飞机燃油箱惰化试验飞行环境模拟系统设计

飞机燃油箱惰化试验是飞机燃油系统安全评估的重要内容。为检验飞机惰化系统设计的正确性以及机载测试设备在飞行环境下的工作可靠性,设计了飞机燃油箱惰化试验飞行环境模拟系统,用于地面开展飞机燃油惰化系统飞行模拟试验。应用所搭建的模拟系统,开展了模拟平飞、爬升、下降等过程的飞机燃油惰化系统试验,检验了新研发的机载燃油箱氧浓度测试设备的性能。结果表明:模拟系统能够提供飞行条件高低温、高低压的油箱外部环境模拟以及含油气、惰化气体、飞行晃动的油箱内部环境模拟,从而为飞机燃油箱惰化系统试验提供有力支撑。

基于LMI极点配置的高空台飞行环境模拟系统PI增益调度控制研究

针对高空台飞行环境模拟系统的温度和压力在整个工作包线内的鲁棒性能控制问题,提出了一种基于LMI极点配置的PI增益调度控制设计方法。在考虑变比热容腔微分方程、管道热传导、调节阀流量特性、液压伺服动态、传感器增益对飞行环境模拟系统造成的建模不确定性的基础上,建立了完整、准确的飞行环境模拟系统非线性模型;对非线性模型进行了线性化,并根据线性模型推导了基于LMI极点配置的PI控制器设计算法;在飞行环境模拟系统的工作包线内选取了36个稳态点设计了基于LMI极点配置的PI增益调度控制器;设计了两种飞行环境模拟试验来验证设计的PI增益调度控制器的鲁棒性能。仿真结果表明,飞行环境模拟系统温度的稳态误差和动态误差均小于0.1%,压力的稳态误差小于0.5%,动态误差小于0.7%。

高空台飞行环境模拟系统温度延时不确定性μ综合设计

针对高空台飞行环境模拟系统温度大延时特性的控制问题,提出了一种考虑温度延时不确定性的两自由度μ综合控制设计方法以提升其温度的控制精度。在考虑变比热容腔微分方程、管壁传热、调节阀流量特性、液压伺服动态、传感器增益以及温度延迟对飞行环境模拟系统造成的建模不确定性的基础上,建立了完整、准确的非线性延时模型。在考虑执行机构参数、温度延时不确定性的基础上,提出了两自由度的μ综合控制设计方法。为了确保设计的控制器具有良好鲁棒伺服跟踪性能,基于分频设计的思想设计性能加权函数和控制量加权函数,并运用D-K迭代算法设计控制器。假定了包含"等马赫数爬升"和"平飞加速"的试验过程来验证μ综合控制器的伺服跟踪性能,仿真结果表明,飞行环境模拟系统温度和压力的稳态和动态误差分别均不大于1.5%和3%。

飞行环境模拟系统多容腔流-固传热建模

为了提升高空台飞行环境模拟系统(FESS)数值仿真平台的置信度,提出了一种多容腔流-固传热的建模方法,该方法考虑了混合器气流掺混、流-固传热、管道压力损失等因素的影响;建立了包括调节阀流量特性、液压伺服系统、混合器、混合器出口导流栅流量特性、整流子系统、管道容腔模型在内的部件模型库,并基于该模型库构建了仿真平台。为了验证本文建模方法的有效性,采用两次掺混试验数据对仿真模型进行对比验证表明,仿真结果与试验测量结果动态变化趋势基本一致,且温度、压力的最大误差分别不大于2.5K,2kPa。为了分析FESS控制系统的能力,假定了一次典型的发动机试验条件来进行仿真分析,仿真结果表明,FESS控制系统具备进行发动机平飞加速和等马赫数爬升试验的能力。

高空舱飞行环境模拟控制系统通用软件模块设计

为提高高空舱飞行环境模拟控制系统控制程序的设计效率,开发了一套通用软件框架和模块。该套模块使用结构化文本语言编写,具有高内聚、低耦合的特点,方便用户反复调用,具体包括信号滤波与报警、设定值输入、阀门自动控制以及一些特殊功能模块等。实际使用表明,该套通用软件框架和模块可大幅缩减设计控制程序所需时间,极大地提高编程效率,为高空舱飞行环境模拟控制系统的调试、运行和维护提供了有力帮助。

国外高空模拟试车台控制系统技术发展

研制高性能燃气涡轮发动机需要先进的高空模拟试车台(以下简称高空台)验证设备。国外高空台模拟技术的研发经历了从常规高空性能试验模拟到畸变进气条件下超机动飞行性能试验模拟,其中所采用的高空台数字仿真技术能够对高空台控制系统方案的可行性提供评估,同时还可规避新建高空台的技术风险,缩短建设周期,优化设计方案。以美国阿诺德工程发展中心(AEDC)高空台和德国斯图加特高空台(SATF)为代表,对高空台控制系统的结构、原理、功能、性能进行了分析,重点剖析了高空台数字仿真技术,可为我国高空台技术发展提供有价值的参考。

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.

基于前馈反馈复合控制策略的高空舱高精度电液伺服控制技术

为满足高空舱飞行环境模拟控制系统电液伺服位置控制回路高精度、高响应的需求,采用系统仿真和工程实用控制系统设计与调试相结合手段,依次分析并建立了高空舱电液伺服位置控制回路的数学模型;在Matlab&Simu⁃link平台上进行了控制仿真调试与分析,表明所得到的电液伺服位置控制回路可满足高精度控制要求;在控制系统仿真分析的基础上,对实际的控制系统进行了前馈+反馈校正、串级控制等工程改进工作。经实际飞行环境模拟试验验证,工程实现后的电液伺服位置控制回路取得了理想的动态响应和位置跟踪能力,保证了高空台飞行环境模拟控制系统的过渡态调节品质和稳态调节精度。

高空台进排气模拟仿真系统设计与应用

基于国内某高空台进排气系统的结构与试验特性开展了相关设备的动态特性建模、仿真系统设计以及应用研究。针对管道、调节阀、节流部件、液压控制系统和模拟发动机流量的拉瓦尔喷管等关键试验设备进行了数学建模,得到了相应的模型库;根据高空台进排气结构设计了全数字仿真系统和半物理仿真系统,并通过与实际试验数据的对比证明了仿真系统的有效性。根据仿真验证结果以及仿真系统应用分析可以得出:利用仿真系统计算的发动机进气温度和压力与试验数据相比动态变化趋势一致,温度的最大相对误差不大于0.5%,压力的最大相对误差不大于3%;基于高空台试验设备模型和仿真系统开发的控制方法使得压力调节时间缩短为原来的1/3,有效提升了过渡态调节性能。