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高空台飞行环境模拟腔μ综合控制设计

航空动力学报 2017年第12期32卷 3039-3048页

作者：朱美印张松但志宏裴希同王信王曦北京航空航天大学能源与动力工程学院北京100191 先进航空发动机协同创新中心北京100191 中国航空发动机集团有限公司四川燃气涡轮研究院四川绵阳621000

针对航空发动机在高空台(AGTF)试验中高空飞行环境模拟腔(FESV)控制问题以及建模过程中产生的未建模动态不确定性问题,提出了一种μ综合控制结构方案,同时对于截止频率相差近几百倍的温度回路和压力回路的大差异特性,提出了采用同一加... 详细信息

针对航空发动机在高空台(AGTF)试验中高空飞行环境模拟腔(FESV)控制问题以及建模过程中产生的未建模动态不确定性问题,提出了一种μ综合控制结构方案,同时对于截止频率相差近几百倍的温度回路和压力回路的大差异特性,提出了采用同一加权灵敏度函数的处理方法,获得了模拟腔控制的期望效果;采用D-K迭代算法设计了μ综合控制器,为解决因系统矩阵不满秩带来的温度、压力同时控制的问题提供了一种设计方法和思路,不同的飞行轨迹仿真验证结果表明:μ综合控制器对于飞行环境模拟腔温度和压力的控制效果一致性良好,动态误差不大于0.9%,稳态误差不大于0.5%,因此设计的μ综合控制系统具有伺服跟踪性能和鲁棒性能。

关键词：高空台飞行进气条件模拟腔控制 μ综合设计 D-K迭代算法

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高空台进排气模拟仿真系统设计与应用

航空动力学报 2022年第10期37卷 2074-2089页

作者：裴希同张楼悦王曦刘佳帅钱秋朦朱美印北京航空航天大学能源与动力工程学院北京100191 先进航空发动机协同创新中心北京100191 中国航发四川燃气涡轮研究院高空模拟技术重点实验室四川绵阳621000 北京航空航天大学杭州创新研究院(余杭) 杭州310000

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... 详细信息

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。

关键词：高空台特性建模仿真系统飞行环境模拟控制方法

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高空台多任务模拟指定时间抗扰控制

推进技术 2024年第9期45卷 241-251页

作者：李金柏伦岳斌王宏伦钱秋朦张松但志宏北京航空航天大学自动化科学与电气工程学院北京100191 北京航空航天大学沈元学院北京100191 中国航发四川燃气涡轮研究院高空模拟技术重点实验室四川绵阳621000

针对高空台多任务模拟试验对飞行环境模拟控制系统所提出的高品质、高精度、强抗扰的迫切需求,设计了一种基于障碍李雅普诺夫函数的高空台进气环境模拟指定时间抗扰控制方法。建立了包含进气系统管道容腔和调节阀执行机构的高空台受控... 详细信息

针对高空台多任务模拟试验对飞行环境模拟控制系统所提出的高品质、高精度、强抗扰的迫切需求,设计了一种基于障碍李雅普诺夫函数的高空台进气环境模拟指定时间抗扰控制方法。建立了包含进气系统管道容腔和调节阀执行机构的高空台受控对象模型,并在此基础上进行了仿射形式推导和解耦设计。针对高空台强非线性、强扰动的特性,设计了以指定时间收敛的抗扰控制方法;同时为了抑制推力瞬变过程中系统状态剧烈变化,引入了障碍李雅普诺夫函数对压强和温度误差分别进行限制。在高空台多任务模拟试验控制仿真中,该方法可使压强和温度的绝对积分误差比线性自抗扰控制方法小89.5%和88.9%,在剧烈受扰后调节时间短10.4%和9.0%,而且相比于常规的指定时间方法能够满足所设定的状态误差约束。结果表明,基于障碍李雅普诺夫函数的指定时间抗扰控制方法能够进一步提升多任务模拟试验中的控制精度、调节速度以及抗扰能力。

关键词：高空台进气环境模拟多任务模拟试验指定时间抗扰控制障碍李雅普诺夫函数状态误差约束

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高空台飞行环境模拟系统数字建模与仿真研究

推进技术 2019年第5期40卷 1144-1152页

作者：裴希同张松但志宏朱美印钱秋朦王曦中国航发四川燃气涡轮研究院四川绵阳621703 中国航发四川燃气涡轮研究院高空模拟技术重点试验室四川绵阳621703 北京航空航天大学能源与动力工程学院北京100083

为了分析新建高空台飞行环境模拟系统试验设备动态控制特性,研究各子系统关联耦合性,开展了系统建模和仿真研究。采用相似理论和部件级建模方法针对进排气关键调节阀、液压伺服系统和管道容腔等进行了数学建模研究,建立了相应设备特性模... 详细信息

为了分析新建高空台飞行环境模拟系统试验设备动态控制特性,研究各子系统关联耦合性,开展了系统建模和仿真研究。采用相似理论和部件级建模方法针对进排气关键调节阀、液压伺服系统和管道容腔等进行了数学建模研究,建立了相应设备特性模型,设计了双闭环进排气压力自动控制结构。在对实际控制系统功能性分解基础上,构建了飞行环境模拟系统数字仿真平台,并在数字仿真平台上进行了压力动态控制仿真。仿真结果表明各子系统压力动态建立过程与真实高空模拟试验过程趋势一致,能够反映真实系统的压力动态过程,证明了系统数学模型的合理性。利用仿真方法模拟了发动机流量变化对各控制子系统的影响,稳压腔压力最大偏差为4.5kPa,发动机进气压力最大偏差为3.4kPa,排气压力最大偏差为1.5kPa,验证了飞行环境模拟系统控制性能。

关键词：高空台高空模拟试验数字建模仿真控制

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涡扇发动机高空台惯性起动的试验

航空动力学报 2013年第4期28卷 730-735页

作者：马前容郭昕吴虎西北工业大学动力与能源学院西安710072 中国航空工业集团公司中国燃气涡轮研究院航空发动机高空模拟重点实验室四川江油621703

某型大流量涡扇发动机在高空台完成了飞行高度为5,8,10km的惯性起动.高空台试验结果表明:惯性起动过程中模拟的进气和排气压力存在着较明显的波动,偏离真实工况;利用不同的计算方法分析惯性起动数据,得到的飞行表速相差25～70km/h.以试... 详细信息

某型大流量涡扇发动机在高空台完成了飞行高度为5,8,10km的惯性起动.高空台试验结果表明:惯性起动过程中模拟的进气和排气压力存在着较明显的波动,偏离真实工况;利用不同的计算方法分析惯性起动数据,得到的飞行表速相差25～70km/h.以试验分析结果为基础,推荐了一种高空台惯性起动试验性能的评估方法,即成功起动以推杆时刻为起点3s内的平均值作为试验模拟飞行状态,起动失败以转速反转为起点到转速再次下降之间的平均值作为试验模拟飞行状态.

关键词：涡扇发动机高空台惯性起动进排气压力评估方法

涡轴发动机高空台模拟偏差影响的性能修正方法

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航空动力学报 2013年第9期28卷 1997-2002页

作者：马前容吴虎刘涛周文祥西北工业大学动力与能源学院西安710072 中国航空工业集团公司中国燃气涡轮研究院航空发动机高空模拟重点实验室四川江油621703 南京航空航天大学能源与动力学院南京210016

针对涡轴发动机高空台试验因模拟偏差带来的性能差异问题,通过某涡轴发动机数值仿真计算和试验研究,提出了用相似换算和小偏差分析相结合的试验性能修正方法.研究结果表明:发动机输出功率和耗油率的差异从只采用相似换算时的3.0%左右下... 详细信息

针对涡轴发动机高空台试验因模拟偏差带来的性能差异问题,通过某涡轴发动机数值仿真计算和试验研究,提出了用相似换算和小偏差分析相结合的试验性能修正方法.研究结果表明:发动机输出功率和耗油率的差异从只采用相似换算时的3.0%左右下降到1.0%左右,模拟偏差对性能的影响采用此修正方法是合理可行的.

关键词：涡轴发动机高空台模拟偏差小偏差分析性能修正方法

高空台流量管新型篦齿密封特性分析及结构优化设计

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推进技术 2024年第11期45卷 204-214页

作者：艾延廷张文亮田金虎侯鑫正张兴源孙丹沈阳航空航天大学辽宁省航空推进系统先进测试技术重点实验室辽宁沈阳110136 中国航发四川燃气涡轮研究院高空模拟技术国防重点实验室四川绵阳621000

针对高空台流量管与导流盆连接结构减小气体泄漏、避免出现反向进气压力过大导致结冰的设计要求,开展不同内径流量管新型篦齿密封特性及结构参数优化研究。建立了高空台新型流量管篦齿密封结构有限元模型,并开展了新型流量管篦齿密封结... 详细信息

针对高空台流量管与导流盆连接结构减小气体泄漏、避免出现反向进气压力过大导致结冰的设计要求,开展不同内径流量管新型篦齿密封特性及结构参数优化研究。建立了高空台新型流量管篦齿密封结构有限元模型,并开展了新型流量管篦齿密封结构泄漏特性实验研究。基于数值模拟与试验,研究了流量管内径对密封性能的影响规律。根据Box-Behnken响应面设计法,选取不同流量管内径下的密封间隙、控制口数量以及孔型出口数量为优化参数,进行新型篦齿密封结构参数优化设计研究。结果表明:仿真泄漏量与试验值相比最大误差不超过7%,证明了本文仿真模型的有效性;当结构内径由1 m增大到3 m,密封泄漏量由0.021 kg/s逐渐增加到0.162 kg/s,增幅高达671.4%;内径1 m,2 m和3 m篦齿密封结构经优化后,最大流速分别减小了16.1%,14.3%和9.7%,泄漏量分别降低50.74%,98.50%和97.52%。本文研究为高空台新型流量管篦齿密封结构优化设计提供了有效方法,也为流量管尺寸规范化设计提供了技术支撑。

关键词：高空台篦齿封严有限元分析泄漏特性优化设计

高空台进气环境模拟系统固定时间自抗扰复合解耦控制

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推进技术 2024年

作者：徐周浙张和洪翟超钱秋朦吴林峰福州大学计算机与大数据学院中国地质大学自动化学院中国航发四川燃气涡轮研究院北京航空航天大学自动化科学与电气工程学院

针对高空台进气环境模拟系统(IESS)存在压力与温度双变量强耦合及发动机快速过渡态试验带来的强总和扰动问题，设计一种新型固定时间滑模控制器(FxTSMC)并结合固定时间扩张状态观测器(FxTESO)，提出一种固定时间自抗扰复合解耦控制(FxT-... 详细信息

针对高空台进气环境模拟系统(IESS)存在压力与温度双变量强耦合及发动机快速过渡态试验带来的强总和扰动问题，设计一种新型固定时间滑模控制器(FxTSMC)并结合固定时间扩张状态观测器(FxTESO)，提出一种固定时间自抗扰复合解耦控制(FxT-ADRCDC)方法。具体地，采用静态解耦方法将IESS解耦为两个单输入、单输出系统，实现IESS温度和压力的独立控制。在总扰动估计与抑制方面，利用固定时间扩张状态观测器快速准确估计系统状态与包含系统动态耦合在内的总扰动，并提出一种能够避免奇异问题且快速收敛的新型FxTSMC，将总扰动补偿到FxTSMC中，得到FxT-ADRCDC方法。设计Lyapunov函数证明了闭环控制系统的固定时间稳定性，得到不依赖于初始条件的稳定时间上限。搭建高置信度IESS仿真平台开展发动机过渡态飞行任务试验，对比了本文所提出方法与线性自抗扰解耦控制(LADRDC)方法。结果显示，FxT-ADRCDC方法控制下的进气压力、温度的绝对积分误差比LADRDC方法平均减少约70.3%和70.7%，且阀门摆动量符合实际工程要求，有效实现了进气压力、温度的高品质解耦控制，为提升IESS的快速、精确的动态模拟能力提供有力的技术支撑。

关键词：高空台滑模控制器自抗扰复合解耦控制固定时间快速过渡态试验进气环境模拟系统线性自抗扰解耦控制

高空台流量管新型篦齿密封结构性能分析与设计研究

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航空动力学报 2024年

作者：张兴源艾延廷田金虎张文亮姚玉东孙丹沈阳航空航天大学辽宁省航空推进系统先进测试技术重点实验室中国航发四川燃气涡轮研究院高空模拟技术国防重点实验室西北工业大学动力与能源学院

基于热流固耦合方法，建立了高空台新型流量管篦齿密封结构模型，开展密封特性仿真与试验研究；然后，揭示密封结构前后端设计间隙对篦齿密封性能和碰磨的影响规律，使用响应面法对密封结构间隙进行优化设计；最后，对比分析优化前后的... 详细信息

基于热流固耦合方法，建立了高空台新型流量管篦齿密封结构模型，开展密封特性仿真与试验研究；然后，揭示密封结构前后端设计间隙对篦齿密封性能和碰磨的影响规律，使用响应面法对密封结构间隙进行优化设计；最后，对比分析优化前后的结构性能。研究表明：泄漏量仿真结果与实验结果误差不超过9.2%；以剩余间隙不超过0.1mm为优化条件，得到前端设计间隙为1.9mm，密封设计间隙为0.75mm，后端设计间隙为2.1mm。优化后篦齿密封结构泄漏量为0.00456kg/s，与优化前相比封严性能提高82.6%，优化后篦齿最大流速、结构最大温度和结构最大变形分别降低了18%，2.1%，3.6%。本研究可以为高空模拟试验台篦齿密封结构设计、安装调试和安全使用提供技术支撑。

关键词：高空台篦齿封严热流固耦合泄漏特性碰磨失效