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。     

中心支板式RBCC发动机引射模态流动与燃烧研究

为了深入认识引射模态工作机理,针对中心支板式RBCC发动机,在飞行马赫数2、不同内置火箭流量时的工作情况进行了全流道一体化的数值模拟,并对其内流场特征、火箭射流/引射空气掺混发展特征以及复合型释热规律和火焰结构等开展了详细分析。研究发现:RBCC发动机引射模态下的流动掺混燃烧过程是一个复杂且高度耦合的过程。在即时预混燃烧(SMC)模式下,燃烧过程主要在内置火箭射流与来流空气之间形成的剪切层内进行;流道上游剪切层厚度较薄,温度和组分浓度梯度较大,掺混速率快;高释热区集中分布在流道上游,可分为超声速释热区和亚声速释热区;流道内的燃烧反应以扩散燃烧为主,随着掺混过程的进行逐渐向预混燃烧过渡。提高火箭流量,流道内温度升高,反应持续距离增加,但掺混效率降低。     

超声速条件下亚毫米液滴的变形破碎模态

以超声速气流中液滴变形破碎行为为研究内容,对水平激波管中承受激波冲击的亚毫米水液滴(0.44~1.09 mm)变形破碎过程进行了观测,实验激波马赫数范围为1.07~2.11。利用纹影法,结合高分辨率高速相机对不同破碎模态下液滴的变形破碎特征进行了记录,得到了袋状、多模态、剪切和爆炸式等破碎模式下的液滴纹影图像,分析了液滴运动参数的时空关系。得出了液滴变形阶段,液滴无量纲横向变形宽度以及液滴无量纲迎风面位移随无量纲时间的变化发展规律,并且得出在液滴初始直径相同时,不同液滴破碎模式的无量纲最大横向变形宽度的变化,其中袋状、多模态、剪切破碎模式的无量纲横向最大变形宽度均在1.15~1.61范围内变化,爆炸式破碎模式的无量纲横向最大变形宽度均在0.21~0.68范围内变化。     

活门型孔“化方为圆”算法

通过对航空发动机控制系统活门型孔的流量系数稳定性控制的方法进行研究,提出了一套能够将方形活门型孔转化为有规律排列组合小圆孔的算法,并通过实例验证了算法的正确性,同时转化误差小于0.7%,基本实现了工程意义上的等流量系数。该算法将加工工艺性差且计量精度低的方形活门型孔转化为有规律排列组合小圆孔,消除了方形型孔流量系数变化的影响,改变了活门型孔加工方法,减少了对人和环境的危害,提高了活门型孔的计量精度,减小了活门的液动力,具有极大的工程应用价值。 该算法可以实现将方形、梯形（含三角形）及其组合型孔等任意型孔的转化,具有工程上的普遍适用性。     

推力室状态对其声学振型及其阻尼特性的影响

为确定工程中冷态条件下获得的推力室声学特性能否表征真实条件下的声学特性,研究了冷态无流动、热态气相流动和湍流两相燃烧三种状态下推力室声学振型及其阻尼特性。在推力室稳态流场中的有限区域施加数值定容弹,激发其具有多模态声学振型的大幅值压力振荡,采用衰减时间和半带宽来定量评价所激发的不同声学振型压力振荡衰减快慢,进而获得其阻尼特性。在相同过载比的数值定容弹激励下,在冷态条件下能激发包含更多声学振型压力振荡,且该振荡衰减时间更长,相同振型压力振荡衰减比热态条件下慢。在冷态条件下,一阶切向振型振幅最大,为最容易被激发声学振型;一阶纵向振型半带宽最小,为最难衰减的振型。在热态条件下,一阶纵向振型为最容易激发声学振型,也为最难衰减声学振型。从所激发的主要振型及其相对衰减的快慢来看,冷态条件下获得的声学特性能够表征真实条件下的推力室的声学特征。     

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。     

带有引诱角色的多飞行器协同最优制导方法

考虑我方高价值飞行器面临对方拦截器拦截时,发射两枚防御器对拦截器进行拦截的情形。针对对方拦截器采用扩展比例导引律,在4个飞行器均具有一阶线性动力学特性假设下,基于最优控制理论设计了能在拦截末端施加相对拦截角的显式协同制导律。显式协同制导律将高价值飞行器和两枚防御器三者的协同考虑在内,给出了三者最优控制输入的解析解。仿真结果表明,设计的制导律能使两防御器成功拦截敌方拦截器,且在拦截末端施加一个相对拦截角。通过与只考虑两防御器协同的隐式协同制导律进行比较,可发现显式的协同制导律在控制要求和能量消耗上,要优于隐式的协同制导律。此外,还验证了在不同发射条件下的协同制导律的稳定性。     

涡扇发动机闭环控制系统设计仿真平台

航空发动机闭环控制系统的设计过程复杂且环节繁多,如果通过某平台综合多个设计过程,必然可以简化流程,提高效率.在总结国内外相关文献的基础上,针对民用涡扇发动机,在Matlab/Simulink下,利用模块化方法构建包含稳态控制器、过渡态控制器以及极限保护器的涡扇发动机闭环控制系统仿真平台,并对其进行仿真测试和硬件在回路实验.结果表明,所构建的仿真平台满足控制系统的性能和实时性要求,具有良好的工程适用性.     

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。