基于扩张状态观测器的燃气舵舵机位置控制

为了实现对燃气舵舵片的高精度位置控制,设计了高阶非线性扩张状态观测器对舵机位置系统进行精确闭环控制。通过将参数摄动耦合项和外界扰动项合并为一个新的状态量,将原有三阶位置系统扩张为四阶控制系统。采用滑模变结构控制器对状态观测器观测结果进行控制,使舵机偏转角度达到预定值。分别采用传统PID控制和所设计的高阶非线性扩张状态观测器对舵机控制系统进行仿真,来验证所设计的控制器的响应性能和稳定性能。结果表明:相比于传统的PID控制器,所设计的高阶非线性扩张状态控制器具有更高的跟踪精度和更快的响应性能,其响应时间在0.1s以内,提升了约0.7s,且该控制系统无超调量的产生。该控制器在鲁棒性、抗干扰性上体现出更好的特点,因此可以更好地实现整体伺服系统的位置控制。     

单通道内燃波转子燃烧性能实验

建立简化单通道内燃波转子系统,以连续热射流的点火方式,采用实验方法研究了点火位置,射流作用时间,初始预混气当量油气比对波转子通道内点火及燃烧性能的影响.结果表明:随着射流逐渐推近,喷管出口距波转子通道38mm附近时,对点火不利,但点火位置对火焰锋面发展影响不大;在不同当量油气比下,射流作用时间对波转子通道内燃烧过程压力增益具有不同的影响规律,同时火焰锋面倾斜角随着射流作用时间增加而有所减小;当量油气比为2.0时不利于波转子内组织燃烧,且此时火焰锋面出现反向倾斜,倾斜角高达58°.      

一种考虑静气动弹性的气动特性修正方法

基于CAE-DNW correlation workshop 提供的两个数模构型———标准构型CAE-AVM Base与CAE-AVM DZ构型进行研究。 CAE-AVM DZ构型是CAE-AVM Base构型在风洞试验时产生静气弹形变后的真实构型。采用SST湍流模型,预测CAE -AVM Base构型与构型CAE-AVM DZ的流动状态,分析流动现象,并研究风洞实验中气弹变形干扰下气动数据修正方法。与试验数据对比,验证计算状态,并对气弹数据修正进行进一步的改进,得到一套适用于关联CFD结果和风洞试验结果的数据修正方法,即在同升力系数下进行数据的关联修正。     

大幅振荡试验支架干扰研究

低速风洞大幅振荡试验是飞行器研制,特别是具有过失速机动能力的战斗机研制中,必不可少的试验研究项目。目前国内外已经开展了低速风洞大幅振荡试验,并开展了其他动态试验系统的支架干扰试验研究和大幅振荡试验洞壁干扰的试验研究,但对低速风洞大幅振荡试验结果中的支架干扰修正都没有进行过相应的研究。为了进一步提高低速风洞大幅振荡试验的数据准度,掌握支架干扰影响规律,在 FL-51风洞采用两步法对俯仰、滚转和偏航三个模态的单自由度大幅振荡风洞试验的支架干扰进行了测量。两步法支架干扰修正法使用叠加原理,认为辅助支架、映像支架和主支架对模型气动力的干扰作用都是线性叠加关系,没有考虑不同支架之间的相互干扰。通过设计加工专用的辅助支架和映像支架,利用两步法试验获得了单自由度大幅振荡试验支架干扰的影响量。分析发现大幅振荡试验中支架干扰影响量对单自由度大幅振荡试验的准度影响较大,进行大幅振荡试验时,需要进行相应的支架干扰试验,并且支架干扰影响量随频率增大而增大。结果表明大幅振荡风洞试验可以通过两步法进行支架干扰影响修正,进而提高试验结果的准度。     

支承刚度和轴向位置对某型对转发动机低压转子临界转速的影响

为提供某型对转发动机低压转子临界转速的设计和调整的理论依据,开展了该转子的临界转速随支承刚度和轴向位置变化规律的研究.以该转子为研究对象,采用有限元法建立了转子动力特性的计算模型,基于不同的支承刚度和轴向位置,运用转子动力学分析软件SAMCEF/ROTOR对低压转子的前4阶临界转速进行了系统的计算分析,揭示了低压转子前4阶临界转速随支承刚度和轴向位置的变化规律.结果表明:支承刚度对低压转子的临界转速有显著影响,而支承轴向位置对临界转速的影响较小.     

飞机液冷系统导管流量标定方法

机载液冷系统随着大功率电子设备的发展成为飞机制冷系统的一个发展方向,而目前液冷剂流量作为制冷系统的一个重要指标其标定方法尚不成熟.在分析差压式流量测量原理的基础上,提出通过液冷系统中原有的变径管和直角弯头产生的压力变化来获得差压式流量计算中流量系数的方法,同时搭建了机载液冷系统流量标定试验台.研究了制冷液温度和测量段入口压力对流量测量的影响,并据此获得了流量修正的结果.研究结果表明:温度对流量测量的影响相对较大,该影响跟流量的变化关系不大,并随着压力的增加而减少.压力对制冷液流量的测量影响相对较小,随着温度的增大而增大.该研究结果对机载液冷系统的计算提供技术参考.     

引入陀螺观测量的捷联快速双位置对准方法

为了解决初始对准中速度与精度相矛盾的问题,提出了静基座下引入陀螺测量误差信息的捷联快速双位置对准方法.在常规对准方法基础上,增加陀螺测量角速度信息为观测量,提高系统可观测度,提升滤波器的收敛速度.针对双位置单滤波器方位失准角估计慢的问题,提出双位置双滤波器的对准方案.仿真验证表明,该方案方位失准角的估计精度与水平失准角相当.该方法切实可行,对提高惯导系统的可观测性和缩短对准时间,有重要的参考价值.