深度变推力液氧煤油发动机初步方案研究

针对载人登月着陆器对高性能深度变推力动力的需求,结合国内外探月及空间探索变推力发动机方案与最新进展,在我国补燃循环液氧煤油发动机高性能和具有一定推力调节能力的基础上,基于发动机推力调节敏感度分析,提出推力敏感度强/调节方案简单的泵压式深度变推力液氧煤油发动机方案;同时针对液氧煤油发动机深度变推力调节特性,提出了大范围推力调节、大变比高性能喷注器、宽范围推力室可靠冷却及高性能、稳定性能涡轮泵等关键技术及其解决途径。     

航空航天机电伺服系统可靠性设计综述

针对航空航天机电伺服系统,进行了简略的国内外可靠性发展历史和现状的介绍;针对系统中伺服电机、伺服机构和伺服驱动器的可靠性分析方法、失效模式和可靠性设计方法进行了阐述,并对机电伺服系统可靠性设计提出了冗余的设计思想;随后根据国外最新的机电伺服系统设计技术提出了国内的相关产品的发展趋势;最后从设计、方法、试验、数据、人员等方面提出了我国机电伺服系统可靠性发展的不足.     

泵压式液体火箭发动机变推力方案选择

简述了泵压式变推力液体火箭发动机的现状和应用前景,提出了几种泵压式发动机推力调节方案,分析了各方案的优缺点,阐述了系统方案选择须重点考虑的几个方面.以某泵压式发动机为模型发动机,利用系统参数平衡仿真计算结果,对各种调节方案综合分析,确定了可行的系统调节方案,可用于指导模型发动机的工程研制.      

高可靠航空电液伺服系统控制器设计

电液伺服系统是一种由电信号处理装置和液压动力机构组成的伺服控制系统。针对某航空机电系统中伺服驱动装置的工作特点,设计实现了基于DSP处理器的高可靠航空电液伺服系统控制器。控制器为双余度硬件冗余体系结构,采用热备份的主/备工作方式,并使用基于故障严重程度和故障计数双重原则的容错策略,在保证控制器性能的同时有效提高了系统可靠性,同时其双余度架构也保证了系统安全性。     

电动膨胀循环变推力液体火箭发动机推力控制方案

以电动膨胀循环变推力液体火箭发动机为研究对象，设计了一种适用于电动膨胀循环发动机的推力闭环控制方案，其次基于AMESim平台建立了控制系统仿真模型，验证了重要部组件模型的准确性，并基于电动机泵和涡轮泵动力学模型对PID控制器进行了参数整定，最后着重针对推力调节的阶跃信号和斜坡信号开展了控制仿真。结果表明：在推力变比5∶1全工况范围内，双PI控制器适用于电动膨胀循环发动机推力调节控制，系统不存在稳态误差，但是调节过程存在波动；针对调节过程而言，双PI控制器控制信号的比例输出振荡是控制目标波动的主因，而积分输出造成了控制目标的稳态误差；相比阶跃信号调节，双PI控制器跟踪斜坡信号的效果更好，因此实际使用中，应尽量考虑斜坡信号进行推力调节。     

液氧煤油高压补燃循环发动机深度变推力系统方案研究

鉴于重复使用运载器对动力系统的技术需求,以我国新一代运载火箭主动力液氧煤油高压补燃循环发动机为研究对象,建立了多参数、非线性以及强耦合的发动机系统仿真平台。在分析国内外变推力液体火箭发动机技术特点的基础上,根据液氧煤油发动机单路推力调节的仿真结果,首次提出了发生器燃料路流量调节器调节、主涡轮前燃气分流以及氧化剂主路节流等相结合,并辅助以气体乳化提高喷注器压降的组合深度推力调节方案。仿真结果表明:发动机推力调节能力可达10:1,且能实现多次点火起动,具有性能高、调节范围大的优点。     

富氧补燃循环液氧煤油发动机深度推力调节方案对比分析

针对富氧补燃循环液氧煤油发动机目前推力调节范围窄的问题,以某型富氧补燃循环液氧煤油发动机为原型,建立了发动机非线性静态数学模型,利用Matlab计算分析了5种推力调节方案,其中调节推力室供应路流量的方案不可行;调节燃气发生器燃料路流量会引起燃气发生器混合比严重偏离稳定工作点;联合调节燃气发生器燃料路和氧路流量使得系统复杂;调节涡轮燃气流量可获得较宽推力调节范围,未来将针对该调节方案开展技术研究。     

碳氢燃料超燃冲压发动机燃烧室控制试验

设计了超燃冲压发动机燃烧室控制回路,采用基于可调气蚀文氏管的燃料流量调节系统动态调节燃料流量,根据反馈的推力和隔离段压强等测量数据进行燃烧室推力增益控制和燃烧室-隔离段干扰控制,并在直连式超燃冲压发动机试验系统上进行了推力单水平控制试验和推力多水平/燃烧室-隔离段交互控制试验.试验表明:燃料流量调节系统工作稳定,文氏管按指令行程作动,流量调节过程清晰;测量推力随流量变化基本上同步变化;对目标推力增益和燃烧室-隔离段交互的控制有效,并为进一步深入研究超燃冲压发动机燃烧室控制问题奠定了基础.      

交流伺服系统控制器在线参数自整定方法

伺服系统转动惯量的变化会影响伺服控制性能。为提高伺服性能需要对转动惯量进行在线辨识,实现伺服控制器参数的在线自整定。详细介绍了基于模型参考自适应的转动惯量在线辨识方法,提出了动态调整自适应增益和滤波器时间的方法,有效解决了自适应算法辨识速度和辨识精度的矛盾。根据转动惯量的辨识结果,利用对称优化法则,实时调整伺服控制器参数,以保证控制器动态性能的一致性和鲁棒性。仿真和试验验证了方法的有效性。     

航空发动机防喘扩稳构件效能优化的试验研究

为评估和优化发动机防喘系统的效能,采用温度畸变发生器作为逼喘装置,分别给出了某涡扇、涡喷发动机扩稳构件在不同组合方案下的试验结果。比较和讨论了防喘系统不同扩稳构件的扩稳效果。试验结果表明,发动机防喘系统扩稳效果最为显著的是采用短时切断燃油以及导叶、放气等调节手段,但其缺点会带来较大的推力损失和系统的复杂性;而采用切油加导叶调节的手段尽管扩稳效果不如前者明显,但其推力损失较小且系统易于实现。     

航空发动机电液伺服系统机载模型监控设计

为了监控航空发动机电液伺服系统中不易通过机内测试电路诊断的异常或故障,提出一种机载模型监控方法,采用AMESim工具进行系统的建模,之后对模型进行校准、实时化和线性化处理。在对监控算法进行了设计与仿真之后,用C代码编程实现了模型监控算法,并运行于发动机电子控制器中。对某发动机燃油计量装置的试验表明:机载模型监控可以有效监测系统中因元部件性能衰减、卡滞、零偏漂移等引起的异常或故障,并能补偿电液伺服阀的零偏漂移和容错运行,避免控制功能失效或过快降级。可为航空发动机及相关领域的电液伺服系统机载模型监控设计提供参考。     

变控制流供应角度涡流阀固体变推力火箭发动机调节方案

针对涡流阀变推力发动机变控制流供应角度方案,开展了发动机工作特性的数值模拟及实验研究。数值研究结果表明:采用变控制流供应角度可以很好地实现涡流阀变推力发动机的推力调节;涡流阀最大推力调节比超出加质发动机调节比26%;调节比随着控制流供应角度的减小而增大。实验结果表明:变控制流供应角度方案可行,验证了“气 气”调节的优越性。变控制流供应角度涡流阀固体变推力发动机为实现固体发动机推力调节提供了一种技术途径。      

航空发动机防喘扩稳构件效能的试验

为评估和优化发动机防喘系统的效能, 采用温度畸变发生器作为逼喘装置, 分别给出了某涡扇、涡喷发动机扩稳构件在不同组合方案下的试验结果.比较和讨论了防喘系统不同扩稳构件的扩稳效果.试验结果表明:发动机防喘系统扩稳效果最为显著的是采用短时切断燃油以及导叶、放气等调节手段, 但其缺点会带来较大的推力损失和系统的复杂性;而采用切油加导叶调节的手段尽管扩稳效果不如前者明显, 但其推力损失较小且系统易于实现.      

15:1气氧/煤油变推力火箭发动机设计及试验

为了进一步提高变推力火箭发动机推力调节水平、拓宽推进剂使用范围、提升调节控制的技术能力,采用理论计算和地面试验的方法,设计了一款基于机械定位双调系统的气氧/煤油变推力火箭发动机,对变推力发动机的性能、针栓式喷注器的性能和机械定位双调系统的调节效果进行了研究。结果表明:气氧/煤油变推力火箭发动机在0.26～4.35MPa室压实现稳定燃烧,推力变化为57.30～864.70N,推力变化比达到15:1,最高燃烧效率达到97.14%;流量调节阀可精确调节推进剂流量,针栓式喷注器可主动控制喷注压降,达到机械定位双调系统的预期目标,展现出采用机械定位双调系统的该型变推力火箭发动机在深度变推力技术应用的优势。     

永磁直线同步电机超短反馈滑模控制研究

永磁直线同步电机矢量控制的速度环常采用PI控制。传统PI控制器在速度追踪时存在起动过程超调大、受到负载扰动时调节时间长等不足之处。为提高伺服性能,滑模控制被应用到伺服系统中,但其缺点是存在抖振问题。因此,提出一种基于内分泌激素调节的滑模控制方法,可以有效降低速度的超调量,缩短受到外部扰动时的调节时间。在MATLAB中搭建了系统的仿真模型,仿真结果表明其对速度和推力的控制效果显著,优于传统的PI控制和常规的滑模控制。     

固体发动机推力随机调节的涡流阀方案研究

介绍了一种固体发动机推力大小随机调节实现的方案－涡流阀方案，导出了涡流阀调节性能的相似准则方程；对涡流阀调节固体发动机静态特性和影响调节性能的各种主要因素进行了分析，指出了提出调节性能的途径，诸了模型发动机的推力调节。     

100N推力级微小型涡喷发动机数字式电子控制器研究

建立了100N推力级微小型涡喷发动机模型,应用鲁棒控制算法进行了控制器软、硬件系统开发设计;提出了全新的仿真方法,用该方法对控制器进行了仿真,取得了良好的效果。电子控制器不仅具备等转速调节功能,且有足够的逻辑、多种控制监测和保护功能,完全符合多功能FADEC控制的要求。     

部分催化过氧化氢变推力发动机的稳定性分析

提出了一种部分催化发动机方案,该发动机在大范围推力调节时能维持压降基本不变;通过与不催化和全催化方案比较,证明该发动机具有更大的稳定工作范围;对该方案发动机的调节性能开展了仿真研究,当采用斜坡输入时,发动机具有快速、稳定的响应特性.      

控制流参数对涡流阀变推力固体发动机性能的影响

以涡流阀变推力发动机为研究对象,利用涡流阀变推力发动机实验系统以及三维数值模拟,研究了控制流压强、流量、速度以及温度对推力调节性能的影响。研究结果表明:在其他条件一样的情况下,提高控制流的温度能够提高发动机的推力调节比;提高控制流的流量会增加发动机的推力调节比;提高控制流的速度有利于提高发动机的推力调节比。     

大型飞机推力调节应急飞行控制研究

推力调节(Propulsion Controlled Aircraft,以下简称PCA)应急飞行控制作为一种替代的控制策略,能够通过仅调节发动机推力,对常规操纵舵面失效的飞机提供一定的控制能力。首先从动力学角度对推力调节的可行性进行了分析,并在此基础上建立了PCA 总体方案,然后采用内环增稳、外环设计PID 控制器的方法,完成了PCA 纵向航迹倾斜角控制器、横航向滚转角控制器的设计,仿真结果表明利用推力调节实现航迹控制是可行的。最后将所设计的控制器应用于自动着陆系统,飞机能够准确跟踪航迹,满足性能要求。