基于高速慢车的航空发动机快速响应控制

针对传统航空发动机响应速度慢,难以在紧急事件中用于控制受损飞机完成起降过程的问题,采用高速慢车控制模式来提升发动机加速性能,通过增加发动机在慢车时高压压气机转速,为加速前期提供更大的燃油流量,从而缩短发动机从慢车至最大状态的加速时间。为保证慢车时高压转子转速提高的同时发动机推力和稳定裕度不变,通过修改高压压气机可调导叶控制计划来调整高压转子工作点。仿真结果显示,与原有控制相比,采用高速慢车快速响应控制模式的发动机加速上升时间从原来的2.00s缩短至1.86s,而高压压气机最小喘振裕度仅由16.01%下降至14.81%,同时慢车推力基本保持不变。     

线性拟合法建立航空发动机状态变量模型

针对非线性拟合法建立航空发动机状态变量模型过程中的初值问题,提出了一种能够避免该问题的线性拟合法,即在离散域情况下,利用已知的状态序列来构建系统矩阵与模型响应之间呈线性关系的目标函数,从而使非线性最小二乘问题转化为线性最小二乘问题.应用该方法建立某型涡扇发动机的小偏差状态变量模型,并与非线性拟合法进行了对比研究,结果表...     

航空发动机故障诊断系统性能评价与仿真验证

航空发动机故障诊断系统对提高发动机安全性和可靠性具有重要的意义,其性能评价指标包括故障检测率、故障定位率、虚警率等.为此,基于混合卡尔曼滤波器组诊断原理,针对民用航空发动机常见的四种故障搭建了发动机故障诊断系统.采用蒙特卡罗仿真方法,对故障诊断系统在发动机健康和性能退化两种情形下的性能评价指标进行了仿真验证.仿真结果表明,两种情形下诊断系统均满足发动机故障检测率98％以上、故障定位率90％以上、虚警率不大于1％的工程应用需求.     

航空发动机寿命延长控制综述

传统航空发动机控制系统设计,只关注发动机性能,而寿命延长控制(Life Extending Control,LEC)将发动机寿命纳入到发动机控制系统设计要求中,以期在控制系统中解决寿命问题.在总结国外相关文献的基础上,简要回顾了航空发动机寿命延长控制的研究背景和价值;详细阐述了发动机寿命延长控制实现策略及其关键技术;并对航空发动机寿命延长控制结构进行介绍,提出多级延寿控制系统结构以解决控制器冲突问题;结合国内状况,针对发动机寿命延长控制技术给出一些建议.     

航空发动机全寿命期自适应寿命延长控制

为了避免由于航空发动机部件性能退化,导致单一寿命延长控制器为延长部件寿命,过分限制发动机基本性能,进而使得发动机不能满足正常使用需求,在分析发动机性能退化对其基本性能及部件寿命影响的基础上,根据不同性能退化水平设计软中硬三级寿命延长控制策略,并利用双层控制系统结构来协调多个控制器间的切换。仿真结果显示,自适应寿命延长控制系统可以准确地评估发动机部件性能退化情况,并选择合适的寿命延长控制策略,从而在保证发动机全寿命期内基本性能的基础上,延长部件寿命。     

基于非线性模型预测控制方法的航空发动机约束管理

针对目前航空发动机控制系统普遍采用Min-Max选择逻辑处理输出量约束的方法具有一定保守性的问题,设计了非线性模型预测控制器,提出在非线性序列二次规划(SQP)算法中加入罚函数实现航空发动机输出量约束管理.仿真结果表明:无论是否触及输出量约束限,非线性模型预测控制器都比Min-Max控制逻辑动态响应更快,在达到限制线时更加明显,此时调节时间从1.16s下降到0.82s,且几乎没有超调量.      

不确定运行环境下航空发动机部件寿命计算

针对传统航空发动机部件寿命计算方法没有考虑发动机实际运行环境的问题,提出1种基于传感器数据的部件寿命计算方法。首先构建含有涡轮叶片热机械疲劳寿命模型的仿真系统,利用Monte Carlo仿真来获取不同运行环境下叶片寿命数据,采用威布尔分布计算叶片失效概率,得到叶片等效使用寿命。结果表明:运行环境对发动机部件寿命及失效概率有重要影响,而基于传感器或机载模型数据的部件计算方法可以有效避免传统计算方法的缺陷,将发动机实际运行环境纳入到寿命计算中,为寿命延长控制、寿命管理等相关研究提供精确的部件寿命。     

航空发动机应急控制研究综述

传统航空发动机控制器设计旨在满足整个服役期间正常使用,但在诸如飞机结构损伤、机场跑道损毁等紧急事件中,则期望发动机可以为飞机提供额外的性能,以增强飞机的可控性,提升机载人员生存能力。介绍了国内外航空发动机应急控制研究现状;根据飞机需求,分析增推力控制和快速响应控制2种应急控制模式及其实现方法,并对发动机运行风险及风险评估管理结构进行阐述;结合国内实际情况,建议开展飞/推综合仿真系统、精确机载模型、应急控制模式等方向的研究,以推动应急控制的实现。     

基于MPC的民用涡扇发动机主动容错控制研究

在民用涡扇发动机模型预测控制器设计的基础上,提出一种隐性判断故障并调整控制律的主动容错控制方案。首先建立正常模式及各种已知故障模式的动态模型库,然后在每个采样周期判断当前发动机状态与动态模型库中各模型的匹配度,选择最佳匹配的预测模型,以其预测控制算法作为该时刻的子控制器,且保证各子控制器间能够平滑切换。最后以两种事先考虑的部件级故障,及某种未知故障的情况为例,进行了主动容错控制仿真,结果表明监控决策机制能够在0.5s内判断故障并给出切换指令,切换逻辑能保证不同子控制器间的平滑过渡,验证了该方法的有效性。     

某涡扇发动机智能应急控制系统

以某型涡扇发动机为例,介绍应急航空发动机控制,并根据不同的紧急事件,给出两种应急控制模式:增推力控制和快速反应控制.仿真结果显示:释放限制后,增推力控制可以为发动机额外提供16.6%的推力,但同时涡轮前温度上升10.8%;而在标准循环下,快速反应控制将低压转子上升时间从原来的2s缩短至1.675s,响应速度明显加快,与此同时,压气机稳定裕度下降6.05%,高压涡轮导向叶片热机械寿命下降5.16%.