摘要：面向飞/推一体化控制需求,开展涡扇发动机推力快速响应控制研究,提出了适用于推力最小相位系统的冗余控制方案。研究内容包括:(1)借鉴阀位控制思想,提出在传统燃油流量(Wf)回路基础上增设尾喷口喉道面积(A8)回路,通过挖掘冗余执行器变化速率潜力,提高推力响应速度,降低了对于燃油泵快速作动的需求,同时该方法可以使喷口在推力响应过程逐渐回中,系统具备持续的推力快速调节能力;(2)分析了A8调节推力的物理机理,指出容腔压力动力学主导的部件间流量匹配过程使得A8对推力具有直馈作用,是提高推力响应速度的有效途径。基于发动机部件级模型的评估结果表明,本文提出的方法在执行机构存在速率限制的情况下,实现了推力10 rad/s闭环带宽和A8回中的设计目标,方法可行、有效。在推力响应过程中,A8直馈作用对推力变化的贡献度最高时超过50%。随着对于推力控制模式和推力响应速度的日趋关注,应对容腔内的压力动态过程给予充分的重视。

摘要：为实现推力的多变量控制,首先研究了控制系统输出参数选择方法。输出参数选择采用相对增益矩阵(Relative gain array,RGA)和灵敏度分析方法。当RGA对角元趋近1而其他元素较小时,回路之间的耦合小,当输出对输入的灵敏度大时,输出易于控制。为此从常用被控参数中选择低压转子转速与推力构成控制系统输出。由于推力不可测量,采用神经网络对其进行在线估计,神经网络的输入采用遗传算法从航空发动机诸多可测参数中选取。最后设计了H控制器,通过闭环系统仿真,验证了本文方法的有效性。

摘要：由于补偿引入喘振裕度限制,引起发动机推力损失。为了最大程度地提高推力控制系统下的发动机性能,提出了喘振裕度对涡扇发动机推力控制系统影响的研究。针对某型涡扇发动机分段线性化模型建立了推力控制系统,并设计了喘振限制保护器。通过发动机模型数据进行推力-转速的估计值与实际值平衡点实时加权计算,设计了外环推力估计回路,并通过合理的调度逻辑完成推力控制系统的变增益PI控制。仿真结果表明:采用的加权预估方法能够有效地估计推力并跟踪设定的期望推力,实现最大程度的推力损失补偿。对不同高压压气机喘振裕度进行仿真分析,结果表明,整个推力控制系统可以在合理的喘振裕度限制下,保证发动机安全工作且能够实现有效地推力控制。通过在一定范围下调整喘振裕度限制幅度,能够提高发动机推力的响应时间,为后续研究航空发动机喘振裕度限制范围起到了重要作用。

摘要：固体火箭冲压发动机是先进中远程空空导弹一种新型动力装置。对于具有燃气流量调节功能的固冲发动机,推力系统的加入可以使空空导弹射程更远、推力灵活可控。而由于被控对象为一大惯性环节且结构复杂,简单的单回路控制效果差。针对上述问题,提出建立固冲发动机性能计算模型、发动机燃气流量调节模型;以实现远程空空导弹等马赫巡航为目的,设计了双回路推力控制系统,并在六自由度弹道仿真平台上进行了验证。结果表明,相比单回路控制方法,双回路控制方法能更稳定的控制发动机内部状况,并在快速性和稳定性上有明显提高。为固体火箭冲压发动机在空空导弹上的实际工程应用提供了理论参考。

摘要：传统的水平推力传递装置无法自动适应推力杆长度的变化,预加推力或使用千斤顶调整推力会使装置变得复杂或使被推结构产生附加内力。从主动适应变形的角度出发提出一种自适应水平推力控制技术,在保持推力杆推力稳定的同时自动适应由收缩、徐变或温度等因素引起的推力杆长度的变化,并对该技术的原理和设计方法进行了详细的讨论。在纬一桥的应用实例表明:自适应水平推力控制技术可以克服传统水平推力传递装置的上述不足。该技术无需千斤顶等外部设备,可适用于永久性结构。

摘要：主要介绍了自动油门的工作模式和控制律算法设计。自动油门两种工作模式为:指示空速/马赫数保持和推力控制。其工作模式由自动飞行控制系统的纵向接通模态直接决定。在推力控制模态算法中,发动机目标压力比和现时压力比的差值为主控信号;在速度保持模态算法中,速度差是主控信号。经过调参转换为油门杆指令速率,驱动油门执行机构,伺服电机跟踪转速指令并转换为油门偏转角度,输出给发动机产生相应的推力。以某型飞机为控制对象,进行了数学仿真,仿真结果表明该控制律是可行的并具有良好的应用前景。

摘要：新一代的波音７３７飞机在设计上与现有的７３７飞机存在着较大的差异，其推力控制采用了全新的电子控制系统，如电子发动机控制系统（ＥＥＣ），该系统可以连续地监控发动机的各种参数，并且当飞机出现异常时，及时给予警报。国内一些航空公司正在陆续引进新一代波音７３...

摘要：超燃冲压发动机是最具发展潜力的高超声速飞行器动力装置,具备性能优良的推力控制系统才能保证飞行器的安全自主飞行。为了实现在不同马赫数下的推力特性数值分析,根据飞行坡面建立由前体、进气道、隔离段、燃烧室和尾喷管组成的发动机模型,并通过发动机进、出口的气流动量变化来推算发动机推力。同时为保证推力系统的稳定,根据经典控制算法设计了燃油内环PD控制回路和推力外环PI控制回路。闭环仿真结果表明:该推力控制系统的控制效果良好,能较好地模拟真实控制回路。

摘要：在低动压下 ,着舰导引的关键技术是提高轨迹动态跟踪精度和抑制舰尾流气流扰动。为此 ,本文研究了基于线性矩阵不等式 (L MI)的 H∞ 飞行 /推力综合控制设计技术 ,提出了在动态轨迹跟踪与气流扰动下均能保持由地速构成的迎角不变的 H∞ 控制增广模型 ,设计了 H∞ 飞行 /推力综合控制器。基于工程应用 ,给出了 H∞ 控制器降阶方法 ,进行了离散化实时仿真验证。仿真表明 。

摘要：从理论上探讨了单室双推力固体火箭发动机中影响其两级推力的主要因素。建立了导弹/发动机一体化设计的优化模型,对一种推进剂实现双推力,双燃速推进剂实现双推力两种情况分别进行了计算和分析。求出了使导弹射程达到最大,又能够在设计中实现的最佳推力方案。