微型涡喷发动机推力测量的新方法与验证

设计了一种适用于微型涡喷发动机推力测量的摆架式测力装置,通过台架试车试验测量了发动机推力、转速等工作性能参数,以及发动机尾喷管进口总温、总压等热力状态参数,再利用一维气动理论和试车数据计算得出理论推力。结果显示实测推力与理论推力基本吻合,验证了推力测量方法的合理性。在此基础上进一步分析了发动机的单位推力、推重比、单位迎面推力等指标,研究表明该发动机高速性能优于低速性能,满负荷工况下发动机推重比为7.4,并且在结构紧凑性方面具有优化设计空间。     

飞机推进系统关键技术－推力矢量技术

首先对飞机推力矢量技术的研究发展概况作了简要介绍 ;然后以第四代战斗机 F- 2 2 /F-1 1 9和三代半战斗机 СУ- 37/АЛ- 37ФЮ 为例 ,说明了推力矢量技术全面满足了第四代战斗机的战技要求 ,第三代战斗机采用了推力矢量技术后已发展为三代半战斗机 ,从而充分论证了推力矢量技术促进了先进战斗机的发展 ;最后指出了推力矢量技术研究发展的有关项目 ,并对我国研究发展该项技术提出了建议     

推力矢量发动机燃气舵系统的设计与分析

本文对推力矢量发动机燃气舵进行总体设计,构建燃气舵控制系统的仿真模型,为实用的推力矢量控制装置提供了有价值的参考。首先在大量试验的基础上,对推力矢量燃气舵进行初步设计,通过对燃气舵系统的受力分析,找出弹体和燃气舵之间的相互作用关系,推出了弹体和燃气舵片之间力的转换关系,燃气舵片偏角和舵机转角之间的转换关系,进而推导出燃气舵系统的铰链力矩;其次,对燃气舵系统进行力矩分析和力学转换,确定舵机系统受到的负载,结果表明,所设计的燃气舵曲柄滑杆传动机构能够有效减小铰链力矩对舵机系统的负载;最后,构建燃气舵系统数学模型,利用MATLAB对其进行仿真并取得了较好的效果,最终实现燃气舵系统的PID精确控制,为燃气舵系统的设计和控制研究提供了依据。     

固体火箭发动机推力测试系统

为判断固体火箭发动机性能能否满足产品图和技术条件的要求,给出安全储存可靠评价,开发研制了固体火箭发动机推力测试系统。利用该系统对50-310mm口径火箭发动机的工作时间和推力进行测试,数据采集系统采用GJB770A--97的发动机静止试验法。经过实装测试,试验台发动机装配点火数据采集处理及时有效,测试结果的推力时间曲数据准确,一致性好。能够满足目前固体火箭发动机推力检测的需要。     

自调匀整中的最小方差控制研究

在自调匀整方案中,应用以方差最小为性能指标的新的控制方案,对改善匀整效果具有现实意义。本文以此为目的,在已得到对象数学模型的基础上,推导了广义最小方差控制律,求得控制算式,研制了用微机实现控制的硬件和软件系统。现场试验表明:整定得好的新控制方案较之原有PI控制,输出棉条线密度方差确有明显战小。     

基于微型涡喷发动机的轴对称矢量喷管特性

以微型涡喷发动机为平台进行了收敛型轴对称矢量喷管的数值特性模拟和实验验证。以雷诺时均方程为控制方程,采用SSTk-ω模型研究了在微型涡喷发动机设计状态下轴对称矢量喷管不同几何偏转角下的俯仰推力矢量角特性、推力特性等,并基于该型微型涡喷发动机推力矢量特性实验对仿真模拟结果进行验证和补充。数值模拟和实验的结果表明,喷管出口几何偏转角在0°到20°之间,发动机推力损失较少,且俯仰推力、俯仰推力矢量角与几何偏角具有良好的线性关系。     

关于国民收入随机模型的广义最小方差控制

基于Astrom随机动态模型，讨论了非最小相位经济系统的控制问题。应用广义最小方差控制方法设计出自发投资的调控策略，通过实例表明，国民收入在控制策略作用下波动幅度最小，这是促进经济增长良性循环的重要前提。     

带偏差MIMO系统跟踪最小方差控制

本文对一类带偏差的MIMO系统所提出的性能指标,设计了相应的最小方差控制器,并讨论了将它们应用于宏观经济系统控制的可能性。     

航空发动机模糊自适应广义预测解耦控制

为克服航空发动机控制回路间的耦合作用,针对具有不确定大时延的航空发动机分布式控制系统,提出了一类模糊自适应广义预测解耦控制算法.利用发动机非线性模型的输入输出数据对模糊自适应推理网络进行离线训练,网络的前提参数训练后固定,后件参数则可在线调整以使网络能更好地逼近实际系统.将模糊自适应推理网络作为广义预测控制器的预测模型,可以省去常规广义预测控制器的反馈校正机构.仿真表明:当参考轨迹为阶跃信号、斜坡信号时,所设计的控制器均具有良好的动态跟踪特性和解耦特性,当时延发生变化时,系统输出仍然能稳定地跟踪参考轨迹,说明该控制器对时延不敏感,鲁棒性强.     

最小方差预测模型和预测控制预测模型的分析研究

比较研究了最小方差预测模型和广义预测控制预测模型。分析了两种预测模型的本质区别。指出了包含未来控制输入的多步预测模型是预测控制优良性能的一个重要基础。用MAT-LAB语言仿真了基于上述两种预测模型的最小方差控制算法和广义预测控制算法。     

航空发动机燃油泵自动测试系统的设计

本文介绍了一种航空发动机燃油泵自动测试系统的设计。针对系统功能特点阐述了系统硬件搭建和软件的设计思想，讨论了设计中应用的主要技术手段．     

基于最小方差控制的列车横向半主动悬挂控制系统设计

为了改善列车在高速运行状态下的平稳性以及提高乘坐舒适度,采用最小方差控制算法对半主动悬挂控制系统进行仿真分析,并给出基于最小方差控制的高速列车半主动悬挂控制系统的设计方案,利用Matlab-Simulink搭建仿真平台。仿真结果表明:该算法与传统被动悬挂方式相比,横向减振效果得到明显改善。     

推力矢量控制在掠飞击顶弹道中的方案分析与优化

基于反坦克导弹总体设计方案,在导弹头部加入推力矢量控制装置,以实现导弹在弹道末端折转击顶.建立了推力矢量控制阵列模型,分析了推力矢量控制与飞行参数之间的关系,并基于离散二次规划法对推力矢量控制方案进行了优化. 结果表明,优化后的TVC方案避免了弹体抬头的现象发生,提高了导弹击顶时的落角,可降低对战斗部的指标要求.     

模型参考模糊自适应控制的推力矢量电液位置伺服系统

研究推力矢量电液位置伺服系统的模型参考模糊自适应控制.这类系统存在着参数变化和加性扰动,为解决这一类非线性的控制问题,引入模型参考模糊自适应机构,构成模型参考模糊自适应控制(MRFAC).与传统的PID相比,该方法提高了推力矢量电液位置伺服系统阻尼比,改善了系统的动态性能,并且可以有效抑制参数变化及外力扰动,具有很强的鲁棒性.     

一类双线性系统的最小方差控制及其应用

对一类双线性系统，建立了具有广义性能指标的最小方差控制算法和参数未知时的自适应控制算法，该算法能用于最小相位和非最小相位的双线性系统。仿真实验表明该算法具有良好的动态响应性能，且能用于废水处理中的溶氧过程控制。     

脉冲爆震发动机非接触推力测试 理论与实验研究

对非接触推力的产生原理进行了理论分析,并利用CFD软件,对影响该测量方法精度的发动机气动因素进行了数值分析。结果显示非接触方法在尾喷管出口气流为低压、高温、高流量且承接板安装较近的情况下,测量损失较小。通过火箭式爆震发动机推力测量实验,研究了爆震发动机频率以及承接板安装位置对非接触式推力测量结果的影响。实验结果表明,承接板上的测量推力会随承接板到发动机尾喷口距离的增加而减小,高频情况下的相对误差比低频情况下小,实验结果与数值模拟一致。     

基于虚拟现实技术的航空发动机机务训练系统

基于虚拟现实技术,结合发动机的操作逻辑和数学模型,创建了具有强真实感和沉浸感的航空发动机试车环境,可进行发动机的机务训练,为熟练机务操作与检查、故障排除等提供了一个极其便利的平台。     

基于矢量控制的交流伺服进给系统建模

为了提高数控进给系统的伺服精度,提出用矢量控制的方法控制伺服电机,建立交流伺服系统数学模型.研究结果表明,矢量控制法使电机机械特性线性度明显提高且起动力矩增大,使交流电机达到直流电机的控制效果;交流伺服系统数学模型的建立,完成了伺服系统的动、静态性能分析的前期工作,在数学建模中引入PID调节概念,使提高进给系统各性能指标的参数调整原则可以按PID调节理论进行.     

航空发动机故障模拟实验系统的设计与实现

设计了基于性能模型的航空发动机故障模拟实验系统,利用真实发动机和主控计算机构建了系统硬件平台,实现典型发动机性能故障准确形象模拟。以典型故障为例说明故障模拟和排除流程,表明该系统用于学员的教学训练可有效地提高发动机排故能力。     

航空发动机测温系统动态特性改善方法研究

温度是航空发动机运行过程中一个重要的状态参数,需准确、快速地测量。但当前航空发动机温度测量存在较大的滞后问题,致使执行机构动作不及时,导致故障的发生。为解决温度测量中的滞后问题,在分析了温度传感器数学模型的基础上,设计了合适的传感器校正方案;并进行了温度传感器校正系统的仿真。仿真计算结果表明,所采用的校正方案可明显改善温度测量系统的动态响应特性,准确、快速地跟踪被测温度。所提出的温度传感器校正算法具有适应性良好、抗干扰能力强等突出优点,为解决航空发动机温度测量问题提供重要参考。