基于RVM回归误差补偿的航空发动机分布式控制系统多步预测控制

针对具有随机有界双侧时延的航空发动机分布式控制系统,提出了一种基于多步预测和关联向量机(RVM)回归误差补偿的控制方案.首先建立航空发动机分布式控制系统(DCS)的神经网络非线性自回归滑动平均(NARMA)模型,利用当前的系统输出和控制量对N步之后的系统输出进行预测;其次用改进的RVM回归多步预测算法估计NARMA模型的的预测误差,并对预测结果进行误差补偿;最后利用补偿之后的预测值和设定值对控制参数进行滚动优化,设计系统的神经网络逆控制器实现系统的自适应控制.仿真结果证明该控制策略能够避免随机有界双侧时延对控制系统的影响,实现对设定值的稳定跟踪,且控制器具有较好的实时性和鲁棒性.低压转子转速阶跃响应的稳态绝对误差小于0.04%,响应时间小于0.3s.      

基于T-S模糊模型的航空发动机非线性分布式控制系统故障诊断

针对航空发动机非线性分布式控制系统的故障诊断问题,首先提出了一种基于飞行包线划分的航空发动机非线性Takagi-Sugeno(T-S)建模方法,建立了具有网络诱导时延的航空发动机非线性分布式控制系统模型,然后将该系统视为离散切换系统,为其建立了具有时延补偿功能的故障观测器,给出了使得观测器误差系统渐近稳定的充分条件.故障检测仿真时间为20s,当第12s时,设定系统发生幅值为0.0025的阶跃型突变故障,仿真结果表明:12s之前,故障观测器保持渐近稳定,当第12s时,残差迅速增大并超过所设定阈值,从而检测到故障的发生.      

直流互击式喷注单元雾化特性准直接数值模拟

为实现直流互击式喷注单元雾化过程的数值求解并探究结构及工作参数对雾化特性的影响规律,基于一种树形自适应加密算法与流体容积(Volume-of-Fluid,VOF)方法实现了雾化过程的准直接数值模拟。计算得到了两股射流由喷射到撞击形成液膜,液膜进一步破碎形成液丝、液滴的全过程,获得了液膜的破碎长度、液滴的Sauter平均直径、雾化频率等雾化特性参数。通过将典型算例的计算结果与试验数据进行对比验证了计算的有效性,给出了数值求解精度。探讨了撞击波的形成机理,分析了雾场液滴的尺寸分布规律,撞击夹角、孔径比、射流速度、动量比对雾化特性的影响规律。结果表明:所采用的算法可以实现多相、多尺度雾化过程的数值求解;撞击波的形成是由于两股射流撞击时惯性力的不完全对称导致的;雾场液滴的尺寸分布近似服从Rosin-Rammler分布;撞击夹角的增大与射流速度的提高导致液膜的破碎长度减小,液滴的平均粒径减小,撞击夹角增大雾化频率呈减小的趋势,射流速度提高雾化频率呈增大的趋势;动量比为1而孔径比不为1时会形成凹形液膜,雾场存在一定程度的偏斜;动量比主要影响雾场的偏斜程度。     

基于低精度离心机的平台惯导系统加速度计高精度系统级标定方法

高动态、大过载是未来导弹、飞行器的标志性特征,这一特征对惯导系统性能指标尤其是加速度计的性能指标要求尤为严苛.针对此,分析了平台惯导系统加速度计主要非线性误差(标度因数对称性和二次项系数)的传统离心标定方法的缺陷,提出了基于低精度离心机的平台惯导系统加速度计高精度系统级标定方法.该方法是利用惯导系统的速度和位置误差积分作为观测量进行Kalman滤波估计,不仅能对加速度计的非线性误差进行更有效估计,而且能克服传统离心标定方法对离心机的高精度要求.最后通过离心试验验证了该标定方法的有效性,试验结果表明,加速度计非线性误差补偿后的速度和位置误差小于补偿前相应误差的25％.     

凹腔底壁喷注煤油燃料的超燃点火试验

在来流总温为1486K、总压为1.6MPa、马赫数为2.52的条件下,采用两级串联凹腔构型燃烧室,开展了凹腔底壁喷注煤油燃料的超燃点火试验,研究了喷嘴孔径、喷注位置对点火性能的影响.结果表明:上游凹腔底壁大孔径喷嘴喷注燃料,下游凹腔点火的方案点火性能高,在煤油总体当量比为0.102~0.206范围内均可实现成功点火与稳定燃烧;燃烧反压向上游的传播过程具有明显的滞后性且与分离区的形成过程紧密耦合;燃料喷注方案决定了煤油雾化燃料场的分布,燃料的分布特征又决定了点火特征.      

基于Kriging模型的风洞应变天平静态校准方法

本文提出了一种基于Kriging代理模型的风洞应变天平静态校准方法。采用拉丁超立方设计的试验设计（DOE）方法选取校准加载点,以六分量组合加载技术为支撑,采用一阶回归基函数和EXP关联函数对校准数据构建Kriging模型,以电压信号增量和其他条件变量为自变量,通过Kriging模型对天平所受载荷进行预测。校准结果表明,与传统的OFAT（One Factor at A Time）校准方法相比,该方法具有相同的准度,加载点数量极大减少。将该方法应用于某矢量喷管推力测量天平的校准工作中,以通气流量和天平电压信号增量作为自变量,较好预测了喷管产生的推力,解决了传统校准方法难以克服的通气影响问题。     

通用飞机多约束水平航路规划方法研究

随着我国低空空域的开放,通用飞机低空航路规划问题越来越复杂,亟待解决。在传统航路规划方法的基础上,研究满足区域导航要求下低空空域的约束条件,并针对每一类约束条件,建立航路优化模型,给出航路优化算法的实现步骤。仿真实验验证表明,多约束水平航路规划方法能够满足通用飞机机载设备的功能和性能要求。     

煤油同轴喷嘴超临界燃烧与火焰特性实验研究

为研究煤油同轴离心喷嘴的超临界燃烧与火焰特性以及缩进比对燃烧及稳定性的影响,在煤油超临界条件下进行了不同缩进比喷嘴的燃烧实验,实验采用单喷嘴矩形燃烧室,空气和氧气混合物以气态从同轴喷嘴的中心喷嘴喷注,煤油以液态从同轴喷嘴的离心喷嘴喷注,实验利用采样频率为36k Hz的彩色高速CCD相机成功观测到煤油超临界燃烧现象。煤油同轴离心喷嘴超临界燃烧火焰总体呈圆柱射流状;缩进比较大喷嘴的火焰图像中,喷嘴出口为半透明的"稠密"气状射流,未观测到明显的雾化破碎过程;喷嘴缩进比为1.62时火焰较窄且出现火焰团间歇性脱落情况;缩进比对燃烧和燃烧稳定性均有影响,存在相对最佳值使燃烧较稳定。     

地外天体起飞时进入喷管内部激波对喷管的力、热效应

为研究激波进入喷管内部对发动机喷管产生的力、热效应,对喷管与起飞平台基面之间的羽流场进行了大量的仿真计算,着重分析了不同导流型面、不同起飞偏角情况下,进入喷管内部激波对喷管产生的力、热综合效应,激波在喷管内部的分布形态,并给出了激波移出喷管的条件.结果表明:当激波进入喷管内部但不产生激波贴壁现象时,激波不会对喷管内壁产生附加的力、热冲击;当激波进入喷管内部且产生激波贴壁现象时,在激波贴壁区产生一定的附加力矩和附加热流.该结论对探测器结构布局的设计具有重要的指导作用.      

离心压气机进气流场研究及控制

对某车用增压离心压气机进行了三维数值模拟,研究了离心压气机设计点和不同转速下近喘振点进气流场,基于此提出了离心压气机进气轮盖导叶流场控制措施并进行了验证实验.研究表明:离心压气机近喘振点压力面与吸力面压力差异影响到进气流场,导致进气口轮盖附近出现与叶轮转向相反的切向速度;且从低转速到高转速,该与叶轮转向相反的切向速度逐渐增大;离心压气机设计点进气在叶片压力面和吸力面前分别形成与叶轮转向相反和相同的切向速度区域,该区域不限于轮盖附近.轮盖导叶的流动控制方法可以有效抑制近喘振点切向反速度,实验结果表明,轮盖导叶使得离心压气机整体性能得到了提高,在90000r/min近喘振点压比提高了3.4%,效率提高了3.0%.