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451.
航空发动机中的降阶H∞/LTR设计方法 总被引:1,自引:0,他引:1
提出了一种新的 ,可以解决航空发动机H∞/LTR设计方法阶数过高问题的目标回路设计方法。这种方法设计出的低阶控制器保持了原H∞/LTR方法设计出的控制器的性能和鲁棒性。此外 ,还提出了一种新的降阶方法 :快、慢模态降阶法 (SFMOR)。这种降阶方法对那些模态可以按其速度分为快、慢两部分的控制器特别适用。最后 ,给出了设计实例 相似文献
452.
453.
454.
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基于本征正交分解和代理模型的高超声速气动热模型降阶研究 总被引:2,自引:1,他引:2
气动热弹性分析是高超声速飞行器设计的关键技术之一。高超声速飞行器气动热的准确快速预测是气动热弹性分析的重要前提。针对当前气动加热工程计算、数值计算和实验研究均不能很好满足设计要求的问题,采用本征正交分解(POD)与代理模型(Surrogate)技术结合的模型降阶(POD-Surrogate)方法,建立了一种快速高效的高超声速气动热降阶模型框架。针对典型高超声速三维翼面气动热预测研究结果表明:当保留的POD基模态个数大于20时,PODKriging方法和POD-RBF(Radial Basis Function)方法的降阶模型得到的翼面温度分布与计算流体力学(CFD)计算温度L∞平均误差分别达到6%和14%,相对均方根误差(NRMSE)平均误差分别达到4%和12%,继续增加POD的基模态并不能提高降阶模型的预测精度;针对高超声速机翼气动热计算,POD-Kriging方法比POD-RBF方法具有更高的精度;针对典型的高超声速三维翼面气动热预测表明:基于POD-Surrogate方法的气动热降阶模型具有较高的精度和效率。 相似文献
457.
基于CFD降阶模型的阵风减缓主动控制研究 总被引:3,自引:0,他引:3
飞行器飞行时会受到大气紊流的影响,降低飞行品质。阵风减缓控制是改善飞行器飞行性能的关键技术。现有的阵风响应分析多以离散阵风为研究对象,对更加真实描述大气紊流的连续型阵风时域分析关注较少。采用成形滤波器方法将频域形式给出的大气紊流信号转换为时域信号。在跨声速区域内,利用系统辨识技术,基于计算流体力学(CFD)方法建立阵风激励下的气动载荷状态空间降阶模型(ROM)。为方便控制器设计,借助平衡模态法进行模型的进一步降阶。使用模型预测控制(MPC)算法通过控制操纵面偏转实现阵风减缓主动控制。以AGARD445.6标模作为仿真算例,验证基于ROM设计的阵风减缓控制律的有效性。仿真结果表明,在跨声速飞行状态下,模型预测控制器能够在满足操纵面偏转范围的约束下,对连续阵风激励下的翼根弯矩输出进行有效抑制。 相似文献
458.
459.
非线性谐波法(NLH)进行叶轮机械非定常计算,具有占用资源少、计算时间短等优点,本文探讨了该方法在叶轮机械三维瞬态非定常流场计算中的应用。采用非线性谐波法和传统双时间步法对跨风速风扇和液力涡轮分别进行非定常计算分析。分析表明,在相同计算机硬件条件下,两种方法达到相同的计算精度,非线性谐波法可节省40%的计算时间。探讨了关键参数谐波阶次对计算精度的影响,结果表明,对于高雷诺数进口条件下的跨风速风扇采用三阶谐波逼近即可达到与传统双时间步法相当的计算精度;对于低雷诺数进口条件下的不可压缩液力涡轮,采用二阶谐波逼近即可达到与双时间步法相当的计算精度。 相似文献
460.
针对航空发动机高压转子系统动力学模型,给出了一种模型可逆化简化的方法.首先采用有限元法建立了较为精确的动力学模型,然后基于质心集中方法对该模型进行了不同程度的简化,分别得到了单跨双盘模型和单盘模型,并将其与原始模型进行了临界转速的对比.这是一种从结构特点将实际多盘转子简化成单盘转子的方法,它使得在考虑到支承等非线性因素后利用低维非线性动力学理论进行分析和参数优化成为可能.另一方面,研究了模型简化方法的可逆性,即基于质心位置及总质量最优的原则,由单跨双盘模型的圆盘结构参数反推了多级圆盘的等效内外半径、厚度、位置等参数,构建了新的工程结构模型,对比该模型和原始模型的前3阶临界转速,误差均在3%之内.这种由简化模型参数反推多级圆盘的方法,为由非线性动力学理论优化分析所得到的简化模型优化结构参数反推设计多级圆盘工程结构参数奠定了基础. 相似文献