改进FSQP算法的涡扇发动机多变量非线性控制

涡扇发动机是一个复杂的非线性系统，用常规的多变量控制方法难以获得理想的控制效果。对FSQP(Feasible Sequential Quadratic Programming)算法进行了改进，提出了一种基于改进FSQP算法和自适应变权重线性加权法的多目标优化算法。该算法可以有效的解决涡扇发动机的多变量非线性控制问题，同时在满足控制过程中的各项约束条件的前提下，达到调节时间最短的目标。通过计算机仿真证明了该控制算法的可行性和良好的控制效果。     

弹用涡扇发动机气动稳定性计算与评定

介绍了弹用涡扇发动机气动稳定性计算的基本方法和评定流程。给出了进气畸变、附加功率提取、附加引气、加速过程对弹用涡扇发动机气动稳定性影响的计算分析模型。其中，进气畸变对发动机气动稳定性影响的计算采用平行压气机模型，基于李亚普诺夫理论的方法完成；附加引气、功率提取对发动机气动稳定性的影响采用通过对发动机转子间质量、动量、能量守恒方程进行修正的方法进行；加速过程对发动机气动稳定性的影响采用欧拉方法求解动态的质量、动量、能量守恒方程的方法完成；最后采用“层叠”的方法进行各种降稳因素的综合评估。通过比较可以看出，进气畸变是弹用涡扇发动机主要的降稳因素。     

空天飞机/吸气式推进系统一体化性能的模拟

从一体化角度出发,进行了空天飞机／吸气式推进系统一体化性能的数值模拟。给出了涡扇发动机和冲压发动机的参数选择方法和计算结果, 采用工程计算的方法, 计算了进气道和喷管的特性。最后给出了性能一体化的合成结果     

混合排气加力涡扇发动机过渡态的数值计算

考虑混合室加力燃烧室、主燃烧室和外涵道的容积效应，风扇、压气机、高压和低压涡轮等部件的特性，加力燃烧室供油管的充油时间等因素，提出了模拟低涵道比混合排气加力涡轮风扇发动机过渡过程的计算方法，以混合室加力燃烧室、主燃烧室和外涵道3个容积室的动态方程为基础，详细分析计算了苛发动机过渡态的性能，用很小的时间步长逐渐逼近，计算不需要迭代，速度快，精度满足工程要求。     

某型涡扇发动机半实物仿真控制系统

运用最小二乘法建立了某型涡寓发动机的动态数学模型，并利用相似原理把它推广到全飞行包线范围。动态数学模型在仿真计算机上运行，通过输人输出接口与控制器、执行机构实物进行连接，组成基于VXI总线技术的涡扇发动机控制系统半实物仿真系统。对涡扇发动机实际工作过程的半实物仿真结果表明，系统能实时地反映在控制系统作用下发动机的运行情况．为发动机全权限数字电子控制（FADEC）系统研究提供了良好的试验手段。     

基于多入多出平衡流形展开模型的涡扇发动机反馈线性化滑模控制

针对涡扇发动机内部状态大范围变化条件下,单点线性控制器控制效果不佳而线性变参数控制器求解困难的问题,提出了一种基于多入多出平衡流形展开模型的涡扇发动机反馈线性化滑模变结构控制。首先,采用多入多出平衡流形展开模型辨识技术,获得仿射型的涡扇发动机数学模型。随后,利用反馈线性化将平衡流形展开模型解耦,经过坐标变换获得可用于控制系统设计的线性结果,考虑了具有误差项和饱和函数的指数趋近滑模控制律来提高控制系统的鲁棒性,完成了基于平衡流形展开模型的多变量涡扇发动机反馈线性化滑模控制器设计。最后,在非线性部件级模型上开展了控制器验证。在平衡流形展开模型设计工况,增益控制和滑模控制的控制效果表明,基于平衡流形展开模型的反馈线性化方法能够获得涡扇发动机良好的控制效果。同时,在平衡流形展开模型稳定但精度无法保证的非设计飞行工况,反馈线性化滑模控制器能够进一步抑制不确定性的影响,保证转子转速和发动机压比的跟踪控制效果。     

基于相似变换的涡扇发动机智能动态推力估计方法

智能推力估计面临飞行包线大、工作状态多变带来的数据采集和处理问题,获得的训练数据难以覆盖整个飞行包线的各种过渡工作状态,为此本文提出一种基于相似变换的推力估计数据处理方法。通过机理分析选择推力估计器输入,以相似变换对推力估计的输入和输出数据进行处理,并设计了基于输入延迟的深层动态神经网络来实现动态推力估计。非训练数据区域的动态仿真结果表明,相似变换后,深层动态神经网络的最大推力估计误差降低了62.20%,平均误差降低了43.50%;未进行相似变换时,相比深层静态神经网络,深层动态神经网络的最大推力估计误差降低了43.42%,平均误差降低了2.35%,仿真结果表明了本文所提出的数据处理方法和动态推力估计结构有效性。     

涡扇发动机过失速性能数值模拟

基于风扇、压气机的级特性 ,发展了涡扇发动机过失速一维非定常逐级模拟技术 ,采用了分析压缩系统过失速响应的动态滞后方法 ,通过调节发动机尾喷管的出口面积来模拟发动机的过失速状况 ,得到了合理的定性结果     

适用于航空涡轮全三维设计的气动设计体系

建立了一种以考虑损失的多级三维无粘定常计算程序为主的设计体系 ,该体系考虑了多级透平工作中的变比热容和冷气掺混 ,叶列间参数传递处理上采用了 Rieman解和松弛因子提高程序的稳定性 ,在二维基准截面造型中采用了三次有理 B样条曲线成型 ,三维叶片积迭采用 Besier曲线生成母线。此设计体系同时依赖于一个损失估算体系 ,用来较准确地估算涡轮效率。设计实践证明该体系适用于现代涡轮的全三维设计     

三维加力燃烧室湍流流场的数值模拟

采用SIMPLE方法,对涡扇航空发动机加力燃烧室内无化学反应的湍流流场进行了数值模拟。该加力燃烧室带有波瓣型混合器,并有多个环形稳定器及径向稳定器。湍流模型采用kε双方程模型。湍流流场数值计算结果合理。