IHPTET计划中JTAGG的技术进展

IHPTET(高性能涡轮发动机综合技术 )计划中JTAGG (联合涡轮先进燃气发生器 )的技术进展主要如下 :第二阶段JTAGG :1　霍尼韦尔 (Honeywell)公司将完成对XTC5 6 / 2验证机的试验 ,其验证目标是 :功重比提高 89% ;耗油率 (SFC)降低 2 9% ;在执行攻击任务时使作战范围扩大 6 0 % ;载重量增加 10 % ;并将使用和保障(O&S)成本降低 2 0 %。2　带气流分隔叶片的转子组件具有压比高、级数最少、重量轻、成本低的优点。3　高效的先进涡轮 (HEATTM)叶片在高温下工作时 ,所需冷却空气量最少 ,并降低了油耗。第三阶段JTAGG :1　霍尼韦尔 …     

美国军用直升机发动机计划进展

美国陆军近年来先后启动了5项未来直升机发动机预研计划,它们为陆军发展下一代先进涡轴发动机打下坚实技术基础。     

IHPTET计划中第三阶段ATEGG的技术进展

美国IHPTET(高性能涡轮发动机综合技术 )计划中第三阶段ATEGG(先进涡轮发动机燃气发生器 )的技术进展主要如下 :1政府与工业界IHPTET试验小组成功地验证了P&W公司的XTC6 7/ 1燃气发生器。其中包含为第三阶段目标作出贡献的技术 ,即试验证实ATEGG的推重比提高了 5 3% ,生产成本和维护成本分别降低了 2 3%和 19%。2GE公司 /AADC公司将通过XTC77/ 1燃气发生器开发和验证使推重比提高 85 %的核心机技术。3高负载的 4级压气机取代了常规的 6级压气机 ,在减轻重量和降低成本的同时 ,能提供相同的性能。4涡流控制的扩压器 ,缩短了发…     

IHPTET进展和目标调整

美国高性能涡轮发动机技术(IHPTET)计划的基本目标是到下一世纪初使航空发动机推进系统的能力翻一翻,具体要求是到2003年在保持已达到的可靠性和耐久性的前提下使发动机推重比和功重比分别增加100%和120%,耗油率降低30%～40%.整个计划分三个阶段,即1991、1997和2003年分别实现总目标的30%、60%和100%.     

IHPTET计划中第三阶段JTDE的技术进展

美国IHPTET(高性能涡轮发动机综合技术 )计划中第三阶段JTDE(联合技术验证发动机 )的技术进展主要如下 :1　GE公司 /AADC公司将通过XTE77验证机验证先进风扇、低压涡轮以及加力燃烧室技术 ,以便给用于F 35JSF的F136发动机提供更大的工作裕度、更高的安全性和未来的增长能力。2　先进风扇、低压涡轮和加力燃烧室技术已用在P&W公司的XTE6 7验证机上。XTC6 7核心机利用这些低压转子技术 ,将有助于第三阶段目标的验证 ,给F135发动机提供更大的工作裕度、更高的安全性和未来能力的增长。3　中等展弦比风扇具有线性摩擦焊、前掠叶片…     

LEAP发动机项目进展顺利

作为现有窄体飞机的替代机型,必须拥有更清洁、更安静和更高燃油效率的动力装置.为了满足这一需求,发动机的技术需要有一个全面的飞越. 前沿航空计划(Leading Edge Aviation Program,LEAP)是CFM国际公司为未来动力装置而开展的预研工作.CFM国际公司于2008年7月13日正式推出LEAP-X发动机,这是从LEAP项目诞生出的第一台发动机.截至目前,LEAP发动机研制正按计划顺利进行:     

IHPTET计划的先进项目管理方法

IHPTET计划于1988年正式开始至2005年结束,是迄今为止美国最为成功的预研计划。在该计划开展的18年期间,取得了丰硕的科研成果。IHPTET计划之所以能够取得成功,与该计划实施过程中采用科学有效的项目管理方法GOTChA具有密不可分的关系。GOTChA项目管理方法目标明确,流程清晰,具有先进性、严密逻辑性和通用性。本文从概念、制定准则以及具体应用等方面详细介绍了该方法的主要特点。GOTChA项目管理方法对于预研计划的管理具有重要的参考价值。     

IHPTET计划的最新进展

美国防部的IHPTET计划已完成两个阶段的工作,收效明显,现正在进行第3阶段工作。为满足未来高性能飞机的要求、降低风险和获取更大效益,美国防部又制订了VAATE计划     

基于需用功率预测的直升机/发动机综合控制方法

为了提高涡轴发动机在直升机飞行状态突变时的响应速度,提出一种基于需用功率预测的直升机/发动机综合控制方法。通过逐步回归分析法对直升机需用功率影响最大的5个变量进行选取,并以这5个变量为输入量,根据多元拟合方法建立直升机需用功率预测模型,基于所建立的预测模型,采用预测需用功率信号在发动机控制回路的燃气涡轮转速指令位置进行前馈线性补偿,设计了直升机/发动机综合控制方法。经过UH-60A综合仿真平台验证,结果表明：所提出的综合控制方法相比于传统串级PID控制方法,可以有效减少动力涡轮转速超调量或下垂量60%以上;相比加入总距前馈的控制方法,可以减小动力涡轮转速超调量或下垂量20%以上;可以有效加快发动机响应速度,缩短发动机响应时间1 s以上,极大提高了发动机的稳定性及鲁棒性。     

直升机发动机数字控制系统仿真分析

通过研究构建了某型直升机装某型发动机控制系统设计方案,建立直升机发动机数字控制系统仿真模型,应用MATLAB6·0进行发动机控制系统仿真计算和动态分析,通过直升机/发动机地面联合试验验证发动机控制系统仿真分析结果,建立一套直升机发动机数字控制系统仿真分析方法。     

基于直升机/发动机非线性综合仿真模型的ALQR控制器设计

构建了UH-60A直升机六自由度非定常、非线性气动力模型以及完整的直升机/涡轴发动机非线性综合仿真模型。使用增广LQR方法设计了直升机飞行控制器,包线内大量仿真结果及与 控制器效果的对比表明该控制器解耦性能、指令跟踪性能优越,鲁棒性强。此外,该控制器设计过程简单和调参方便。借助上述综合仿真模型研究了发动机闭环系统与直升机的功率匹配关系,数字仿真表明,发动机能够满足直升机机常规飞行任务下的功率需求,功率涡轮转速下垂量满足直升机飞行操纵品质规范（ADS-33E）的要求。     

基于Matlab/Simulink的直/发一体化建模 与故障诊断

针对目前航空发动机控制系统设计仅以单一的发动机为对象,没有考虑直升机与发动机之间的动态耦合的问题,基于Matlab/Simulink高级图形的仿真条件,建立了1种适用于快速控制原型的UH60直升机/T700发动机一体化综合模型,从而为发动机故障诊断提供可靠仿真平台。仿真结果表明:在直升机与涡轴发动机耦合因素影响条件下,基于改进卡尔曼滤波器,可实现发动机气路部件的故障诊断,并验证了其有效性。     

直升机/涡轴发动机综合系统鲁棒抗扰控制设计

提出了一种直升机/涡轴发动机综合系统鲁棒抗扰控制方法。分别设计了基于线性矩阵不等式(LMI)的鲁棒保性能控制的直升机四通道多变量控制器和涡轴发动机转速控制器;为了进一步提高发动机自由涡轮转速环的抗扰能力,结合自抗扰控制(ADRC)方法,构建了涡轴发动机转速鲁棒保性能控制+扭矩ADRC补偿的控制方案,充分利用了ADRC控制强的干扰补偿能力,避免了鲁棒设计方法的保守性。在UH-60直升机/涡轴发动机综合模型仿真环境下通过模拟直升机大幅急速升降操作,验证了直升机/涡轴发动机综合系统所采用的鲁棒抗扰控制,尤其是涡轴发动机鲁棒自抗扰控制,具有理想的抗扰控制效果,能够抑制直升机机动操作过程中大的扭矩扰动对涡轴发动机造成的不利影响,从而使直升机具有更好的机动能力。     

基于直升机/涡轴发动机综合仿真平台的发动机非线性模型预测控制

 基于具有可靠置信度的直升机/涡轴发动机综合仿真平台,研究了涡轴发动机带约束优化的非线性模型预测控制(NMPC)技术。首先通过设计多输出迭代约简最小二乘支持向量回归机(RRLSSVR),训练具有较好实时性、精度及泛化能力的内嵌式预测模型,在高度0~5 km、前飞速度0~75 m/s范围内模型精度达5‰。其次,考虑了扭矩、燃油流量、动力涡轮转速、燃气涡轮转速等综合信息及相关约束对控制效果的影响,利用在线序列二次规划(SQP)算法实现滚动优化控制,而后加入目标转速偏差的积分项以消除静差,保证输出恒定。最后,通过对直升机进行机动飞行大扰动仿真验证了该预测控制器对扰动的抑制能力,相比传统串级PID控制,能够显著降低动力涡轮转速下垂/超调量,达到更好的控制品质。     

基于直升机/ 发动机综合模型的变旋翼转速控制研究

为了实现直升机旋翼转速在宽广范围内连续变化且涡轴发动机连续提供输出轴功率,采用1种扭矩序列转移控制方案来实现该传动链。通过2台涡轴发动机和2台多级变速器与旋翼协调工作,发动机依次连接或脱开旋翼,提供旋翼转速大范围内变化,并提供旋翼连续变化的功率。在扭矩转移过程中,针对发动机扭矩强扰动问题设计了鲁棒LMI控制器+ADRC扭矩前馈补偿控制器,最后基于直升机／发动机综合模型进行数值仿真,验证了扭矩转移方案的可行性。仿真结果表明：在转移过程中的扭矩强扰动对发动机动力涡轮转速的影响较小,旋翼转速可以实现较大范围内的快速平滑变化。