一种组合动力飞行器模态转换过程轨迹优化与控制方案

为应对组合动力飞行器涡轮/冲压发动机模态转换过程中容易出现的推力陷阱问题,开展了组合动力飞行器模态转换阶段飞行/推进一体化保护控制研究。该研究利用组合动力爬升段飞行轨迹优化方法,解决模态转换过程中组合发动机总推力无法满足平飞加速需求的推力陷阱问题。结合轨迹线性化控制方法,完成了宽速域飞行器/发动机一体化轨迹跟踪控制设计,利用迎角、油门等变量的协同调节实现轨迹跟踪控制。仿真结果表明,轨迹优化策略能够在一定程度上克服模态转换过程中的推力不足问题,一体化轨迹线性化控制方法可以有效实现爬升轨迹跟踪,避免模态转换过程对组合动力飞行器飞行任务造成的不利影响。

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。

吸气式发动机智能化技术发展及展望

智能化技术是支撑未来吸气式发动机发展的重要技术手段,体现了一个国家高端装备的研发水平,可大幅度提高吸气式发动机的研发效率和质量。本文论述了智能化技术在吸气式发动机领域的研究现状,从智能设计、智能部件、智能感知、智能控制、智能自愈、智能维护六个维度分析了吸气式发动机存在的问题及技术挑战,给出了几个重点方向的发展建议及展望。

涡轮级间混合架构的变循环发动机总体性能研究

为满足军用空优战斗机的超声速巡航和亚声速巡航需求,提出了一种涡轮级间混合的变循环发动机架构,该架构包含两种工作模式和八种变循环特征。首先阐述了本架构设计理念与任务目标;然后建立了部件级实时动态变循环发动机模型;最后,在经过特有的粒子群寻优算法对变循环发动机亚声速巡航油耗寻优,对比第四代涡扇发动机油耗产生了12.75%亚声速巡航收益。此外,即使在超声速巡航点本架构也实现了一定的油耗收益和推力提升。在超声速巡航和亚声速巡航之间,可实现0.29~0.82的涵道比大范围变化。结果表明,该架构有望成为一种适用于下一代空优战斗机的变循环发动机架构。

流量可调燃气发生器压力闭环模糊控制算法

为了改进流量可调燃气发生器的调节精度,引入燃气发生器压力闭环控制,针对流量可调燃气发生器压力闭环控制特点,在压力闭环中引入了模糊积分控制,此控制算法响应速度快,超调量较小,不同工况及长时间工作下系统仍然有较好的动态特性。

涡轮冲压组合发动机模态转换多变量控制研究

为解决串联式涡轮冲压组合发动机在涡轮模态与冲压模态转换过程中的推力及流量连续控制问题,在基于EKF的在线发动机实时模型基础上,提出了基于推力控制的串联式涡轮冲压组合发动机控制规律。通过发动机内推力、总空气流量、风扇空气流量、风扇喘振裕度等多参数的闭环控制,实现涡轮冲压组合发动机的稳定模态转换。仿真分析表明,模态转换过程中推力稳态控制误差不超过2.1%,流量稳态控制误差不超过3%,模态转换过程中推力瞬态波动不超过9%,空气流量瞬态波动不超过7.6%。

燃气发生器压力闭环波动描述函数分析方法研究

针对固体火箭冲压发动机用流量可调燃气发生器压力低频波动问题,建立燃气发生器动态数学模型,分析压力闭环控制系统的开环频率特性。采用描述函数法分析伺服机构滞环非线性与压力波动之间的关系,通过计算滞环非线性描述函数负倒数特性与开环频率特性交点获得压力波动频率与幅值。理论计算结果与试验结果相符,通过改进控制器校正开环频率特性避免与滞环非线性描述函数负倒数相交解决压力波动问题,实验数据显示压力波动可以减小到2%以内。

几何可调液体冲压发动机多变量控制算法研究

为了解决几何可调冲压发动机多变量耦合下的控制问题,设计了此发动机的混合灵敏度H∞鲁棒多变量控制器。在大偏离非线性动态模型基础上进行了仿真试验验证并与原单变量多回路控制器进行了对比,试验结果表明此多变量控制器可以有效地减小输出超调,提高了发动机的稳定裕度。

一种螺管式电磁铁的测试与仿真

采用有限元分析方法对一种应用在气动舵机中的螺管式电磁铁进行了仿真,计算其在不同气隙、不同电流以及不同结构参数下的吸力特性以及磁场分布情况,并进行了实验研究。实验结果表明仿真基本能够反映电磁铁的运动规律。在以上分析的基础上,根据电磁铁实际工作状态,提出了一种结构更简单的电磁铁,其开关速度优于原电磁铁。改进电磁铁的力特性实验结果证明了计算仿真的正确性。

脉宽调制低压气动伺服系统抖动研究

为了改进低压气动伺服系统的性能,设计了一种脉宽调制(PWM)线性化控制方法,利用脉宽调制技术取代继电控制方式实现对两个开关阀的控制,通过对PWM控制信号进行傅立叶变换证明了系统输出为线性稳定输出与高次谐波干扰产生输出的叠加,并推导出由这种控制方法产生的固有抖动的振幅与负载的关系以及系统稳态输出的计算公式.仿真结果表明这种控制方法提高了系统的自振频率,减小了固有抖动的振幅.

超声波电机控制的射流管阀的试验研究与性能分析

针对一种采用超声波电机取代力矩马达控制的射流管式伺服阀的原理样机进行研究,介绍了这种新型射流管式伺服阀的工作原理,设计测试系统对其进行综合特性试验并分析其性能。根据试验结果,这种新型射流管阀相对于由力矩马达控制的射流管阀具有更高的控制精度,同时工作压力有较大的提高。

一种流量可调燃气发生器压强控制算法的研究

分析了流量可调燃气发生器的工作原理,建立了流量可调燃气发生器的稳态与动态模型,得出了燃气发生器动态时的压强传递函数,并分析了系统时间常数,增益的影响因素,表明燃气发生器动态模型为变参数系统。基于分析结果,设计一种前馈自适应PID控制器,有效地克服了系统参数变化对控制带来的影响,提高了系统的响应速度与控制精度。仿真表明,相对于传统的PID控制算法,前馈自适应PID控制具有良好的动态性与鲁棒性。

基于线性自抗扰控制器的燃气流量可调发生器压强控制算法研究

为了提高对燃气发生器燃气流量的控制效果,建立了一种压强闭环控制系统。分析了此系统的工作原理,并建立系统的动态模型。针对系统模型的特性,设计线性自抗扰控制器对其进行控制。由于扩张状态观测器的存在,线性自抗扰控制器在一个较大的范围内很好地补偿了系统参数波动对输出的影响,提高了系统的响应速度与控制精度。在不同工况与干扰下仿真结果表明,相对于传统控制器,线性自抗扰控制器缩短了30%的调节时间,降低了约50%的干扰输出,具有更好的动态特性。

固体火箭发动机流量调节半实物仿真系统

壅塞式燃气发生器利用燃速对压力敏感的推进剂,通过调节喷管喉部面积来达到调节燃气流量生成率的目的。由于控制对象的时变性,燃气发生器压力闭环控制算法比较复杂,控制实际应用时需要反复调试,但是由于试验条件的限制,无法多次进行点火试验或在点火试验过程中进行调试。为了能够有效的实现控制器的设计、完成对流量可调燃气发生器驱动控制装置的测试、提高点火试验的安全性,提出一套半实物仿真方案,可以实现对流量可调燃气发生器驱动控制装置的冷调试验。在此基础上,对固体火箭发动机流量可调燃气发生器压力闭环控制系统进行了半实物仿真,并针对仿真结果给出了压力闭环控制器设计的方法。

自适应循环发动机性能智能在线寻优算法研究

为解决自适应循环发动机性能在线自主优化问题,提出一种适用于三流道自适应循环发动机的智能自主优化控制方法,通过深度确定性策略梯度算法(DDPG)在线优化压比计划,实现控制规律自主寻优。在基准发动机特性图上给出了不同外涵面积下的等推力特性曲线,在此基础上给出了基准的最低油耗控制规律曲线。当发动机性能退化或存在个体差异等偏离时,基准控制规律不再能使发动机性能最优,DDPG算法利用前期存储的数据对压比指令修正量进行训练学习,自主调整发动机控制规律。整机数值仿真结果表明,调整后亚声速巡航单位耗油率降低7.63%,与最低油耗点比较偏差0.03%。超声速巡航单位耗油率降低5.04%,与最低油耗点比较偏差0.01%。性能寻优算法可以在发动机性能偏离情况下实现发动机控制规律自主调节,达到最低油耗。

一种应用于大流量调节系统的气动伺服系统的研究

针对一种应用于大流量调节系统的气动伺服系统进行研究,描述了气动伺服系统的基本结构和工作原理,并对系统进行了建模仿真。通过试验研究,证明了系统具有有体积小、大输出、快响应、稳定性强的优点,从而拓宽了气动伺服技术的应用领域。

基于μ综合的宽包线冲压发动机多变量鲁棒稳定控制研究

为避免控制律设计结果出现较大的保守性,考虑冲压发动机的宽包线、非线性、不确定性和未建模动态特性等问题,研究了基于μ综合方法的发动机多变量控制算法设计。建立了一种发动机模型,给出了标称模型的选择和权函数设置与选取,用D-K迭代获得了μ综合控制器。数值仿真验证结果表明:基于μ综合设计的多变量鲁棒控制器在发动机宽包线范围内均满足控制性能指标要求,验证了控制算法的稳定性和鲁棒性,实现了单个控制器控制多个发动机状态点的功能,避免传统控制模式中复杂的动态调参过程。

基于相似变换的涡扇发动机智能动态推力估计方法

智能推力估计面临飞行包线大、工作状态多变带来的数据采集和处理问题,获得的训练数据难以覆盖整个飞行包线的各种过渡工作状态,为此本文提出一种基于相似变换的推力估计数据处理方法。通过机理分析选择推力估计器输入,以相似变换对推力估计的输入和输出数据进行处理,并设计了基于输入延迟的深层动态神经网络来实现动态推力估计。非训练数据区域的动态仿真结果表明,相似变换后,深层动态神经网络的最大推力估计误差降低了62.20%,平均误差降低了43.50%;未进行相似变换时,相比深层静态神经网络,深层动态神经网络的最大推力估计误差降低了43.42%,平均误差降低了2.35%,仿真结果表明了本文所提出的数据处理方法和动态推力估计结构有效性。

一种流量可调燃气发生器压强控制系统建模及其半实物仿真

为了改进燃气发生器流量控制的精度,研究了一种燃气发生器的压强控制系统。建立了燃气发生器与气动执行机构的线性化数学模型,分析了燃气发生器压强控制系统的特点,并通过半实物仿真系统对压强控制系统进行了仿真验证,获得了燃气发生器内压强变化曲线。实验表明,压强控制系统是一个变化缓慢系统,并且其参数具有时变性。

涡轮基组合循环发动机分布式控制系统通信网络混合拓扑结构优化方法

涡轮机组合循环(Turbine based combined cycle,TBCC)发动机控制系统通信网络拓扑结构是其分布式控制系统方案设计的重要部分,优化网络拓扑结构可提高发动机推重比和控制系统可靠性。本文基于智能优化算法提出TBCC分布式控制系统网络拓扑结构优化方法。基于图论建立TBCC几何模型和网格模型,以重量和可靠性为优化性能指标,同时考虑发动机表面高温区域以及控制节点的工作可靠性,分别采用粒子群算法和遗传算法优化星形结构中智能中央节点位置、中央节点的环形拓扑结构,获得星形-环形混合拓扑结构。仿真实例表明,基于本文方法优化所得的混合拓扑结构相较于星形集中式控制结构,系统重量降低了51.9%。