基于相关性分析和神经网络的直接推力控制

传统的发动机控制是将一些可测量参数作为被控制量,如转速和压比,因为可由它们推算出推力。但由于推算的过程不准确,为保证发动机安全运行,在发动机的设计过程中常常保留了较大的裕度。而直接推力控制可以降低这些裕度,充分发挥发动机的性能。针对在飞行中推力无法直接测量的情况,本文使用了相关性分析和神经网络技术设计了非线性推力估计器,使用若干测量参数作为输入,实时计算出发动机的推力值。并针对发动机使用的实际情况,使设计出的估计器不但可以估计额定发动机的推力,而且可以估计非额定发动机的推力。在仿真结果中,估计出的推力跟踪上了正常和非额定发动机的推力。     

遥操作机器人神经网络Smith预估控制(英文)

针对遥操作机器人通讯通道中存在的时延 ,提出了一种神经网络 Smith预估控制方法。控制系统适合于时延不变但未知的情况。控制系统包括主控制器和从系统两部分。从系统采用动态神经网络辨识机器人的动态模型 ,神经网络权重在线学习 ,用神经网络的输出对非线性系统进行局部非线性补偿 ,将非线性系统线性化。主系统针对线性化的从系统 ,采用 Smith预估控制解决时延问题并保证系统的性能品质。通过李雅普诺夫稳定理论保证了时延控制系统的稳定性。对两关节机器人的仿真结果说明了该方法的有效性。     

超声速状态下航空发动机部件蜕化参数估计与性能恢复控制

为解决超声速状态下航空发动机部件蜕化参数估计与性能恢复控制的难题,基于改进卡尔曼滤波器,通过一种三维插值方法实现超声速状态包线范围内的发动机部件蜕化参数估计。而航空发动机性能恢复控制是在常规内环控制转速的基础上增加了外环控制回路,该回路主要包括推力估计模型与外环控制器两部分。基于最小二乘支持向量回归机设计了一种推力估计模型,其输入采用特征选择算法筛选推力估计模型的最优输入,相比于传统的不经选择的推力估计模型,精度有较大提高。设计了外环模糊PI（Proportional integral）控制器自适应调节内环转速指令来实现蜕化发动机性能恢复的目的。最后通过超声速状态下的数字仿真,验证了上述发动机部件蜕化参数估计与性能恢复控制方案的有效性。      

基于6σ设计的复合推力高速直升机总体参数多目标优化

针对复合推力高速直升机总体设计阶段总体参数的选择问题,提出一种提高可靠性和鲁棒性的基于6σ设计的改进多目标遗传算法优化方法。采用叶素理论和数值积分的方法分析计算了复合推力高速直升机气动及飞行性能,并以此为基础建立了约束函数和初步目标函数模型;将6σ设计融入改进的多目标遗传算法中,构造最终目标函数;在给定有效载荷设计要求下,对复合推力高速直升机总体参数进行了多目标优化设计。该方法获得了所需的Pareto解,优化后的复合推力高速直升机飞行性能相对原机有了较大改善,算例结果表明该方法有效可行。     

面向客机总体设计的涡扇发动机分析模型

建立一种用于估算涡扇发动机特性的工程分析模型,该模型以涡喷发动机推力估算模型与涡扇发动机效率分析方法为基础,引入高涵道比涡扇发动机的循环分析方法进行修正。利用该模型可以获取涡扇发动机的推力和油耗特性,进而考察总体循环参数对发动机性能的影响。通过与文献验证数据对比,判定了分析模型的精度。该模型只需要输入少量参数就可以快速完成计算过程,适合于飞机总体设计阶段,可以评估涡扇发动机参数对飞机性能的影响。     

运载火箭推力下降故障下的在线弹道重构方法

针对运载火箭推力下降故障下难以实现在线弹道重构的问题,提出了一种基于神经网络的剩余运载能力估计及程序角重构的算法。以线下基于工程实践的弹道优化方法生成的故障状态下最优弹道作为学习样本,针对程序角曲线的特点,分别使用不同学习方式学习一级飞行段程序角和其他飞行段程序角;分析不同超参数对神经网络训练过程的影响,利用随机搜索法选取超参数。该算法使用以神经网络为核心的机器学习思想,用基于数据的方式避免了因运载火箭动力学模型复杂而无法在线快速求解最优弹道的问题,能够解决大气环境下弹道重构的难题。仿真结果表明,该算法对剩余运载能力估计准确,重构程序角与最优弹道相比误差小,运算速度相比其他方法优势明显。     

流体推力矢量技术研究综述

流体推力矢量技术不采用机械偏转,以流动控制方式实现推力转向,有望成为一种更加高效的推力矢量控制方法。目前实现流体推力矢量的主要方法有激波矢量法、双喉道方法、逆流控制方法和同向流方法等,对以上方法选择具有共性的计算与试验数据,对喷管的推力矢量效率、推力损失和流量系数进行了对比分析。结果表明激波矢量方法、双喉道方法和逆流方法能够在大落压比范围内（NPR=1.89~10）实现推力矢量控制,并且具有俯仰/偏航耦合甚至多轴控制的潜力。相比激波矢量法和逆流方法,双喉道和同向流方法在减少推力损失和提高矢量效率上占有优势,不足之处是双喉道方法对喉道进行控制限制了流量系数,而同向流方法的适用落压比范围受到严重限制。为寻求更加高效的矢量喷管技术,国内外相继发展了多种新概念流体推力矢量方法,对每种方法的控制原理、潜在优势和存在的问题挑战进行了探讨,新方法着眼于从喷流出口下游进行控制,对主流的干扰很小,值得深入研究,同时也为流体推力矢量的下一步研究方向提供了借鉴参考。     

激波风洞超燃冲压发动机推力测量技术研究

为满足高马赫数超燃冲压发动机研制的需求,在激波风洞中开展了超燃冲压发动机推力测量技术研究工作,采用压电式推力测量天平测量了超燃冲压发动机模型上的推力。根据试验模型的受力特性进行了天平设计与校准研究,并在激波风洞中开展了验证性试验。在天平设计中,采用有限元力电耦合分析方法对天平性能进行了预估。分析结果表明:天平主分量的灵敏度可达到17.447 mV/N,一阶振动模态可达到1022.40 Hz。在验证试验中,分别测量了超燃冲压发动机模型在喷注和不喷注燃料条件下的推力。试验结果表明:在2种试验状态下,发动机阻力差值最大约220 N,说明设计的压电式推力测量天平可分辨出不同试验条件下作用在发动机上的推力大小。     

矢量喷管静推力精确测量试验技术研究

详细论述了矢量喷管静推力精确测量试验技术的原理、所需设备以及试验方法,该技术主要模拟喷管模型喷流落压比以及出口马赫数相似参数,将模型安装在推力测量平台的真空试验舱中,同时利用外式天平进行矢量喷管气动力的精确测量。试验数据经过流量修正、安装姿态修正、基于橡胶膜片的空气桥系统对于天平的压力影响以及流量影响修正之后,即可以得到较为精确的矢量喷管静推力值、推力系数以及矢量角等参数。试验结果表明:在推力测量平台进行矢量喷管静推力测量试验,轴向、法向推力系数以及矢量角随落压比的变化规律正确,试验精度满足国军标要求,达到型号应用水平。     

流体二次引射推力转向参数影响规律

采用数值模拟手段,对流体二次引射推力转向参数影响规律进行了研究。首先采用二元矩形矢量喷管,结合风洞试验及国外文献计算数据,验证了自主开发的流体推力转向数值模拟软件的可靠性;在此基础上,开展了流体二次引射推力转向的机理研究和各种参数影响规律数值模拟研究,并详细研究了不同主次流压比、引射缝隙位置和缝隙宽度等参数对干扰流场结构及推力转向偏角的影响,获得了各设计变量对喷管性能及内部流态的影响规律,给出了流体二次引射实现推力转向的基本设计原则及较优的参数组合方案,相关结论可为流体二次流引射推力矢量喷管设计提供依据。