航空发动机多路模糊切换控制系统设计

针对航空发动机在不同控制通路切换过程中出现的转速等参数发生大幅度跳变以及系统不稳定的问题,提出了一种模糊切换控制方法,设计了基于不同结构控制通路的模糊切换控制器,基于无源性概念对航空发动机多路模糊切换控制系统进行了稳定性分析,得到了多路模糊切换控制系统稳定的充分条件。航空发动机模糊切换系统与直接切换系统仿真结果表明了航空发动机多路模糊切换控制方法的有效性。

基于信息熵融合提取特征的发动机气路分析

针对航空发动机多源信息冗余的健康参数估计问题,提出基于信息熵融合的特征提取方法,将其用于涡轴发动机气路分析中。分别采用近似熵和互信息熵2种方法分析不同故障模式下传感器参数,对特征信息进行融合提取,根据2种信息熵不同特点将每种故障模式下传感器参数分成强、弱2类,利用弱特征信号构建虚拟传感器,最后通过简约强特征信息和虚拟传感器信息解决最小二乘支持向量回归机的样本稀疏性问题,实现健康参数蜕化估计。仿真结果表明采用信息熵融合的特征提取方法有效地减少了输入参数维数,简约了特征样本,从而提高了发动机健康估计能力。

超燃冲压发动机研究现状及控制系统关键技术

介绍了超燃冲压发动机的基本概念以及推进系统技术等关键技术,全面综述了近年来美国、俄罗斯、法国和国际合作等在超燃冲压发动机技术领域的新进展以及发展动态,分析了各国相关重点项目的技术发展以及工程进展,重点探讨了超燃冲压发动机控制系统关键技术,在此基础上对超燃冲压发动机的特点进行了总结,并对超燃冲压发动机的发展进行了展望。

基于变尺度寻优混合求解算法的航空发动机状态变量模型建立方法

为了克服小扰动方法精度不高、稳态终值响应法动态过程不一致以及传统拟合法的随着维数增加精度下降和拟合时间长等缺点,综合了3种算法(小扰动法、稳态终值响应法和传统拟合法)的优点,设计了基于变尺度法的混合求解方法建立了航空发动机状态变量线性模型。仿真结果表明:建立的航空发动机状态变量线性模型与非线性部件级模型在动态过程响应中吻合良好,而且具有较高的稳态精度,能够保证航空发动机最终稳定值的一致性。

高精度测绘工程在工程建设中的应用研究

随着我国工程建设的迅猛发展,对工程测绘的精细度、精确度和实时性要求不断提高。高精度测绘技术因此在工程建设中得到了广泛应用。本文通过深入研究高精度测绘技术的理论基础与应用方法,详细阐述了其基本原理,包括技术属性、系统构成及数据获取处理等方面。此外,通过实例研究提出了一种创新的精细测绘模型,该模型能准确反映工地实际状况,为工程设计和施工提供了宝贵的参考信息,进一步推动了高精度测绘技术在工程建设领域的应用发展。在应用方面,本文以一个实际的工程项目为例,详细分析了高精度测绘技术在项目中的应用效果。结果表明,采用精细的测绘模型可以有效地提高工程项目的施工精度和效率,减少了施工过程中可能出现的问题,经济效益明显。总的来说,高精度测绘技术在工程建设中的应用不仅保证了施工安全,提高了施工效率,同时,也提供了数据支持,为工程建设提供了科学的决策依据。本文的研究成果对我国工程建设领域推动对高精度测绘技术的应用具有积极意义。

航空发动机鲁棒PI控制频域设计

针对航空发动机高、低压转速和压比控制回路,研究中考虑执行机构动态的高阶开环传递函数,根据推广到时滞系统的棱边定理,采用频域方法设计有参数不确定性的非精确模型的鲁棒PI控制器;并利用不确定范围内的发动机非线性模型构成的棱边系统和不确定系统族,验证了鲁棒控制器作用下的系统性能。仿真结果表明,该频域设计方法能使闭环系统的性能指标和鲁棒性均达标。

半物理模拟试验转速响应时间异常分析

针对航空涡扇发动机控制系统在不同半物理模拟试验器上发动机转速响应时间不一致,且同一个试验器不同采集设备的发动机转速响应时间不一致的问题,以控制系统半物理模拟试验基本组成和工作原理为基础,开展了发动机转速控制回路机理分析。通过建立覆盖转速控制回路的故障树,综合考虑各个环节发生故障的概率,以及排故的难易程度,定位了主要影响因素,制定了合理有效的排故方案,并通过了试验验证。结果表明:模型计算机多媒体定时器不准确,影响了模型机软件的运行,导致发动机转速响应时间异常,通过有效措施进行了验证,解决了发动机转速响应时间不一致问题。排故经验为后续半物理模拟试验设备的要求提供了借鉴意义。

1种弹用发动机控制系统高空转速超调控制技术应用研究

为解决弹用发动机控制系统缺少发动机进口参数测量,无法实时对PI控制参数进行相似原理修正,从而导致地面点控制参数在高空不适用,产生发动机高空转速超调这一问题,基于压气机出口总压P_3重构发动机进口总压P_1对PI控制参数进行修正,设计了1种发动机进口参数测量不全条件下弹用发动机转速高空超调控制的方法。通过全数字仿真、半物理模拟试验、高空模拟试验及高空飞行试验验证该方法的有效性。

面向控制的超燃冲压发动机建模研究

建立了超燃冲压发动机的一维稳态模型。特别是对于三模态燃烧,引入一维气体动力学控制方程来描述流动的轴向分布。在稳态模型的基础上,推导出考虑体积效应的一维动态模型。模型运行结果表明,模型结果与实验数据吻合较好。最后,设计了三输入一输出比例积分(Proportional-integral,PI)控制器。仿真结果表明,该模型能够满足超燃冲压发动机控制系统设计的要求。

针对网络时延的发动机PI控制系统稳定性分析和控制器设计

针对航空发动机分布式控制系统中的通信时延问题,进行了PI控制系统稳定性及控制设计。基于Nyquist稳定性判据分析比例系数K_(p)的稳定域,进一步采用等效开环传递函数分析积分增益K_(i)的稳定域,获得时延上界依赖型PI控制器参数稳定域。基于参数稳定域设计某涡扇发动机分布式控制系统的时延PI控制器,并进行了数字仿真。结果表明:在时延上界为0.3 s时,基于参数稳定域设计的PI控制器可保证被控系统的稳定性,系统无稳态误差,转速控制系统超调量不超过0.38%;反之,基于控制器参数非稳定域设计的控制器使被控系统的性能显著恶化。

基于动态特性分析的涡扇发动机T-S模糊建模

面向具备强非线性特征的航空发动机这一复杂对象,考虑其在宽广包线内动态特性复杂难以用有限个线性模型描述,提出一种基于发动机动态特性分析建立全包线涡扇发动机数学模型的方法。基于全包线动态特性分析,设计动态特性表征参数λ。利用K均值聚类算法分析包线内发动机特性,依据聚类的中心点建立全包线T-S模糊状态空间模型。开展了模型精度仿真验证,仿真结果表明,基于航空发动机动态特性分析建立的全包线T-S模糊状态空间模型基本无稳态误差,且计算时间约为3ms。

涡扇发动机主燃油波动分析

针对涡扇发动机试车过程中出现的主燃油波动现象,以主燃油控制原理为基础,开展主燃油控制回路机理分析。利用故障树分析方法,建立覆盖主燃油控制回路的故障树,综合考虑各个环节发生故障的概率,以及排故的难易程度,定位主要影响因素,制定合理有效的排故方案。结果表明:主燃油控制电液伺服阀故障,导致主燃油计量活门的控制产生波动,引起主燃油周期性波动,最终导致发动机转速波动。通过本次排故经验,提出了成附件设计的改进措施,对后续控制系统设计具有借鉴意义。

一种涡扇发动机测温R型热电偶高精度采集方案

设计了一种涡扇发动机测温R型热电偶高精度采集方案。根据热电偶中间温度定理,结合数字电子控制器实际运行场景,选取温度可测量的控制器插头作为热电偶传感器的冷端,这种新型冷端补偿方法解决了数字电子控制器内外温度差带来的冷端测量误差。同时,通过分析热电偶分度表,分段选取不同插值表,采用线性拟合评估方法,保证了软件运算速率和计算精度。利用FLUKE多功能检验仪,对R型热电偶信号采集回路进行了验证。结果表明,其性能指标满足要求,对于工程应用是一个合理可行的方案。

一种小型涡扇发动机多电控制系统设计

针对小型涡扇发动机控制系统轻质量、低成本、智能化的研制需求,以小型涡扇发动机为控制对象设计了一种多电控制系统。在该多电控制系统方案中,发动机控制器采集传感器信号、接收一体化制导机操纵指令,按供油规律控制电动燃油泵供油,实现发动机燃油控制。详细介绍了系统的总体设计和闭环控制算法设计,以及关键部件发动机控制器和电动燃油泵的设计。该多电控制系统已完成了工程实现和试验验证,试验结果表明,设计的多电控制系统可满足小型涡扇发动机的燃油控制要求,具有良好的应用前景。

基于云关联度的航空发动机传感器、部件故障识别系统设计

针对灰色关联度方法用于发动机故障诊断精度低的问题,结合云理论和关联度分析方法,提出了云关联度方法,利用"云滴"能够反映映射的模糊性和随机性与整体"形状"变化分布这一特性,克服数据挖掘的模糊性和随机性问题,采用综合隶属度方法能够充分对数据进行挖掘,最终计算出云关联度.为了实现航空发动机传感器、部件单一故障的实时识别和诊断,在分析航空发动机传感器故障和部件故障特点的基础上,利用云关联度方法,设计了航空发动机传感器、部件故障的识别系统.仿真结果表明该方法不仅能够实时正确区分航空发动机传感器、部件故障,还能准确诊断出故障发生的传感器或者部件的位置,有效地改善了航空发动机故障诊断能力.

辅助动力装置的自抗扰控制方法

辅助动力装置常被抽取轴功率、空气质量流量用于发电、引气,为降低该过程对涡轮发动机造成的干扰,提升原控制系统的抗扰性能,研究了自抗扰控制方法及其参数化设计方法,以便在工程应用中能够根据线性化模型设计相应的控制参数,并在某型辅助动力装置模型上开展基于传统的增益调度PI控制方法与自抗扰控制方法的数值仿真验证。结果表明:自抗扰控制在保持与PI控制基本性能相似的前提下,具有更优的抗发电和引气干扰的能力,在干扰出现时能够更快速地恢复至原工作状态,转速波动量减少了35%,转速调节时间缩短了9%,具有良好的实际工程应用潜力。

基于神经网络和模糊逻辑的航空发动机状态监视

设计了基于神经网络和模糊逻辑的航空发动机状态监视系统,它包含数据有效性检查和发动机健康评估.系统利用BP(back propagation)神经网络对发动机进行数据有效性检查,根据发动机的状态确定测量参数的有效边界以检测发动机的测量参数是否超限;利用模糊逻辑对发动机健康状况进行实时的评估,监控发动机因性能蜕化引起的异常.通过对某型涡扇发动机仿真,验证了基于神经网络和模糊逻辑的状态监视系统的有效性.

航空发动机性能恢复控制方法

针对航空发动机部件蜕化导致性能变差问题,设计了航空发动机性能恢复控制系统,系统根据发动机的工作状态以及健康状态在常规转速控制模式、稳态性能恢复控制模式和加速性能恢复控制模式之间切换.稳态性能恢复控制模式在常规转速控制模式的基础上设计了一个外环控制回路,通过自适应修正稳定状态下压气机转速指令达到蜕化发动机性能恢复的目的;加速性能恢复控制模式通过综合常规转速控制方法和喘振裕度控制方法,在保证发动机气动稳定的同时,充分挖掘发动机潜力,从而达到恢复蜕化发动机加速性能的目的.通过不同状态不同部件蜕化下的仿真结果表明恢复蜕化发动机性能的有效性.

基于模态切换的航空发动机容错控制

综合了航空发动机控制和故障诊断方法,设计了基于模态切换的任务级和发动机级模式的容错控制系统.任务级模式在发动机部件故障时,通过切换控制策略和控制模式达到恢复或降低发动机性能的要求;发动机级模式在控制回路失效时,根据故障情况切换到容错控制回路,从而保证发动机继续正常工作.数字仿真结果表明:在稳态或加速过程中出现部件故障时,容错控制系统都能够100%恢复发动机的推力;在发动机中间、慢车和节流状态下,当压气机转速控制回路失效时,容错控制系统能够在3s内平稳切换到风扇转速控制回路.

基于非线性自适应滤波的发动机气路部件健康诊断方法

针对发动机气路突变故障诊断精度不高以及算法工程化验证周期长的问题,提出了线性自适应卡尔曼滤波算法,且将其扩展至非线性系统,并在快速原型试验平台上实现算法快速验证。在非线性滤波算法的状态方程中引入状态突变因子,采用统计意义的广义似然比检验方法,通过测量残差对气路部件健康参数的突变与否进行检验,解决了发动机气路健康参数突变的准确估计,搭建基于NI CRIO的航空发动机气路性能分析快速原型试验平台,实现了非线性自适应滤波算法在快速原型验证平台的部署及快速验证。以某型大涵道比涡扇发动机为对象,通过数字仿真与快速原型平台验证了非线性自适应滤波算法相比于常规扩展卡尔曼滤波(EKF)具有更好的突变诊断能力,同时具有较高的渐变诊断能力。