АЛ-31Ф发动机控制方案分析

A-31Φ涡扇发动机是苏-27战斗机的动力装置,它采用了机械液压-模拟电子混合式控制系统。本文结合该发动机控制系统的特点,对其控制方案进行了分析,认为整个控制方案较为合理,虽未采用全功能数控系统,但也能较好地满足现代战斗机对发动机控制的要求,其独特的设计思想值得我们借鉴。     

多电发动机分布式控制系统总体方案研究

多电发动机控制系统十分复杂,需要采用分布式控制。分布式结构易于从部件级到子系统级再到系统级进行试验,同时大多数试验可通过仿真程序同步进行。基于某型发动机技术平台的分布式控制系统总体方案,在保留原平台的控制功能和控制规律基本不变的情况下,按多电发动机控制要求,大量采用电介质替代燃油介质实现控制功能,并按分布式控制方式进行系统总体方案设计。重点验证了新增控制功能、新原理控制元件和控制方法以及分布式控制总体运行模式,使其能在现有发动机平台上进行多电发动机分布式控制关键技术验证。     

超燃冲压发动机推力控制系统仿真研究

超燃冲压发动机是最具发展潜力的高超声速飞行器动力装置,具备性能优良的推力控制系统才能保证飞行器的安全自主飞行。为了实现在不同马赫数下的推力特性数值分析,根据飞行坡面建立由前体、进气道、隔离段、燃烧室和尾喷管组成的发动机模型,并通过发动机进、出口的气流动量变化来推算发动机推力。同时为保证推力系统的稳定,根据经典控制算法设计了燃油内环PD控制回路和推力外环PI控制回路。闭环仿真结果表明:该推力控制系统的控制效果良好,能较好地模拟真实控制回路。     

АЛ—31Х发动机控制方案分析

АЛ－３１Х涡扇发动机是苏－２７战斗机的动力装置，它采用了机械液压－模拟电子混合式控制系统。本文介绍了该发动机控制系统的特点，对其控制方案进行了分析，信为整个控制方案较为合理，虽未采用全功能数控系统，但了民能较好地满足现代战斗机对发动机控制的要求其独特的设计思想值得我们借鉴。     

固体火箭喷管中的烧蚀控制机制

对碳基材料,以热化学烧蚀三方程模型为基础,在考虑粒子侵蚀,烧蚀与传热耦合的情况下,进行了全喷管烧蚀控制机制的研究,喷管中的烧蚀控制机制有化学动力学控制,扩散控制和双控制三种机制。通过研究,得到如下结论:1)对于由扩散控制和化学动力学控制确定的烧蚀率相差约20倍以上时,可以简化为按烧蚀率低的一种控制机制来计算;否则,应当按既考虑扩散控制,又考虑化学动力学控制的双控制机制来计算。2)在固体火箭喷管中,大体上喉部和扩张段的烧蚀是化学动力学控制的,而收敛段的烧蚀是由扩散控制的。3)由于在收敛段由两种机制控制的烧蚀率相差较小,因此,在收敛段的烧蚀率应当按双控制机制来计算。喉部和扩张段的烧蚀可简化为动力学控制机制。     

航空发动机更改控制

从技术状态文件编制审签过程控制、更改输入的控制、更改过程的控制、更改的实施、对借用件的更改控制等方面对产品的更改管理进行初步探讨分析.     

某型弹用涡喷发动机启动加速控制规律设计

为满足某弹用涡喷发动机大空域风车启动加速要求，分析了发动机控制系统原控制方案的局限性，通过引入新的控制输入参数提出了新的控制方案，进行了涡喷发动机新方案控制规律研究和设计。通过地面台架与高空模拟台验证试验结果表明，新方案控制规律满足发动机大空域风车启动加速要求，新控制方案是切实可行的，某涡喷发动机数字电子控制系统控制规律设计一次成功。     

涡轮基组合循环发动机控制问题概述

本文对涡轮基组合循环发动机（TBCC）中存在的控制问题进行了综合分析。在TBCC运行过程中存在很多过渡段,对这些过渡段的研究非常富有挑战性。TBCC在过渡段的性能,不仅与组成它的涡轮和冲压发动机本身型式及特征有关,还受到两类发动机之间相互关系及调节机构的影响。TBCC控制问题的关键在于保证过渡段稳态和瞬态的性能品质,具体涉及过渡段的燃料、温度控制,进气道和尾喷管喉部调节及阀门开度控制,以及飞行/推进综合问题等。     

涡桨发动机低功率控制故障分析

针对某型涡桨发动机试验室出现的功率控制异常现象,对发动机功率控制的工作原理、故障探测和处置逻辑等进行了介绍,并根据故障现象分析了故障原因,最终提出了故障排查措施,为后续涡桨发动机功率控制系统的设计提供有价值的参考,对型号研制中可能出现的类似故障提供解决思路.     

优化过渡态控制提高高温燃气涡轮发动机寿命

介绍了二种增加多用途飞机高温发动机寿命的优化控制方法。即通过综合控制压气机导向器叶片角度与喷管临界截面面积的快速变化推力法,和在此基础上增加可调涡轮导向器控制发动机的方法.     

РД-33发动机控制系统方案分析

在介绍PД-33发动机控制方案基础上,对发动机主状态、过渡态和加力状态控制方案进行了分析,认为该发动机大量采用分段的组合式控制方案是合理的,达到了常规控制方案所达不到的控制效果。     

小型无人直升机发动机控制系统设计

发动机转速控制是无人直升机飞行控制的基础,针对小型无人直升机使用的活塞式发动机,给出了一个发动机转速控制系统.通过对发动机输出功率特性、负载特性和动力学特性的分析,建立了发动机的数学模型.采用前馈与反馈的复合控制策略,并通过半物理实时仿真和发动机开车数据的验证,该控制系统具有较好的效果.      

一种直升机涡轴发动机加速自适应控制研究

提出一种直升机涡轴发动机加速自适应控制方案,它是在ＮＧＧ／ｐ＊２ＰＩＤ控制的基础上加自适应控制律。当发动机性能老化或损伤时,加速时可能引起压气机喘振,这种自适应加速控制方案能适应对象这种性能变化,自动调整方案以消除加速过程出现的喘振现象。这种加速控制比传统的ｗｆ／ｐ＊２开环加速控制具有较高的控制精度,也具有类似高度补偿和喘振恢复项ｐ＊２。这种自适应加速控制只需对原有ＦＡＤＥＣ控制的硬件稍作修改,主要依靠微机控制软件修改就可以将ＦＡＤＥＣ控制提高到自适应控制水平。     

航空发动机燃油与控制系统的研究与展望

归纳和分析了国内外军用航空发动机燃油与控制系统的研制现状和今后的发展方向 ,简要介绍和评述了主燃油控制、加力燃油控制、尾喷口控制、防喘控制、发动机状态监视 ,特别是FADEC系统的技术特点、方案选择和研究动向。从中可以看出 ,这些方面的技术进步推动了航空发动机的发展     

航空发动机的防喘控制

失速和喘振现象严重影响航空发动机的正常使用和飞行安全,引起人们的普遍关注。防喘控制已成为发动机(或推进系统)控制必不可少的组成部分。本文从工程设计的角度着重介绍失速和喘振征兆的预测方法;用实例说明不同形式发动机防喘控制的组织;并一般地提到了防喘控制的发展。     

航空发动机喘振主动控制技术的发展

概括了航空发动机喘振主动控制的三种控制策略的基本原理,分别为基于附加扰动喘振主动控制、基于分叉理论喘振主动控制及基于喘振预测主动防喘控制,总结了压缩系统稳定性模型、压缩系统失稳先兆及检测、主动控制传感器及执行机构等航空发动机喘振主动控制关键技术,及其存在的问题,并在此基础上预测了未来的发展趋势。     

直升机自转进入和退出发动机控制逻辑的设计

直升机自转进入和退出是直升机机动飞行经常遇到的状态,它的特性是由直升机旋翼和发动机的安装特性共同决定的,该状态的发动机控制是典型的直升机与发动机的综合控制。本文介绍了直升机自转进入和退出发动机控制逻辑的设计和验证。     

航空发动机燃油泵试验台入口油温控制

航空发动机燃油泵试验台入口油温控制系统是一种非线性、时滞系统,难以建立数学模型,常规的PID控制方法不能实现精确的控制。提出采用改进的单神经元自适应PID控制方法实现对入口油温的控制。该控制方法结合了神经网络和PID控制的优点。仿真结果表明,所采用的单神经元自适应PID控制与常规PID控制相比,具有更好的控制品质。     

一种新的变结构自适应控制方法及其应用研究

本文提出一种新的变结构自适应控制方法,并将其应用于航空发动机控制。这种方法只利用系统输入输出信号,与传统的自适应控制方法相比,具有收敛特性好,对对象的参数变化及未建模动态有很好的鲁棒性,同时其算法简单,易于实现。仿真表明该方法适用于航空发动机控制。      

航空发动机非理想解耦自适应控制

本文对航空发动机的双变量控制方法进行了研究, 提出了一种非理想解耦自适应控制方法, 各子系统之间部分残余的相互耦合和非线性影响就通过自适应律本身的鲁棒性来解决。仿真结果表明该控制系统实现了解耦控制, 对发动机模型参数在大范围内的变化均有良好的控制效果。