基于几何设计法的航空发动机内外机匣减振控制新方法

航空发动机在运行过程中，由于其结构的复杂性和外部气流的不稳定性，不可避免地会产生大量的振动问题。针对航空发动机整机振动问题，首先根据航空发动机的实际结构并结合经验总结，建立了一种通用的转子-支承-机匣振动传递动力学模型，并从航空发动机内外机匣减振控制问题出发，利用一种新型的控制算法（几何设计法），在有限频域内来设计减振控制器，在传感器和执行机构受限的情况下，尝试对多个输出量（即航空发动机的内机匣和外机匣）进行减振控制，并与经典控制理论法比例、微分、积分（Proportional integral derivative,PID）设计的减振控制器进行减振效果对比，最后通过Matlab/Simulink搭建仿真模型并进行仿真验证。结果表明，几何设计法在有限频域内可以直观地获得最优控制器的存在性、唯一性、最优性，对于主控对象的减振控制最优可高达25 dB，相较于传统控制方法形成明显优势。     

军用涡扇发动机转子结构与力学特性研究

为定量评估结构力学特征参数,进而达到为高推重比涡扇发动机结构设计提供理论指导的目的,主要基于结构效率的定量评估方法,对航空发动机转子系统进行力学特性分析.首先对典型的高推重比涡扇发动机结构特征加以分析,然后总结高推重比涡扇发动机转子结构的惯性特征(质量、转动惯量、刚度等),最后对抗变形能力进行评估计算,以期实现转子结构与力学特征的一体化设计.通过对高推重比涡扇发动机转子系统结构与力学特征的分析研究,可有效丰富已有航空发动机评估和设计参数,为先进航空发动机的转子结构设计布局提供参考和数据支持.     

航空发动机多路模糊切换控制系统设计

针对航空发动机在不同控制通路切换过程中出现的转速等参数发生大幅度跳变以及系统不稳定的问题,提出了一种模糊切换控制方法,设计了基于不同结构控制通路的模糊切换控制器,基于无源性概念对航空发动机多路模糊切换控制系统进行了稳定性分析,得到了多路模糊切换控制系统稳定的充分条件。航空发动机模糊切换系统与直接切换系统仿真结果表明了航空发动机多路模糊切换控制方法的有效性。     

基于主动润滑可倾瓦轴承转子系统的振动主动控制

研究一类可倾瓦支承的单盘非对称转子系统的振动主动控制问题.首先建立了系统的非线性动力学方程,针对主动润滑控制系统设计了BP神经网络PID控制器对转子系统进行振动主动控制.通过计算分析可知,采用基于BP-PID的主动润滑系统能够很好的抑制系统的振幅,使系统在很高的转速时才发生油膜失稳,拓宽转子系统稳定运转的转速范围,在转...     

反向旋转双转子发动机振动特性的分析方法(英文)

提出了两种反向旋转双转子系统的振动特性分析方法。基于MSC.NASTRAN大型有限元分析软件,开发了反向旋转双转子系统振动特性分析求解序列。利用两种方法,对某反向旋转双转子航空发动机转子系统的振动特性进行研究,并与传输矩阵方法及发动机整机试验结果进行对比。结果表明,两种方法对临界速度的分析结果正确,且对采用反向旋转方案的现代高推重比航空发动机的振动特性设计具有一定的参考价值。     

航空发动机全包线鲁棒变增益LPV控制律设计

提出了一种结合多胞形鲁棒变增益控制综合技术和基于系统广义距离的调度策略的航空发动机全包线控制方法。利用雅克比线性化方法获得包线内多点的发动机线化模型,将这些点作为多胞形模型的顶点,并利用多胞形鲁棒变增益控制综合技术设计顶点控制器。引入能够反映系统广义距离的间隙度量来计算包线内其他点的凸分解系数,结合顶点控制器实现全包线内发动机中间状态高压转速控制。全包线内的仿真结果表明,采用该控制方法能够满足航空发动机中间状态控制要求,具有较好的鲁棒性和跟踪性能,同时保证了控制器在全包线范围的稳定性。     

高速转子—支承结构系统动力学的缩尺相似设计方法研究

基于相似理论提出了一种高速转子—支承结构系统动力学的缩尺相似设计方法。以某型涡轴发动机燃气发生器转子—支承系统总体结构为研究对象,考虑结构的动力学特性相似,建立了几何尺寸参数、支承刚度的缩尺比例,使缩尺后的转子—支承系统与全尺寸的原型相比,具有临界转速成比例、转子振型保持一致的动力学特性;随后,基于该缩尺模型,指导了供实验室使用的航空发动机整机试验器转子—支承系统的结构设计;最后,建立了整机试验器转子—支承系统的"超模型"并进行仿真计算,结果验证了该相似设计方法的合理性和有效性。     

低速风洞试验模型振动主动控制技术

风洞试验悬臂梁结构的尾部模型支撑系统在风载激励下会产生振动,振动会威胁试验安全,影响试验结果。为抑制模型及支撑系统振动,本文研究了一种主动抑振控制系统并取得应用。其中,抑振系统执行机构采用压电材料,控制系统采用自适应内模控制算法。对自适应内模控制算法的结构和工作原理进行了分析,介绍了训练模式下模型参数辨识和试验模式下控制参数的自适应调整过程,建立了基于自适应内模控制算法的控制系统。在地面模拟台采用信号发生器模拟系统激励,作为控制系统输入,验证了控制算法。结合风洞试验,在实际工况下验证了系统的控制效果。结果表明,采用基于自适应内模控制算法的振动主动控制系统,可以将模型振动减小70%以上。     

转速比对双转子系统非线性动力学特性影响

以航空发动机双转子系统为研究对象,考虑挤压油膜阻尼器以及中介轴承的非线性力,通过有限元法和固定界面模态综合法建立了双转子系统的耦合动力学模型。利用仿真计算分析了转速比对转子系统非线性响应特性的影响。研究表明:响应中能观察到较明显的交叉激振现象;响应中除了内外转子的不平衡激励频率之外,还出现了两者的组合频率,但不同转速比情况下的组合频率不同;同向旋转情况下的临界转速均不小于反向旋转;转速比对转子系统的轴心轨迹和运动的周期性有较大影响。最后,通过试验验证了本文建模和仿真结果的正确性。     

基于非线性补偿的涡扇发动机MRAC控制(英文)

以工程应用为目的,采用输入输出模型参考自适应控制方法设计了航空发动机转速模型参考自适应控制器(Model reference adaptive control,MRAC)。针对发动机的非线性特性,设计了函数连接型神经网络补偿器。开展了控制器实物在回路仿真试验,结果表明基于非线性补偿的MRAC在包线内具有良好的动静态性能,对于发动机及其工作环境的非线性具有良好的补偿能力和适应性,验证了自适应控制方法在航空发动机工程应用中的有效性。     

考虑瞬态特性的无人机自适应容错控制设计

针对固定翼无人机纵向轨迹跟踪控制问题,基于反馈线性化和模型跟随控制设计基础控制器,实现无故障情况下闭环系统的稳定和轨迹渐近跟踪控制。考虑固定翼无人机的执行器可能发生不同类型及大小的故障,分别针对各种不同故障模式设计与之对应的补偿控制器。为综合解决执行器故障的多重不确定性问题,采用加权融合与自适应控制相结合的方式设计综合控制器结构,并对与故障相关的控制器参数进行估计。最后,通过在基础控制器设计中添加H∞补偿项,以抑制故障补偿控制器参数估计误差对闭环系统输出跟踪性能造成的不利影响。理论分析和仿真结果表明,所提出的控制方案不仅能保证闭环系统的稳定性,而且在发生不确定执行器故障的情况下,固定翼无人机姿态控制系统输出能渐近跟踪给定的参考模型输出,通过设计适当的H∞补偿器参数可以改善故障补偿控制过程中的瞬态性能。     

基于自适应滑模反馈线性化的航空电动燃油泵预见控制器设计（英文）

以六相永磁同步电机直接驱动外啮合齿轮泵的航空电动燃油泵为对象,研究了其流量系统的控制器设计问题,提出了一种基于自适应滑模反馈线性化的预见控制器设计方法。首先,建立六相永磁同步电动机和外啮合齿轮泵的数学模型。其次,利用反馈线性化方法处理电动燃油泵这一非线性化模型,方便后续预见控制器的设计;接着,采用自适应滑模控制方法消除了由模型不确定性引起的反馈线性化误差,该方法可以将建模误差和负载扰动带来的不确定性分开处理,从而避免较大的切换增益引起抖振,同时不需要精确的不确定性的边界信息,从而提高了控制性能。最后,在反馈线性化得到线性模型上设计预见流量控制器,加快控制系统对燃油指令的响应速度。仿真结果表明,该控制方案具有较快的响应速度、较强的鲁棒性能和优良的抑制抖振能力。     

基于原始响应的复杂结构抑振设计

本文用主次结构动态综合的观点来研究复杂结构的抑振设计问题。提出了一种简便实用的设计方法,它不需主结构的激励信息,可直接依据原结构的响应及少数点上的频响函数在现场实施。文中以吸振设计为例,简便地导出了一般结构局部及,全局完全消振的条件,讨论了宽频带响应的吸振问题。最后以计算机模拟及自由梁的抑振实验证实了文中结果。     

超声速状态下航空发动机部件蜕化参数估计与性能恢复控制

为解决超声速状态下航空发动机部件蜕化参数估计与性能恢复控制的难题,基于改进卡尔曼滤波器,通过一种三维插值方法实现超声速状态包线范围内的发动机部件蜕化参数估计。而航空发动机性能恢复控制是在常规内环控制转速的基础上增加了外环控制回路,该回路主要包括推力估计模型与外环控制器两部分。基于最小二乘支持向量回归机设计了一种推力估计模型,其输入采用特征选择算法筛选推力估计模型的最优输入,相比于传统的不经选择的推力估计模型,精度有较大提高。设计了外环模糊PI（Proportional integral）控制器自适应调节内环转速指令来实现蜕化发动机性能恢复的目的。最后通过超声速状态下的数字仿真,验证了上述发动机部件蜕化参数估计与性能恢复控制方案的有效性。      

新型微型涡扇方案及其复合压缩转子初步设计

在分析国内外已有微型涡扇发动机方案可行性及利弊的基础上,提出一种紧凑型复合压缩系统微型涡扇发动机方案,可在保证结构简化与紧凑的前提下有效降低发动机耗油率。该方案风扇转子与斜流压气机转子构成串列叶片结构,通过对串列叶片独立作用机制和耦合作用机制的研究,认为合理设计串列叶片转子(全串列或半串列形式)能显著提高内涵压缩性能。通过对该方案的总体性能建模及参数分析,给出了一个设计实例的设计参数及性能参数,该实例中,耗油率比相同性能水平微型涡喷发动机约降低24.4%。对复合压缩系统转子进行了初步设计并进行流场数值模拟,得出转子系统内涵在设计流量下压比5.2,效率91%,外涵在设计流量下压比1.6,效率84%。结合对内外涵流场的分析,表明内外涵均可在较高效率下完成增压作用。     

某涡扇发动机主燃油通道模糊控制器设计

针对某型涡扇发动机的性能控制,设计了一种可进行多输入选择的开关式双模非对称、非线性段量化因子可自寻优的Fuzzy控制器.其可以在最大和加力状态对发动机状态进行控制,克服了一般模糊控制器因发动机转速动态响应变化快而不能进行实时调整和控制的缺点.该控制器输出与某涡扇发动机电子综合调节器的输出结果的实验比较表明:双模Fuzzy控制器设计简单,有较好的静态、动态特性,与实际输出比较误差较小,且具有很好的非线性校正作用,可作为实际发动机主燃油通道的数字控制器.     

航空发动机直接推力控制

为实现推力的多变量控制,首先研究了控制系统输出参数选择方法.输出参数选择采用相对增益矩阵(Relative gain array,RGA)和灵敏度分析方法.当RGA对角元趋近1而其他元素较小时,回路之间的耦合小,当输出对输入的灵敏度大时,输出易于控制.为此从常用被控参数中选择低压转子转速与推力构成控制系统输出.由于推力不可测量,采用神经网络对其进行在线估计,神经网络的输入采用遗传算法从航空发动机诸多可测参数中选取.最后设计了H∞控制器,通过闭环系统仿真,验证了本文方法的有效性.     

航空发动机转子遥测系统旋转电源变换器

针对航空发动机转子遥测系统中旋转测量设备的电能获取问题,提出了一种基于反激式开关电源原理的可旋转电源变换器技术方案。该电源变换器通过罐形磁芯建立旋转变压器在转子和静子之间的磁路。设计了输出功率最大为10 W的电源变换器。验证了变压器的磁路不受旋转工况的影响。试验并分析了空气隙的大小、旋转偏心等因素对电源变换器性能的影响。所设计的电源变换器能够以非接触方式向发动机转子传输电能。相对于导电滑环等转子遥测系统供电方式,这种电源变换器具有使用寿命不受限制、工作转速范围大的优点。     

基于区域极点配置的航空发动机全包线H_∞/LPV控制

根据发动机相似工作原理以及平方和(Sun of squares,SOS)规划,基于发动机全飞行包线的换算线性变参数(Linear parameter varying,LPV)模型,提出了一种基于区域极点配置的航空发动机全包线切换H_∞/LPV控制方法。根据发动机相似换算参数,建立换算状态变量模型。以高压换算转速为调度参数,利用多项式拟合得到全包线慢车以上的换算LPV模型。考虑基于区域极点配置的H_∞/LPV控制问题,将LPV闭环系统的极点配置在复平面上一个期望的区域内,并将LPV闭环系统稳定性条件转化为SOS约束,进行控制器求解。基于Lyapunov理论,设计全包线的切换LPV控制器,保证切换闭环系统Lyapunov意义下稳定。仿真结果表明,设计的切换LPV控制器能保证全包线内系统稳定且具有较好的鲁棒性能和动态响应性能。     

永磁球形电机的自适应反演滑模控制

针对非线性、强耦合、直驱型的永磁球形电机动力学系统,设计了一种自适应反演滑模控制器。首先,通过拉格朗日第二方程以及卡尔丹角坐标变换建立永磁球形电机的转子动力学方程。然后,将反演设计方法和滑模控制有机结合抑制外界扰动和参数摄动的影响。其中,基于类李雅普诺夫方法获得外界扰动上界的自适应律,并采用一种新颖的趋近律消除抖振问题。最后,仿真结果对比证实:该控制器不仅能保证永磁球形电机动力学系统高精度的轨迹跟踪、快速的动态响应,而且对外界扰动具有较强的鲁棒性。