调量上展现了巨大的优势,可将最大负调量减小2.7～3.25倍,显著地提升了VFDR的性能。     

动态负调约束下固体冲压发动机燃气流量控制算法研究

变流量固体冲压发动机工作过程中，常采用控制燃气发生器压强的方式调节燃气生成量，在跟踪变化压强指令过程中，流量会产生明显的负调现象，严重影响发动机系统的安全性和可靠性。为 解决这一问题，本文以具有高度非线性、强时变特性的燃气发生器系统为对象，构建了基于粒子群算法的流量调节自适应PI控制器，并给出一种利用自适应微分跟踪器对期望控制指令进行“整形”的负调改善算法；首先，结合负调发生、终止判据，综合考量系统流量安全裕度，负调发生方向，构建了适配于动态负调约束的自适应跟踪微分器（TD），克服了传统跟踪微分器在负调抑制过程中控制精度不高，指向性不强等缺陷；进一步，开展了多工况下的负调抑制算法仿真校验，结果表明：所设计自适应控制算法具备良好的燃气流量控制能力，可实现在基本不改变响应时间情况下，将最大负调量削减56.6%的控制效果，展现出良好的工程应用前景。     

高速热气流风洞供油系统的双路流量协调控制

针对高速热气流风洞供油系统双路流量的协调控制问题,在引入交叉耦合控制算法并汲取滑模控制与动态矩阵预测控制的优点的基础上设计了一种双路流量协调控制器.仿真结果表明：提出的单路流量控制算法能够实现流量的快速、无超调、精确控制,调节时间约为10s,控制精度可达0.1%,并且具有克服系统滞后的能力;提出的双路流量协调控制器提高了双路流量的动态跟随性,跟踪误差在±0.1L/min内.     

基于线性自抗扰的齿轮传动涡扇发动机控制

为了研究干扰对航空发动机系统的影响及提高控制系统抗干扰能力，采用基于模型的设计方法（MBD），建立一种大涵 道比齿轮传动涡扇发动机（GTF）部件级模型，并且针对发动机干扰来源，根据发生机理建立大气湍流干扰和功率提取干扰模型。 基于线性自抗扰控制（LADRC）方法设计了发动机转子转速控制器。在全数字仿真平台和硬件在环仿真平台上对发动机模型、干 扰模型以及控制算法进行了集成与验证。结果表明：发动机在面对这些类干扰时，LADRC控制器在转速等重要性能指标上的抗 扰能力比PID控制器提高20%以上。LADRC控制具有更好的鲁棒性和抗干扰能力，保证了发动机的平稳运行，为LADRC在实际 航空工程中的应用打下了良好的基础。     

基于混合区域极点配置的航空发动机全包线鲁棒变参数控制器设计

针对航空发动机全包线多变量鲁棒变增益控制器设计问题,提出了一种基于混合区域极点配置的鲁棒变参数控制方法。利用Jacobian方法建立多调度参数下的发动机仿射线性变参数(Linear parameter varying,LPV)模型,用于描述发动机全包线内的非线性动态特性;针对上述LPV模型,采用仿射参数依赖Lyapunov函数设计具有H∞鲁棒性能的状态反馈控制器,给出了控制系统全局稳定性的证明;并利用混合区域极点配置方法,将闭环系统极点配置到左半平面指定位置,以保证控制系统的动态特性及稳定裕度;进而引入凸多胞技术,将参数依赖线性矩阵不等式(Linear matrix inequality,LMI)方程转化为有限维LMI进行控制器求解,并得到了全局解。针对涡扇发动机的仿真结果表明:存在复杂量测噪声干扰条件下,鲁棒变参数控制器可以实现发动机全包线内控制指令的精确跟踪,系统阶跃响应的调节时间不超过1.5s,系统无超调,对控制期望的稳态跟踪误差在0.02%以内,符合发动机控制系统技术要求。     

基于Fuzzy-PI双模控制器的燃气发生器压强控制算法研究

为了改善燃气发生器流量调节控制系统的性能,建立了系统的数学模型。针对系统具有较强的非线性和时变性的特点,引入模糊-PI双模控制器对燃气发生器内压强闭环控制,在系统偏差较大时采用模糊控制器,以获得良好的瞬态性能;在系统偏差较小时采用PI控制器,以获得良好的稳态性能。仿真结果表明:模糊-PI双模控制器集模糊控制器与经典PI控制器的优点于一身,在不同的工作状况下具有响应速度快、超调量低、鲁棒性好、抗干扰能力强等优点,相比于经典PI控制器响应时间最高可缩短4.11s,超调量最多减小约4.5倍,提高了燃气流量调节系统的控制精度。     

基于人工蜂群算法优化的燃气发生器压强自适应模糊免疫PID控制

固冲发动机燃气流量控制系统因具有较强的非线性和时变性,导致其控制问题较难解决。为了实现对燃气压强的精确闭环控制,设计了基于人工蜂群算法优化的自适应模糊免疫PID (ABC-AFI-PID)控制器。控制器的比例系数由模糊免疫控制器在线修正,积分和微分系数由自适应模糊控制器实时调整,并应用人工蜂群算法对控制器的设计参数进行鲁棒优化。采用ABC-AFI-PID控制器、自适应模糊PID (AF-PID)控制器和传统PID控制器分别对某滑盘阀式流量控制系统的线性和非线性模型进行仿真,来验证控制器在设计工作点(7.24MPa)附近以及全压强调节范围内的动态性能和稳态性能。结果表明:在不同的工况下,ABC-AFI-PID控制器体现出良好的品质。相比于AF-PID控制器可将压强响应速度提高约1.8～2.5倍,相比于传统的PID控制器可将压强响应速度提高约4.6～5.1倍,并且其超调量也被控制在7.14%以内。该控制器在快速性、稳定性和鲁棒性上均展现出了巨大优势,显著地提高了燃气流量控制系统的性能。     

基于模型补偿的风力机变桨距线性自抗扰控制器设计

设计了一种变桨距线性自抗扰控制器,估计和补偿了系统未建模部分和外界干扰,实现额定风速以上时系统输出功率稳定于额定值;并采用模型补偿方法对自抗扰控制器进行优化,减少了参数整定的数目,提高了系统控制精度。对额定功率为300 kW的风电机组分别在阶跃风、阵风以及湍流风作用下进行系统仿真。结果表明,该方法可以快速调节风速变化引起的输出波动,使得系统输出稳定且超调量小,具有很好的稳定性和鲁棒性。     

基于LADRC的四旋翼无人机自适应姿态跟踪控制

针对四旋翼无人机受到外界干扰会导致系统参数的改变,从而影响控制性能的问题,提出了一种基于LADRC自适应姿态控制方法。首先,根据四旋翼无人机的姿态模型,建立了基于LADRC的四旋翼无人机姿态解耦控制结构;然后,引入干扰观测器估计补偿系统总扰动,实时在线辨识转动惯量值;考虑到控制量饱和的问题,设计模糊推理规则以提高控制性能。仿真结果表明,加入了自适应环节的LADRC控制器能够实现对干扰的准确估计,尤其在小角度飞行时表现出了较强的跟踪精度及响应速度。     

基于控制分配的恒压腔压力精准控制

针对采用双阀调节的恒压腔系统压力在空气流量大范围变化时的精确控制问题,提出了一种基于控制分配的恒压腔压力精准控制方法。首先,建立了虚拟放气流量的双阀控制分配算法,包括：建立满足虚拟放气流量要求且调节阀能耗最小的优化问题;通过线性矩阵不等式(Linear Matrix Inequality, LMI)求解该优化问题得到双阀实际流通面积值;考虑调节阀动态并计算调节阀控制信号指令值。其次,建立以虚拟放气流量为恒压腔控制输入的闭环负反馈回路,基于此,设计满足伺服性能和抗干扰性能要求的PI控制器,引入上述双阀控制分配算法,进而构建完整的基于控制分配的恒压腔压力控制系统。仿真结果表明,采用该方法的控制系统性能明显优于传统单阀PI控制系统性能,恒压腔压力动态相对误差小于0.07%;干扰流量最大变化率为77kg/s2时,压力最大偏差低于500Pa;此外,调节阀动态时间常数和流量系数的拉偏仿真结果进一步验证了该控制器的鲁棒性。     

金属/水反应冲压发动机内流场数值模拟

基于燃气发生器式金属/水反应冲压发动机的构成形式,建立了发动机补燃室内流场两相反应计算模型,并在该模型下对给定的贫氧推进剂配方,及某模型发动机进行了模拟,得出了不同水喷射雾化角、铝颗粒燃烧模型、铝颗粒初始直径下反应物和产物组分、温度等发动机参数的变化趋势。结果表明,水喷射雾化角大有利于水滴蒸发及其与燃气的掺混;两种不同的铝颗粒燃烧模型结果差别不大;铝颗粒初始直径的大小对发动机性能有显著影响。     

粉末燃料冲压发动机理论性能分析

研究粉末燃料冲压发动机的理论性能,采用编制的热力计算软件,分别对以硼粉、铝粉、镁粉为燃料的发动机性能进行了计算,分析了不同参数对发动机比冲的影响趋势,为进一步研究及发动机设计奠定了基础。通过与常规液体燃料冲压发动机及固体火箭冲压发动机进行比较,说明了粉末燃料冲压发动机在比冲及体积比冲方面的优势。鉴于金属粉末燃烧产物中凝相物质含量高的特点,研究了两相流损失对发动机性能的影响。     

旋转射流对含硼固体火箭冲压发动机二次燃烧的影响

为提高固体火箭冲压发动机二次燃烧效率,将旋转射流技术引入固体火箭冲压发动机设计,采用Re-alizable k-ε湍流模型、单步涡团耗散燃烧模型以及KING硼粒子点火和燃烧模型,利用Fluent软件开展了旋转进气和一次燃气旋转含硼固体火箭冲压发动机补燃室三维反应流场流数值分析。研究结果表明,当空气射流切向进入补燃室时,气流产生的旋转均使燃料与空气的混合更充分,燃烧效率更高。当气流切入角度增大时,补燃效率先升后降,对于具体发动机结构,存在一个使燃烧效率最大的切入角,针对研究的模型发动机结构,此值在20°附近;当一次燃气旋流数的增加,二次燃烧效率呈逐渐增高的趋势。     

旋转冲压发动机高速动静混合气体轴承性能分析

为了满足旋转冲压发动机对高速支撑的要求,本文对动静压混合高速气体轴承进行理论分析与数值研究。首先通过旋转冲压发动机的工作条件确定了气体轴承的供气压力,对描述轴承内气体流动的雷诺方程采用牛顿迭代与有限差分法进行求解,获得不同偏心、不同转速下轴承内气体压力分布并分析动静压耦合机理。同时分析了不同供气孔排数对压力分布与承载能力的影响,给出了不同转速、不同供气孔排数下轴承所能支撑的最大转子重量,为下一步旋转冲压发动机转子系统设计奠定基础。     

面向一体化计算的整体式液体冲压发动机建模及性能评估

为发展冲压发动机性能工程预估方法,建立了面向一体化计算的整体式液体冲压发动机性能计算模型,并使其兼容基团贡献算法,提高了拓展性。利用模型分析了冲压发动机在攻角0°～6°、高度0～18km、马赫数2.0～3.5、余气系数1.0～2.9范围工况多维度连续变化下,比冲、推力系数和燃油质量流量的速度-高度特性、高度-节流特性、节流-速度特性以及攻角特性。研究结果表明:性能计算模型可在一体化计算条件下、基团贡献算法允许范围内,不依赖试验数据对冲压发动机性能预估,计算结果与技术参考值相比相对误差均小于14%。推力系数和比冲具有基本一致的速度-高度特性和相似的高度-节流特性,受燃气组分影响,推力系数和比冲的节流-速度特性差异明显。燃油质量流量的变化规律不同于比冲和推力系数,在进入平流层后呈现折缓趋势,而呈现连续性,速度越大、高度越低、余气系数越小,燃油质量流量越高,反之则越小。引入攻角以后,攻角越大,比冲和推力系数越低,进气道起动马赫数越高;攻角-起动马赫数曲线小范围内近似线性,攻角超过5.6°非线性加剧。     

沙丘火焰稳定器在冲压发动机上的应用研究

沙丘火焰稳定器是一种新型的火焰稳定装置,将它应用于冲压发动机中,尚有许多实际技术问题需要解决.沙丘火焰稳定器在全尺寸冲压发动机上试验结果表明:在发动机点火、稳定燃烧、燃烧效率及流阻损失等方面均优于V型槽火焰稳定器,特别是流阻损失小,可使发动机的临界推力提高,具有很好的应用价值.     

固体火箭冲压发动机燃气发生器动态特性影响分析

建立了燃气发生器/固体火箭冲压发动机/导弹的一体化动态数学模型，通过数值仿真研究得到了在典型飞行弹道下各主要工作参数的变化过程.结果表明，在导弹飞行的爬升和巡航段，燃气发生器实际输出燃料流量和发动机实际输出推力与指令值之间的相对偏差均较小，不超过7%；而在俯冲段，由于容腔效应影响严重，燃料流量相对偏差达到-30%，推力最大相对偏差达-50%.上述因素给导弹飞行速度带来的相对偏差小于5%，射程的相对偏差小于1%.因此，针对所述的爬升 巡航 俯冲弹道，在导弹工作过程仿真中，可忽略燃气发生器的动态特性，不会影响对导弹飞行性能的评估.      

基于变增益扩张状态观测器的永磁同步电机转速环自抗扰控制器设计

线性扩张状态观测器(LESO)在观测初始阶段,系统状态量实际值与估计值误差较大。由于LESO高增益的影响,导致LESO在初始时刻的扰动估计输出出现很大的峰值,而且观测器增益越大,峰值现象越严重。针对上述问题,设计了一种变增益扩张状态观测器(TESO),其增益是一个时变函数,在初始时刻为较小的函数值,随着时间逐渐增大,直至趋于一个较大常数。利用李雅普诺夫变换和微分代数谱理论给出了参数整定公式。将线性自抗扰控制器(LADRC)中的扩张状态观测器替换为TESO,并将其应用于永磁同步电机转速控制中,计算机仿真和系统试验验证了该控制器设计的有效性。