轴对称矢量喷管空间运动学建模仿真

为了获得轴对称矢量喷管动态偏转轨迹的最优路径,提出了1 种基于运动学位移解算的解决方法。通过空间运动约束 分析建立了描述轴对称矢量喷管复杂空间运动的平衡方程,经解算建立了描述矢量角与作动筒位移映射关系的2 维插值模型。基 于运动学模型仿真中喷管喉道截面与出口截面几何中心距离不变的结论,建立矢量角与中心坐标的简化关系并设计各控制周期下 矢量角动态指令偏转规律。仿真结果表明：该解决方案基本可以保证动态偏转下矢量轨迹满足预期要求。     

基于直升机综合扭振模型的发动机扭振抑制方法

为了抑制直升机机动飞行时涡轴发动机自由涡轮、燃油调节系统出现的耦合扭振不稳定性,充分考虑了由旋翼、桨毂、传动系统、发动机以及机身组成的扭矩动力传递链的动态响应过程,建立了具有一定置信度的直升机综合扭振模型;并根据扭矩动力传递链特点,设计了作用于发动机转速控制回路的附加相移小的陷波滤波器以抑制综合扭振模型中涡轴发动机扭振。数字仿真表明,所建立的直升机综合扭振模型,在时域中,不同高度、马赫数下均可见低频扭振和高频扭振,与频域计算得到的低阶扭振频率1.92Hz,高阶扭振频率52.52Hz相符。同时,设计的扭振滤波器滤波幅值约-20d B,相角变化在±50°范围内,通频带附加相移小,能较为显著地抑制自由涡轮、燃油调节系统耦合扭振。     

超声速进气道/发动机一体化控制

为了解决超声速进气道/发动机一体化问题,建立了可进行放气调节的超声速进气道部件级数学模型,而后将其与某双轴涡扇发动机部件级模型匹配,实现进气道与发动机共同工作.基于该进气道/发动机一体化部件级模型,分析计算了超声速进气道内流、外流特性,并研究了在超声速工作状态下进气道放气特性,验证了在超声速飞行时,发动机在中间状态与加力状态下,通过进气道放气调节,发动机安装推力提升了3%.     

航空发动机超声速巡航性能寻优控制研究

为解决航空发动机在不加力超声速巡航状态的性能寻优问题,提出进气道放气、风扇与压气机导叶角与燃油流量、尾喷管喉道面积五变量的序列二次规划优化调节方案,验证了航空发动机在最大安装推力、最小油耗、最低涡轮前温度三种控制模式时,相比较于传统的不带进气道放气的四变量优化方案,五变量优化方案优势明显,可分别提升最大安装推力7.5%,降低燃油消耗率4.6%,降低低压涡轮前温度1.5%;同时,为满足机载发动机模型自适应要求,建立基于输入端带积分补偿的卡尔曼滤波器的发动机自适应模型,并验证了航空发动机在发生蜕化时,五变量优化方案同样具有全局寻优优势。     

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.