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本文阐明了某型航空发动机在加速过程和最大状态时的控制规律,总结了在上述过程中制定发动机控制规律应关注的要素,并利用发动机动态数学模型对所制定的控制规律进行了详细的数值分析。分析结果表明,所制定的发动机控制规律可以较好地满足发动机设计要求,控制规律合理、可行。 相似文献
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提出了一种改善航空发动机加速性能的方法:采用SQP寻优方法对航空发动机进行加速过程的寻优控制仿真计算,获得以油/气压比为函数的优化加速燃油控制规律。选取工作包线内具有一定覆盖性的若干个状态点,进行加速过程寻优控制仿真。考虑到根据油/气压线开环进行加速控制易于导致涡轮后温度瞬态超调,提出了根据两类约束条件计算开环加速线,对所获得的两条优化的加速线进行融合,进而获得适用于全飞行包线范围内的加速燃油控制规律。仿真计算表明,所提出的加速燃油控制规律可以在兼顾涡轮后温度不超温和压气机喘振裕度的情况下,实现发动机加速时间最短的目标。 相似文献
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深入研究了航空发动机加速过程和减速过程的最优控制问题。提出了基于改进FSQP(Feasible Sequen-tial Quadratic Programming)算法的航空发动机加速过程和减速过程最优控制方法,仿真结果证明该方法可以在满足航空发动机加速过程和减速过程中各项约束条件的前提下,实现最优的控制目标。 相似文献
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主要研究了航空发动机加力过渡态控制的新方法。在不改变原有发动机控制结构的基础上,提出了一种增广LQR法(Augmented Linear Quadratic regulator-ALQR)综合ADRC(Active Disturbance Rejection Control)干扰补偿控制的算法(简称ALQR+ADRC),该算法除了有原ALQR控制所具备的强的消除静差能力之外,还兼具AD-RC优良的干扰补偿能力。通过模拟快速进入/退出发动机加力过渡态过程,验证了该算法具有理想的控制效果,能够较好地协调加力燃油供给和喷口开张,在整个过渡态过程中对核心机工作有较小的影响。 相似文献
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介绍了前馈加返馈控制规律的构成,并与返馈控制规律进行了比较,从而确定了数字控制所采用的前馈加返馈的稳态控制规律。 相似文献
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为了解决某型发动机在地面高温天气条件下加速性调整困难的问题,提出了一种具有自刹车功能的加速供油规律设计
方法。其主要设计思想为:在未满足加速性判断指标要求前,尽可能多地供油以提高加速性;当满足加速性判断指标后,依据其与
控制目标值的接近程度,逐步减少加速供油量进行自刹车,直至发动机转速上升率降至PID控制参数可控范围内,最终由PID控制
算法控制至目标值。根据此设计方法编制出相应的控制逻辑,并利用基于迭代算法的过渡态模型进行仿真验证。结果表明:在原
有PID控制参数完全保持不变的情况下,采用该设计方法可以有效地将发动机加速时间缩短0.3~0.5 s,保证加速过程满足过渡态
指标和稳定裕度的要求,有效地解决了该型发动机加速性调整困难的问题。 相似文献
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涡扇发动机加减速控制规律设计的功率提取法 总被引:3,自引:5,他引:3
为了简单、快速和准确地设计双轴涡扇发动机加、减速控制规律,提出了一种加、减速控制规律设计的新方法——功率提取法:在发动机稳态特性计算模型的基础上,分别从高、低压转子提取额外功率,使得高压压气机工作点(线)沿等换算转速线移动,并保证低压转子转速满足预定的要求,在同时考虑风扇和压气机喘振裕度限制、涡轮进口总温限制以及燃烧室熄火边界的条件下,利用适当的描述形式,可以快速而准确地获得最优双轴涡扇发动机加、减速控制规律.对某型涡扇发动机加速控制规律的改进设计结果表明,提出的加、减速控制规律的设计方法具有直观、快速、准确而有效的优点. 相似文献
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针对由于敌防空系统防御能力不断提高所带来的进攻导弹突防难题,提出主动反拦截突防(IAIP)的概念,以弥补传统机动突防仅考虑进攻导弹的逃逸而忽略其攻击任务的缺陷。根据IAIP制导的内涵,在综合考虑目标的机动性能、拦截导弹末段的拦截特性及进攻导弹的控制系统性能的基础上,建立进攻导弹-目标-拦截导弹的三体运动模型。将突防制导指令的设计等效为最优控制的求解,其中突防指令为实现燃料最省目标的最优解,进攻导弹的过载、拦截导弹的脱靶量、进攻导弹的攻击角、打击精度和突防后的视线角,分别为控制约束、路径约束和末端约束。借鉴控制变量参数化(CVP)方法将最优控制问题转化为非线性数学规划问题,并将路径约束离散化后采用序列二次规划(SQP)算法得到突防时机给定条件下制导指令的数值解。提出基于CVP的混合遗传算法(CVP-GA),用于求解最优突防时机及制导指令。仿真结果显示,采用IAIP最优控制算法的进攻导弹在成功突防后的打击精度仍可满足任务要求,且其燃料消耗相对于传统串联式突防方法降低了23.7%,验证了该方法的有效性及优越性。 相似文献
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一种求取发动机状态变量模型的改进拟合法 总被引:1,自引:1,他引:1
采用的拟合辨识方法是直接对根据状态变量模型中各变量间的线性关系对系数矩阵进行拟合,并且实现对稳态过程和瞬态过程进行分步拟合,从而消除瞬态误差对稳态精度的影响.本方法有接近传统最小二乘法的精度,并且无需求解状态变量模型微分方程或使用迭代算法,只需要进行简单的矩阵运算即可得到各系数矩阵,因此计算效率远高于传统最小二乘法.同时,该方法也可与其他拟合方法结合使用从而进一步提高拟合精度.最后,应用该方法建立了某涡轴发动机的小偏差状态变量模型,通过与非线性模型仿真结果比较,验证了该方法的有效性,即使对象非线性较强,该方法也能得到精度较高的拟合效果. 相似文献
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功率提取法在涡喷发动机起动特性模拟及控制规律设计中的应用 总被引:3,自引:8,他引:3
针对涡喷发动机起动控制规律的特点,将涡轮发动机加、减速控制规律设计的功率提取法模型,应用于航空涡喷发动机起动控制规律的设计.结合低转速部件特性预测方法和改进的功率提取法,给出了涡喷发动机起动控制规律设计的约束条件和设计步骤.该模型可以用于起动带转过程中起动机带转功率的预测,以及全包线范围内、全气候条件下的涡喷发动机起动控制规律的快速、准确设计.计算结果表明,根据功率提取法模型设计的起动控制规律与实际的发动机起动控制规律吻合较好,该方法具有较好的工程应用价值. 相似文献
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《中国航空学报》2019,32(12):2577-2591
A CFD-based Numerical Virtual Flight (NVF) simulator is presented, which integrates an unsteady flow solver on moving hybrid grids, a Rigid-Body Dynamics (RBD) solver and a module of the Flight Control System (FCS). A technique of dynamic hybrid grids is developed to control the active control surfaces with body morphing, with a technique of parallel unstructured dynamic overlapping grids generating proper moving grids over the deflecting control surfaces (e.g. the afterbody rudders of a missile). For the flow/kinematic coupled problems, the 6 Degree-Of-Freedom (DOF) equations are solved by an explicit or implicit method coupled with the URANS CFD solver. The module of the control law is explicitly coupled into the NVF simulator and then improved by the simulation of the pitching maneuver process of a maneuverable missile model. A nonlinear dynamic inversion method is then implemented to design the control law for the pitching process of the maneuverable missile model. Simulations and analysis of the pitching maneuver process are carried out by the NVF simulator to improve the flight control law. Higher control response performance is obtained by adjusting the gain factors and adding an integrator into the control loop. 相似文献
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《中国航空学报》2021,34(5):535-553
The morphing technology of hypersonic vehicle improved the flight performance by changing aerodynamic characteristics with shape deformations, but the design of guidance and control system with morphing laws remained to be explored. An Integrated of Guidance, Control and Morphing (IGCM) method for Hypersonic Morphing Vehicle (HMV) was developed in this paper. The IGCM method contributed to an effective solution of morphing characteristic to improve flight performance and reject the disturbance for guidance and control system caused by the morphing system for HMV in gliding phase. The IGCM models were established based on the motion models and aerodynamic models of the variable span vehicle. Then the IGCM method was designed by adaptive block dynamic surface back-stepping method with stability proof. The parallel controlled simulations’ results showed the effectiveness in accomplishing the flight mission of IGCM method in glide phase with smaller terminal errors. The velocity loss of HMV was reduced by 32.8% which inferred less flight time and larger terminal flight velocity than invariable span vehicle. Under the condition of large deviations of aerodynamic parameters and atmospheric density, the robustness of IGCM method with variable span was verified. 相似文献