基于喘振裕度估计模型的发动机高稳定性控制

为解决超机动飞行中发动机喘振裕度不可测量的难题,提出一种发动机喘振裕度的建模方法.喘振裕度的模型分为常规飞行时的无畸变模型与超机动飞行时的损失量模型两部分.无畸变模型是基于喘振裕度特征选择算法筛选最优模型输入,以非线性拟合方法建模实现;损失量模型则基于在线攻角预测模型实时评估发动机进口畸变度,进而计算获得.而后利用上述估计模型对发动机的稳定性进行实时预测,在不改变发动机原控制回路的基础上,对涡轮落压比控制指令进行喘振损失补偿,实现高稳定性控制.最后,通过大攻角机动飞行的数字仿真,验证了上述方案可以准确控制发动机喘振裕度在11%~13%,保证了发动机工作的稳定性和高效性.      

退化发动机加速性能恢复控制方法

针对退化发动机加速性能下降的现象,提出一种变喘振裕度约束的模型预测控制方法。通过分析退化发动机在加速过程中的工作特点,将加速过程分为三个阶段,在不同阶段采取不同的喘振裕度约束。鉴于模型预测控制能够显式处理约束、采用在线滚动优化来获取最优控制输入,采取模型预测控制方法,并采用具有较高实时性的交替方向乘子法求解优化问题,实现了退化发动机加速性能的恢复。数字仿真结果表明,采用本文所提出的加速性能恢复控制方法后,相比退化发动机,加速过程中所耗费的时间缩短了35%以上。     

涡轮冲压组合发动机模态转换多变量控制研究

为解决串联式涡轮冲压组合发动机在涡轮模态与冲压模态转换过程中的推力及流量连续控制问题,在基于EKF的在线发动机实时模型基础上,提出了基于推力控制的串联式涡轮冲压组合发动机控制规律。通过发动机内推力、总空气流量、风扇空气流量、风扇喘振裕度等多参数的闭环控制,实现涡轮冲压组合发动机的稳定模态转换。仿真分析表明,模态转换过程中推力稳态控制误差不超过2.1%,流量稳态控制误差不超过3%,模态转换过程中推力瞬态波动不超过9%,空气流量瞬态波动不超过7.6%。     

基于辅助进气门的进气道/发动机一体化稳定性控制研究

为了实现发动机在大机动飞行时高品质稳定运行,提出了一种基于辅助进气门调节的进气道/发动机一体化稳定性控制方法。基于进气道CFD模型,通过飞行条件和辅助进气门开度计算出口性能参数,考虑总压畸变对风扇特性的影响,建立了进气道实时模型和总压畸变模型,并将其与发动机部件级模型匹配,建立进/发一体化模型。为了直接控制发动机安全裕度,选取发动机部分可测参数作为输入,通过非线性拟合方法建立风扇喘振裕度实时估计模型,相比于直接压比控制可以充分发挥发动机的潜能。进/发一体化控制是通过调节辅助进气门开度,控制进气道出口总压恢复系数,以满足发动机进口截面需求,并基于H∞鲁棒控制实现对发动机的转速和安全裕度的控制。仿真结果表明,所提出的方法可以实现发动机在大机动飞行过程中安全稳定工作,推力损失不超过2%。     

航空发动机主动稳定控制方法分析

主动稳定控制能够抑制压气机旋转失速、避免喘振,从而减小稳定裕度,扩大工作范围,使压气机性能得到最大发挥。针对航空发动机主动稳定控制关键技术,分析了以Moore-Greitzer模型为基础的压气机模型、模态控制与非线性控制两种主动控制方法,在此基础上讨论了主动稳定控制方法存在的不足,并指出了压气机模型与主动稳定控制方法的未来发展方向,可为航空发动机主动稳定控制理论研究与工程应用提供有益的参考。     

一种超声速状态下机载推进系统模型的建模方法

为了满足机载航空推进系统模型对精度、实时性及数据存储量的苛刻要求，提出了一种机载模型建模方法.对传统的机载稳态模型建立过程中使用的相似准则进行了充分讨论，得出了一种具备更高建模精度的相似准则.在新的相似准则基础上，建立了包含泰勒展开式中非线性2阶项的高精度稳态变量模型，有效解决了分段线性稳态变量模型在大包线、变状态条件下精度难以保证的问题；为了解决超声速状态下安装推力与发动机净推力差别较大的问题，建立了考虑外流特性的简化进气道模型，给出了一种计算安装推力的方法，即由简化发动机模型计算安装推力中符合相似准则的部分，由进气道模型计算溢流阻力、放气阻力及发动机推力中不符合相似准则的部分.仿真结果表明:基于新的相似准则所建立的机载模型具有大包线、变状态适应性，输出参数误差均在0.5%以内.      

一种基于发动机喘振实时模型的主动稳定性控制方法

提出了涡扇发动机喘振实时模型建立方法,该模型考虑了发动机容腔的容积动力学效应,风扇、压气机的失速区特性,燃烧室的熄火特性,同时建立了发动机进口总温畸变、总压畸变及组合畸变模型;提出了一种基于压力相关度测量的发动机主动稳定性控制技术,通过测量压气机转子叶片尖端区域的压力相关度,得到相关度值穿越阈值的次数,根据穿越阈值次数与喘振裕度值固有的特性关系,得到压气机的喘振裕度,进而通过鲁棒控制方法设计了主动稳定性控制律,并进行了仿真研究,结果表明:相比于常规控制,基于压力相关度测量主动稳定性控制可以实现发动机过渡态过程中压缩系统不进喘,明显提高了发动机过渡态的动态性能.      

基于实时模型的涡扇发动机加速供油规律设计方法

针对某型涡扇发动机建立了实时模型,并将实时模型计算与试验结果进行了对比,得出该实时模型对模拟航空发动机加速过程具有一定的精度。通过改变航空发动机加速过程控制逻辑,并引入压气机裕度这一限制条件,获得了1种航空发动机加速供油规律设计方法。在实时模型中采用该方法,能够快速准确地获得航空发动机的加速供油规律;同时能够直观地得到航空发动机加速过程的动态特性。结果表明:通过验算得到设计的加速供油规律符合航空发动机加速要求。     

基于在线滚动序列核极限学习机的涡轴发动机非线性模型预测控制

针对涡轴发动机控制系统设计,提出了1种基于在线滚动序列核极限学习机的非线性模型预测控制方法。综合考虑直升机旋翼扭矩、燃气涡轮转速、动力涡轮转速、涡轮级间温度和压气机喘振裕度等信息,设计具有较好实时性、精度和泛化能力的多输出在线滚动序列核极限学习机作为预测模型,引入预测模型输出与发动机输出的误差进行反馈校正,利用序列二次规化算法在线求解包含限制约束的预测控制问题。在某型直升机/涡轴发动机综合平台的仿真环境中进行了直升机大幅度机动飞行仿真验证,结果表明:该模型预测控制器相比于传统串级控制具有更好的控制品质,可显著降低动力涡轮转速超调/下垂量。     

一种基于模型的涡扇发动机容错控制策略

针对民用涡扇发动机,研究了一种基于模型的航空发动机容错控制策略.在发动机原有闭环控制系统的基础上,该策略对发动机各控制量进行容错控制修正,达到缓和甚至消除故障对控制系统影响的目的.针对民用涡扇发动机常见的高压压气机和高压涡轮性能退化故障,提出了以恢复发动机运行性能为目的的性能指标,通过遗传算法离线计算得到容错控制计划表,并利用插值计算实现在线容错控制.经仿真验证,该策略控制性能良好、实现简单.结果表明:在确保各温度限制不超标的情况下,受影响较大的增压级喘振裕度恢复至故障发生前的水平,同时风扇与高压压气机喘振裕度的降幅不超过5%,推力的降幅不超过3%.      

基于显式预测控制的涡扇发动机控制器设计

模型预测控制因其能够较好地处理涡扇发动机约束问题且实现多变量控制而具有较大的应用潜力。为了解决传统模型预测控制算法在实际应用中存在运算量大、实时性较差的问题,基于显式模型预测设计了航空发动机多变量控制器。在控制结构上采用多速率双闭环系统,保证了控制精度;在计算上通过多参数规划将在线优化问题转化为线性函数计算问题,大幅度减少了计算量;在发动机从开环切闭环的过程提出一种增量式切换方法,实现无扰切换。数值仿真和硬件在环仿真结果表明,转速和压比稳态误差分别不超过±0.25%和±1%,控制器在25ms控制周期内能完成计算,满足嵌入式系统实时性要求。     

Neural network-based model predictive control with fuzzy-SQP optimization for direct thrust control of turbofan engine

A nonlinear model predictive control method based on fuzzy-Sequential Quadratic Programming (SQP) for direct thrust control is proposed in this paper for the sake of improving the accuracy of thrust control. The designed control system includes four parts, namely a predictive model, rolling optimization, online correction, and feedback correction. Considering the strong nonlinearity of engine, a predictive model is established by Back Propagation (BP) neural network for the entire flight envelope, whose input and output are determined with random forest algorithm and actual situation analysis. Rolling optimization typically uses SQP as the optimization algorithm, but SQP algorithm is easy to trap into local optimization. Therefore, the fuzzy-SQP algorithm is proposed to prevent this disadvantage using fuzzy algorithm to determine the initial value of SQP. In addition to the traditional three parts of model predictive control, an online correction module is added to improve the predictive accuracy of the predictive model in the predictive time domain. Simulation results show that the BP predictive model can reach a certain degree of predictive accuracy, and the proposed control system can achieve good tracking performance with the limited parameters within the safe range.     

飞行/推进系统自适应神经网络综合控制仿真研究

 提出一种基于发动机喘振裕度自适应的飞行 /推进系统综合控制。在发动机喘振裕度较大的某些飞行条件或飞行包线内,通过调整喷口面积,使发动机喘振裕度保持在一个较小值,既保证发动机稳定工作,又增加发动机推力,从而改善飞机的性能。采用分散控制方案,综合控制系统由 5个控制子系统组成。各控制子系统的设计采用自适应控制和神经网络相结合的方法,所提出的参数和权重的自适应调整律保证系统的稳定性。全包线范围内飞机平飞加速和爬升数字仿真结果表明,该综合控制方法可缩短飞机的平飞加速时间和爬升时间。     

涡扇发动机加减速特性显式与隐式计算方法

为了探索一种便于进行涡扇发动机过渡态控制规律设计的性能计算模型,提出了基于部件法的涡扇发动机加减速的显式格式和隐式格式计算方法,该方法通过在发动机计算模型中直接给定喘振裕度限制值、燃烧室油气比限制值和涡轮进口总温的限制值,计算出最优的加减速特性,进而获得发动机的最优加减速控制规律。计算模型针对不同的给定值,选择了不同的燃烧室容积效应模型。证明了对一般的涡扇发动机,隐式格式计算模型中,给定压气机喘振裕度算法的解是唯一的。以某涡扇发动机在地面的加减速过程为例,按最优加减速控制规律计算,显式格式算法和隐式格式算法的结果误差小于1.3%.对给定高压转子转速加速率的加速特性也进行了验算,计算结果与最优加速过程的结果误差小于1.7%.本文提出的加减速特性计算方法可为涡扇发动机的过渡态开环和闭环控制规律设计提供便捷的手段。     

Maneuver control at high angle of attack based on real-time optimization of integrated aero-propulsion

To reduce the propulsion system installation thrust loss under high angle of attack maneuvering, a control method based on real-time optimization of the integrated aero-propulsion is proposed. Firstly, based on data fitting and physical principle, an integrated onboard model of propulsion system is established, which can calculate various performance parameters of the propulsion system in real time, and has high accuracy and real-time performance. Secondly, to improve the compatibility of optimization real-time performance and search accuracy, the online optimization control of aero-propulsion system is realized based on an improved trust region algorithm. Finally, by controlling the auxiliary intake valve, a good match between inlet and engine is realized, which solves the problems of intake flow reducing and total pressure recovery coefficient declining, and improves the installation performance of propulsion system. The simulation results indicate that, compared with the conventional independent engine control, the real-time integrated optimization method reduces the installed thrust loss by 3.61% under the design condition, and 4.58% under the off-design condition. Furthermore, the simulation on HIL (Hardware-In-the-Loop) platform verifies the real-time performance of integrated optimization method.     

矢量喷管控制对发动机性能的影响

建立了带推力矢量的涡扇发动机数学模型。结合某型涡扇发动机研究了矢量喷管偏转对发动机工作和性能的影响,研究结果表明,矢量喷管偏转时,在一定条件下,发动机低压转子共同工作线向喘振边界移动,而高压转子共同工作线不发生变化,发动机总推力是增大的。但当将矢量喷管偏转与喉部面积放大相结合,可使发动机保持原工作状态不变,而发动机总推力却随着几何矢量角的增大而减小。