航空发动机高原起动性能改善措施

为了解决航空发动机高原起动超温和转速悬挂等问题,以某型航空发动机起动过程为研究对象,根据高原环境对发动机起动过程的影响进行理论分析,提出了优化高原起动措施,并进行了高原试验验证,摸索出各措施对起动过程的影响程度。结果表明:在发动机起动过程中采用飞机卸载的方式可使排气温度降低3%,起动机脱开转速提高3%;起动机功率提高约1%,点火转速及脱开转速提高约2%,起动时间缩短约8%。     

扫频式射流对涡轮叶栅间隙泄漏流动影响的数值研究

为控制涡轮叶栅中叶顶间隙泄漏流动和改善涡轮气动性能,将扫频式射流器(SJA)作为一种主动流动控制方法应用在涡轮叶栅的研究中。通过非定常数值计算,分析了SJA对涡轮叶栅叶顶间隙流动的作用过程以及作用机理,并且研究了不同工况下SJA对涡轮叶顶流场改善效果以及不同频率的SJA对叶顶流场的影响。结果表明:通过在涡轮叶栅上端壁增加单个SJA装置,可以有效地延迟上端壁的流动分离,其中最佳方案射流流量仅为进口总流量的0.35%,涡轮叶栅出口截面总压损失系数减少了11.48%。存在着最佳的频率284Hz,使SJA装置对流场的作用效果最佳,有效地改善了涡轮叶栅内的间隙流动。     

航空活塞二冲程发动机的可变排气阀换气过程

航空活塞二冲程发动机的换气过程直接影响发动机的性能,采用可变排气阀可以改善发动机的动力性能。通过GT-Power软件搭建发动机一维整机模型,进行可变排气阀的仿真研究,分析了发动机在不同转速、不同排气阀状态下的换气过程及排气阀状态对换气过程的影响。在此基础上,还对定速巡航工况下(6500r/min转速、50%节气门开度)的排气阀状态进行了优化。结果表明:不同的排气阀状态可以改变发动机排气过程压力波动的相位,从而影响发动机的换气品质及燃烧过程;在定速巡航工况下,排气阀为中等开度时(初级阀关闭、次级阀开启),其发动机动力性能达到最优。     

基于实战使用的涡轴发动机空中起动飞行试验

以涡轴发动机实战使用中空中紧急起动相关技术指标和特情处置措施验证为目的,设计了贴近实战使用特征的发动机空中起动试飞方案,并以某涡轴发动机设计定型试飞为依托,进行了不同飞行工况下的飞行试验验证和数据分析研究。结果表明:该空中起动试飞方案合理可行,能够最大程度的贴近部队实战使用的技术特征,满足对发动机起动高度包线、起动时间等研制总要求规定的技术指标验证需求;试飞结果表明该型涡轴发动机4000m以上高度停车至再起动期间直升机平均下滑高度约为670m,平均停车时间约为185s。该试飞方法和数据结果可为部队实战使用过程中空中遭遇停车的紧急处置提供支持和参考。     

基于MotoTron平台的二冲程煤油发动机控制器开发

为实现某二冲程航空煤油发动机控制器的快速开发和策略验证,结合MotoTron快速控制原型开发平台丰富的软硬件资源,依据空气辅助缸内直喷与双火花塞点火的系统设计需求,开发了一套利用8缸机程序控制4缸机的发动机控制器。分析了基于快速控制原型软件架构的控制软件设计方法,利用开发软件MotoHawk配置底层程序和搭建发动机控制系统,并结合Matlab/Simulink建立上层控制策略,实现了完整的控制系统开发。在台架上进行了冷起动测试,发动机起动后转速较平稳,点火提前角、喷油提前角和喷油脉宽的调节过程符合控制策略设计,空燃比控制稳定,空燃比误差在10%以内。发动机顺利过渡到正常工况,验证了冷起动控制策略的可行性,实现了控制器的基本功能,控制器设计满足要求。     

基于改进无模型自适应算法的涡扇发动机限制保护控制方法

针对发动机限制保护控制问题,提出了一种基于数据驱动的改进无模型自适应限制保护控制方法。以主回路闭环系统为设计对象,通过在常规无模型自适应控制律的准则函数中增加误差变化率,使超限保护系统具有更快的响应速度,给出了改进后系统的稳定性条件,并采用临界比例度法进行了控制器参数整定。仿真结果表明:在不同工作点,所设计的改进无模型自适应限制保护控制器相比常规无模型自适应限制保护控制器,最大超限平均减小2.97%,响应时间平均缩短2.30s,实现了发动机超限后的迅速回调,保证了发动机系统的安全运行。     

纳秒脉冲表面介质阻挡放电激励改善飞翼力矩特性的实验研究

针对飞翼布局力矩控制问题,采用纳秒脉冲表面介质阻挡放电（NS-DBD）激励,在来流风速30 m/s时,开展飞翼等离子体流动控制风洞试验,研究了不同激励参数和位置对飞翼升阻特性和力矩特性的影响。结果表明,NS-DBD激励能够有效改善飞翼大迎角气动特性。激励频率对飞翼升阻特性影响较大,激励频率为0.2 kHz时,增升效果最好,最大升力系数提高14.5%,失速迎角推迟5°。随着激励频率的增加,增升效果逐渐变差,减阻效果变好。单侧施加激励时,能够实现大迎角下飞翼模型的力矩控制,随着激励频率的增加,滚转力矩的控制效果减小,激励频率为0.2kHz时,平均滚转力矩系数变化为ΔMX=0.005691;偏航力矩的控制效果增大,激励频率为1kHz时,平均偏航力矩系数变化为ΔMY=-0.001571;俯仰力矩的控制效果减小,激励频率为0.2kHz时,平均俯仰力矩系数变化为ΔMZ=-0.002576。在中翼段和内翼段施加激励,破坏了飞翼的俯仰力矩特性,在外翼段和机翼右侧施加激励,能够显著改善飞翼的俯仰力矩特性。流场测量结果表明：等离子体激励对飞翼气动力矩的控制,主要是通过控制流动分离和控制横向流动来实现的。NS-DBD激励为改善飞翼布局稳定性和操纵性提供一种潜在的技术手段。     

飞翼无人机机动飞行非线性反步控制律设计

飞翼布局无人机具有操纵能力不足、非线性和耦合性强的特点。传统的反步控制方法能够提高飞翼 无人机系统的鲁棒性,但是存在奇异值计算、保守性等问题。本文提出一种改进的反步控制方法。建立飞翼无 人机仿射非线性模型,运用该方法进行鲁棒控制器设计,并进行仿真验证分析。结果表明:该方法解决了传统 反步控制方法所具有的奇异值计算、保守些问题,突破现有鲁棒设计方法对系统不确定性范数上界已知要求的 限制,所设计的控制器鲁棒性较高。     

民用飞机控制律对偏航机动载荷影响分析

飞机机动过程中方向舵快速大幅偏转会使方向舵和垂尾上产生较大气动载荷并传递到后机身,导致 驾驶员来回往复蹬舵造成安全事故。针对 CCAR-25部25.351条规定的偏航机动情况及 CS-25部25.353规定的偏航机动新条款——方向舵往复偏转,本文首先对两种偏航机动条款分别进行分析;然后考虑控制律进行 偏航机动情况机动仿真计算;最后通过比较分析飞机响应运动参数及垂尾载荷计算结果,并分析控制律对偏航 机动载荷的影响。结果表明:对于偏航机动,考虑控制律后飞机的响应幅度有所缓减,导致垂尾载荷有所降低; 对于偏航机动新条款,由于方向舵反向偏转导致侧滑角贡献和方向舵偏度贡献垂尾载荷两者叠加,从而导致垂 尾载荷大幅增加;P-Beta控制律有效降低了方向舵往复偏转的垂尾载荷。     

高超声速导弹等离子体合成射流控制数值研究

快响应控制技术已成为高超声速飞行器发展的关键技术之一,具有极快响应、零质量特性的等离子体合成射流(PSJ)已在超声速流动控制方面初步显示出优异的控制能力,极有潜力应用于高超声速飞行器的快响应控制。基于等离子体合成射流的快响应特性,提出了高超声速飞行器等离子体合成射流快响应控制技术,并通过建立简化的高超声速导弹流场控制模型,对等离子体合成射流控制高超声速导弹进行数值研究。首先,理论分析了高超声速导弹流场的典型结构特征,导弹流场中存在3个特征流场结构。在此基础上,在导弹3个特征位置前面安装等离子体合成射流激励器,研究等离子体合成射流对高超声速流场结构的控制作用,分析由此导致的导弹表面压力分布、升阻特性以及俯仰力矩特性变化。数值仿真结果表明:等离子体合成射流对高超声速导弹外流场中膨胀波和斜激波都具有控制作用,使得波的强度均变弱,且对斜激波的控制效果更为显著;导弹流场结构及气动特性变化具有很强的射流跟随性,射流作用下的导弹流场变化响应时间非常短,仅为0.2 ms;通过合理布置等离子合成射流激励器的位置,可以使得导弹表面压力分布快速改变,从而实现高超声速导弹姿态的快速控制。