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基于喘振裕度估计模型的发动机高稳定性控制 总被引:4,自引:2,他引:2
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. 相似文献
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某涡轴发动机在外场使用过程中,由于进气环境的影响和多发不同的装机位置等因素,致使发动机出现偶发喘振或前喘征兆等现象。为此,对原型机转子进行改进设计。同时,采用试车试验的方法,测算并验证改型机的整机喘振裕度。结果表明:在整个工作范围内,改型机的整机喘振裕度得到了全面提升,设计点喘振裕度由10.65%提高至16.21%。试验可为该系列发动机设计制造和改进使用提供数据参考。 相似文献
3.
飞行/推进系统自适应神经网络综合控制仿真研究 总被引:2,自引:0,他引:2
提出一种基于发动机喘振裕度自适应的飞行 /推进系统综合控制。在发动机喘振裕度较大的某些飞行条件或飞行包线内,通过调整喷口面积,使发动机喘振裕度保持在一个较小值,既保证发动机稳定工作,又增加发动机推力,从而改善飞机的性能。采用分散控制方案,综合控制系统由 5个控制子系统组成。各控制子系统的设计采用自适应控制和神经网络相结合的方法,所提出的参数和权重的自适应调整律保证系统的稳定性。全包线范围内飞机平飞加速和爬升数字仿真结果表明,该综合控制方法可缩短飞机的平飞加速时间和爬升时间。 相似文献
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航空发动机喘振主动控制技术的发展 总被引:1,自引:0,他引:1
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。 相似文献
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提出了在试验台架和工作现场对燃气轮机喘振裕度进行动态测试和检查方法,其测量和计算方法新颖、简单适用。应用计算机图形技术,将燃气轮机压气机特性图显示在控制屏幕上,燃气轮机在不同工况下运转时,测试系统将其工作状态点的相关参数动态实时地显示在控制屏幕上,操作人员根据燃气轮机的实际工作状态,便于机动性检查,防止意外故障发生,提高了燃气轮机在现场使用的可靠性。 相似文献
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航空发动机性能恢复控制方法 总被引:2,自引:6,他引:2
针对航空发动机部件蜕化导致性能变差问题,设计了航空发动机性能恢复控制系统,系统根据发动机的工作状态以及健康状态在常规转速控制模式、稳态性能恢复控制模式和加速性能恢复控制模式之间切换.稳态性能恢复控制模式在常规转速控制模式的基础上设计了一个外环控制回路,通过自适应修正稳定状态下压气机转速指令达到蜕化发动机性能恢复的目的;加速性能恢复控制模式通过综合常规转速控制方法和喘振裕度控制方法,在保证发动机气动稳定的同时,充分挖掘发动机潜力,从而达到恢复蜕化发动机加速性能的目的.通过不同状态不同部件蜕化下的仿真结果表明恢复蜕化发动机性能的有效性. 相似文献
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航空发动机非理想解耦自适应控制 总被引:2,自引:1,他引:1
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。 相似文献
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航空发动机自适应神经网络PID控制 总被引:7,自引:4,他引:7
本文提出了一种航空发动机多变量自适应神经网络 PID控制方法, 采用基于共轭梯度的神经网络学习算法在线整定控制器参数。该控制器的设计无需知道发动机精确模型, 具有响应速度快、抗干扰能力强和鲁棒性好等优点。控制器不仅算法简单, 实现容易, 而且适用范围广。 相似文献
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涡喷发动机多变量自适应加速控制 总被引:3,自引:0,他引:3
提出了一种模型参考自适应控制方法, 并应用于双转子涡喷发动机多变量控制系统。仿真研究表明, 该方法在整个飞行包线内均有满意的瞬态响应, 对非线性的建模不确定性具有较好的鲁棒性, 以及对多变量系统中较强的耦合作用有较好的解耦效果。与传统的调节器相比, 发动机加速时间约减少16%, 加速过程中发动机推力明显增加, 平衡状态仍可提高约9%。 相似文献
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MULTIVARIABLE MODEL REFERENCE ADAPTIVE CONTROL FOR A TURBOFAN ENGINEFanJun;HuangJinquan;SunJianguo;FengZhengping(Dep.OfPowerE... 相似文献
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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。 相似文献
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本文提出了两种预估多级轴流压气机旋转失速边界方法。前者把关于单叶排的半经验准则推广至多级压气机。取前一级的出囗条件为后一级的进囗条件,每级进行类似运算,对比各级的失速起始流量来判别多级压气机的失速起始边界。预估结果得到了实验验证。后者以小扰动理论为基础,应用非定常二元不可压流的流动模型,导出了双级轴流压气机的旋转失速起始判别准则。利用 Newton- Raphson方法求解特性方程根据设计的程序完成了几个实例的理论估算。预估值和实验值的吻合证实了理论分析的可靠性。并对比不同情况下衰减因子的变化规律,分析了各叶排损失随进口相对气流角的变化趋势。 相似文献
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从飞机设计的角度分析了过失速机动飞行的操纵要求问题。将其分解为进入、滚转、退出3个基本方面考虑,并提出相应的估算方法。其中以类似Cobra的机动估算基本进入、退出要求,以无侧滑滚转机动作为更深入的要求。由此得出的算例飞机的要求趋势与数值仿真结果具有良好的一致性 相似文献
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本文提出了飞机座舱压力控制的新设计方案,即飞机座舱压力的最佳控制与自适应控制。并且用现代控制理论导出了这种新型控制系统的设计方案、设计方法和设计公式。 相似文献
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直升机结构响应自适应控制研究 总被引:2,自引:0,他引:2
研究了基于自适应滤波技术、采用伺服惯性力发生器(SIFG)的直升机结构响应主动控制;比较了被动动力吸振器和SIFG的减振效果。研究表明,SIFG在直升机前飞速度和旋翼转速及前飞速度改变的情况下均能保持良好的减振效果。 相似文献
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最近几年,许多仿真结果都揭示了基于神经网络的直接自适应控制在飞行控制系统设计中的发展潜力。其中最重要的一点就是显著降低了对系统动态模型的要求。本文把该方法应用于无人直升机,给出了自适应姿态控制系统和跟踪控制器的设计方法。通过,数字仿真表明该控制方法有良好的跟踪控制性能。 相似文献