A study on optimal control of the aero-propulsion system acceleration process under the supersonic state

In order to solve the aero-propulsion system acceleration optimal problem, the necessity of inlet control is discussed, and a fully new aero-propulsion system acceleration process control design including the inlet, engine, and nozzle is proposed in this paper. In the proposed propulsion system control scheme, the inlet, engine, and nozzle are simultaneously adjusted through the FSQP method. In order to implement the control scheme design, an aero-propulsion system component-level model is built to simulate the inlet working performance and the matching problems between the inlet and engine. Meanwhile, a stabilizing inlet control scheme is designed to solve the inlet con-trol problems. In optimal control of the aero-propulsion system acceleration process, the inlet is an emphasized control unit in the optimal acceleration control system. Two inlet control patterns are discussed in the simulation. The simulation results prove that by taking the inlet ramp angle as an active control variable instead of being modulated passively, acceleration performance could be obviously enhanced. Acceleration objectives could be obtained with a faster acceleration time by 5%.     

航空发动机高空模拟试验进气压力复合控制研究

针对航空发动机高空模拟试验进气压力控制系统动态特性较差的问题,提出在进气压力常规PID反馈控制的基础上．增加按空气流量补偿的前馈控制,构成压力复合控制系统。试验结果证明,所设计的复合控制系统能实现快速度和高精度的统一。     

大流量航空发动机高空模拟进气压力智能与复合控制技术

在航空发动机高空模拟过渡态考核试验中,要同时实现进气压力的稳定和快速控制非常困难.针对系统实际工况及被控对象的特点,本项目成功开展了进气压力智能与复合控制技术专项研究,并进行了关键技术总结.实际结果表明,采用该技术后,进气压力控制系统能实现高精度和快速度的高效统一.     

三相VIENNA整流器矢量控制策略的研究

针对三电平VIENNA整流器存在中点电位波动、控制复杂的问题,将直流侧中点电压偏差引入到电压定向电流解耦的双环控制中,通过调整矢量作用时间来达到直流侧中点电压平衡控制,并探究了一种三电平空间矢量平面简化到两电平矢量平面的简化空间矢量脉宽调制算法。最后通过MATLAB/Simulink搭建VIENNA整流器矢量控制仿真模型,通过仿真分析证实了该控制策略简单可行,且具有良好的动态性能和静态性能。     

燃油计量组件试验液压控制系统研究

为了准确测试航空发动机燃油计量组件的性能状态,对其性能试验的控制系统进行研究。基于燃油计量组件的结构、工作原理以及试验要求设计液压控制系统,采用由伺服电机、丝杠和光栅传感器组成的位移伺服控制系统实现计量组件阀芯位移的精确控制,提出“泵阀复合控制+进、出口压力协调控制”的控制策略,以实现计量组件出口压力和进、出口压差的精确控制。结果表明:该燃油计量组件阀芯位移控制精度可达到±0.001 mm,计量组件后压力及前后压差的控制精度均可达到±0.002 MPa,该燃油计量组件性能试验控制系统可以满足性能试验的需求。     

某型发动机防喘/消喘控制系统分析研究

某型发动机研制过程中,防喘/消喘控制系统是其设计的薄弱环节及影响安全的关键之处。为解决这一问题,利用某型综合电子调节器及内外场专用设备对其防喘/消喘控制功能进行了详细的研究分析。研究表明:发动机防喘判据应根据发动机高压压气机转速和发动机进口压力进行动态修正,同时,应对系统采取一定保护措施,以提高系统工作的可靠性和安全性。      

Rotordynamic characteristics prediction for scallop damper seals using computational fluid dynamics

Enhancing damping characteristic is one of the effective methods to solve the instability problem of the rotor system. The three-dimensional numerical analysis model of scallop damper seal was established, and the effects of inlet pressures, preswirl ratios, rotational speeds, interlaced angles and seal cavity depths on the rotordynamic characteristics of scallop damper seal were studied based on dynamic mesh method and multi-frequencies elliptic whirling model. Results show that the direct stiffness of the scallop damper seal increases with decreasing inlet pressure and increasing rotational speed and cavity depth. When the seal cavity is interlaced by a certain angle, which shows positive direct stiffness. The effective damping of the scallop damper seal increases with the increasing inlet pressure, the decreasing preswirl ratio and the rotational speed and cavity depth. There exists an optimal interlaced angle to maximize the effective damping and the system stability. The leakage of the scallop damper seal is significantly reduced with decreasing inlet pressure. The preswirl will reduce the leakage flowrate, and the rotational speed has a slight effect on the leakage performance. The leakage of the scallop damper seal decreases with increasing seal cavity depth.     

1 种自适应循环发动机亚声速巡航节流性能研究

推进系统亚声速巡航的燃油经济性是决定战斗机作战半径的主要指标。在巡航过程中会因减少发动机推力带来进气道溢流量增加,使推进系统燃油经济性降低。自适应循环发动机如何利用自身变循环特征减小进气道溢流进而提高推进系统燃油经济性是解决这一问题的关键。研究了1种在亚声速巡航状态带可变风扇系统的自适应循环发动机,利用自身变循环特征,实现等流量降低推力的方法。通过对可变几何机构组合调节的研究,获取了等流量节流方案,并分析了发动机在这一过程中的性能和匹配情况。结果表明:这种带可变风扇系统的自适应循环发动机能够在一定推力范围内实现等流量节流,减少进气道溢流量,提升推进系统在亚声速巡航状态的燃油经济性。     

基于dSPACE的电动汽车电机调速控制策略研究

为了解决电动汽车无刷直流轮毂电机控制中普遍存在的调速不精确、转速响应慢和自适应性较差等问题,通过分析轮毂电机调速系统特性,研究其对电动汽车整车性能的影响。依据无刷直流电机(BLDCM)简化数学模型,从速度调节角度分析讨论了控制策略,并以电机转速响应迅速且稳定为控制目标,搭建了基于dSPACE的BLDCM快速控制原型试验平台,深入讨论了转速模糊PI控制策略对整车性能的影响。试验结果表明,模糊PI闭环控制策略能有效改善电机的调速性能,提高无刷直流轮毂电机电动汽车行驶的稳定性。     

高压涡轮主动间隙控制系统机匣模型试验

设计和搭建了叶尖主动间隙控制系统的核心——可控热变形机匣模型试验验证台,利用机匣温度和变形量等参数的测量,验证了某主动间隙控制设计方案的基本工作特性.试验中通过改变集气腔进气流量,研究了不同试验工况下机匣温度分布规律,获得了机匣径向变形量及其在周向和轴向的分布规律.研究中发现冷却空气管的多孔冲击射流可以有效改变机匣温度,并达到调节机匣变形的最终目的.随着供气雷诺数增加,机匣的热响应时间减小,机匣的收缩速率明显增加,但该增加幅度随着雷诺数的增加而逐步减弱.试验结果表明:机匣径向冷却收缩量基本均匀.由于冷却空气管周向流量分配不均匀,使其周向上最大相对偏差为8.75%.同时冷却空气管结构和供气量差异会导致机匣轴向温度分布不均匀,在该验工况中,机匣径向冷却收缩量在轴向上最大的相对偏差为6.99%.      

基于死区补偿的氧调器平稳切换自抗扰控制

歼击机中供氧系统内的氧气气压调节系统（氧调器系统）对飞行员的飞行质量至关重要。但是氧调器系统易受飞行环境和飞行员呼吸状态等因素的影响,而且氧调器所用阀门大多含有死区,会给控制系统带来稳态误差,导致控制难度增大,一般的控制策略难以兼顾补偿较大死区和抗扰两个条件。针对此问题,建立了基于音圈电机驱动阀的氧调器系统模型,并针对模型死区特性采用了死区补偿和双限幅模块,设计了基于死区补偿的平稳切换自抗扰控制策略。仿真及对比结果表明：采用同一套控制参数,可以使氧气面罩内压强在各个呼吸频率时有效,并快速地控制在呼吸阻力容许界限以内;并且其呼吸阻力低于将死区看作扰动的一般自抗扰控制（ADRC）。同时,验证了此策略的鲁棒性和抗扰性。     

高速无人遥控潜水器永磁推进器的无位置传感器控制

高速电动无人遥控潜水器(ROV)用于浅海严酷水下环境中的观测和作业。ROV上的推进器电机内部充油,需用旋转变压器测量转子磁极位置,旋转变压器反馈的模拟信号容易受电机相线电流干扰。为此,提出了一种使用新型连续饱和函数的滑模观测器,通过使用连续饱和函数和锁相环方法,可以估算磁极位置。所提算法与传统滑模观测器相比,可有效减小电机运行时的抖振。通过仿真与试验,验证了该算法的可行性。     

径向磁气组合轴承系统的动态性能

为探究磁轴承失效时能否减轻转子跌落带来的损害,将人字槽径向动压气体轴承引入磁轴承转子系统,研究磁气组合轴承对系统动态性能的影响和动压气体轴承的支承特性。采用有限差分法和小扰动法求解气膜厚度方程和雷诺方程,研究动压气体轴承的静动态特性。对磁轴承电磁力进行了分析,采用磁轴承不完全微分PID（比例-积分-微分）控制策略,对系统进行了理论模态分析和试验模态分析,完成了系统高速旋转试验,测试了动压气体轴承在不同偏心率和转速下的承载力。结果表明,引入动压气体轴承可提高系统的动态性能,在磁轴承失效造成高速转子跌落瞬间,偏心率趋近于1,两个径向动压气体轴承能够产生较大承载力,减轻转子跌落造成的损害。      

液体姿轨控发动机贮箱自动增压仿人智能控制研究

为研究液体姿轨控发动机自动增压方法,在理论分析自动增压系统性能的基础上,搭建了以孔板为控制元件的自动增压实验系统,采用仿人智能控制策略,开展了基于冷流实验的自动增压性能实验,并通过发动机试验验证,实现了发动机贮箱良好的平稳性、快速性和准确性。研究表明,在增压系统结构和增压气体介质给定的情况下,孔板节流面积、孔板出入口压力比、贮箱初始气垫体积决定了自动增压系统性能;根据发动机试验的推进剂流量需求,分别按推进剂体积流量60%,30%,10%的比例选取3个不同节流面积的增压气体孔板组成并联进气孔板组,同时保证进气孔板组可提供的增压气体最大临界体积流量大于推进剂体积流量（推荐二者比值为1~2.5）、孔板出入口增压气体压力比近似等于临界压力比（对氮气约为0.50~0.60）、贮箱初始气垫体积大于贮箱总容积的1/4,并在贮箱上设置流量为增压气体最大临界体积流量105%的排气孔板,在发动机工作过程中按照仿人智能控制策略自动组配孔板,可有效地提高自动增压性能。     

基于切换多胞LPV的涡扇发动机全包线中间状态控制

针对航空发动机全包线内参数变化范围较大,单一控制器很难保证全包线内的控制效果的问题,提出了基于切换多胞线性变参数（LPV）的发动机全包线中间状态控制方法.根据发动机的进口条件将飞行包线分为相互重叠的子区域,将多胞理论及状态重置切换方法引入控制器求解,给出了能够保证切换多胞LPV系统鲁棒稳定的线性矩阵不等式（LMI）条件;利用求解出的Lyapunov矩阵设计各子区域的LPV控制器,并结合几何位置调度策略实现子区域LPV控制;利用局部重叠的滞后切换策略和状态重置切换律实现全包线内各控制器的切换,并证明了该闭环切换系统的稳定性.最终以某型涡扇发动机为研究对象进行仿真验证,结果表明:采用该控制方法稳态误差能够控制在0.1%以内,超调量不大于0.5%.      

液氧煤油补燃发动机起动过程氧预压泵加速起旋方案研究

为降低液氧煤油补燃发动机起动所需入口压力,需解决起动过程氧预压泵起旋迟缓产生附加阻力导致主泵入口压力过低而发生断裂汽蚀的问题。开展了两种预压泵加速起旋方案研究,分别为已工程应用的液氧涡轮方案和本文提出的氦起动涡轮方案。对比介绍了两种方案对发动机气液系统和预压泵结构的影响。建立了预压泵加速起旋相关的数学模型,针对加速起旋机理、效果和影响因素等进行了仿真分析。结果表明:液氧涡轮方案,预压泵结构变化较小,为提升加速起旋效果,涡轮供应路应尽量增大通径、缩短长度,降低动态流阻和静态流阻,涡轮喷嘴流通面积则需根据其对涡轮流量和压降的综合影响来选择。氦起动涡轮方案,预压泵结构和流路变化较大,起动涡轮速比和效率是降低氦气用量的限制性因素。     

进气道动态畸变被动控制技术的初步研究

对S型进气道扩压器在临界及超临界工况下的流动特性进行了研究,通过研究了解超临界工况下动态畸变的形成和变化特征.国内外的研究均表明:进气道内激波与附面层的相互干扰是引起动态畸变的主要原因之上,因而本文中采用壁面处理被动控制技术进行激波与附面层干扰的控制,用以抑制动态畸变.研究结果表明:在较大的超临界工况下,该控制技术可明显地抑制激波的失稳和振荡,从而使动态畸变的气流脉动峰值下降约60%.     

一种用于提高发动机气动稳定性的控制策略

通常,风扇/压气机可用稳定裕度明显高于具体使用条件下的最大值,理论上为发动机性能提高提供了可能。基于上述思想,本文开展了主动稳定性控制(ASC)方法研究,在小畸变下,通过降低稳定裕度要求来提高性能;在超出畸变容限时,必须无条件保证发动机的工作稳定性。建立了进气畸变气动稳定性模型,并嵌入常规控制规律,推导出主动稳定性控制规律,给出相应控制策略。以某涡扇发动机为对象,开展了主动稳定性控制仿真研究。结果表明,在中等畸变强度以下,主动稳定性控制能有效满足降低稳定裕度的要求。     

一种CARET进气道喉部附面层抽吸数值研究

以一种CARET(后掠双斜切双压缩面)进气道为研究对象,设计喉道附面层抽吸槽以控制流动分离。采用CFD数值计算软件对进气道在设计点工况下（马赫数为2.0)下内、外流场进行计算,以总压恢复系数和进气道出口总压畸变为评价指标分析不同抽吸方案的效果。结果表明:喉道附面层抽吸能够稳定结尾正激波,削弱激波/附面层干扰,抑制流动分离,显著改善流场,提高总压恢复系数,减小出口畸变;喉道段抽吸槽位置靠前能够明显降低出口畸变;随着抽吸量的增大,附面层抽吸对进气道内特性性能提升的贡献越来越小。      

喷水射流预冷对发动机进气温度及流场变化影响的数值研究

为减小整个预旋系统的流动损失,首先对带预旋集气腔进气孔、预旋集气腔、预旋喷嘴的冷气预旋流路进行了分析,发现进气孔和集气腔会导致预旋喷嘴进口流场不均匀,相较于进口均匀条件,预旋喷嘴总压损失系数增大0.026。在此基础上提出了一种将预旋集气腔进气孔、预旋集气腔和预旋喷嘴融合设计的低损失融合式预旋喷嘴设计方案,分析表明：融合式预旋喷嘴能有效减小冷气在预旋系统内的流动损失,在设计工况总压损失系数减小0.032,并使冷气在预旋系统内流动更加均匀,提升了预旋系统的整体性能。