基于LQG/LTR的飞翼飞机阵风减缓系统研究

根据我国《运输类飞机适航标准》的要求,采用有理谱逼近的方法建立了Von Karman大气紊流的数值仿真模型;详细推导了多变量系统鲁棒性的衡量方法,给出了开环系统奇异值曲线形状与闭环系统鲁棒性的关系;针对飞翼飞机多操纵面的特点,将控制分配技术与LQG/LTR控制器结合在一起,同时兼顾了对飞机过载和翼根弯矩的减缓。仿真结果表明,所设计的控制系统在对飞机过载减缓的同时,也对机翼的翼根弯矩进行了有效的减缓。     

扩压叶栅叶尖非定常流动的涡动力学机理

为了揭示压气机叶尖区旋涡结构与流动非定常性之间的关联，采用URANS对一亚声速平面扩压叶栅在不同攻角下的流场进行了求解，并借助Q判据提取了叶尖瞬态涡系结构。结果表明：泄漏涡的破碎现象能够通过诱导新的涡结构间接作用于相邻通道的叶尖流动，是导致叶尖流场失稳的关键因素。在-0.3°和+0.7°攻角下，叶尖泄漏涡发生了螺旋破碎，并伴随有非定常诱导涡的出现，诱导涡对相邻叶片载荷的影响使得叶尖泄漏涡发生周期性摆动；在+1.7°攻角下，泄漏涡破碎会导致反流涡的形成，反流涡的输运会给叶片载荷和来流攻角带来非定常扰动，反过来又会作用于泄漏涡的破碎和反流涡的生成，最终表现为一种自维持的非定常流动现象。     

基于动态补偿的多电机控制算法

多电机协调控制达到转速一致是电机控制中的一个关键难题，外加负载变动和电机参数变化时会引起电机性能的下降，达不到良好的控制效果。为使电机间保持转速同步，建立了永磁同步电机d-q坐标系下的矢量控制数学模型，基于转速跟随控制，提出一种基于单神经元PID的变增益速度补偿器进行偏差耦合控制。在MATLAB/Simulink建立了3台永磁同步电机的仿真模型。仿真结果表明，与传统PID固定增益速度补偿器算法相比，单神经元PID的变增益速度补偿器具有更强的鲁棒性以及更快的收敛性。     

基于速度观测的双余度电液舵机系统容错同步控制

考虑飞机电液舵机活塞杆运动速度不易测量的情况，提出一种基于速度观测的容错同步控制策略，解决了双余度电液舵机系统（DREHAS）内泄漏共模故障（IL-CMF）下的位置跟踪控制问题。首先，通过引入2组参考轨迹并对模型进行线性变换，实现舵面位置跟踪与两舵机力输出同步控制解耦；其次，在扩展状态观测器（ESO）中加入故障参数自适应项，设计一种自适应扩展状态观测器（AESO）估计两通道舵机活塞杆速度和扰动，从而克服了故障条件下利用原系统模型设计ESO带来的估计结果不准确问题；最后，基于AESO的估计结果及故障参数在线更新结果，利用反步法设计了一种非线性容错同步控制器。Lyapunov稳定性分析结果表明，该控制方法可确保IL-CMF故障及时变干扰条件下，闭环系统所有信号有界，系统输出满足规定的性能要求。IL-CMF故障及常值干扰条件下，系统跟踪误差渐进收敛于零。仿真实验进一步验证了所提方法的有效性。      

叶片飞脱下转子动力学响应实验

为了研究大涵道比涡扇发动机叶片飞脱时动力学响应,更好地进行发动机安全性设计,根据相似理论设计了包含叶片飞脱装置的突加不平衡实验系统并进行了实验验证。研究结果表明:设计的突加不平衡实验系统,与某型验证机相似度高,代表性强,能够有效可控地进行突加不平衡实验,重复性好,机理清晰且飞脱不平衡量大,能够真实地模拟发动机叶片飞脱响应。通过实验发现,当大突加不平衡发生时,频谱出现超次谐波并且冲击系数由于挤压油膜阻尼器限幅作用并不呈现线性关系,因而在后续研究中还应注意限幅导致的碰摩问题。      

航空发动机低压转子系统的“可容模态”设计及实验验证

建立了带弹性支承和阻尼器的航空发动机低压柔性转子动力学模型,进行了模态计算以及临界转速处的响应计算。在考虑临界转速约束与“临界跟随”现象约束的条件下,综合模态不平衡影响因子、弹支应变能占比以及套齿连接结构稳定性构造了可容度评价函数,建立了低压转子系统的“可容模态”优化设计方法。设计并搭建了低压转子实验系统,从模态测试实验、阻尼器减振实验以及长时间“共振”实验,验证了设计方法的可靠性。研究结果为计算的临界转速与实际测量的临界转速最大误差为3.86%,阻尼器在1阶与2阶临界转速处的减振比最大可达45.6%,实验转子系统在1阶与2阶临界转速处各完成了长达412.5 s和429.8 s的“共振”实验,共振过程中转子系统各通道振动单峰值稳定在100μm以内,且无次谐波产生。表明了所建立的航空发动机低压转子系统“可容模态”优化设计方法是可行的。     

S弯收扩喷管流动特性数值研究

为了研究S弯收扩喷管的流动机理,数值模拟了不同喷管落压比（NPR）和S形收敛管道出口面积比（A₇₂/A₈）对S弯收扩喷管内流动的影响。结果表明：当S弯收扩喷管处于高度过膨胀状态时,随着NPR升高,非对称分离逐渐转变为对称分离,λ型激波转变为马赫盘结构,气动性能下降,推力矢量角减小;随着NPR继续上升,激波从喷管内移动到喷管出口边缘,并逐渐转变为膨胀波,气动性能上升,推力矢量角减小至0°后保持不变。在完全遮挡高温部件的低可探测准则的约束下,出口面积比A₇₂/A₈的变化主要对S弯收扩喷管收敛段的流动特性产生显著影响,体现在S弯收扩喷管内的局部加速及二次流分布。S弯收扩喷管的气动性能随着A₇₂/A₈增大而提高,但当A₇₂/A₈增大至1.8时,第一弯管道出口上壁面发生流动分离,气动性能显著下降。     

空间系绳碎片碰撞生存能力研究

空间系绳结构和几何尺寸对其在复杂空间环境中抵抗碎片碰撞的能力有显著影响.本文根据系绳-碎片碰撞模型和泊松分布,计算了双股系绳和带状系绳被碎片割断的概率,分析了太空碎片对系绳生存能力可能造成的影响.双股系绳是由两条平行系绳每隔一段距离打结连接构成,带状系绳可视为一种横截面为矩形的特殊单股系绳.首先对单股系绳被碎片割断的概率进行建模,然后构建双股系绳和带状系绳生存能力函数,最后根据空间碎片环境模型,对比分析具有不同结构、不同尺寸的系绳的生存能力.仿真结果表明,相较于单股系绳,双股系绳和带状系绳的生存能力有明显提高.      

基于重要性测度降维的液压管路稳健优化设计

提出一种基于重要性测度的降维预处理优化方法,对不确定环境下飞机局部液压管路系统的稳健性优化问题展开研究。引入区间模型描述随机变量分布参数（即设计变量）的不确定性,引入基于方差的重要性测度衡量设计变量对优化目标的贡献程度,从而筛选出对优化目标影响较大的设计变量,简化优化模型。该方法可以有效降低优化问题的维数,进而减少优化的计算成本。通过数值算例验证了所提方法的合理性和可行性,并采用该方法对飞机局部液压管路系统进行了稳健性优化设计。     

基于UG、Workbench平台航空发动机多盘转子结构自动优化方法

目前对航空发动机转子优化设计多限于单盘优化,且优化需要借助人工调整再优化。基于航空发动机转子优化设计常用软件平台数据交流方便和减少人工调整的考虑,提出了基于UG、Workbench平台航空发动机多盘转子结构自动优化方法。首先基于UG平台,对多盘转子结构进行参数化几何造型,借助生成的标准化模板,便于减少建模工作量及对同类盘的优化。然后基于Workbench平台,借助脚本语言（APDL、Python）二次开发完成对多盘转子结构状态变量提取,及自动优化流程控制。算例结果表明,在满足几何、强度要求条件下,优化后多盘转子结构质量减少了33%,应力分布更为均匀,且验证该方法具有良好的稳定性及精度。