航空发动机二元矢量喷管控制系统设计及验证

矢量推进和红外隐身能力在现代空战中尤为重要,与之密切相关的是航空发动机尾喷管,根据某型发动机二元矢量喷管的特定工作条件,对其控制系统开展研究,提出了喷管喉道控制和矢量控制双回路双余度的设计方案,实现了在发动机稳态和过渡状态下调节喷口喉道面积、出口面积及矢量偏转,并在故障状态下将矢量喷口控制到安全位置等功能。经计算仿真及整机试验验证,设计方案合理可行,满足某型发动机使用要求。

航空发动机矢量喷管控制系统试验研究

为验证航空发动机轴对称矢量喷管控制系统的阶段性研究成果,开展了配装轴对称矢量喷管的航空发动机地面整机试车验证研究工作。试验选取了几个具有代表性的航空发动机典型工作状态点进行,首次进行了在阶跃输入条件下的航空发动机整机动态性能测试,获取了航空发动机矢量喷管控制系统静态性能和动态性能的基本数据,验证了航空发动机轴对称矢量喷管控制系统的有效性,总结了该系统的油源压力和流量对控制系统性能的综合影响,具有一定的工程应用价值。

引气位置对旁路式二元激波矢量喷管性能影响

流体推力矢量技术可为超声速无尾布局提供良好的隐身性能与纵向操纵力矩,具有响应快、质量小等优势。旁路式激波矢量喷管无须从发动机引气,克服了为增加矢量角而增加发动机引气流量的问题,可降低发动机的负担。开展了引气位置对旁路式二元激波矢量喷管矢量性能影响研究,为加深对此种喷管性能理解以及将其实用化打下基础。结果表明:喉道引气喷管兼具激波矢量和喉道偏斜法的特征,入口引气喷管在过膨胀状态下性能更好,喉道引气喷管在欠膨胀状态下更有优势。射流后的分离模式显著影响喷管矢量性能,闭式分离使喷管矢量性能下降明显,喉道引气喷管矢量性能突变对应的落压比小于入口引气喷管。实际应用中,应避免分离模式由开式分离转为闭式分离,根据不同膨胀状态搭配不同的旁路式引气方式能够最大化旁路式二元激波矢量喷管性能。

矢量喷管伺服系统联合仿真与控制方案

针对矢量喷管位置伺服系统在实际运行过程中容易受到系统外部扰动导致参数不确定的问题,设计了基于软件接口的机电液系统联合仿真与控制方案,通过SolidWorks、ANSYS、ADAMS、EASY5和Simulink之间数据交换分别建立了矢量喷管伺服机构刚柔耦合动力学模型、液压系统动态模型和滑模控制器,并通过接口实现了矢量喷管位置伺服系统仿真模型的集成。仿真结果证明:采用自适应模糊滑模控制器有效克服了矢量喷管位置伺服系统参数不确定和非线性的影响,实现了对矢量喷管伺服机构的高精度控制。

基于模型的矢量喷管控制系统设计

为实现矢量喷管控制系统正向研发"V"字模型,使用基于模型的设计方法开展矢量喷管控制系统的设计和验证。建立了包含矢量喷管液压机械单元、矢量喷管控制器及矢量偏转运动的矢量喷管控制系统模型,与发动机模型、飞机模型集成用于矢量喷管控制系统的系统综合设计。使用模型自动测试技术开展数字仿真试验,利用自动代码生成技术和实时仿真技术实现控制软件快速开发和系统半物理试验,试验结果表明了矢量喷管控制系统设计的正确性、高效性。

基于激波控制的S弯二元矢量喷管数值模拟

为了掌握S弯二元矢量喷管的气动性能,采用CFD数值模拟方法研究了有无二次流喷射状态下S弯二元矢量喷管激波诱导的工作机理,以及二次流喷射位置、主流落压比和二次流与主流总压比对S弯二元矢量喷管推力系数、矢量角、壁面静压的影响。结果表明:在二次流流通面积不变、次流与主流流量比W_(s)/W_(p)≤6%的情况下,喷管上、下壁面分别喷射二次流产生的最大矢量角分别为22.9°和15.9°;喷射位置对矢量角有较大影响,对推力系数影响不大,随着二次流喷射位置逐渐靠近出口,矢量角先增大后减小;射流位置固定,随着主流落压比的增大,推力系数增大,当主流落压比从2增大到6时,推力系数最多提高17.9%,矢量角先增大后减小;随着二次流与主流总压比的增大,推力系数整体呈单调减小趋势,矢量角先增大后减小。

基于单缝射流的二元推力矢量喷管设计及数值模拟

喷管是发动机产生推力的主要部件,其气动性能对发动机的性能具有决定性的影响。本文利用简化特征线法设计二元收敛-扩张(2DCD)推力矢量喷管模型;采用RNGk-ε湍流模型和非平衡壁面函数对单缝二次流喷射后的喷管流场进行数值模拟,分析了射流位置、主流落压比(NPR)、二次流与主流总压比(SPR)等参数对矢量喷管气动性能的影响。计算结果表明:二次射流位置对激波强度及推力矢量角有较大影响,开缝位置越接近喷管出口,推力矢量越大;喷射位置固定,激波强度和推力矢量角主要受SPR影响;SPR相同,随着NPR的增加,存在着一个最大推力矢量角。

推力矢量控制伺服系统的负载及负载匹配

伺服系统作为控制系统的功率部件,如何选择其机械特性,使之与负载特性相适应,直接影响系统对功率的要求,也是能否减少系统尺寸的重要问题。文中介绍了如何合理地确定电动伺服系统负载的大小和判断负载是否匹配的一般方法。

温度对矢量喷管电液伺服系统影响研究

为研究液压油温度变化对矢量喷管电液伺服机构控制特性的影响,理论推导建立其数学模型,并利用AMESim软件搭建系统物理模型进行仿真计算。采用控制变量法,分组设置不同温度下的油液黏度参数,将批处理得到的结果对比分析。研究表明:随着温度升高,系统阶跃响应加快,滞环减小,线性度改善,频带宽度也增大;与此同时,阶跃响应的调节时间和超调量均增加,使喷管振动加剧。此外温度升高引起的油液黏度降低导致伺服阀的内泄漏快速增加,其中50℃时的泄漏量已是-20℃时的3倍,泄漏量增加将降低整个系统的效能。在仿真的基础上,依托"液压伺服控制实验测试平台"开展试验验证,两者结果基本一致,证明了仿真结论的正确性。

飞机推进系统关键技术——推力矢量技术

首先对飞机推力矢量技术的研究发展概况作了简要介绍 ;然后以第四代战斗机 F- 2 2 /F-1 1 9和三代半战斗机 СУ- 37/АЛ- 37ФЮ 为例 ,说明了推力矢量技术全面满足了第四代战斗机的战技要求 ,第三代战斗机采用了推力矢量技术后已发展为三代半战斗机 ,从而充分论证了推力矢量技术促进了先进战斗机的发展 ;最后指出了推力矢量技术研究发展的有关项目 。

导弹制导和控制系统的发展情况

一、制导系统的发展情况过去二十多年来,作为洲际导弹的制导系统先后出现了惯性平台、星光惯性和高级惯性参考球,今后则有可能在洲际导弹弹头上增加末制导。制导系统的这个发展顺序反应了洲际导弹命中精度不断提高的过程。从出现第一枚洲际导弹至今,命中精度从几公里提高到几十米,整整提高了两个数量级。这个速度是很快的。

二元俯仰矢量喷管排气系统红外特征模拟实验

实验研究了二元俯仰矢量喷管排气系统在几何偏转角0°,10°,20°三种状态下的壁面温度分布与红外辐射特征,并与基准轴对称喷管排气系统进行了对比分析。结果表明:二元俯仰矢量喷管排气系统的红外辐射特征相对基准轴对称喷管排气系统有明显下降,正尾向降幅约10%;随着几何偏转角的增加,隔热屏与收敛段的温度逐渐上升,偏转段压力侧壁面温度略有上升,吸力侧壁面温度略有下降,最大变化幅值30K;排气系统红外辐射强度随偏转角增大而增大,尾向15°~45°和-15°^-60°范围内增幅明显,最大增幅可达70%。

燃气液压伺服系统总体初步设计规范化研究与应用

从20世纪80年代中期开始,北京精密机电控制设备研究所以我国第二代陆基机动固体远程战略导弹各级发动机推力矢量控制研究为背景,开发了全轴摆动大型柔性喷管的推力矢量控制技术和燃气、液压、电子化一体伺服系统。燃气液压伺服系统的研制成果已成功推广应用于多个型号的研制,设计技术具有一定的成熟度。

冗余伺服机构自动化测试系统

引言 伺服机构是航天运载火箭控制系统推力矢量控制执行机构,属于控制系统重要单机,接收箭载计算机位置指令信号,然后通过电液功率转换实时推摆发动机喷管,实现火箭飞行姿态控制。伺服机构自动化测试系统（以下简称测试系统）借助于计算机、通信和电子电路技术,对用于不同型号火箭的各类伺服机构进行自动化性能测试,并将实时测试参数实施监测和存储,

球面收敛二元矢量喷管气动及红外特性研究:模拟地面状态

采用数值模拟方法对涡扇发动机排气系统球面收敛二元矢量喷管的气动和红外辐射特性进行了研究,研究仅针对地面状态和俯仰偏转.结果表明:俯仰偏转角在小于20°范围内,俯仰偏转对排气系统推力系数和总压恢复系数的影响微弱,气动推力矢量角与俯仰偏转角几乎相等;由于气体的容积性热辐射特征,喷管俯仰偏转角的变化引起高温喷流红外辐射的方向性变化明显,喷管俯仰偏转时的热喷流在3~5μm波段红外辐射呈现一定幅度的增加;排气系统在3~5μm波段的红外辐射峰值随俯仰偏转角的增加而趋于减小,其出现位置小于俯仰偏转角;在大的俯仰偏转角下,排气系统在垂直探测平面上方的红外辐射较无矢量偏转情形有所降低,但在探测面下方却有明显的增强,导致另一个峰值的出现.

飞发一体化控制先进技术发展分析

随着航空技术的发展和现代战争军事需求的提高,新一代作战飞机对长航时、机动性、安全性和维修性等提出了更高要求,其中基于飞机、发动机耦合的一体化控制是实现上述指标的关键技术。