航空動力裝置建模與過渡態(tài)控制規(guī)律研究.pdf

1、隨著現(xiàn)代飛行器對航空動力裝置的性能、穩(wěn)定性、研制成本和開發(fā)周期的要求不斷提高，推進(jìn)系統(tǒng)仿真技術(shù)進(jìn)一步發(fā)展。本文圍繞航空動力裝置建模與過渡態(tài)控制規(guī)律進(jìn)行研究，主要對輔助動力裝置建模、渦軸發(fā)動機(jī)建模以及渦軸發(fā)動機(jī)加速控制進(jìn)行研究。
　　首先，針對輔助動力裝置建模過程中缺少部件特性和試車數(shù)據(jù)有限的問題，采用灰色模型建模方法建立輔助動力裝置模型。通過分析輔助動力裝置的工作原理與結(jié)構(gòu)特點，得出模型設(shè)計需求；結(jié)合試車數(shù)據(jù)處理分析以及氣動熱力學(xué)

2、關(guān)系，得到輔助動力裝置灰色模型；開發(fā)了輔助動力裝置數(shù)字仿真平臺，進(jìn)行了灰色模型的全數(shù)字仿真和實物在回路仿真。對比試車數(shù)據(jù)，仿真結(jié)果最大穩(wěn)態(tài)誤差在3％以內(nèi)，最大動態(tài)誤差在5%以內(nèi)，符合發(fā)動機(jī)及其控制系統(tǒng)的設(shè)計要求。
　　其次，建立渦軸發(fā)動機(jī)起動模型。在缺少部件特性的情況下，通過特性拓展和特性計算的方法得到了渦軸發(fā)動機(jī)主要部件特性，并采用部件級建模方法建立渦軸發(fā)動機(jī)慢車轉(zhuǎn)速以上模型；綜合考慮進(jìn)口條件對燃燒室效率和熱傳遞問題建立渦軸發(fā)動