基于DAM-QLSTM混合模型的辅助动力装置性能参数预测方法

对飞机辅助动力装置(APU)排气温度(EGT)进行准确预测,能有效监测APU未来工作状态,预防安全事故发生。本文提出一种融合双阶段注意力机制(DAM),以及分位数损失(quantile-loss)引导的长短期记忆(LSTM)网络的APU排气温度预测模型。采用双阶段注意力机制,能有效量化输入变量与EGT的关联度,并加强历史关键信息对输出的作用效果。使用分位数损失来优化LSTM网络的损失函数,进一步提高模型的预测能力。试验结果表明,对于EGT的单步与多步预测,与其他预测模型相比,所提模型的预测精度有较大程度提高,为短期APU性能变化趋势预测提供一定参考。

搭载辅助动力系统的二级火箭底部热环境分析

针对某二级运载火箭辅助动力系统发动机空间布局复杂、箭体底部部件数量多、底部热环境恶劣的情况,本文采用数值模拟和风洞试验验证相结合的方式开展高空二级运载火箭在辅助动力系统工作状态下箭体底部热环境研究。基于Navier-Stokes组分输运方程、DOM热辐射模型、RNG k-ε模型建立高空含复杂底部部件的二级运载火箭燃气喷流模型。结果表明:二级运载火箭在辅助动力系统工作时,高热流区域主要集中在燃料箱后短壳和辅助动力系统支座,沉底发动机工作时支座热流峰值最大,比其余部件高300%~400%。60 N、300 N发动机同向工作时,除支座和后短壳外的底部部件的热流达到峰值,比其余工况增长300%~600%。随着飞行高度和速度的增加,各部件热流均呈现下降趋势,但下降幅度较小。本文计算结果对二级运载火箭底部热防护设计有重要的工程指导意义。

地面模拟高度导致辅助动力装置停车及限制

在进行大气数据计算系统的功能测试任务时,某型飞机在地面模拟空中高度并使用辅助动力装置(APU)供电的过程中,APU出现了熄火停车的现象。通过对APU的系统构造、控制系统原理、供油过程以及燃烧室的燃烧机理进行深入分析,确定了APU熄火的原因:尽管APU实际位于地面高度,但它错误地接收到了代表空中高度的信号。这导致APU在燃油调节控制过程中减少了燃油供给,以适应错误认为的“高空稀薄”空气。由于此时APU对燃油的实际需求量超过了供给量,APU因供油不足而转速下降,并触发了欠速保护机制,最终导致熄火停车。同时,分析了该现象可能对APU和飞机造成的影响。基于这些影响,建议在未来使用APU时,应从飞机端引入环境参数,并关注APU的使用限制。这样做可以防止在模拟高度与地面实际高度不一致的情况下,APU再次出现熄火停车的现象,从而降低对飞机设备造成损坏的风险,并有助于提高APU的使用寿命。

飞机辅助动力装置进排气系统匹配性研究

辅助动力进排气系统性能是辅助动力系统设计过程中面临的关键工程技术问题。本文对飞机辅助动力装置进排气系统简化后进行三维流动数值仿真,分析了不同工况下飞机辅助动力装置进排气系统对辅助动力装置性能的影响。研究表明:在地面工况和高空飞行工况下,两侧开门式辅助动力装置进排气系统可以满足辅助动力装置进排气流量及总压损失需求,不会对辅助动力装置在不同状态下的正常起动和工作产生影响。

某型辅助动力装置集油总管检查装置设计研究

集油总管各喷嘴流量分布不均、喷嘴积碳堵塞等原因是导致某型辅助动力装置起动不成功的主要原因之一,现场仅能作目视定性检查,一般需将集油总管返厂检查。参考厂内检查设备工作原理,设计制作一套可用于用户现场检查的检查装置,便于开展定量检查,准确定位故障并开展现场排故,减少返厂数量,降低对客户的使用影响。另外,该检查装置对解决具有类似结构的辅助动力装置起动困难问题具有一定的参考价值。

民用客机辅助动力装置本体权衡研究

对两型典型APU进行权衡研究,主要研究APU部件、构型、起动发电系统、变速技术、燃油模块和防喘控制,得到不同本体形式优缺点。民用客机APU基本采用离心压气机,回流式环形燃烧室和轴流涡轮的结构。从动力压气机引气的APU体积小、重量轻、可靠性高,适用于要求重量轻和空间小的支线客机。从负载压气机引气的APU油耗低,引气控制好,更适用于要求低油耗的干线飞机。与分开设计对比,起动/发电机一体化具有重量轻、寿命长、可靠性高的优点。采用变速技术的APU经济性、环保性更好,但控制系统和飞机电源系统要求更高,存在性能裕度不足的风险。采用电机驱动燃油泵,重量轻、控制精度高,但控制系统复杂,燃油流量范围小;APU燃油消耗量大,燃油系统参与导叶和防喘阀控制,一般采用轴驱动燃油泵。从动力压气机引气的APU,一般在设定的工作条件下开关防喘阀;带负载压气机的APU,采用流量法来判别。

辅助动力装置起动控制规律研究

起动控制规律对于辅助动力装置(Auxiliary Power Unit,APU)至关重要。针对APU起动控制规律设计中的控制时序、供油规律、起动过程中的限制及保护等关键技术点进行深入研究,提出一种适应性较好的起动控制规律。经多型APU整机试验验证,提出的起动控制规律可缩短整机调试时间,提高研制效率。

一种辅助动力装置的独立超转保护逻辑模型

给出一种针对复杂可编程逻辑器件(CPLD)的超转保护模型,采用逻辑+软件双余度方式实现超转控制,其具有一定可靠性和可拓展性,相较于传统的JDSPF28335处理器,需要两个外设CPLD和FPGA实现转速采集和超转控制,而采用Zynq架构,其自带了SOC片上PL部分,通过PL采集转速信号与PS部分进行信号交互实现转速采集。另外,结合CPLD完成超转控制,具有并行处理复杂任务、处理效率更高、需要外设拓展更少、可靠性更高、成本低等优点。相较于传统超转解除需要重新上下电复位实现,可以在飞机不下电情况实现超转解除,能够降低功耗,缩短上下电时间。通过仿真试验结果表明,该超转保护模型能精确可靠地实现转速采集和超转控制,已经在辅助动力装置(APU)单元多个项目中得到广泛应用。

辅助动力装置控制技术研究

辅助动力装置已成为现代飞机必不可少的系统之一,为飞机的维护保障与安全飞行提供了有力保证。在介绍当前两种主流辅助动力架构、功能和控制系统的同时,详细分析了辅助动力装置核心控制功能原理与方法;随着飞机的电气化时代到来,辅助动力将发挥更加重要的作用,总结了未来全电/多电辅助动力控制的关键技术,为后续辅助动力控制技术研究提供了参考。

基于VeriStand系统的辅助动力电子控制器仿真平台设计

以辅助动力装置控制器为研究对象,建立基于VeriStand的控制器测试、仿真环境、开发仿真平台测试软件、设计APU数学模型,组成硬件在环仿真平台。使用此设备进行系统试验,仿真结果表明:该平台能够稳定、实时模拟APU工作状态。

一种高可靠、可重用辅助动力系统控制软件设计

随着辅助动力系统控制软件研制周期越来越短、功能越来越复杂,原有的以项目为单位进行管理和开发的方式已不能应对目前面临的软件开发趋势。以辅助动力系统控制软件为对象,从应用场景、需求分析、软件设计各个阶段进行了可重用性分析,提出了辅助动力系统控制软件通用架构和框架,对软件构件进行了划分,在同类辅助动力系统控制软件开发时,能够提高开发人员的工作效率,节省开发时间,提高软件的可靠性,在实际应用中具有较高的指导意义。

某型辅助动力装置控制算法研究

辅助动力装置(APU)是一种小型燃气涡轮发动机,用于为飞机提供稳定的引气功率和轴功率,因此需要设计性能良好的控制算法保证APU能够成功起动并稳定运行。分析了APU的整个运行过程,根据整个过程中APU的不同运行状态,采用分段控制的思想,设计了分段控制策略,用于APU从起动到稳态运行的过程控制,并对APU运行控制算法进行了设计和验证。为了适应辅助动力装置在更复杂环境下的应用,基于环境温度和压力数据对控制算法进行了修正,为了防止运行中排气温度超温对系统的影响,设计了基于排气温度的修正算法,对供油量进行调节。通过多次半物理及台架试验,对控制算法的正确性进行了验证。试验结果表明,在起动到稳态的整个过程中,APU运行正常,各项控制指标满足系统要求,所设计的控制算法控制性能良好。

基于LabVIEW的飞机辅助动力系统仿真分析

文章构建了基于LabVIEW的飞机辅助动力系统仿真模型,并对飞机辅助动力系统进行仿真与分析。分析了飞机辅助动力系统起动原理,并根据起动原理分析辅助动力系统的起动及关断过程。采用LabVIEW建立辅助动力系统起动前的火警报警仿真测试、起动过程仿真测试及关断过程仿真测试。通过对飞机辅助动力系统进行仿真分析,展示辅助动力系统的起动原理及流程,为相关人员的飞机辅助动力系统研究提供理论参考。

辅助动力装置主发起动系统试验超转问题的研究

主发起动试验时,由于辅助动力装置(auxillary power units,APU)输出轴功率在主发指令发出时刻无法与电力加载功率同步响应而出现超转现象,设计了一种以可编程逻辑控制器(programmable logic controller,PLC)为控制器,西门子视窗控制中心(windows control center,WinCC)组态软件为上位机的主发联动试验系统。通过分析超转现象原因指出了主发起动系统存在不足,然后着重阐述了改进后的主发联动试验系统,主要采用主发指令与加载指令联动方式、预加载控制策略及调节加载完成与主发起动完成之间的时滞差,解决了主发起动试验过程中存在的超转问题。经过长时间试验运行表明:该系统及方法是一种解决APU超转现象的有效途径,且运行稳定可靠,具有推广应用价值。

液氧甲烷重复使用辅助动力系统方案与进展

航班化航天运输系统的应用需求日趋迫切,基于液氧/甲烷(LOX/LCH 4)发动机的可重复使用运载火箭成为国内外研究热点。面向某型运载火箭对一级返回辅助动力系统的需求,提出了基于电动泵的主辅一体化液氧甲烷系统方案和独立挤压式液氧甲烷系统方案,开展了方案比选和应用优势分析,并介绍了液氧甲烷轨姿控发动机和低温表面张力贮箱的研究基础,以及国内首款液氧甲烷轨姿控推进系统集成演示试验情况。液氧甲烷辅助动力系统可以实现全箭推进剂的统一和无毒化,助力运载火箭走向高效及完全可重复使用。选择切实可行的“分步走”策略,优先开展挤压式液氧甲烷辅助动力系统的工程化研制与飞行应用,逐步实现基于电动泵的主辅一体化液氧甲烷辅助动力系统在重复使用运载火箭和低温上面级等领域应用。

辅助动力装置多级嵌套有限状态机控制方法

对辅助动力装置的控制实现采用多级嵌套有限状态机方法,可以兼顾电子控制器自身的工作状态与辅助动力装置不同的使用场景及运行状态,并对电子控制器工作模态进行离散化处理。与传统方法相比,该方法提高了系统的可扩展性,针对不同的控制模态自适应制定相应的控制策略,可以满足不同工况下的控制需求,降低了控制策略的复杂性,同时提高了电子控制器软件的模块化设计程度和系统的可靠性。运用辅助动力硬件在回路仿真系统对该方法进行验证,结果表明该方法可以保证辅助动力装置稳定、可靠的运行。

辅助混合动力汽车辅助动力控制系统的研究

对辅助混合动力汽车进行了技术研究,详细介绍了其系统构成和三种工作模式。为了实现辅助动力系统和整车高效运转,开发了辅助动力控制系统,重点介绍了辅助动力控制系统的控制策略和功能实现。辅助动力系统采用开关式控制策略,发动机采用恒转速控制。最后实验结果表明辅助动力系统可以实现对车载能源的高效补充,混合驱动模式下行驶里程比纯电动模式提高约10%。

电动汽车的辅助动力及其显示系统

由于能源紧缺和环境污染严重,电动汽车是未来汽车的发展方向。我们研究的辅助动力电动汽车是通过辅助动力给电池充电,从而延长续驶里程。由于现在技术要求的限制和公共充电设施的缺乏,使辅助动力电动汽车的研究具有实际意义。

辅助动力舱冷却用排气引射器性能快速评估方法

在飞机辅助动力装置系统研制过程中,只能通过试验和计算流体力学(CFD)仿真方法对排气引射器的引射性能进行评估,且评估效率低、研制成本高,故无法获得任意工况下排气引射器的引射性能。本文提出用速度系数比β参数来描述排气引射器的引射性能,并建立了辅助动力舱冷却用排气引射器性能快速评估方法,通过CFD仿真分析对该方法的合理性和准确性进行了验证,验证结果表明,该方法可以快速、准确地评估各种地面工况下排气引射器的主流出口静压和总压、次流流量、次流出口总压等参数,且计算精度保持在2.382%以内,满足工程使用要求,大大提高了评估效率,具有较高工程应用价值。

辅助动力装置电子控制器电磁环境效应设计

机载装备对控制信号灵敏度要求的不断提高,种种要素使得对电磁环境效应的要求逐步提高。辅助动力装置主要为发动机起动提供辅助动力,而电子控制器则具备控制、监视和诊断辅助动力装置的运转状态的作用,其性能将影响辅助动力装置的运行。考量辅助动力装置控制系统的技术指标要求,提出了从电路原理设计、接地处理、布局布线、结构设计等方面针对电磁环境效应的系列设计方法,并通过摸底试验对电子控制器电磁兼容、电磁脉冲等电磁环境效应试验项目进行验证,进而提升产品性能。