航空發(fā)動機高穩(wěn)定性控制及其在加速控制中的應用.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)動機安全工作的同時,也極大地犧牲了發(fā)動機的性能。然而,先進飛行器卻對推進系統(tǒng)提出更高負荷、更高效率、更高推重比的要求,高穩(wěn)定性控制成為先進航空發(fā)動機的必備技術之一。因此,本文在總結(jié)了國內(nèi)外在該領域研究進展的基礎上,圍繞壓氣機失穩(wěn)模型、壓氣機喘振主動控制、壓氣機失穩(wěn)預測等高穩(wěn)定性控制關鍵技術開展研究,并研究了高穩(wěn)定性控制在渦扇發(fā)動機加速優(yōu)化中的應用。
　　推導了一個MG模

2、型形式的軸流式壓氣機變轉(zhuǎn)速過失速瞬態(tài)模型。新模型考慮了壓氣機轉(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,壓氣機轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速的變化相當于系統(tǒng)內(nèi)容擾動,有可能使系統(tǒng)進入氣動失穩(wěn)過程。
　　為了從機理上解釋壓氣機喘振與旋轉(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分析。旋轉(zhuǎn)失速的遲滯現(xiàn)象由發(fā)生在壓氣機穩(wěn)定特性線壓升系數(shù)最大值點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,當參數(shù)小于某一臨界值時,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喘振主動控制方案。輸出反饋控制器利用流量估計器對壓氣機流量系數(shù)進行估計,只需要易于采集的壓力信號就能實現(xiàn)主動控制。雙執(zhí)行機構(gòu)控制器使用節(jié)流閥和緊連閥控制閥(Close Coupled Control Valve,CCV)同時作為主動控制的執(zhí)行機構(gòu),具有比單執(zhí)行機構(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)的特性在擴展了壓縮系統(tǒng)穩(wěn)定工作范圍的同時,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)行機構(gòu),喘振主動控制器作為控制系統(tǒng)的主模式可擴大壓氣機的穩(wěn)定工作范圍,而將防喘系統(tǒng)作為備份模式負責在主動控制模式失效時發(fā)揮避免壓氣機失穩(wěn)的作用。混合控制器基于模糊邏輯設計,簡化了控制設計過程及形式。
　　提出了基于MG模型及混沌序列的

5、壓氣機失穩(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)定性控制仿真試驗研究。在缺少發(fā)動機喘振實驗條件的情況下,可以利用構(gòu)造的失穩(wěn)先兆信號驗證失穩(wěn)預測算法的有效性。
　　提出了基于時頻分析、基于數(shù)學形態(tài)學分形維數(shù)及基于時間序列分析三種壓縮系統(tǒng)失穩(wěn)預測方案。基于時頻分析的失穩(wěn)預測方案利用形態(tài)濾波器等包絡檢測算法對隱藏在壓氣機測量參數(shù)輪廓中的低頻擾動信號進行檢測。數(shù)學形態(tài)學分形維數(shù)分析是一種先進的非線性信號處理方法,可以從信號復

6、雜度的變化中探測系統(tǒng)狀態(tài)的變化。復雜系統(tǒng)的狀態(tài)變化,通常反映在系統(tǒng)輸出信號中。對發(fā)動機穩(wěn)定狀態(tài)下的傳感器輸出信號進行時間序列建模,使用所建立的模型對傳感器信號進行在線預測,模型預測誤差的均方可作為發(fā)動機穩(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)動機加速優(yōu)化控制方案?？偨Y(jié)了發(fā)動機加速過程的特點及各種主要限制因素,開展了基于SQP算法的渦扇發(fā)動機加速過程優(yōu)化控制研究。將SQP優(yōu)化過程中的喘振裕度限制降至