发动机喘振裕度自适应控制

本文研究飞行 /推进系统一体化控制中的发动机喘振裕度自适应控制。通过一定的控制作用 ,使发动机在所有飞行条件和工况下都保持一定的喘振裕度 ,从而充分发挥发动机的潜力。将发动机大偏差模型、进气道及飞机模型综合在一起 ,构成飞机 /推进系统一体化数学模型 ,以进行发动机自适应控制的仿真。计算机仿真表明 ,发动机自适应控制具有很好的性能效益 ,例如在飞行高度 H=10公里 ,飞机由 Ma=0 .65加速到 Ma=0 .90 ,在采用自适应喘振裕度控制后 ,双发动机推力提高 16 ,飞机加速时间缩短 2 3 ,大大提高了飞机性能。     

基于喘振裕度估计模型的发动机高稳定性控制

为解决超机动飞行中发动机喘振裕度不可测量的难题,提出一种发动机喘振裕度的建模方法.喘振裕度的模型分为常规飞行时的无畸变模型与超机动飞行时的损失量模型两部分.无畸变模型是基于喘振裕度特征选择算法筛选最优模型输入,以非线性拟合方法建模实现;损失量模型则基于在线攻角预测模型实时评估发动机进口畸变度,进而计算获得.而后利用上述估计模型对发动机的稳定性进行实时预测,在不改变发动机原控制回路的基础上,对涡轮落压比控制指令进行喘振损失补偿,实现高稳定性控制.最后,通过大攻角机动飞行的数字仿真,验证了上述方案可以准确控制发动机喘振裕度在11%~13%,保证了发动机工作的稳定性和高效性.      

航空发动机推力变化对飞机基本性能影响的敏感性分析

通过给定航空发动机非安装特性和飞机基本气动特性,建立了用于计算发动机安装推力和飞机基本飞行性能的数学模型,并进行了发动机推力变化对飞机基本飞行性能影响的敏感性分析。分析结果表明,发动机推力变化对飞机最小平飞马赫数影响的敏感度很小,对最大爬升率影响的敏感度较大,对飞机最大平飞马赫数和实用升限的影响由发动机的具体状态和推力变化趋势决定。     

双转子发动机含喘振的动态模型

为了满足现代飞机高性能的要求,应尽可能提高发动机的最大推力,从而使压气机喘振裕度下降。当发动机遇到恶劣的工作条件时,如飞机机动飞行引起进气道畸变,加力燃烧室点火,发动机吸进发射火炮或导弹产生的废气等,可能引起发动机气动力不稳定,即喘振或失速。喘振时,压气机出口总压和流量出现大幅度振荡,涡轮前总温急剧上升,发     

应用端弯叶片增加压气机喘振裕度

本文介绍了某型高压压气机考虑端壁附面层影响改进设计的端弯叶片,试验证明:喘振裕度增加7.3％,效率提高4.1％,流量、压比变化很小。飞行试验证明:解决了空中停车问题,在飞行包线内能保证可靠稳定工作,发动机和飞机性能都有较大的提高。     

推进系统优化控制模式研究

在不同的飞行任务段采用不同的优化控制模式,能够充分发挥发动机的性能潜力,提高飞机性能。利用机载自适应模型,使优化控制模式具有自适应能力。优化过程采用线性规划(LP)方法结合发动机的物理响应过程来解决非线性的发动机性能优化问题。文中阐述了优化控制的设计和控制算法,并进行了数字仿真试验,结果表明:在平飞加速工况下,采用最大推力模式,可提高发动机推力约10%;在亚音速巡航时,采用最小油耗模式,可节省单位油耗约2%,验证了推进系统优化控制模式的性能效益。      

基于辅助进气门的进气道/发动机一体化稳定性控制研究

为了实现发动机在大机动飞行时高品质稳定运行,提出了一种基于辅助进气门调节的进气道/发动机一体化稳定性控制方法。基于进气道CFD模型,通过飞行条件和辅助进气门开度计算出口性能参数,考虑总压畸变对风扇特性的影响,建立了进气道实时模型和总压畸变模型,并将其与发动机部件级模型匹配,建立进/发一体化模型。为了直接控制发动机安全裕度,选取发动机部分可测参数作为输入,通过非线性拟合方法建立风扇喘振裕度实时估计模型,相比于直接压比控制可以充分发挥发动机的潜能。进/发一体化控制是通过调节辅助进气门开度,控制进气道出口总压恢复系数,以满足发动机进口截面需求,并基于H∞鲁棒控制实现对发动机的转速和安全裕度的控制。仿真结果表明,所提出的方法可以实现发动机在大机动飞行过程中安全稳定工作,推力损失不超过2%。     

进气畸变下航空发动机失速/喘振适航审定方法

航空发动机失速/喘振问题是适航审定的重要内容之一,针对失速/喘振适航审定方法开展研究具有重要的工程价值。根据中国民用航空规章(CCAR)《航空发动机适航规定》中关于航空发动机失速/喘振的基本要求,从进气畸变对发动机失速/喘振裕度的影响角度出发,以平行压气机模型为基础对某型航空发动机通用特性及失速裕度进行预估,计算结果与实验值仅相差不到1.5%;然后采用三维数值方法计算了进气迎角以及畸变范围变化下多种工况的进口畸变流场,对比分析后总结出航空发动机喘振裕度-进气畸变-飞行状态(迎角)三者之间的变化规律,发展了极限飞行姿态的判定方法;最后,结合中国民用航空规章的相关文件,制订了针对航空发动机失速/喘振的适航审定流程。     

基于SQP的航空发动机加速规律优化方法

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。     

双外涵变循环发动机可变几何特性研究

建立了双外涵变循环发动机(VCE)总体性能数学模型,实现了变循环发动机与进气道进口流量匹配、双参数控制规律、可变几何部件性能模拟。依据单/双涵道模式、最大推力/最小耗油率模式、是/否开加力选取了起飞、亚声速巡航、超声速巡航、加速爬升4个典型航段,分析了变循环发动机10个几何可调节变量在不同飞行条件下的控制规律及其对发动机安装性能和稳定性的影响。结果表明,相比于几何不可调节变循环发动机,几何可调节的变循环发动机在亚声速和超声速巡航阶段的安装耗油率可分别降低3%和30%,加速爬升阶段的安装推力可增加42%,并且保证发动机均能具有足够的喘振裕度。     

基于小波神经网络的自适应飞/推控制系统设计

基于小波神经网络提出了一种H∞自适应控制方法。控制器由等效控制器和H∞控制器两部分组成。用小波神经网络逼近非线性函数,并把逼近误差引入到权值的自适应律中用以改善系统的动态性能。H∞控制器用于减弱外部及神经网络的逼近误差对跟踪的影响。所设计的控制器不仅保证了闭环系统的稳定性,而且使外部干扰及神经网络的逼近误差对跟踪的影响减小到给定的性能指标。最后基于所设计的控制方法对新一代歼击机设计了飞/推控制系统,并对飞机作大迎角机动仿真。仿真结果表明所设计的飞/推控制系统是有效的,同时验证了所设计的非线性控制方法是有效性的。      

综合飞行/矢量推进系统控制器分离方法

详细阐述了综合飞行/矢量推进系统控制器分离问题,并给出了采用解析法求解控制器分离问题的步骤.以解析的控制器分离为基础,提出了一种基于非线性最小二乘方法的控制器分离的优化方案,该优化方案非常有效并且很便于实现.利用此优化方案,求取了一个最优的控制器分离.非线性仿真实验表明:最优分离子控制器几乎达到了同集中控制器一样的闭环性能,所讨论的控制器分离方案是相当合适和成功的.      

某新机综合飞行/推进系统H∞控制器设计

针对国内某新型战机及其装配的新型涡轮风扇发动机,本文研究了该综合飞行/推进系统一体化控制问题.首先建立了飞行子系统、推进子系统数学模型,在此基础上得到了飞行/推进系统综合模型;利用H∞混合灵敏度控制器设计方法,设计了综合系统控制器,对控制器设计中的一些关键问题作了讨论;最后通过仿真,表明所设计的综合控制系统具有较好的性能.     

基于自适应神经网络的非线性飞行控制

结合反馈线性化和神经网络提出了一种新的飞行控制系统设计方法,通过反馈线性化将非线性耦合系统等效转换为线性解耦系统,利用具有在线学习能力的神经网络补偿反馈线性化的误差,建立了基于自适应神经网络的控制结构,并利用李亚普诺夫函数导出了网络权值的自适应调整规则。在巡航弹地形跟踪应用中的结果表明,该控制系统不仅具有精确的跟踪性能而且具有良好的鲁棒性。     

综合飞行/推进控制(IFPC)技术综述

在分析国内外关于综合飞行／推进控制（ＩＦＰＣ）技术的研究资料的基础上,回顾了综合飞行／推进控制技术的问题来源及发展过程,总结了综合飞行／推进控制系统的总体方案,系统地介绍了在综合飞行／推进控制技术研究中采用的理论方法。     

基于滑模神经网络的自主飞艇姿态控制

针对自主飞艇飞行环境的不确定性,提出了一种基于自适应滑模神经网络的姿态控制系统.平流层高空飞行环境对飞艇控制产生了许多不确定性因素,利用自适应变结构控制和神经网络方法设计了飞艇的俯仰通道控制器.非线性仿真结果表明:控制器能够适应对象结构参数及外部扰动的大范围变化,满足姿态控制稳定性要求,同时也消除了变结构控制系统的抖振,具有良好的鲁棒性和动态性能.     

基于径向基神经网络的空天飞行器鲁棒自适应轨迹线性化控制

基于轨迹线性化控制方法(TLC)以及径向基神经网络(RBFNN)技术研究了一种新的鲁棒自适应轨迹线性化控制方案并应用于空天飞行器(ASV)飞行控制系统设计中.首先基于被控对象的分析模型设计系统的TLC控制器,然后利用RBFNN对系统不确定的逼近能力,设计了鲁棒自适应控制器及参数的自适应调节律,并采用Lyapunov方法严格证明了闭环系统所有误差信号一致最终有界.最后应用新控制方案设计了ASV飞行控制系统,仿真结果表明了方法的有效性.      

飞行/推进系统分散控制优化设计及鲁棒性分析

以一种短距起降战斗机的飞行/推进综合控制系统设计为背景,对分散控制如何保持集中控制的性能和鲁棒性的问题提出利用优化的思想设计分散控制器.首先采用遗传算法设计集中控制器,作为分散控制的性能参考,然后给出具有接口变量的分散控制器设计方法,通过分析得出影响分散控制性能的关键因素,并通过数学推导得到以频率加权矩阵为设计参数的分散控制性能表达式,将分散控制器设计转化为优化问题,采用遗传算法求解得到分散控制器.分散控制器设计中同时用到了一种改进的平衡降阶方法.通过仿真和结构奇异值分析验证了这种优化设计方法可使分散控制达到集中式控制的性能和鲁棒性.      

综合飞行/推进控制系统的鲁棒设计方法

基于凸多面体线性系统族镇定方法和航迹准稳态运动概念，研究了现代攻击机的综合飞行／推进控制系统的鲁棒设计方法。该方法根据航迹准稳态运动的条件。生成航迹准稳态运动的期望控制量和状态量，以航迹准稳态运动为基准运动建立综合系统的线性系统族模型，采用凸多面体线性系统族鲁棒镇定方法设计了综合控制系统的反馈调节控制器。数学仿真表明，所设计的综合控制系统对攻击机推进系统输出推力的变化具有大范围的鲁棒性，在推力开环控制下能够获得良好的系统动态性能和战术性能。