高空舱进气环境压力模拟新型自抗扰控制

高空舱进气环境压力模拟控制系统在发动机开展过渡态试验中存在强气流扰动及大量随机噪声干扰,为此,提出新型非线性状态误差反馈函数xal及在结构上引入总扰动状态变量反馈环节来设计扩张状态观测器算法(记作xal-ESO),并以此提出基于xal-ESO的高空舱进气环境压力模拟新型自抗扰控制方法。借助数值仿真对比所提出的xal-ESO与常见ESO在状态与总扰动方面的估计能力,结果表明xal-ESO能有效抑制系统输出噪声并取得较好的估计品质。基于系统核心设备模型搭建高空舱进气环境压力模拟仿真平台并进行工程试验,对比了基于xal-ESO的自抗扰控制与当前工程中使用的线性自抗扰控制的进气环境压力控制效果,试验结果显示线性自抗扰控制方法受噪声影响明显,而所提出的新型自抗扰控制方法在发动机过渡态试验中跟踪进气压力时超调量降低了58.70%,稳态误差降低了95.71%,表明该方法能够有效提升高空舱进气环境压力模拟效果,提升发动机过渡态性能评价的准确性。

高空台多任务模拟指定时间抗扰控制

针对高空台多任务模拟试验对飞行环境模拟控制系统所提出的高品质、高精度、强抗扰的迫切需求,设计了一种基于障碍李雅普诺夫函数的高空台进气环境模拟指定时间抗扰控制方法。建立了包含进气系统管道容腔和调节阀执行机构的高空台受控对象模型,并在此基础上进行了仿射形式推导和解耦设计。针对高空台强非线性、强扰动的特性,设计了以指定时间收敛的抗扰控制方法;同时为了抑制推力瞬变过程中系统状态剧烈变化,引入了障碍李雅普诺夫函数对压强和温度误差分别进行限制。在高空台多任务模拟试验控制仿真中,该方法可使压强和温度的绝对积分误差比线性自抗扰控制方法小89.5%和88.9%,在剧烈受扰后调节时间短10.4%和9.0%,而且相比于常规的指定时间方法能够满足所设定的状态误差约束。结果表明,基于障碍李雅普诺夫函数的指定时间抗扰控制方法能够进一步提升多任务模拟试验中的控制精度、调节速度以及抗扰能力。

基于高空模拟试车台大口径套筒式柱塞阀流动特性分析

为了准确描述大口径套筒式柱塞阀内速度、压力和流阻系数的变化规律,通过Fluent软件模拟开度、压比对套筒式柱塞阀流动特性的影响。结果表明:阀内速度和压力都沿着阀芯轴线对称分布,当开度增加时,轴向射流汇集区速度增大,出口速度随之增大,速度均匀性降低,节流窗口处气流压力减小,轴向压力趋于均匀,流阻系数随开度增加先迅速减小后趋于稳定;当压比增大时,进口速度先保持不变而后不断减小,存在临界压比,速度和压力逐渐趋于均匀,压比越大流阻系数下降越显著。

高空舱进气环境压力模拟鲁棒模型预测控制

针对航空发动机高空环境模拟过渡态试验对高空舱进气环境压力模拟系统提出的强抗扰性、强鲁棒性等控制综合品质要求,设计了一种基于鲁棒模型预测控制(Robust Model Predictive Control,RMPC)的高空舱进气环境压力控制方法。RMPC采用滚动时域优化和扰动反馈补偿的方法,在预测控制框架内处理模型的不确定性。通过建立进气环境压力模拟系统设备特性模型,设计了基于RMPC的进气环境压力控制策略,搭建了仿真平台,与线性自抗扰控制(Linear Active Disturbance Rejection Control,LADRC)方法进行了对比分析。仿真结果表明,应用RMPC技术后,动态调节时间由7.68 s缩短至3.91 s,最大瞬时波动量由0.94%减小至0.25%,该技术能够大幅提高发动机高空环境模拟过渡态试验中进气环境压力模拟的动态响应速度、控制精度和抗扰能力。

发动机工作状态对排气扩压器流动特性的影响

为了准确描述发动机工作状态对高空台排气扩压器流动特性的影响,采用Fluent软件数值模拟分析了3 km和5 km飞行高度,发动机中间状态、小加力状态和最大状态下高空台排气扩压器气流压力、速度、温度的变化规律。结果表明:飞行高度为3 km和5 km时,相同状态下排气扩压器内气流压力、速度、温度变化趋势基本一致。经过排气扩压器扩压减速后,发动机中间状态、小加力状态和最大状态下气流静压增加了12%,21%,25%,气流速度衰减了79%,80%,76%。当发动机工作状态从中间状态转变为最大状态时,排气扩压器内气流温度逐渐升高,波动也越大。

高空模拟试车台进气系统负温试验的温度压力耦合特性分析

针对高空模拟试车台进气系统负温试验过程中的温度压力耦合难题,利用耦合参与矩阵与线性变参数模型的方法,对系统的耦合特性进行了定量分析与总结。首先,通过耦合参与矩阵对系统线性化后的单个平衡点进行耦合特性分析,并通过仿真对比系统阶跃响应以验证方法的有效性。其次,在此基础上,利用线性变参数方法对负温试验任务下的耦合特性进行仿真、分析和总结系统的耦合特性,为后续基于耦合分析的控制设计奠定了工程理论基础。

大流量航空发动机高空模拟进气压力智能与复合控制技术

在航空发动机高空模拟过渡态考核试验中,要同时实现进气压力的稳定和快速控制非常困难。针对系统实际工况及被控对象的特点,本项目成功开展了进气压力智能与复合控制技术专项研究,并进行了关键技术总结。实际结果表明,采用该技术后,进气压力控制系统能实现高精度和快速度的高效统一。

PLC实现的FUZZY自适应PID控制器在高空模拟试验中的应用

高空台排气压力调节系统的调节品质直接影响到发动机高空模拟试验的效果和可靠性。本文详细介绍了FUZZY-PID控制器的技术原理和基于PLC的控制器解决方案和设计方法。试验结果表明,将常规PID控制和模糊控制两种控制策略结合起来的排气压力控制系统实现了试验工况变化后的PID参数自动整定,具有鲁棒性好,过程动态品质较优的特点。该控制策略满足实际试验使用要求。

航空发动机高空模拟进气压力前馈控制仿真技术研究

进气压力的模拟精度是航空发动机高空模拟试验必须考核的一项重要指标,在发动机进行过渡态试验时,发动机空气流量的剧烈变化是进气压力控制系统的强干扰源;在详细分析进气压力动态特性的基础上,结合进气压力数学模型以及干扰通道与控制通道的过程特性,设计了基于发动机空气流量及其变化率作为前馈输入扰动变量的前馈控制器,并构成前馈+反馈复合控制系统;半物理仿真结果表明,所设计的控制系统实现了快速性与稳定性的高效统一。

进气压力调节执行机构故障诊断方法研究

面向高空台进气压力调节系统试验和维护需求,提出了一种基于滑模观测器的执行机构故障诊断方法。考虑特种调节阀的流量-压差气动特性对执行机构外负载作用机制,建立了电液伺服执行机构的非线性模型。由其识别出最佳估计数学模型,以获得自适应滑模观测器。分析确定不同故障对应伺服阀或液压缸的主导特征参数,据此选择可观测状态量且结合自适应阈值进行判断某部件是否发生故障,仿真验证该观测器对典型故障的诊断效果。结果表明,基于自适应滑模观测器的故障诊断方法可实现对进气压力调节系统中电液伺服执行机构典型液压、机械、电气故障的诊断和定位,诊断准确率达91%以上。

飞行环境模拟腔积分型μ综合控制

针对高空台飞行环境模拟腔飞行环境温度、压力的双变量控制问题,采用系统不确定性建模的方法,建立了高空模拟腔、调节阀执行机构的增广被控对象模型,提出了一种高空模拟腔积分型μ综合控制的设计方法,为了确保控制器伺服性能,对温度、压力回路采用不同的性能加权函数,同时对控制器输出幅值进行分频成型加权函数设计,采用D-K迭代算法设计了μ综合控制器,以涡扇发动机的仿真试验为例对算法进行仿真验证。仿真结果表明,高空模拟腔温度仿真的最大偏差为1K,压力的相对误差在3%以内。

复合控制技术在高空台进排气调压系统中的技术研究

高空台进排气压力调节系统是实现航空发动机高空台模拟试验的主要设备,进排气压力调节系统调节性能的好坏直接决定了发动机高空台模拟试验的置信度。通过对进排气压力调节控制系统的特性分析,阐述了开展复合控制技术研究在发动机高空模拟试验中的必要性和应用前景。详细介绍了建立前馈和反馈控制的进气复合压力控制系统和将常规PID控制和模糊控制两种控制策略结合起来,构成兼有两者优点的排气环境压力控制系统的具体实施方案。在半物理仿真台的试验结果表明,该控制方案是可行的。

Levant微分器参数整定算法及在高空台系统的应用

Levant基于超螺旋算法提出的滑模微分器具有滤波效果好且对特定噪声干扰不敏感等特点.针对该微分器参数调整问题,文章利用时间线性变换和坐标变换得到了一种有效的参数整定算法,该算法可依据给定信号的频率和幅值确定微分器参数.通过频域和时域对比分析表明,本文所设计的参数整定算法可在保证跟踪滤波与微分信号提取精度的同时,便捷地给出Levant微分器的有效参数.最后,本文将基于参数整定算法的Levant微分器应用到某航空发动机高空模拟试车台飞行环境模拟控制系统的环境信号处理中,验证了所提算法的有效性及工程应用价值.

大口径异构蝶阀流动特性分析及其流量系数研究

为了研究大口径蝶阀阀板加强结构对阀内流动特性的影响,针对板加强型和块加强型2种阀板加强结构的大口径异构蝶阀,分别建立了蝶阀流场CFD仿真模型,对各工况下阀内流场流动特性进行分析,并通过与试验测试数据的对比验证仿真模型的合理性。结果表明,不同开度、压比下2种大口径蝶阀均具有显著的非线性流动特性,相对于块加强型蝶阀,板加强型蝶阀阀后流场漩涡小,对应能量损失低,而流量系数更高。2种大口径异构蝶阀的流量系数均与其管道雷诺数呈现线性关系,且该线性关系的斜率与流通面积成反比,提出了基于管道雷诺数的大口径蝶阀流量系数计算公式,结果显示此流量系数计算公式与CFD仿真误差小于7%,可以统一表征大口径异构蝶阀流量特性。

高空台进排气调压系统半物理仿真试车台

研究航空发动机性能时,仿真技术已经越来越多地应用于控制系统的研究和设计中。高空台开展进排气调压系统用半实物仿真技术研究具有重要的应用价值。介绍了半物理仿真技术在航空发动机高空试验中的作用、关键技术分析和以GE90-70可编程控制系统为平台的进排气调压系统半物理仿真试验台的建设方案。通过仿真试验与原试验结果的对比,表明了所建立的动态仿真系统的正确性和有效性,说明设计的半物理仿真试验系统能实时反映控制系统作用下的真实试车过程。

GE90-70双机热备冗余控制系统在进排气调压系统中的应用

本文介绍了进排气调压系统测控改造的总体结构、通信网络、软件设计和系统功能。该系统以GE90-70的可编程控制器(PLC)为基础,将Ethernet和现场总线Genius相结合进行数据通信,采用下位机编程软件CimplicityMa鄄chineEdition、上位机组态软件CimplicityHMI编制设计软件系统,使整个系统具有较好的可靠性和可扩展性,能实现进排气压力调节的工况显示和过程控制。实际运行表明,该系统结构先进,控制可靠,配置灵活,可进一步提高高空台试验效率,降低试验风险。

一种特种阀流量特性计算的经验公式迭代方法

通过分析特种流量调节阀(简称特种阀)的结构特点,建立该特种阀的流量特性数学模型,对其流量特性进行研究,提出一种利用经验公式求解流出系数的快速迭代计算方法。采用该经验公式迭代方法,计算特种阀的流量系数和气体质量流量,并与发动机高空模拟试验数据进行对比分析,验证迭代方法的有效性。对比结果显示,该迭代方法计算的质量流量与实测值具有很好的吻合度,该迭代方法可用于特种阀的工作流量特性计算。

一种轮盘式特种调节阀流量特性的修正算法

针对引进的俄罗斯轮盘式特种调节阀(简称特种阀)用于高空模拟试车台(简称高空台)出现的流量特性模型误差太大(最大误差达15%),导致特种阀数学模型精度太低,难以满足高空台伺服调控系统设计要求这一问题,提出一种特种阀流量特性的间接修正方法。借用若干次试验数据,并对其进行筛选、计算分析、对比等处理,获得去数据噪声后的特种阀流量特性的对角分布稀疏数据表。在此基础上,分5类情况按数据特征进行特种阀流量特性系数修正。建立基于修正的特种阀流量特性的数学模型,并将仿真结果与试验数据对比,特种阀流量稳态误差在5%以内。

大口径轮盘式特种调节阀流动特性分析

大口径轮盘式特种调节阀(简称特种阀)是高空试验台保证进气系统温度和压力及时达到发动机飞行环境所对应温度和压力的主要调节阀之一。为了提高特种阀流量系数控制模型的精度,基于Fluent软件模拟研究特种阀的内部流动特性,探索分析了9个开度(10°、20°、30°、40°、50°、60°、70°、80°、90°(全开))和9个压比(0.1、0.2、0.3、0.4、0.5、0.6、0.7、0.8、0.9)对特种阀内部速度和压力的影响规律。结果表明:特种阀内速度和压力沿无级调节盘呈对称分布,气流速度随着开度的增大而逐渐增加,在阀前压力为200 kPa、压比为0.1时,开度为90°的进口速度为72.92 m/s,约为开度10°的9倍;在开度不变时,进口速度随着压比增大先不变后减小,存在临界压比;开度为10°~50°时临界压比约为0.5,开度在60°~90°范围内临界压比约为0.6;特种阀的流阻系数随着开度和压比的增大而减小,开度为10°~40°时,流阻系数下降速度最显著,其中开度从10°增大到30°时,流阻系数下降了88%。

高空台柱塞式调节阀特性和验收维护规程

高空台是我国进行先进航空发动机研制和试验的重要设施,其在压力调节中广泛采用了柱塞阀。因柱塞阀具有等百分比调节特性好,流量调节范围宽,且阀芯不受气动负荷,调节流量只需克服摩擦力,力矩小,操作稳定可靠等优点。该文通过对柱塞式调节阀的结构原理、流量特性和控制原理进行了详细的阐述,介绍了柱塞阀在我国高空台的应用情况,并对柱塞阀的调节方法和验收规程等方面进行细致分析,最后提出了柱塞式调节阀维护和保养的注意事项。