航空發(fā)動機(jī)高穩(wěn)定性控制及其在加速控制中的應(yīng)用.pdf

1、傳統(tǒng)的防喘控制屬于被動控制方法,利用保守的喘振裕度保證了航空發(fā)動機(jī)安全工作的同時(shí),也極大地犧牲了發(fā)動機(jī)的性能。然而,先進(jìn)飛行器卻對推進(jìn)系統(tǒng)提出更高負(fù)荷、更高效率、更高推重比的要求,高穩(wěn)定性控制成為先進(jìn)航空發(fā)動機(jī)的必備技術(shù)之一。因此,本文在總結(jié)了國內(nèi)外在該領(lǐng)域研究進(jìn)展的基礎(chǔ)上,圍繞壓氣機(jī)失穩(wěn)模型、壓氣機(jī)喘振主動控制、壓氣機(jī)失穩(wěn)預(yù)測等高穩(wěn)定性控制關(guān)鍵技術(shù)開展研究,并研究了高穩(wěn)定性控制在渦扇發(fā)動機(jī)加速優(yōu)化中的應(yīng)用。
　　推導(dǎo)了一個(gè)MG模

2、型形式的軸流式壓氣機(jī)變轉(zhuǎn)速過失速瞬態(tài)模型。新模型考慮了壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子動態(tài)和旋轉(zhuǎn)失速高階分量對壓縮系統(tǒng)穩(wěn)定性的影響。仿真結(jié)果表明,壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速的變化相當(dāng)于系統(tǒng)內(nèi)容擾動,有可能使系統(tǒng)進(jìn)入氣動失穩(wěn)過程。
　　為了從機(jī)理上解釋壓氣機(jī)喘振與旋轉(zhuǎn)失速現(xiàn)象,基于分岔理論,對MG模型開展了非線性動力學(xué)分析。旋轉(zhuǎn)失速的遲滯現(xiàn)象由發(fā)生在壓氣機(jī)穩(wěn)定特性線壓升系數(shù)最大值點(diǎn)的亞臨界音叉分岔引起。而喘振現(xiàn)象與系統(tǒng)的 Hopf分岔相關(guān),當(dāng)參數(shù)小于某一臨界值時(shí),系

3、統(tǒng)不會發(fā)生Hopf分岔。
　　提出了喘振及旋轉(zhuǎn)失速輸出反饋控制、喘振及旋轉(zhuǎn)失速雙執(zhí)行機(jī)構(gòu)控制、基于二階滑模的喘振控制、基于 FLC的喘振主動/被動混合控制四種軸流式壓氣機(jī)喘振主動控制方案。輸出反饋控制器利用流量估計(jì)器對壓氣機(jī)流量系數(shù)進(jìn)行估計(jì),只需要易于采集的壓力信號就能實(shí)現(xiàn)主動控制。雙執(zhí)行機(jī)構(gòu)控制器使用節(jié)流閥和緊連閥控制閥(Close Coupled Control Valve,CCV)同時(shí)作為主動控制的執(zhí)行機(jī)構(gòu),具有比單執(zhí)行機(jī)構(gòu)

4、更好的控制效果。二階滑模喘振主動控制器利用二階滑動模態(tài)的特性在擴(kuò)展了壓縮系統(tǒng)穩(wěn)定工作范圍的同時(shí),保證了控制器對未建模動態(tài)及系統(tǒng)擾動等不確定性具有較強(qiáng)的魯棒性。喘振主動/被動混合控制器使用放氣閥門作為執(zhí)行機(jī)構(gòu),喘振主動控制器作為控制系統(tǒng)的主模式可擴(kuò)大壓氣機(jī)的穩(wěn)定工作范圍,而將防喘系統(tǒng)作為備份模式負(fù)責(zé)在主動控制模式失效時(shí)發(fā)揮避免壓氣機(jī)失穩(wěn)的作用?；旌峡刂破骰谀：壿嬙O(shè)計(jì),簡化了控制設(shè)計(jì)過程及形式。
　　提出了基于MG模型及混沌序列的

5、壓氣機(jī)失穩(wěn)先兆信號的模擬方法。失穩(wěn)先兆信號的構(gòu)造有利于開展高穩(wěn)定性控制仿真試驗(yàn)研究。在缺少發(fā)動機(jī)喘振實(shí)驗(yàn)條件的情況下,可以利用構(gòu)造的失穩(wěn)先兆信號驗(yàn)證失穩(wěn)預(yù)測算法的有效性。
　　提出了基于時(shí)頻分析、基于數(shù)學(xué)形態(tài)學(xué)分形維數(shù)及基于時(shí)間序列分析三種壓縮系統(tǒng)失穩(wěn)預(yù)測方案?；跁r(shí)頻分析的失穩(wěn)預(yù)測方案利用形態(tài)濾波器等包絡(luò)檢測算法對隱藏在壓氣機(jī)測量參數(shù)輪廓中的低頻擾動信號進(jìn)行檢測。數(shù)學(xué)形態(tài)學(xué)分形維數(shù)分析是一種先進(jìn)的非線性信號處理方法,可以從信號復(fù)

6、雜度的變化中探測系統(tǒng)狀態(tài)的變化。復(fù)雜系統(tǒng)的狀態(tài)變化,通常反映在系統(tǒng)輸出信號中。對發(fā)動機(jī)穩(wěn)定狀態(tài)下的傳感器輸出信號進(jìn)行時(shí)間序列建模,使用所建立的模型對傳感器信號進(jìn)行在線預(yù)測,模型預(yù)測誤差的均方可作為發(fā)動機(jī)穩(wěn)定性狀況的度量。
　　提出了一種基于SQP算法與穩(wěn)定性尋優(yōu)相結(jié)合的航空發(fā)動機(jī)加速優(yōu)化控制方案。總結(jié)了發(fā)動機(jī)加速過程的特點(diǎn)及各種主要限制因素,開展了基于SQP算法的渦扇發(fā)動機(jī)加速過程優(yōu)化控制研究。將SQP優(yōu)化過程中的喘振裕度限制降至