基于改进ARMA模型的火箭发动机稳态工况过程实时故障诊断方法研究

针对大推力氢氧补燃循环发动机的主级工况,设计了基于ARMA模型的实时故障诊断算法,并改进了阈值求解方法以及故障判别准则,通过仿真验证,证明了改进算法的高效性及有效性,为建立大推力氢氧补燃循环发动机健康监控系统奠定了基础。首先,建立了大推力氢氧补燃循环发动机的故障模型,得到了典型故障的故障数据;接着,设计了改进的ARMA模型、阈值求解算法和故障判别准则;最后进行仿真分析,结果表明改进算法能够在毫秒的量级诊断出各典型故障,满足了发动机故障诊断系统设计的要求。     

大推力氢氧补燃循环发动机故障仿真

针对大推力氢氧补燃循环发动机,使用模块化故障仿真方法,对发动机多种典型故障进行了仿真研究,为建立液体火箭发动机健康监控系统奠定了基础。首先,介绍了大推力氢氧补燃循环发动机的系统组成结构以及工作过程;其次,利用Matlab/Simulink工具构建了发动机系统主要部件的模块库,并根据发动机结构和工作过程,建立了氢氧补燃循环发动机的整体仿真模型;最后,仿真分析了发动机的多种典型故障,并利用Matlab的GUI工具搭建了可视化界面,实现了操作和实现方式的人性化。     

基于遗传算法的大推力氢氧补燃发动机故障检测

通过优化故障检测的方法,可以提高大推力氢氧补燃发动机故障检测的精确性能。BP神经网络是基于梯度的方法确定权值与阈值,遗传算法是一种多点搜索的优化方式,具有良好的全局寻优能力,可以优化BP网络的不足。基于发动机试车过程中测得到的流量、温度、压力等信号,应用GA-BP神经络构建发动机工作过程的非线性辨识模型,对大推力氢氧补燃发动机可能的运行故障进行检测,由试车数据的仿真结果可知,该算法达到了较好的故障检测效果。     

固冲发动机补燃室压强控制技术研究

以固体冲压发动机为动力的导弹,其纵向通道控制系统设计中需要考虑固冲发动机的可控性、控制的经济性以及发动机的安全性,需要对固冲发动机开展充分的试验验证,通过补燃室压强控制试验验证发动机性能,为导弹总体控制创造条件;文章提出了一种基于补燃室压强闭环的控制策略,可以在固冲发动机地面直连试验中有效验证固冲发动机控制性能;建立了固冲发动机燃气发生器、补燃室数学模型,设计控制律并进行数学仿真;仿真结果表明,文章设计的补燃室压强闭环控制系统可实现补燃室压强控制,充分反应了固冲发动机控制性能,可根据研究结果开展导弹纵向通道控制系统设计,实现导弹总体对固冲发动机能量管理及进气道保护等方面的需求。     

基于模糊PID冲压发动机推力控制系统研究

作为航空飞行器的动力装置,冲压发动机以其高推比性能日益应用广泛,其控制系统的好坏直接影响着其工作性能。推力控制系统是冲压发动机控制系统的重要组成部分,良好的推力控制器使其在复杂环境和比较宽的马赫数下获得很好的鲁棒性。本文利用MATALB仿真软件的Simulink工具箱建立推力控制系统的仿真模型,采用模糊PID控制方法对冲压发动机推力回路进行控制,通过调节参数,设计出高性能的控制器。其后对设计出的模糊PID控制器进行动稳态性能、鲁棒性、抗干扰性以及跟踪性的测试,并将其控制结果与设计的传统PI控制以及鲁棒控制的结果进行对比分析。仿真结果表明,设计的模糊PID控制器在动稳态性能、鲁棒性、抗干扰性以及跟踪性能方面,都可以达到很好的性能。     

Internet拥塞控制系统校正控制器的一种新的设计方法

当前Internet拥塞控制系统中,作为闭环拥塞控制系统的校正控制器,采用了AQM(Active Queue Management)控制器技术;AQM控制器中通常采用RED(Random Early Detection)算法,但RED算法存在一系列缺点;文章在校正控制器的设计中,采用状态反馈控制算法,以提高Internet拥塞控制系统的控制性能。内容包括:被控制系统模型、状态反馈控制器设计及状态变量测量等问题;最后通过NS2平台上的仿真计算,验证了所提出方法在动态性能上优于RED算法。     

基于RESID方法的液体火箭发动机实时故障诊断算法设计及半实物仿真验证

针对氢氧发动机设计了实时故障诊断算法并通过半实物仿真平台对此进行了仿真分析,为建立液体火箭发动机健康管理系统奠定了坚实基础。首先,建立了氢氧发动机故障模型,通过此模型可以获得发动机的几种典型故障数据;其次,设计并构建了RESID模型,针对该模型的一些参数设置进行了分析;最后,基于RESID模型构建了实时故障诊断系统并进行了仿真分析,由仿真结果可见该算法成功的诊断出发动机的常见故障,并进行了报警,满足了发动机故障诊断系统的需要。     

航空发动机推力估计新方法

论文针对采用卡尔曼跟踪滤波方法进行航空发动机推力估计时,在非设计点存在稳态跟踪滤波误差的问题,提出了基于控制器跟踪滤波器的推力估计方法.在航空发动机的健康参数中选择一部分作为"被调"参数,对"被调"参数的蜕化进行估计,并修正机载发动机的实时模型,使模型输出与实际发动机可测参数的输出相一致,达到对推力等不可测性能参数进行准确估计的目的.与卡尔曼跟踪滤波估计方法相比,控制器跟踪滤波方法能利用控制器的积分特性,消除非设计点的稳态跟踪滤波误差,提高推力估计的精度.     

矢量推力机电作动控制系统优化方法研究

随着导弹、火箭等特殊飞行器的机动性需求日益提高,矢量推力控制技术变得十分重要。但矢量推力机电作动系统是高阶、大惯量对象,因此其控制器参数的整定较为困难,且整定效果往往不够理想。针对上述问题,考虑到粒子群优化(PSO)算法全局寻优能力强、算法简单、易于实现等特点,采用PSO算法来优化控制器参数(控制增益)。对典型的飞行器矢量推力机电作动系统进行了研究,并建立了其数学模型。将控制增益整定等效为优化问题,采用PSO算法优化控制器参数。对优化后的矢量推力机电作动控制系统进行仿真,结果表明,该闭环系统单位阶跃响应的调节时间小于1 s、超调量为0.505%,同时喷管转动可以快速且准确地跟踪位置指令信号。仿真结果表明,优化后的控制器对该作动系统的控制效果良好,也验证了应用PSO算法解决控制优化问题的可行性。     

基于H_∞理论的LPG发动机空燃比控制系统研究与开发

针对燃气发动机实际运行工况,采用开环与闭环相结合的控制策略,建立燃气发动机空燃比系统模型,研究H∞混合灵敏度空燃比闭环控制系统的设计方法,开发了基于嵌入式操作系统的电控单元软件与硬件,将发动机的空燃比精确控制在理论值,在NJG415P发动机上进行台架试验,试验结果表明,燃油消耗率满足要求,控制系统工作稳定可靠,当发动机工作环境变化和长期使用情况下,仍能够保证空燃比控制系统具有良好的性能。     

基于ARMA模型的液体火箭发动机实时故障诊断方法研究

针对重复使用的液体火箭发动机设计了实时故障诊断系统并通过硬件在回路仿真平台对此进行了仿真分析,为建立重复使用液体火箭发动机健康管理系统奠定了坚实基础。首先,建立了液氧甲烷发动机故障模型,通过此模型可以获得发动机的几种典型故障数据;其次,设计并构建了ARMA模型,针对该模型的一些参数设置进行了分析;最后,基于ARMA模型构建了实时故障诊断系统并进行了仿真分析,由仿真结果可见该算法成功的诊断出发动机的常见故障,并进行了报警,满足了发动机故障诊断系统的需要。     

空间发动机启动过程的仿真

以液氧/煤油空间推进系统为研究对象,对该系统的动态特性进行了分析和研究,建立了整个推进系统的动态过程的数学模型,并采用Matlab软件中的simulink工具仿真了液氧/煤油发动机动态过程中各参数的变化情况,并对仿真结果进行了具体的分析.虽然采用的是集中参数法,但同时考虑了液体的惯性、粘性和压缩性,所以本文建立的常微分方程组能在一定程度上反映发动机工作过程的分布特性.     

涡桨发动机一体化建模与控制系统动态仿真

以某型单转子涡桨发动机为研究对象,分别建立发动机、螺旋桨和执行机构的数学模型。在此基础上,研究带有前馈环节的比例-积分-微分（PID）控制器,形成包含发动机、螺旋桨、控制系统和执行机构在内的涡桨发动机一体化数学模型。开发涡桨发动机离线仿真平台,对发动机的动态特性进行图形化仿真。仿真结果验证表明：所建立的涡桨发动机一体化数学模型满足设计要求,反映了各子系统之间的复杂集成和耦合关系,利用系统模型仿真进行控制系统的组合优化能够有效提高系统性能。     

利用粗糙集理论检测和诊断液体火箭发动机故障

在分析液体火箭发动机故障和粗糙集理论特点的基础上，将粗糙集理论应用于液体火箭发动机热试车数据挖掘中。对某发动机的4组热试车数据进行了分析，将原来的24个属性约简为2个，将原来的213个记录约简为5个和4个，得到了影响液体火箭发动机的所有可能的关键的、决定性的故障检测和诊断因素组合，实现了故障的检测和诊断。     

Dynamic control of a SI engine with variable intake valve timing

Engines equipped with a means to actuate air flow at the intake valve can achieve superior fuel economy performance in steady state. This paper shows how modern nonlinear design techniques can be used to control such an engine over a wide range of dynamic conditions. The problem is challenging due to the nonlinearities and delays inherent in the engine model, and the constraint on the air flow actuator. The controller is designed on the basis of a mean‐value model, which is derived from a detailed intake stroke model. The control solution has two novel features. Firstly, a recovery scheme for integrator wind‐up due to input constraints is directly integrated into the nonlinear control design. The second novel feature is that the control Lyapunov function methodology is applied to a discrete‐time model. The performance of the controller is evaluated and compared with a conventionally controlled engine through simulation on the detailed engine model. Copyright © 2003 John Wiley & Sons, Ltd.     

基于DSP的固体火箭发动机试验台数字控制器的研究

此文首先介绍了固体火箭发动机试验系统数字控制器的组成和工作原理,在工作原理的基础上,建立了电磁轴承转子的单自由度数学模型,并完成了基于TMS320F2812处理器的控制系统的硬件方案设计与实现。在硬件实现的基础上,完成了数字控制器的软件设计,包括PID控制算法、与PC机通讯、A/D,D/A等。最后给出了数字控制器硬件、软件调试方法。     

基于快速原型化的小型涡喷发动机起动过程控制

为快速验证小型涡喷发动机起动过程控制规律,基于快速原型化技术搭建了半物理试验平台。设计了快速原型试验系统整体架构,对控制系统的软硬件设计和智能节点的工作原理进行了说明,使用Speedgoat Mobile实时目标机作为电子控制器,以STM32为核心设计智能节点,选用Modbus协议对信号进行编码,实现电子控制器和智能节点之间的数据通信。针对小型涡喷发动机的起动过程设计了一种控制规律,利用自动代码生成技术生成电子控制器可执行程序,部署到实时目标机中,完成了起动过程控制规律的试验验证。仿真结果表明,电子控制器和智能节点通信正常,工作可靠稳定,起动过程平稳迅速、不熄火、不超温、不超转,提出的快速原型化控制技术能够有效地缩短开发周期,具有良好的工程实用价值。     

凝胶推进剂火箭发动机工作过程仿真研究

基于系统分解方式,建立凝胶推进剂火箭发动机工作过程的数学模型,并采用液流试验数据对其进行修正.由于同时考虑液体的惯性、粘性和压缩性,所以本文建立的常微分方程组能反映管道中推进剂流动的分布特性.通过对发动机工作过程仿真分析,为发动机型号研制提供参照和依据.