冲压发动机控制系统的半实物仿真试验研究

将燃油调节器、电子控制器以实物形式接入半实物仿真试验系统,将控制回路另外部分包括对象发动机和导弹的动态特性在数字仿真器上实现。数字仿真器通过输入输出接口与冲压发动机的控制器进行联接,从而搭建了冲压发动机控制系统的半实物仿真试验平台。通过一系列半实物仿真试验表明,构建的平台可以实现考核控制系统设计的目的。     

液体冲压发动机燃油充填过程仿真研究

为了研究液体冲压发动机在起动期间燃油的动态充填过程,利用AMESim仿真软件对冲压发动机燃油调节控制系统进行了建模仿真.建立了空气涡轮、离心泵、燃油调节器、燃油控制器、膜片阀及充填管路的仿真模型.基于该模型对冲压发动机点火起动时的燃油充填过程进行了仿真计算,分析了不同膜片阀破裂散差情况下冲压发动机充填过程的差异.结果表明,在给定涡轮入口压力条件下,当燃烧室各供油路膜片阀破裂散差过大时,会造成破裂压差大的膜片阀所在的管路无法实现可靠充填,从而影响发动机的点火起动过程和正常工作.     

基于相似参数的冲压发动机调节规律设计方法

调节规律对于冲压发动机设计,运行和控制都是十分重要的,冲压发动机工作在宽马赫数、大空域的范围内,由于冲压发动机工作状态受到多种因素影响,冲压发动机调节规律设计将是比较困难的。本文基于马赫数相似准则,定义了用以描述冲压发动机相似工作状态的相似参数,并给出了冲压发动机调节规律的设计方法,仿真结果表明了此方法是有效和简单化的,具有较好的工程应用价值。     

冲压发动机转级流场数值仿真研究

冲压发动机需要利用助推发动机加速到接力马赫数,然后动力系统进行转级,实现冲压发动机接力工作。为了提高空间利用率,目前的冲压发动机多采用整体式设计方案,要求在冲压发动机设计时必须考虑助推发动机退出冲压发动机燃烧室的分离过程对发动机转级的影响。采用CFD技术对冲压发动机转级的分离过程进行了数值仿真计算,显示分离过程对冲压发动机的转级有很大影响。     

冲压发动机控制路径研究

冲压发动机的性能高低很大程度上取决于它的控制品质.控制系统通过设置各种极限函数确保冲压发动机在外部干扰和内部扰动下可靠稳定工作,并结合任务特点采用不同的控制策略进行合理的调节,充分发挥出冲压发动机的性能.本文研究了3种不同控制参数下冲压发动机的稳定工作范围.针对不同的飞行任务的要求,研究了常用的控制策略下冲压发动机的控制路径.     

冲压发动机控制及验证方法研究

在分析当前冲压发动机控制基本问题的基础上,建立冲压发动机控制模型,并提出2种裕量指标,用于评估冲压发动机安全边界约束,最后通过数学仿真试验进一步验证了控制模型和裕量指标的合理性及有效性。     

一种固冲发动机燃气流量指令形成方法研究

为精确实现发动机推力控制以获得导弹速度大小的高精度控制,对一种固体火箭冲压组合发动机燃气流量指令形成方法进行了研究。采用基于速度反馈的闭环流量控制方法,通过改变发动机推力控制导弹的巡航速度。在固冲发动机工作阶段,建立了包含推力偏量的弹体小扰动线性化数学模型,将导弹速度偏差信号输入比例积分微分(PID)控制器形成燃气流量控制指令,控制固冲发动机的推力变化,达到新的推阻平衡,实现对导弹速度大小的控制。仿真结果表明:该控制策略具工程可行性,燃气流量控制系统有较强的鲁棒性。该方法属于闭环控制,能精确控制导弹飞行速率,在加速段能对导弹加速度进行限幅保护,确保固冲发动机安全。     

基于流场探测的发动机喘振控制仿真研究

为使冲压发动机性能最优并始终工作在安全状态,需要使其工作的喘振裕度最小且在喘振边界内。在喘振边界安装一种能够准确分辨超声速或亚声速流场状态的流场探测装置,控制进气道结尾激波位置。针对一维变截面流动控制方程,研究了流场探测装置的安装位置,以及激波越过流场探测装置后控制系统的减油规律。仿真研究结果表明,用试验数据修正理论仿真的方法可以准确地捕捉进气道结尾激波,同时根据某型冲压发动机的设计临界喘振裕度,确定了流场探测装置安装位置位于距进气道锥尖的距离;进气道沿程压力跟随发动机燃油流量的变化而变化,压力波传播时间相对于燃油调节时间可以忽略;由于进气道内激波前后运动存在明显的压力滞环现象,当激波越过喘振边界时,进气道出口压力会进一步上升,发动机喘振危险加大,应使用加速电磁阀快速减小燃油流量,控制激波回到安全区域。     

液体亚燃冲压发动机性能分析研究

随着巡航导弹的作战空域和飞行速度的不断增大,对液体亚燃冲压发动机的性能要求越来越高,亟待对冲压发动机性能的影响因素进行分析研究.通过对液体亚燃冲压发动机的工作过程进行详细的分析研究,编制了冲压发动机性能计算软件,利用该软件分析冲压发动机的各个关键组合件,如进气道、燃烧室、尾喷管以及燃油供应系统等各个组合件的性能对冲压发...     

直接力与气动力复合控制拦截弹建模与控制

建立了大气层内直接力与气动力复合控制拦截弹的姿态运动模型,应用混杂自动机建立了拦截弹的切换模型,给出了控制系统的切换规律和直接力的控制规律。该方法反映了拦截弹在不同状态间的切换,便于拦截弹的控制,易于工程实现。仿真结果表明,该方法能够在节省使用脉冲发动机的情况下有效的实现拦截弹的姿态调整,显示了该方法的有效性和优越性。     

亚燃冲压发动机燃烧室燃油浓度分布预测

基于Fluent两相反应流场计算平台，采用涡耗散概念模型，对典型亚燃冲压发动机燃烧室的两相反应流场进行三维数值模拟计算。重点研究温度场影响下的燃油气相分布，计算给出气相燃油在火焰稳定装置前后以及内部的分布，得到燃油在亚燃冲压发动机燃烧室内分布的一般规律。计算发现，稳定装置内部及近后方燃油分布较富，到达火焰峰以后，燃油浓度急剧下降。计算预测径向蒸发管后壁面与最外环蒸发管内的燃油富集，而中间环蒸发管燃油分布较贫，计算结果与燃烧试验结果一致。     

基于AMESim的冲压发动机燃油调节器动态特性仿真

基于AMESim软件仿真平台,建立了冲压发动机燃油调节器仿真模型,对燃油调节器的流量跟随调节特性、入口压力扰动以及油路切换过程的动态特性进行了仿真研究,分析各工况下燃油调节器的稳定性,并提出了改善燃油调节器动态特性的措施。另外,通过利用该仿真模型,对燃油调节器的各种工况进行分析,为结构参数的选取和控制参数的优化研究都提供了参考。     

用单框架控制力矩陀螺的大型航天器姿态控制系统实物仿真研究

利用三轴气浮台模拟航天器空间力学环境，进行了单框架控制力矩陀螺(SGCMG)姿态控制／动量管理系统全实物仿真研究。推导了大型航天器姿态控制／动量管理系统数学模型。设计调试了实物仿真系统。研究了单框架控制力矩陀螺奇异回避问题、失效操纵问题和动量管理优化问题。证明了系统构形分析、奇异性分析和操纵律设计的正确性和有效性。通过大型航天器姿态控制／动量管理系统实物仿真，检验了设计方案的可行性和系统硬、软件的可靠性。     

水冲压发动机掺混燃烧数值分析

用三维两相湍流N-S方程及湍流燃烧PDF模型模拟水冲压发动机补燃室燃烧流场,并探讨了进水流量对冲压发动机补燃室流场的影响。通过与试验结果对比分析,结果表明,所采用的数值方法可用来模拟水冲压发动机补燃室掺混工作过程,其数值结果可用来指导水冲压发动机进一步的研究分析工作。     

涡轮/冲压组合发动机性能分析工具

着眼于建立一套性能分析工具，可用于高超声速飞行器串联式涡轮/冲压组合动力装置总体方案的性能评估及设计约束条件分析。为了满足飞行器从起飞到飞行马赫数5宽广飞行包线内对动力装置性能的苛刻要求，所研究的组合发动机通过调整五个可调机构再加涡扇冲压燃油调节来实现变循环概念。该工具采用一维气动热力分析技术，使用了经试验验证的各部件特性，同时考虑了气体的变比热性质。通过采用面向对象的程序设计方法，该工具提供了一个性能仿真平台，可供涡扇工作模式，冲压工作模式，涡扇/冲压模式转换过程的热力循环分析，非设计点性能分析，控制规律研究等。借助于该工具，涡扇模式及冲压模式的热力循环分析结果表明，回流裕度是涡扇模式循环参数选择中需要重点考虑的因素；高的冲压燃烧室出口温度有利于提高冲压发动机的循环性能。     

小偏差分析法在冲压发动机直连模拟试验中的应用

依据某给定几何尺寸亚燃冲压发动机的结构和性能参数,通过简化冲压发动机数学模型,理论推导了发动机直连试验模拟参数与推力之间的关系。针对其典型试验状态和工作特性,采用小偏差分析法计算了不同模拟参数及其组合对发动机推力和空气流量的影响结果。在此基础上,重点分析了不同模拟参数对发动机调节、高度和速度特性的影响规律,说明了模拟方法的合理性。该分析方法对固体冲压和液体冲压发动机地面直连试验性能评估具有一定指导意义。     

侧向旋转射流进气对固冲发动机性能的影响

采用Reynolds应力方程模型及涡耗散燃烧模型,在不同旋转工况下给定相同进气流量,对侧向进气固冲发动机补燃室湍流反应流场进行了数值计算,得到了燃烧产物的平衡组分、燃烧温度和其他热力学参数,并在此基础上计算了补燃室燃烧效率、发动机推力等参数。数值模拟表明,对于侧向进气固体火箭冲压发动机,在空气射流中引入旋转流动,能有效提高补燃室内的燃烧效率,进一步提高发动机性能。燃烧效率随旋流强度呈先增大、后又减小的规律。采用最佳旋流数的旋转进气后,可使发动机推力提高约2.3%。     

固体燃料冲压发动机推力平稳性及飞行稳定性分析

分析了固体燃料冲压发动机中燃面退移速率的影响因素,建立了燃面退移速率仿真模型。在此基础上,建立了固体燃料冲压发动机工作过程仿真模型。采用该模型对固体燃料冲压发动机超音速巡航导弹的推力平稳性和飞行稳定性进行了分析。分析结果表明,选择适当的发动机设计参数能确保推力随时间的变化最小;发动机能根据巡航导弹飞行高度和速度的变化进行调整,使巡航导弹维持在设计点飞行。     

吸气式超声速导弹爬升段多约束轨迹优化

针对吸气式超声速导弹飞行过程多约束及强耦合的特性,研究了超声速导弹爬升段的轨迹优化设计问题。考虑吸气式推进系统与气动力、飞行轨迹的耦合,对超声速导弹冲压发动机的性能进行分析,揭示了吸气式发动机推力、静压裕度以及余气系数随飞行状态的变化规律;在考虑过载、动压、终端弹道参数及发动机参数等约束的条件下,建立多约束条件下的轨迹优化模型,提出一种适用于此类飞行器飞行轨迹与推力规律的优化设计方法,并对最小油耗的爬升弹道进行优化设计分析。仿真结果表明,该方法能有效解决吸气式超声速导弹多约束轨迹优化问题,可为吸气式超声速导弹的弹道规划与制导律设计提供参考。