矢量喷管控制对发动机性能的影响

建立了带推力矢量的涡扇发动机数学模型。结合某型涡扇发动机研究了矢量喷管偏转对发动机工作和性能的影响,研究结果表明,矢量喷管偏转时,在一定条件下,发动机低压转子共同工作线向喘振边界移动,而高压转子共同工作线不发生变化,发动机总推力是增大的。但当将矢量喷管偏转与喉部面积放大相结合,可使发动机保持原工作状态不变,而发动机总推力却随着几何矢量角的增大而减小。

摆动喷管控制导弹回路成形自动驾驶仪设计

针对摆动喷管控制防空导弹存在的伺服气动弹性问题,利用鲁棒回路成形方法在导弹的纵向通道设计了自动驾驶仪。首先,建立了考虑一阶弹性振动影响的纵向小扰动线性化模型;然后考虑到控制系统设计中存在的导弹自身以及外界干扰等不确定因素的影响,采用回路成形的方法,根据系统性能指标的要求,选取了系统期望回路成形函数,构造了防空导弹纵向自动驾驶仪回路成形设计框架,给出了鲁棒回路成形控制增益K∞;最后,对其进行了数字仿真。仿真结果表明,所设计的系统具有良好的鲁棒稳定性和鲁棒性能。

某超声速风洞喷管控制系统的设计与应用

喷管是超声速风洞试验区获得设计马赫数的重要部件。主要介绍某超声速风洞喷管控制系统原理,然后着重阐述基于PMAC的定位螺母控制、S7-300 PLC的型面控制和通信系统的硬件结构设计以及控制系统人机交互软件的设计。经过试验验证结果表明该系统控制安全可靠、精度高,对保证良好的风洞流场品质发挥了关键作用。

摆动喷管控制导弹稳定回路变结构控制器设计

针对摆动喷管控制防空导弹存在的摆动喷管效应和伺服气动弹性问题，利用变结构控制理论对导弹的纵向通道的复合回路设计了控制器。首先，建立了考虑一阶弹性振动影响的纵向小扰动线性化模型；然后在简化小扰动线性化模型基础上，采用变结构控制理论，根据系统性能指标的要求，选取了变结构切换函数，构造了防空导弹纵向稳定回路变结构控制的设计框架，完成了稳定回路变结构控制器综合设计。最后在考虑到控制系统设计中存在的导弹自身以及外界干扰等不确定因素的影响，对其进行了数字仿真，结果表明，所设计的稳定回路控制器具有良好的稳定性和鲁棒性能。

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。

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。

固体火箭发动机二次喷射控制矢量喷管流场仿真

采用基于Favre平均的三维N-S方程和k-ε湍流模型对固体火箭发动机二次喷射推力矢量喷管复杂干扰内流场进行数值模拟。空间上采用三阶精度差分格式进行求解,时间上采用隐式Jacobi点迭代方法进行迭代推进,直至流场收敛。数值模拟得到矢量喷管二次射流的激波系结构,以及复杂的主/次流干扰流动图像。二次喷射流场包含复杂的涡系结构和波系结构,还存在着边界层与激波的相互干扰、自由剪切层、激波、膨胀波和大尺寸分离。数值模拟还表明,高温燃气射流导致喷射孔附近喷管壁面处的温度相当高,需采取相应的热防护措施。

一种新型双射流双喉道控制矢量喷管的数值模拟

双喉道控制矢量喷管具有良好的推力矢量性能。为了进一步提高双喉道控制矢量喷管的性能,提出一种双射流双喉道矢量喷管的设计概念。在喷管的第二喉道处上壁面增加一个射流通道,给主流提供径向速度的同时也降低推力损失,既能增大推力矢量角,又能获得较大的推力系数。对该喷管二次射流设计参数进行数值模拟,结果表明:二次射流流量比、入射角度都会对喷管的内部流态造成直接影响,从而影响推力矢量角、推力系数。由此方法得出的最佳推力矢量性能为:最佳推力矢量角为16.5°时,相对应的推力系数为96.7%。

单侧延伸壁面逆流控制矢量喷管的气动性能研究

针对现有逆流控制矢量喷管结构,在喷管外套管尾部上侧沿切线方向,上壁面延伸1/3外套管的长度。通过降低延伸壁面与主流之间区域的压力,使主流在延伸壁面下方继续偏转,从而提高推力矢量角。相同设计工况下对原型喷管与单侧延伸壁面型喷管进行数值模拟,得到喷管内流场的压力系数和马赫数分布情况等。结果表明,增加的延伸壁面会影响推力矢量角,推力矢量角会随着抽吸压差的增大而变大,在抽吸压差为2.5 MPa时最大提高至3.09°。

基于ESO的运载火箭姿控喷管故障辨识设计及实现

针对基于喷管开关控制的运载火箭姿控系统故障,提出了一种基于控制效果的喷管故障辨识方法。在对特定喷管配置和轴对称运载火箭模型研究基础上,利用扩张状态观测器实时估计箭体所受的总力矩,进而根据估计结果进行故障判别和极性纠正。仿真结果表明,以ESO为观测器的故障辨识设计方法可有效判别出姿控喷管的极性故障,并能够通过策略设计进行极性纠正,具有较强的工程应用价值。

飞机/发动机推力矢量综合控制方法的探讨

根据已有研究成果,给出了飞机/发动机推力矢量综合控制系统的结构与控制逻辑,提出了研制飞机/发动机推力矢量综合控制系统对矢量喷管控制的要求和实现方法,最后对研制工作提出了建议。

反向喷管堵盖释放时间及同步性测量

研究了固体火箭发动机推力终止试验时，反向喷管堵盖打开时间及同步性测量方法。在测量中配置了抗干扰能力强、时间分辨率为微秒级的数字记录系统和多功能模拟记录系统，解决了时间测量中产生和获取起始脉冲及终止脉冲信号的关键技术，消除了引爆机构产生的冲击波和气体电离的影响。该测量方法经过多次充气容器冷试和发动机地面静止试验的考核，证实了测出的数据准确可靠，克服了时间测量数据分散度大的缺点。

NCJ型外层空间导弹的改进型PN导引律设计

针对前部喷管控制型外层空间导弹拦截提出了改进型比例导引(proportional navigation,PN)导引律,在目标的加速度大小和方向都有不确定性的情况下能够以零脱靶量命中目标。与以往的PN导引律不同,改进型PN导引律增加了消除偏差的项,且比例系数是时变的。此外,针对拦截的初始条件不理想的情况,提出了一个过渡的导引律,在经过有限时间采用过渡的导引律之后能够使得运动变量满足改进型PN导引律的适用条件。最后,通过仿真验证了所提出的算法的可行性。

美国航空推进系统关键技术

在美国的国防关键技术计划中 ,航空推进技术受到重视。通过对美国国家级计划———高性能涡轮发动机综合技术计划、脉冲式爆震波产生推力的新概念发动机计划、燃烧室内气流过渡为超声速的冲压发动机计划的研究 ,对美国选择推进系统的理由作了分析 ,并对各国在航空推进系统的研究和发展工作进行了评估。可以看出 ,日本、德国继美、英、法、俄后在航空航天的推进系统方面已完成了一系列的研究。日本斥巨资建立发动机模拟高空试验台。最后详细列出了燃气涡轮发动机 ,其它航空动力和燃料三类中的 10项关键技术。

可调收敛喷管发动机高空台冲压校准和测量性能近似修正方法

针对控制规律与海拔高度相关带可调收敛喷管发动机,提出了在冲压条件下进行校准试验的方法。该方法通过冲压与等冲压试验结果比较获得修正系数,实现冲压条件下校准试验结果的近似修正。针对某型涡扇发动机,进行了高空台试验和总体性能仿真,获得了喷管控制偏差时发动机性能变化比例,基于冲压条件下试验结果修正得到了标准海平面条件下发动机性能。该方法表明:冲压条件下进行校准试验的方法是可行的,获取的发动机推力等主要性能参数与出厂试车结果相差小于2.0%。