基于无扰切换的航空发动机性能与安全协调控制设计

为了提高发动机的转速调节性能并保证安全性,针对航空发动机控制系统,本文提出一种性能与安全协调切换控制策略,并设计一种无扰切换控制策略抑制切换造成的信号突变问题。首先,将发动机性能与安全协调控制问题描述成输出受限的状态跟踪切换控制问题,利用多Lyapunov函数方法分别设计性能回路和安全保护回路控制器。然后,为了避免切换导致控制信号突变对系统造成危害,提出一种基于可调插值函数的无扰切换控制策略,并给出无扰切换的稳定性充分条件。最后,将所提出的基于无扰切换的航空发动机性能与安全协调控制策略应用于航空发动机控制系统仿真试验中。结果表明,无扰切换策略的信号变化比直接切换的减少约21%,表明了所提方法的有效性。

基于ARM的电阻炉炉温控制系统设计

在科学技术突飞猛进发展的背景下,现代工业生产中的电压、电流、开关量等都是重要的被控参数,在冶金制造业中,温度是器件生产过程中非常重要的物理参数,需要对各种加热炉的温度进行严格控制,对其温度变化进行实时监测,确保炉内温度满足制造器件的需求。电阻炉在金属热处理中具有较为广泛的应用,是进行金属锻压加热、烧结的重要工业设备。电阻炉温度控制多采用自动化控制系统,实现智能化管理,保证炉温的均匀度以及零件温度的均匀性,提高生产的可靠性和稳定性。从电阻炉温度控制的难点入手分析,结合电阻炉温度控制系统的设计原则,提出一种基于ARM处理器的电阻炉炉温控制系统设计方案,能够提高电阻炉温度控制的精度,保证工业生产的稳定性。

变马赫数下的内并联式TBCC模态转换控制

随着高超声速技术的发展,涡轮基组合循环(TBCC)发动机越来越受到重视。模态转换是制约TBCC发动机投入实用的障碍之一,有必要对这个过程中的控制方式进行研究。提出一种模型综合方式,实现一维进气道、冲压发动机及涡轮发动机的综合迭代,基于MATLAB/Simulink环境构建了适用于控制系统设计的TBCC模型。对单模态控制系统进行分析,在最小改动原则上提出模态转换控制器架构;通过线性矩阵不等式(LMI)工具给出控制器设计方法。给出变马赫数仿真的意义,通过2.5~3马赫数下的模态转换仿真验证了控制系统。仿真结果表明:控制系统可以保证TBCC发动机处于安全状态,变马赫数模态转换阶段推力波动小于4.2%。

基于数据驱动的主燃油计量装置故障诊断

为建立主燃油计量装置的故障诊断方法,提出一种基于快速存取记录器(QAR)数据的燃油计量参数估计模型建模方法,并结合液压机械控制装置工作原理,给出了基于燃油计量参数残差设计的主燃油计量装置故障诊断方案。设计基于系统辨识的燃油计量活门位置(FMVP)估计模型,采取降阶处理策略以提高模型的估计精度和动态响应速度,在此基础上给出基于多项式拟合的燃油流量(FF)估计模型。结果表明:所建立的FMVP模型估计残差不超过±2%,FF估计模型残差不超过±5%;该方案能够有效地诊断出燃油计量活门故障、线性可变差动位移传感器故障和热式流量计故障。该方案结构简单,不需要大量的调试技术,提高了故障检测精度,具有工程应用前景。

受限空间内气动雾化效果影响因素

旋流杯气动雾化喷嘴旋向及其下游受限空间会影响喷嘴下游大尺度涡的形态、大小及位置,从而影响燃油液滴在空间中的分布。针对气动雾化喷嘴下游液滴分布不均匀的问题,采用试验与数值模拟相结合的方法研究了气动雾化喷嘴下游受限空间及旋流器旋向组合对燃油液滴粒径的影响。结果表明:采用2级反向旋流方案的气动雾化喷嘴在下游受限空间内产生的大尺度回流对涡对液滴的卷吸、汇聚能力更强,测得的液滴索太尔平均直径(SMD)大于2级同向旋流方案液滴SMD,最大值达到26μm;气动雾化喷嘴下游空间径向直径由133 mm增加到173 mm,回流对涡从1对增加为2对,液滴沿轴向向上游汇聚的程度增加,直径为173 mm受限空间内测得的液滴SMD相比于直径为133 mm空间内液滴SMD,随供油压力的不同增大3~5μm;测量位置与大尺度涡结构距离越近,大尺度涡对周围液滴卷吸、汇聚作用越强,测量位置液滴SMD越大。

高温雷达吸波涂层研究进展

在现代信息化战争中,探测和制导技术迅猛发展。在众多探测信号中,雷达探测占比高达60%,因此武器装备雷达隐身能力尤其重要。随着新一代装备性能的提升,热端部件的服役温度不断升高,对高温雷达吸波涂层提出了更加严苛的要求。在高温服役环境下,部分雷达吸波材料存在氧化、居里温度低而失去吸波性能的问题。高温雷达吸波材料主要依靠介电损耗和电导损耗机制实现对电磁波的损耗吸收。基于此,综述了以碳化物、硼化物、氧化物、金属材料、MAX相材料为吸波剂的高温雷达吸波涂层研究情况,分析了各材料的优势及存在的问题,其中氧化物吸波剂高温稳定性好,易于制备,成本低,其吸波性能可通过掺杂改性调控,是面向未来更加严苛服役环境下更具应用潜力的吸波材料。此外,还从梯度结构和超材料设计2个角度分析了涂层结构设计在拓宽涂层吸波频带,降低涂层厚度方面的作用。结合当前研究进展提出了新材料研发、新结构设计和与材料结构相适应的制备工艺研究是未来高温雷达吸波涂层的发展方向。

航空发动机控制中变权重函数阶次的仿真研究

提出一种民用航空发动机过渡过程控制方法,在含非线性补偿项的航空发动机分段线性模型基础上建立含耦合状态变量权重项的性能指标指标函数,设计变权重SDRE控制算法实现的对过渡过程的控制。在MATLAB环境下对各阶次变权重函数下的航空发动机SDRE控制算法进行仿真,仿真结果表明,变权重SDRE控制算法相比定权重控制算法可以在提升航空发动机转速响应速度的同时降低燃油消耗,同时仿真结果表明,变权重函数阶次越高时转子转速响应的上升时间越快,同时燃油流量随阶次的上升先减小再增加,最后对产生这种结果的原因进行了分析。

基于樽海鞘群极限学习机的进/发一体化性能寻优控制模型研究

为充分发挥航空推进系统的性能,提高性能寻优控制的实时性,将樽海鞘群算法(SSA)与极限学习机(ELM)相结合,基于进/发一体化部件级模型建立数据集,提出一种基于SSA-ELM的数据驱动模型。将该建模方法与广义回归神经网络(GRNN)、BP神经网络(BPNN)和极限学习机(ELM)比较,结果表明,相比于BPNN,ELM,GRNN,SSA-ELM用于预测可以使安装推力的均方根误差(RMSE)分别降低7.41%,17.01%,72.57%,安装油耗的RMSE分别降低4.32%,19.41%,66.77%,具有更高的预测精度。将基于SSA-ELM的数据驱动模型作为机载模型应用到性能寻优控制,结果表明,该机载模型能够维持理想的寻优效果。针对最大安装推力模式开展实时性分析,该机载模型相比于进/发一体化部件级模型,平均计算时间由184.05 ms缩短至1.357 ms,实时性得到显著改善,大大提高了寻优效率。

基于多模式加速及反步滑模的航空发动机压气机压力模拟方法

在航空发动机硬件在环仿真试验中,压气机出口压力模拟是一个重要的环节。为模拟压气机失稳过程中的气流突变现象,需要设计一种高精度的压力模拟系统,通过该模拟系统生成真实压力信号为全权限数字发动机控制器提供准确的压力激励。根据开关阀特性提出多模式加速切换策略,设计加速驱动波形及生成方法,结合现场可编程门阵列模块精确输出加速波形,提高开关阀启闭速度;在传统三模式与五模式切换的基础上设计七模式切换方法,结合反步滑模控制方法提高控制精度并证明了控制系统的稳定性。研究结果表明:在稳态压力测试中最大平均超调量为1.25%,最大平均稳态误差为0.016 MPa;在随机阶跃响应试验与正弦跟踪试验中仅有低于0.02 MPa的平均误差;压力模拟方法可满足航空发动机硬件在环仿真试验的高精度压力模拟需求,低成本的实现精准模拟压力。

多电航空发动机发电机负载突变时的自抗扰控制研究

多电航空发动机运行过程中发电机负载突变会影响发动机转速的稳定。通过分析发动机与发电机的耦合机理,将耦合输入、观测误差积分和动态调度参数加入扩张状态观测器中,提出一种基于改进扩张状态观测器的自抗扰控制算法以抑制负载突变扰动影响。通过多工况发电机负载突变仿真,验证了耦合输入和动态调度参数改进可减小超调,观测误差积分和动态调度参数改进可缩短调节时间。相同观测器带宽下,改进后转速受扰超调至少降低68%,调节时间至少缩短46%,总扰动最大估计误差减小80%,证明了改进后的算法对发电机负载突变具有更强的抗扰能力。

基于麻雀搜索算法的涡喷发动机控制研究

为了改善微型涡喷发动机的控制性能,针对传统比例积分微分(PID)控制器难以进行在线调参和参数优化的问题,提出了一种基于麻雀搜索算法(SSA)的控制方法。首先,利用实验获取的涡喷发动机数据进行系统辨识,建立涡喷发动机的数学模型;其次,采用模糊控制设计了模糊PID控制器;最后,利用SSA对模糊PID控制器的参数进行优化。仿真结果表明:基于SSA的模糊PID控制方法在涡喷发动机转速控制系统中性能显著提升,上升时间为0.22 s,超调量为8.02%,干扰调整时间为1.05 s。相较于传统PID和模糊PID控制方法,该方法的响应速度分别提高了64.1%和43.9%,超调量分别减少了18.08%和7.58%,干扰调整时间分别缩短了52.3%和34.4%。

低成本航空发动机控制器的低温加热设计及优化

为保证低成本航空发动机控制器在低温环境中稳定工作,设计了一种基于聚酰亚胺(polyimide, PI)加热膜的加热方案。对该加热方案在恒温阶段和升温阶段的加热效果进行了数值仿真分析以及实验验证,仿真与实验结果表明:该方案可以满足控制器的保温需求以及快速升温需求。针对主板元件在升温过程中温度均匀性较差的问题,提出了一种基于遗传算法的加热膜几何形状优化方法,对遗传算法的交叉操作流程和变异操作流程进行了改进,以满足加热膜在实际应用时受到的限制:加热膜布置区域必须为连通域、加热膜覆盖面积保持不变。使用该方法对主板加热膜的几何形状进行了优化,并对优化后的加热效果进行了仿真分析,仿真结果验证了该优化方法的有效性。

FGH96合金疲劳裂纹扩展过载迟滞行为研究

针对FGH96粉末高温合金,开展了500℃和700℃不同过载比下的疲劳裂纹扩展过载迟滞行为试验,分析了试验温度、过载比等对FGH96合金裂纹扩展过载迟滞行为的影响,对其疲劳裂纹扩展过载迟滞行为进行了预测分析。结果表明:对于FGH96合金,过载比越大,过载迟滞效应越明显,相同过载比时700℃下的过载迟滞效应比500℃更为明显。过载比分别为1.2和1.4时,过载迟滞效应不明显,广义Willenborg模型、改进的广义Willenborg模型以及修正Willenborg模型的预测结果差别不大,与试验结果差别也不大。过载比为1.6时,过载迟滞效应明显,修正Willenborg模型对裂纹扩展曲线的预测结果与试验结果较为吻合,裂纹扩展寿命预测误差小于10%,广义Willenborg模型和改进的广义Willenborg模型对裂纹扩展曲线的预测结果接近,与试验结果差别较大,裂纹扩展寿命预测结果与试验结果差别也较大。

光纤传输在航空发动机控制系统中的应用

为了提高发动机控制系统的耐电磁辐射能力,减轻系统传输电缆的质量,以全权限数字电子控制系统为基础,提出了一种基于光纤的系统重构和传输方案,开展光纤数据传输技术研究。设计了整套光纤链路的方案,完成了光纤组件的硬件加工,并在主、备系统间建立光纤传输路径,对设计的光纤传输链路开展了半物理和整机试验验证。结果表明:光纤传输技术可用于航空发动机控制系统信号传输,设计的光纤传输链路可耐受发动机的恶劣机械环境,并能稳定可靠地传输数据;当主系统部分功能失效时,通过光纤传输可获取备份系统信号,实现主控系统的故障重构,提高了系统的可靠性。通过项目研究,为未来新一代分布式控制系统的研制积累了技术经验。

航空发动机健康管理系统功能架构优化方法

航空发动机健康管理系统是目前先进发动机提升自身安全性、可靠性以及经济可承受性的核心系统之一,而架构设计是该系统的关键技术,高效合理的系统架构能够充分发挥系统的功能与作用。针对航空发动机健康管理系统架构设计需求,为了提升系统架构的高效性、合理性,实现系统功能的最优分配,开展航空发动机健康管理系统功能架构优化方法研究。比较和分析了国外发动机和飞机健康管理系统功能架构,总结了健康管理系统共同特征,并结合健康管理系统用户需求分析,提炼形成通用的发动机健康管理系统功能架构;基于该架构采用逻辑决断图和层次分析法(AHP),提出了一种针对部件和故障的功能分配方法。结果表明:所提出的分配方法可实现状态监测、故障诊断、故障预测、寿命管理及趋势分析功能向机载和地面系统的定性与定量分配;在军民用航空发动机健康管理系统设计中,可应用通用健康管理系统架构实现发动机健康管理系统核心功能及用户需求的全面覆盖,并根据发动机结构及特点采用功能分配方法实现机载、地面系统功能的优化配置。

基于H_(∞)及动态阈值的主燃油回路故障检测

为了解决航空发动机主燃油伺服回路传感器故障率高、固定阈值判定算法精度低的问题,提出了一种基于有限频H_(∞)性能指标的扩展型观测器设计方法和一种动态阈值设计算法,实现主燃油伺服回路早期的故障检测。建立了包含非线性特性的主燃油控制回路数学模型,基于执行器及传感器所受扰动的频率分布区间,采用有限频H_(∞)性能指标,设计了观测器增益保证扰动到残差输出的无穷范数最小,增强了故障检测系统的抗干扰性。基于白噪声的概率统计特性提出了一种自适应动态阈值设计方法,降低了传统故障检测方法中的误报率和漏报率,提高了故障的检测精度,并通过仿真对该方法进行了验证。结果表明:针对不同的故障类型,该方法均可提高故障检测实时性,并提高故障检测精度,误报率和漏报率分别从5.5%和20.5%降至1%和9%,对航空发动机的健康维护具有重要意义。

燃气轮机可转导叶执行机构延迟特性分析

针对燃气轮机可转导叶执行机构延迟特性的问题,本文基于所搭建的物理试验台进行了可转导叶执行机构仿真和试验研究,给定可转导叶执行机构不同的位移控制信号,观测其反馈的实际位移,得出了可转导叶执行机构的延迟特性,并基于试验数据验证可转导叶执行机构仿真模型。试验结果及仿真模型机可用于提高燃气轮机考虑可转到叶影响时的动态仿真精度。

共轴高速直升机/发动机交联控制方法研究

针对常规的旋翼总距前馈方法难以有效实现共轴高速直升机/发动机快速交联控制的问题,本文提出并设计了适用于共轴高速直升机/发动机的新型交联控制方法。首先,基于共轴高速直升机/发动机综合仿真平台,揭示不同运行工况下,共轴双旋翼、推力桨操纵输入、发动机燃油输入变化规律;其次,在此基础上,提出了综合考虑共轴双旋翼、推力桨桨距的增益自调节交联控制方法,并针对不同的运行工况,开展了数值仿真验证。结果表明,在中等、高速度飞行时,相比于常规的旋翼总距前馈,新型交联控制方法可使动力涡轮转速的超调与下垂量减小36%与70%,可使直升机/发动机快速交联控制品质更优,进一步提升直升机/发动机综合系统的控制品质。

直升机发动机燃油控制机械备份的操纵特性

针对典型的采用自动控制+机械备份操纵的直升机发动机燃油控制系统,分析了不同控制模式下机械备份操纵的油门响应特性。依据发动机手册图示的燃油控制系统原理,推导了机械备份操纵的油门响应特性函数,并与试验数据进行了对比验证。机械备份操纵特性分析表明:手动控制模式下的机械备份操纵的油门响应与自动控制失效时锁定的位置相关;自动控制有效时进行的机械备份操纵是一种混合模式操纵,具有与手动控制模式不同的油门响应特性。

基于双线性ADRC的翼伞系统三维航迹跟踪控制

目前翼伞系统的航迹跟踪主要针对二维路径,对于三维航迹跟踪的研究不多。针对翼伞系统6-DOF模型,采用具有天然解耦属性的自抗扰控制策略,设计一种基于双线性ADRC(B-ADRC)的三维轨迹跟踪控制方法。在水平面与纵向设计制导率与控制器,实现姿态与轨迹位置的跟踪,并对轨迹跟踪误差进行实时修正。跟踪过程中,将理想轨迹离散化获得一系列参考点,通过点切换的方式实现了复杂轨迹的跟踪。实验结果表明:所设计的双线性ADRC控制器能够实现对三维航迹的跟踪,具有良好的鲁棒性和抗干扰能力。