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。     

安装角对压气机叶栅气动噪声特性的影响

 基于大涡模拟(LES)和边界元方法对轴流压气机叶栅湍流流场以及流场诱导的噪声进行计算,在不同叶栅安装角下研究来流攻角和来流雷诺数对叶栅气动噪声产生、辐射的影响。研究表明:来流雷诺数不变时,同一安装角下,随着来流攻角从-5°~20°变化,叶栅监测曲线上的声压级先减小后增大,在0°来流攻角下声压级达到最小。安装角为45°时,外场总声压级随来流攻角的分布与30°安装角变化趋势相近。但安装角为60°时,总声压级的变化则明显变缓。在0°来流攻角下,总声压级比安装角为30°和45°时增加了近6 dB,但在其他正来流攻角下,变化并不明显。叶栅的最小声压值出现在弦线方向附近,安装角改变时,最小声压级出现的位置也不同。安装角不变,随着来流雷诺数的增大,叶栅表面的分离减小,损失降低。但叶栅表面的压力脉动随着来流雷诺数的增大而增大,使外场辐射噪声增加。     

部分可观测信息条件下装备剩余寿命预测

 针对部分可观测信息条件下退化系统的剩余寿命(RUL)预测问题,综合利用装备的历史寿命信息和性能退化信息,采用隐马尔可夫模型(HMM)对系统进行状态评估,得到系统的转移概率矩阵和观测概率矩阵;采用Bayes方法不断更新系统状态空间的条件概率分布;利用比例故障率模型(PHM)对系统进行可靠性分析,得到系统的故障率和可靠度函数,进而得到装备的剩余寿命分布。研究表明,该方法可较准确地预测装备的剩余寿命,为保障人员提供科学的维修决策依据。     

头盔伺服系统的主动柔顺控制

 对头盔伺服系统(HMDPM)主动柔顺控制策略的主要内容——轨迹规划和控制方法进行了研究。首先,采用基于力反馈和滑动杆动力学模型的头部运动预测法进行轨迹规划,该方法利用并联机构(PM)分支杆长与运动平台位姿间的映射关系,通过力反馈信息和6-3UPS并联机构滑动杆动力学模型对头部运动进行预测,为头盔伺服系统的位置控制提供期望轨迹;然后,基于头盔伺服系统的动力学模型对系统的惯性项和非线性项进行了计算,设计了惯性项和非线性项补偿控制器,在进行头部运动跟踪的同时,实现了头盔显示器与头部间接触力的控制;最后,采用SimMechanics模块建立了HMDPM—人交互模型,并进行了相关验证实验。仿真结果表明,基于力反馈和滑动副滑动杆动力学模型的头部运动预测法能实时地、较为准确地预测出头部运动位置;基于动力学模型的惯性和非线性项补偿控制器不仅可以较为准确地跟踪头部运动,而且还能有效地减小头盔显示器与头部间的接触力,降低执行机构的刚度、减少系统摩擦力等非线性因素对使用者的干扰。     

基于数据模型的某型民用飞机货舱区域腐蚀影响因素研究

 为研究舱内环境因素对民用飞机货舱区域腐蚀的影响,采集了停场飞机的货舱内外环境指标的数据,建立线性模型,给出了飞机货舱内外环境指标的数量关系。收集了国内几家航空公司某型民用飞机长期的结构腐蚀维修数据,计算了飞机货舱区域腐蚀频率与环境因素的灰色关联度,选取影响腐蚀的主要环境因素,提取主成分消除环境因素之间的多重共线性,建立腐蚀频率的多因素回归模型,研究了各类环境因素对飞机货舱区域腐蚀的影响规律与特点。分析结果表明:高温高湿天数与降水指标对该型飞机货舱区域腐蚀有显著的促进作用,并且不同航空公司的货舱区域腐蚀频率有显著差异,表明运营、结构检查和维护等人为因素对货舱区域腐蚀有显著影响。分析结果符合民用飞机货舱腐蚀控制的工程经验,表明研究方法是合理的。     

悬停状态直升机桨叶扭转分布的优化数值计算

建立了一套基于高精度计算流体力学(CFD)技术和代理模型优化算法的旋翼气动外形设计方法。在该方法中,旋翼流场气动性能的计算采用了基于Navier-Stokes/Euler方程的CFD方法,并根据流场特点、精度和效率的要求采用Baldwin-Lomax(B-L)湍流模型,通量计算采用Roe-MUSCL格式进行。为提高网格生成质量和便于流场控制方程的求解,将流场分成两个区域,即围绕旋翼的黏性区和无黏的背景网格区。其中,桨叶网格使用了基于二维翼型网格的参数化方法生成,数值计算结果表明该方法有效地提高了网格生成质量及效率。在参考旋翼流场及桨叶细节流动分析的基础上给出设计变量及范围,有效减小了优化问题的规模;为满足优化和机理分析的需要,将基于置换遗传算法优化的拉丁超立方(PermGA LHS)方法和径向基函数(RBF)的代理模型优化方法引入到桨叶外形的优化设计中。首先以Helishape 7A旋翼为算例,检验了数值模拟方法的准确性。然后,应用所建立的优化方法针对旋翼负扭转分布进行了优化计算,结果表明优化后的旋翼悬停气动性能比优化前有了明显提高。     

紧连阀轴流压气机变转速过失速瞬态模型

为了给各种压气机喘振主动控制器提供验证平台,提出了一个新的旋转失速及喘振模型.该模型在Moore-Greitzer轴流压气机过失速瞬态模型的基础上,考虑了转子动态及旋转失速高阶谐波对压气机气动稳定性的影响,并且在模型中增加了紧连阀作为执行机构.仿真结果表明:随着压气机转速的增加,压气机的失稳行为由旋转失速转为喘振;压气机转速的变化作为系统内部扰动,可能使压气机在节流阀开度较大时便进入气动失稳状态;虽然压气机初始扰动仅含有1阶谐波,但随着旋转失速的发展,高阶谐波强度不断增长而变得不可忽略.      

基于混合方法的霍尔推力器寿命预估及参数影响分析

为了预估霍尔推力器的寿命,改进了用于半经验公式法的点源模型使原方法计算精度获得优化.在文献已有实验条件和结果的基础上,考察了改进半经验公式法及简易解析模型法的可靠性,结果表明,简易解析模型法在1000h以后的误差逐渐扩大,改进半经验公式法虽然计算精度较好,但需要短寿命实验结果为其提供确定参数的依据.为了在推力器设计阶段和无实验结果的条件下提供保证精度的寿命预估手段,建立了将两种方法结合的混合方法,该方法与简易解析模型法对比表明,运行4000h后SPT内、外壁面计算值的平均相对误差由13.53％和45.28％下降到4.84％和21.2％.采用此方法考察了推力器运行参数改变对寿命的影响规律.     

大攻角地效翼非定常流动实验研究

大攻角地效翼非定常流动研究对大攻角地效翼非定常空气动力特性和流动控制具有重要的意义。对攻角为18°的NACA0012地效翼在模型风洞中进行实验,利用三维热线风速仪对地效翼后缘附近尾迹区内测点的速度脉动进行采样,分析不同飞行高度下大攻角地效翼的非定常流动特性。结果表明：地面效应下,大攻角地效翼后缘涡系形成位置后移;随着地效翼高度的降低,非定常流动的脉动频域宽度减小,速度脉动特征频率减小。     

平流层飞艇环境适应性评价模型

阐述了平流层特别是20km高度左右平流层的环境特点,分析了各种环境因素对长期在此空域中驻留飞行的平流层飞艇性能的影响,在此基础上,建立了平流层飞艇环境适应性评价指标体系。并针对其各评价指标的物理意义不同且数量级相差较大的特点提出了基于物理规划和层次分析法相结合的综合评价模型。算例和分析结论表明:抗风速度余量和产生消耗能量比在平流层飞艇对其飞行环境的适应能力评价中占有重要比重,应成为飞艇总体方案设计和论证时的重点关注指标。