某涡扇发动机主燃油通道模糊控制器设计

针对某型涡扇发动机的性能控制,设计了一种可进行多输入选择的开关式双模非对称、非线性段量化因子可自寻优的Fuzzy控制器.其可以在最大和加力状态对发动机状态进行控制,克服了一般模糊控制器因发动机转速动态响应变化快而不能进行实时调整和控制的缺点.该控制器输出与某涡扇发动机电子综合调节器的输出结果的实验比较表明:双模Fuzzy控制器设计简单,有较好的静态、动态特性,与实际输出比较误差较小,且具有很好的非线性校正作用,可作为实际发动机主燃油通道的数字控制器.     

航空活塞式发动机空燃比实时控制算法

采用比例-积分-微分神经网络(PIDNN)的控制算法,集合了传统PID控制及神经网络各自的优点,控制发动机在不同工况下的空燃比,实现发动机在不同工况间切换时,能够快速地控制空燃比至目标值.在AMESim软件中建立发动机模型,在MATLAB软件中建立PIDNN控制算法,进行模型在环仿真,仿真结果表明:在不同海拔高度下,PIDNN控制算法都能够准确地把空燃比控制在目标值,当发动机在不同工况间切换时,PIDNN能够在0.5s内把发动机空燃比控制至目标值,并且保证过量空气系数超调量在0.2之内,改善了发动机的动力性、经济性,提高了发动机的响应能力.     

基于自适应粒子滤波的涡扇发动机故障诊断

针对涡扇发动机非线性、非高斯的特点,提出了一种自适应的粒子滤波算法用于涡扇发动机气路部件突变故障的诊断.为了减小算法的计算量并且保证滤波精度,分析了滤波精度和样本数目的关系,提出根据滤波过程中状态的方差自适应地调整粒子数,在保证一定的滤波精度下可以有效地减少滤波过程中使用的粒子数,提高了算法的实时性.同时,引入扩展卡尔曼滤波(EKF)用于更新粒子,产生重要概率密度函数,在一定程度上避免了粒子的退化.通过某型涡扇发动机的仿真分析表明:改进的算法相比标准粒子滤波算法用于涡扇发动机气路部件故障诊断时,参数估计的方均根误差减小了50%左右,且算法的计算量减小了30%.     

激波聚焦诱导气液两相爆震燃烧的数值模拟

对以激波聚焦和增加障碍物方式诱导煤油-空气气液两相爆震燃烧的过程进行了数值模拟.采用欧拉-拉格朗日方法建立了脉冲爆震发动机(PDE)中气液两相流的喷射、雾化、掺混过程.研究发现环形爆震波在爆震管凹腔内经过反射、汇聚后能够引燃可燃混合物.而在障碍物处,激波的反射和再反射聚焦能够形成高温高压点(2700K,25MPa),产生局部爆炸,有助于形成稳定的脉冲爆震燃烧(波面速度为1900m/s,温度为2 950K),有效地缩短由缓燃向爆震转变(DDT)距离至0.45m.     

Feature analysis on US military aircraft engine advanced technology programs

US military aircraft engine advanced technology programs were overviewed and analyzed from light weight gas generator (LWGG) program initiated in 1960s through integrated high performance turbine engine technology (IHPTET) program started in 1980s, then to versatile affordable advanced turbine engine (VAATE) program. Some features and trends were summarized and concluded by literature statistics method, such as teams based on closely corporation among government, industries and academics, goals oriented with national defence strategies and weapon system development requirements, engineering manufacture and development including all relative disciplines and areas, verification measured by technology readiness level, the application extending to military aircraft engine, civilian engine, gas turbine and space vehicle, etc. The experience and lessons obtained can provide reference and guide for technology research and engineering manufacture and development of military aircraft engines in the world.     

一种直升机自旋训练过程涡轴发动机控制规律设计与仿真

针对直升机自旋训练过程中涡轴发动机快速响应要求,提出了一种以燃油流量和导叶角为控制量的鲁棒控制规律抑制自由涡轮转速瞬态下垂.首先,通过改进UH-60直升机/T700发动机综合模型,使之能够模拟自旋进入及自旋恢复过程动态变化.其次,提出并设计一种基于燃油流量和导叶调节的涡轴发动机鲁棒控制规律,并通过典型的自旋训练过程仿真,验证了该控制规律相比仅以燃油流量为变量的控制规律,自由涡轮转速瞬态下垂量降低至3%以下,且燃油流量变化更加平缓,改善了执行机构的工作条件.     

变循环发动机组合变几何调节方案

基于面向对象的设计思想,设计出了一个双涵道变循环发动机(VCE)的性能计算模型,并选取了双涵道VCE具有代表性的典型工作点,进行了双涵道VCE的组合变几何调节的相关研究.结果表明:在双涵道VCE的亚声速巡航和超声速巡航工作点,合理调节风扇导流叶片角度可以更大程度发挥双涵道VCE性能优势;在亚声速巡航工作点时选取的方案4和超声速巡航工作点时选取的方案4均比双涵道VCE设计点的变几何调节方案性能更优.     

喷嘴位置对脉冲爆轰发动机性能影响的试验研究

为了研究喷嘴位置对脉冲爆轰发动机性能的影响,设计加工了直径为80mm的汽油/空气两相脉冲爆轰发动机（PDE）,在PDE文氏管内不同位置安装喷嘴,进行了冷态雾化和热态燃烧转爆轰试验,分析了马尔文激光粒度仪测得的液滴尺寸分布和动态压力传感器测得的信号。试验结果表明：喷嘴的安装位置对脉冲爆轰发动机的性能具有显著影响;喷嘴安装在文氏管喉部时爆轰管内雾化混合效果最好,爆轰波峰值压力最大为3．5 MPa,工作频率最高为30Hz;喷嘴安装在文氏管入口时爆轰管内雾化混合效果最差,爆轰波峰值压力最小为0．9MPa,工作频率最低为15 Hz;在试验范围内,改善雾化混合效果有利于提高脉冲爆轰发动机的工作频率。研究结果对脉冲爆轰发动机的设计具有参考价值。     

超燃冲压发动机燃烧室空气节流技术研究

为考察空气节流对超燃冲压发动机燃烧室的影响,非定常数值模拟和地面实验相结合证实了空气节流可以实现超燃燃烧室燃料稳定燃烧,研究了节流位置、节流流量、节流撤去时间对节流效果的影响。结果表明:在燃烧室入口马赫数2,静温548.8K,静压101555.9Pa条件下,745mm处节流时,激波串稳定时间较短,稳焰失败;875mm处节流时,火焰稳定成功。随着节流流量和节流撤去时间的增加,燃烧越来越剧烈,壁面压力逐渐升高,可能影响进气道的起动,对于本文来流条件,30%入口空气流量作为节流流量是合适的,440ms以前撤去空气节流是恰当的。     

基于高速慢车的航空发动机快速响应控制

针对传统航空发动机响应速度慢,难以在紧急事件中用于控制受损飞机完成起降过程的问题,采用高速慢车控制模式来提升发动机加速性能,通过增加发动机在慢车时高压压气机转速,为加速前期提供更大的燃油流量,从而缩短发动机从慢车至最大状态的加速时间。为保证慢车时高压转子转速提高的同时发动机推力和稳定裕度不变,通过修改高压压气机可调导叶控制计划来调整高压转子工作点。仿真结果显示,与原有控制相比,采用高速慢车快速响应控制模式的发动机加速上升时间从原来的2.00s缩短至1.86s,而高压压气机最小喘振裕度仅由16.01%下降至14.81%,同时慢车推力基本保持不变。