摘要：针对增程式辅助动力单元(APU)工作点切换过程的转速控制,提出了一种基于Hammerstein非线性模型的预测控制策略。通过稀疏最小二乘支持向量机-自适应混沌粒子群优化(SLSSVM-ACPSO)算法辨识激励响应数据建立了发动机Hammerstein非线性模型,在模型预测控制求解最优控制序列时,采用松弛因子松弛约束边界,并设计了有效集(ASM)-ACPSO组合算法求解,在控制过程中应用了变预测时域策略。建立系统仿真模型,仿真结果显示:在热机点切换至低负荷点及低负荷点切换至中负荷点的过程中稳定时间分别为2.57 s和2.77 s,转速最大超调率分别为2%和1.6%,均优于两种对比策略;在中负荷点向高负荷点切换过程中,转速超调率较大,但控制过程转矩变化更平缓。仿真结果表明模型预测控制策略控制APU系统转速响应快、转速超调率小,发动机转矩超调量小,具有良好的动态控制效果。

摘要：为实现涡桨发动机的单杆操纵,提出一组基于发动机稳态特性的功率规划具体寻优设计流程。提出巡航状态下的两种综合性能指标,以兼顾发动机耗油率与螺旋桨效率的优化需求。为解决优化设计过程中稳态特性图难以有效获取的问题,对稳态求解模型进行了逆算法改进。某型双轴涡桨发动机的仿真结果表明,逆算法的求解精度与正向算法一致,且与传统双杆恒转速调节计划相比,单杆功率规划变转速调节计划使发动机在巡航状态设计工况下的平均耗油率降低了1.38%,平均效率/耗油率综合性能指标提升了2.09%。

摘要：为了给一种迎风开门式的辅助动力系统(APU)进气系统设计提供参考,采用基于后缘线轮廓及面积变化规律的参数化设计方法,通过对唇边顺滑修型,可以与唇口的锯齿前缘配合形成斜向下的进口段,利用数值模拟研究了进口形状、前缘面曲率和喉道位置这三个特征参数对此类大转折APU进气道性能的影响。计算结果表明:APU进气道损失主要来自于分离损失,进口形状主要影响导流面转折程度和进气道内压力梯度变化,前缘面曲率影响了分离区的尺度和强度,其中,前缘面曲率对出口气动性能影响较大,在设计状态下,适当增大前缘面曲率可使得出口总压恢复系数增大0.81%。在后缘面曲率不变的情况下,通过合理安排进口形状、前缘面曲率和喉道位置,可有效推迟分离的发生,减弱分离区强度。另外,在正攻角和侧滑状态下也表现出相同的趋势。

摘要：为了满足先进加力燃烧室对于值班火焰稳定器工作可靠性的要求,设计了一种带气冷结构的壁式火焰稳定器,并采用数值模拟的方法研究了不同冷却孔角度对壁式火焰稳定器流场特性及壁温分布的影响。研究结果表明:设计的气冷壁式火焰稳定器可以有效抑制冷侧转角处的流动分离,避免热侧高温燃气通过冷却孔倒流进冷侧;通过调节稳定器斜板和后板上的开孔角度α和β,可以得到不同流场结构;当α>90°或β>90°时,凹腔内出现顺时针旋转的旋涡,主回流区变小;当α=30°和β=30°时,气冷结构对流场影响最小,随着α或β增加,流场变化越来越大;当α=90°和β=150°时,壁式稳定器的冷却效果最好。

摘要：在航空发动机控制系统半物理仿真试验中,通过模拟压气机失速时的高频脉动气压可验证喘振传感器与失稳检测系统的可靠性,从而避免逼喘试验的高成本与高风险。针对当前脉动气压发生器普遍存在的脉动特征耦合问题,提出了一种基于特征解耦控制的压气机失速脉动气压模拟方法。首先介绍了气压模拟系统的总体设计方案;随后建立气压模拟系统的综合模型并通过仿真分析其输入输出特性;基于此,提出一种充放气比例阀和旋转阀的组合控制策略;最后以不同脉动特征的气压为模拟目标,进行多组仿真与试验。结果表明,所设计的阀门组合及特征解耦控制策略可实现脉动频率0~200Hz、脉动幅值比0~0.4及基准压力800kPa范围内的脉动气压动态调节,满足压气机多种失稳模式下的失速压力信号模拟需求。

摘要：为解决涡轴发动机退化模式多、故障样本大、分类困难的问题,将梯度提升决策树(GBDT)算法应用于涡轴发动机气路健康评估。首先对涡轴发动机故障标签进行了拆解,针对每一类标签设计了一个分类器。通过特征重要度排序筛选了6个分类标签的输入特征,有效降低模型复杂度。通过遍历确定树的最优数量和深度,确保了分类的准确性。仿真结果表明,特征筛选减少测试时间16%~35%;相比广泛使用的支持向量机(SVM)算法,在特征数量相同条件下,GBDT测试时间缩短了31.88%~65.28%,相比极限学习机(ELM),误诊样本数量低于其千分之一。可见GBDT算法在涡轴发动机大样本故障评估中表现出更高的分类精度,验证了其在发动机气路健康评估上的有效性。

摘要：针对亚声速情况下飞机机动飞行过程中大攻角状态下进气道和发动机之间流量难以匹配而导致推进系统推力损失较大的问题,提出了一种进气道/发动机一体化多变量控制方法。基于进气道/发动机一体化模型推导出了带有辅助进气门的进气道/发动机共同工作方程,并分析了共同工作原理,选用进气道和发动机的共同工作点位置作为进气道反馈量,增广到状态量中以保证进气道和发动机流量匹配。为了抑制攻角等因素引起的推力瞬间损失,在控制回路中加入了进气道限制保护环节修正控制指令,基于H_(2)/H_(∞)算法设计了进气道/发动机多变量控制器。在发动机非线性部件级模型上开展了全数字仿真验证,仿真结果表明,与常规的进气道开环控制结构相比,所提出的进气道/发动机一体化多变量控制具有良好的动态性能,并且在攻角变化情况下推力损失更小。

摘要：针对变循环发动机包线范围大、自适应控制需求高的问题,在增广线性二次型调节器(ALQR)基础上,提出一种基于数据驱动的自适应ALQR(DA-ALQR)控制算法。构建了多变量系统自适应控制准则函数,以梯度下降法对控制器参数进行调整,借助基于数据驱动的动态线性化建模方法,递推进行输出对输入梯度的近似计算,实现了对ALQR控制参数的自适应调整。仿真结果表明,所设计的DA-ALQR控制器参数随发动机状态变化得到了有效调整,相较于ALQR控制算法,闭环系统动态性能得到了大幅度提升,推力在单外涵模式表现出较快的响应速度,在双外涵模式表现出更小的超调,转速同样表现出了超调减小和响应速度加快特性,验证了所提出方法的有效性。

摘要：为研究起动过程中激波运动对非对称喷管性能的影响,采用非定常数值模拟方法对基于最大推力理论设计的超燃冲压发动机喷管地面起动过程开展了研究。结果表明,喷管起动过程中由于进口气体与管内气体压比较大,主激波形成并向下游运动;为匹配主激波扫掠后的高压区和进口气流膨胀形成的低压区,形成一道左行的二次激波。起动过程可分成两个阶段:第一阶段是主激波与二次激波共同扫掠阶段,主激波在喷管进口产生并向下游运动,此阶段推力大幅上升;当主激波扫过上壁面末端时喷管升力大幅升高。第二阶段是二次激波扫掠阶段,左行的二次激波随主流向下游运动,推力小幅下降并趋于稳定,升力显著降低并趋于稳定。进一步研究了运动激波速度的变化,发现主激波速度持续减小,二次激波相对于主流的左行速度在喷管内和离开喷管后分别增大和减小。进一步地,对比了一维运动激波理论推导出的激波速度和数值模拟的激波速度,发现可以用一维运动激波理论预测起动时间,但需考虑喷管下壁面末端膨胀波的影响。

摘要：为了有效解决多传感器安装的困难和音轮转子不平衡问题,研究了一种基于新型音轮的涡桨发动机桨距-相角-转速一体化测量方法,提出带有多个常规齿和一组对称标志斜齿的新型音轮结构,经过信号处理模块把传感器波形调理成方波,分析方波边沿时刻就能获取螺旋桨的桨距、相角和转速。通过COMSOL数值仿真研究了不同音轮结构对电压波形及测量精度的影响,设计了涡桨发动机桨距-相角-转速一体化测量试验台。试验结果表明,在非极端齿位差角范围内,桨距和相角的误差曲线呈现很好的线性特性,经过线性补偿修正后,桨距、相角和转速测量精度可以分别控制在±0.7%,±0.05%和±0.027%,可以满足涡桨发动机控制精度需求。