导读:本文包含了航空发动机过渡态控制论文开题报告文献综述、选题提纲参考文献及外文文献翻译，主要关键词:航空发动机,线性,模型,平方和,规律,多项式,航空。
航空发动机过渡态控制论文文献综述
钱秋朦,但志宏,张松,裴希同,王信[1]（2019）在《航空发动机过渡态试验进气压力线性自抗扰控制方法》一文中研究指出航空发动机高空模拟试车台过渡态试验中进气控制系统受扰严重,常规方法难以有效提升进气压力控制品质,提出了一种基于线性自抗扰的进气压力控制方法。采用机理建模和系统辨识手段搭建高置信度进气仿真平台,设计线性自抗扰控制器,实现对发动机扰动影响的实时预估和补偿,形成具有主动抗扰机制的进气压力控制方法。考虑实际使用中存在控制器手/自动及控制器间的切换问题,设计实用型无扰切换方法。仿真环境下,将该方法与比例积分微分(PID)进行对比,结果显示进气压力最大偏离值由7.69kPa缩小至0.9kPa,且能够快速收敛趋于稳定,表明了该方法无需发动机信息即可实现进气压力的有效控制,通用性高,抗扰性优,能够大幅提升发动机过渡态试验中进气系统的调节品质。(本文来源于《航空动力学报》期刊2019年10期）
曹灿[2]（2018）在《航空发动机过渡态控制设计及优化方法研究》一文中研究指出航空发动机是飞机的“心脏”,被誉为现代工业“皇冠上的明珠”,其重要性和研制难度不言而喻。2016年,航空发动机和燃气轮机国家科技重大专项被列为“十叁五”规划中100个重大工程及项目之首。航空发动机控制系统是发动机系统的重要组成部分,对保证发动机安全性、可靠性、经济性等起到举足轻重的作用。在控制律设计开发过程中,过渡态控制占用了总周期的近3/4。这是因为过渡态控制覆盖了若干不同的稳态工作点,本质上又属于非线性,而且它必须保证发动机不超过工作极限范围。因此,航空发动机过渡态控制直接影响飞行安全及发动机使用寿命。本文针对航空发动机过渡态控制设计开展研究,主要工作如下。首先,搭建控制器设计及验证的数字仿真环境,并开展了仿真平台建设工作。介绍全权限数字控制系统协同设计综合平台(FADEC Works,FWorks)。介绍了平台的架构及功能;并为平台开发了“多用户协同设计”和“控制器在线替换”两个功能模块,给出了工作流程图并完成了软件实现。FWorks集成了多个发动机部件级模型,支持控制器/执行机构/传感器模型的在线替换,且允许多用户同时、异地、协同设计。利用该平台,研发人员可以进行FADEC系统的协同设计、分析、集成和验证。然后,提出一种航空发动机过渡态控制设计的新方法,并为JT9D发动机模型设计了控制器。采用基于模型的设计(Model Based Design,MBD)方法,将JT9D发动机模型集成至FWorks平台。介绍了JT9D部件级模型的建模方法、计算原理,定义了模型的输入输出接口,然后将Simulink模型生成嵌入式代码并集成至FWorks,从而实现了发动机模型的实时仿真。接着,以JT9D为对象,详述航空发动机控制器设计方法。首先设计了控制器总体架构,并将其分解为稳态过渡态控制两个模块。针对稳态控制,开发了“航空发动机稳态控制器设计工具V1.0”,利用该工具可极其方便地求解发动机包线内各工况点的线性化模型并设计控制器,实验表明,该工具求解时间小于1 s,求解精度高达10~(-6);针对过渡态控制,重点介绍本文提出的最优加速调节计划设计的变量替换法,基于该方法和粒子群算法设计了控制器。仿真结果表明,与TTECTrA软件中加速调节计划设计方法相比,发动机慢车至最大转速的加速时间由2.72 s缩短至2.1 s,减少了22.8%。最后,基于嵌入式实时处理系统CompactRIO和虚拟仪器语言LabVIEW,搭建了航空发动机过渡态控制的快速原型,并完成了过渡态控制的硬件在环仿真。结果表明,过渡态过程中发动机不会超过其工作极限范围,从而验证了本文设计的航空发动机过渡态控制算法的有效性。(本文来源于《南京航空航天大学》期刊2018-03-01）
张弛[3]（2017）在《航空发动机过渡状态线性变参数控制研究》一文中研究指出随着航空发动机技术规格和标准的提高,对航空发动机不同工况下的模型精度和鲁棒性有着越来越高的需求。对于发动机过渡状态,需要对发动机通过控制高压转子转速,以一定的推力迅速的从一种工作状态改变到另一种工作状态。内部状态变量如高压转子转速快速、大范围变化对系统参数特性变化影响较大,而现有的航空发动机增益调度控制器设计多将外部变量高度和马赫数作为调度参数,在系统需要快速响应和跟踪控制指令工况下存在精度和保守性问题。文章中针对LPV形式的航空发动机系统,讨论了不同模型和控制器设计方法在不同控制任务中存在的问题,得到了面向特定工况和控制目标下具有更低保守性的方法,并在某型涡扇发动机中进行控制器设计与仿真,本文的主要内容和创新之处如下:首先对发动机的鲁棒变增益控制LPV建模展开了讨论,分析了LPV模型中调度参数的选取和系统矩阵表达形式对系统特性还原度的影响。将被控对象表述为以高压转子转速作为调度变量的LPV模型,并分别表述为仿射参数依赖和多项式参数依赖两种形式;其次针对以高压转子转速作为调度参数的航空发动机的仿射参数依赖LPV模型,提出将基于线性矩阵不等式的鲁棒变增益控制器设计方法应用到此模型中,在设计点处设计高压转子转速控制器,并在某型涡扇发动机模型中进行仿真验证;最后针对以高压转子转速作为调度参数的航空发动机的多项式参数依赖LPV模型,结合多项式平方和规划方法给出了发动机增益调度系统鲁棒稳定的SOS约束条件并进行控制器求解,实现对发动机高压转子转速的控制。并提出在多个工作点设计子控制器进行切换控制,来保证全包线内的控制效果,并应用在某型涡扇发动机模型中进行仿真,对其控制效果和性能进行检验与分析。本文提出的针对高压转子转速作为调度变量的控制器设计方法,和对单点设计子控制器进行切换控制的思路,获得了一些具有更小保守性的结果,并且应用于航空发动机的控制系统设计中,为高性能要求的发动机LPV鲁棒变增益控制研究做了有意义的尝试。(本文来源于《沈阳工业大学》期刊2017-05-24）
姬晓东[4]（2017）在《基于ADRC的航空发动机过渡态控制研究》一文中研究指出航空发动机是一个结构复杂、强非线性的被控对象,并且有着宽广的飞行包线。如何设计控制器使发动机在不同的飞行条件下都能安全运行且能达到期望的性能是发动机控制系统设计的关键问题。航空发动机过渡态控制在发动机控制系统设计中占据着重要的地位,传统的基于开环油气比的过渡态控制不够灵活,加/减速过程由提前设计的控制规律决定,不能根据具体飞行任务合理安排过渡时间,从而使得热端部件寿命受到影响。此外,稳态控制器和加/减速计划之间的切换会引起积分饱和问题。针对上述航空发动机加/减速过渡态的控制问题,本文提出了一种基于自抗扰控制(Active Disturbance Rejection Control,ADRC)技术的航空发动机过渡态闭环控制设计方法。一方面,根据期望的加/减速响应时间,利用跟踪微分器安排过渡过程;另一方面,利用非线性扩张状态观测器在线实时观测高压转子转速,转子加速度以及系统总扰动,并通过非线性PD控制器实现ADRC控制,避免了积分饱和问题。同时,为保证发动机安全运行,利用加/减速计划及稳态工况处的稳态燃油流量构造ADRC输出饱和限制器使发动机运行在安全范围内。最后,与传统开环油气比控制做了数字仿真对比实验。仿真结果表明:基于ADRC的航空发动机过渡态闭环控制能根据期望的响应时间合理安排过渡过程跟踪目标,使燃油输入在加/减速计划限制的范围内变化;与开环油气比控制相比,避免了积分饱和现象,提高了加/减速过程的灵活性,在不要求响应速度最快的情况下,可显着降低涡轮前总温的超调量,进而可延长热端部件使用寿命。(本文来源于《大连理工大学》期刊2017-05-08）
仲伟军[5]（2015）在《航空活塞式发动机过渡工况空燃比控制》一文中研究指出随着无人机等小型航空飞行器的发展,作为其动力装置的航空活塞式发动机也得到了极大的关注,发动机过渡工况空燃比精确控制与否对发动机的经济性、动力性以及航空飞行器的飞行安全性和可靠性有着重要的影响,因此航空活塞式发动机过渡工况空燃比控制具有重大研究意义。本文经过对粒子群优化算法的理论分析,提出了一种融入变异算子的改进粒子群算法VPSO,性能测试结果表明,改进的粒子群算法在搜索过程中能保持较好的种群多样性,在收敛速度和精度方面都有较大程度提高。并用其优化Elman神经网络得到用于空燃比预测的VPSO-Elman预测模型。航空发动机的过渡工况空然比控制具有强非线性、时滞、不确定等特点。为了能够精确地对过渡工况空燃比进行控制,本文研究设计了一种基于粒子群优化算法和Elman神经网络的模型预测控制策略。该策略结合了神经网络的自适应性、能够任意精度逼近非线性映射的特点,以及模型预测控制对于处理不确定性系统的优势。建立用于仿真验证的AMESim发动机模型,并使用实验数据进行模型标定,同时在MATLAB/Simulink中建立模型预测控制系统,进行耦合仿真,结果表明:本文所建的空燃比预测模型准确度较高,测试数据平均误差较小,准确度能够满足空燃比的预测要求;对于不同的过渡工况,相比于PID控制,模型预测控制能够实现更精确的空燃比控制,空燃比的超调量和回调时间都有很大程度的改善,证明了模型预测控制应用于空燃比控制的有效性和优越性;对于不同节气门开度变化速率,在加速工况和减速工况下,空燃比控制效果均随着节气门开度变化速率变得缓慢而渐趋理想。(本文来源于《天津大学》期刊2015-12-01）
高杨,王继强,陈维建,叶志锋,胡忠志[6]（2015）在《基于加减速计划的航空发动机过渡态控制设计》一文中研究指出基于某单轴航空发动机分段线性化模型搭建了完整的控制系统,分别在慢车、巡航及起飞状态设计了稳态PI控制器。依据控制权交接逻辑,制定了过渡态加速和减速计划表。仿真结果表明了发动机慢车、巡航及起飞状态间良好的切换,且过渡过程光滑平缓。另外,考虑了加入测量噪声干扰的情况下,控制性能情况。最后对于参数的调节及供油计划的制定给出了相应的建议。(本文来源于《第叁十四届中国控制会议论文集（D卷）》期刊2015-07-28）
胡欢[7]（2015）在《基于SQP方法的航空发动机过渡态最优控制研究》一文中研究指出当航空发动机部分或全部性能变量随时间变化时,就进入过渡态工作。发动机的过渡状态包括起动过程、加速过程、减速过程等。过渡态性能直接关系到飞机起飞,加速飞行,机动飞行等性能的好坏。航空发动机过渡态控制涵盖了若干不同稳态点的转速范围,本质上属于非线性控制。而目前解决该类问题的一般方法是利用非线性最优化方法。文中研究的SQP方法就是非线性最优化方法中的一种。本文以航空发动机过渡态最优控制为主线,研究了SQP方法在发动机加/减速控制中的应用、发动机工作极限对加速控制的影响和飞行包线内的加速控制规律的获得。SQP方法是一个静态方法而航空发动机加/减速过程是一个动态过程。本文解决该问题的具体做法是:在每一个迭代点将目标函数和约束函数离散化,利用SQP方法求出每一迭代点的最优控制量,将每一个迭代点的最优控制量组合起来,得到整个加/减速过程的最优控制律。仿真结果表明SQP方法能有效改善发动机加/减速性能。涡轮前温度和喘振裕度的改变会影响航空发动机的加速性能。改变航空发动机涡轮前温度和喘振裕度的限制条件并利用SQP方法进行了仿真运算。结果表明,利用SQP方法得到的加速规律,能够有效应对航空发动机遇到的各种紧急情况。为了得到飞行包线内的加速规律,本文以高度和马赫数来划分飞行包线,分别求取不同飞行条件下的加速规律。将所有的加速规律组合到一起,选取满足所有飞行条件的加速规律即获得飞行包线内的加速规律。(本文来源于《南京航空航天大学》期刊2015-06-01）
陆军,郭迎清,王磊[8]（2012）在《航空发动机过渡态最优控制规律设计的新方法》一文中研究指出针对航空发动机过渡态最优控制规律的设计问题,提出了一种新的方法——动态稳定法:在发动机动态特性计算模型的基础上,通过额外提取其中所有的状态量变化率,使其共同工作方程组的偏差趋于0,从而让过渡态仿真稳定下来,此时的稳态参数值即为对应过渡态工作点的各项参数;然后分别根据指定的物理约束条件,通过简单的静态迭代优化即可直接建立相应的控制规律;最后将这些控制规律通过取大/小的方式进行合并,从而获得所需过渡态最优控制规律.以某型涡扇发动机最优加速控制规律的改进设计为例,结果表明该方法具有设计精度高、实现简单以及快速直观等优点.(本文来源于《航空动力学报》期刊2012年08期）
赵琳,樊丁,陕薇薇[9]（2007）在《航空发动机过渡态全局寻优控制方法研究》一文中研究指出为了对发动机的动态过程进行控制,提出了一种基于SQP的全局寻优控制方法.每一步寻优过程分为长程优化和短程优化两个阶段.根据长程优化结果,重构了关联目标函数,在此基础上,进行了短程优化修正,并利用修正结果进行控制.将这种方法应用于某型航空发动机的过渡态控制中,得到了理想的控制结果.仿真结果表明该方法能较好地解决一般局部优化方法在有纯延迟、模型失配等情况下的优化控制效果下降的问题.(本文来源于《航空动力学报》期刊2007年07期）
航空发动机过渡态控制论文开题报告
（1）论文研究背景及目的
此处内容要求：
首先简单简介论文所研究问题的基本概念和背景，再而简单明了地指出论文所要研究解决的具体问题，并提出你的论文准备的观点或解决方法。
写法范例：
航空发动机是飞机的“心脏”,被誉为现代工业“皇冠上的明珠”,其重要性和研制难度不言而喻。2016年,航空发动机和燃气轮机国家科技重大专项被列为“十叁五”规划中100个重大工程及项目之首。航空发动机控制系统是发动机系统的重要组成部分,对保证发动机安全性、可靠性、经济性等起到举足轻重的作用。在控制律设计开发过程中,过渡态控制占用了总周期的近3/4。这是因为过渡态控制覆盖了若干不同的稳态工作点,本质上又属于非线性,而且它必须保证发动机不超过工作极限范围。因此,航空发动机过渡态控制直接影响飞行安全及发动机使用寿命。本文针对航空发动机过渡态控制设计开展研究,主要工作如下。首先,搭建控制器设计及验证的数字仿真环境,并开展了仿真平台建设工作。介绍全权限数字控制系统协同设计综合平台(FADEC Works,FWorks)。介绍了平台的架构及功能;并为平台开发了“多用户协同设计”和“控制器在线替换”两个功能模块,给出了工作流程图并完成了软件实现。FWorks集成了多个发动机部件级模型,支持控制器/执行机构/传感器模型的在线替换,且允许多用户同时、异地、协同设计。利用该平台,研发人员可以进行FADEC系统的协同设计、分析、集成和验证。然后,提出一种航空发动机过渡态控制设计的新方法,并为JT9D发动机模型设计了控制器。采用基于模型的设计(Model Based Design,MBD)方法,将JT9D发动机模型集成至FWorks平台。介绍了JT9D部件级模型的建模方法、计算原理,定义了模型的输入输出接口,然后将Simulink模型生成嵌入式代码并集成至FWorks,从而实现了发动机模型的实时仿真。接着,以JT9D为对象,详述航空发动机控制器设计方法。首先设计了控制器总体架构,并将其分解为稳态过渡态控制两个模块。针对稳态控制,开发了“航空发动机稳态控制器设计工具V1.0”,利用该工具可极其方便地求解发动机包线内各工况点的线性化模型并设计控制器,实验表明,该工具求解时间小于1 s,求解精度高达10~(-6);针对过渡态控制,重点介绍本文提出的最优加速调节计划设计的变量替换法,基于该方法和粒子群算法设计了控制器。仿真结果表明,与TTECTrA软件中加速调节计划设计方法相比,发动机慢车至最大转速的加速时间由2.72 s缩短至2.1 s,减少了22.8%。最后,基于嵌入式实时处理系统CompactRIO和虚拟仪器语言LabVIEW,搭建了航空发动机过渡态控制的快速原型,并完成了过渡态控制的硬件在环仿真。结果表明,过渡态过程中发动机不会超过其工作极限范围,从而验证了本文设计的航空发动机过渡态控制算法的有效性。
（2）本文研究方法
调查法：该方法是有目的、有系统的搜集有关研究对象的具体信息。
观察法：用自己的感官和辅助工具直接观察研究对象从而得到有关信息。
实验法：通过主支变革、控制研究对象来发现与确认事物间的因果关系。
文献研究法：通过调查文献来获得资料，从而全面的、正确的了解掌握研究方法。
实证研究法：依据现有的科学理论和实践的需要提出设计。
定性分析法：对研究对象进行“质”的方面的研究，这个方法需要计算的数据较少。
定量分析法：通过具体的数字，使人们对研究对象的认识进一步精确化。
跨学科研究法：运用多学科的理论、方法和成果从整体上对某一课题进行研究。
功能分析法：这是社会科学用来分析社会现象的一种方法，从某一功能出发研究多个方面的影响。
模拟法：通过创设一个与原型相似的模型来间接研究原型某种特性的一种形容方法。
航空发动机过渡态控制论文参考文献
[1].钱秋朦,但志宏,张松,裴希同,王信.航空发动机过渡态试验进气压力线性自抗扰控制方法[J].航空动力学报.2019
[2].曹灿.航空发动机过渡态控制设计及优化方法研究[D].南京航空航天大学.2018
[3].张弛.航空发动机过渡状态线性变参数控制研究[D].沈阳工业大学.2017
[4].姬晓东.基于ADRC的航空发动机过渡态控制研究[D].大连理工大学.2017
[5].仲伟军.航空活塞式发动机过渡工况空燃比控制[D].天津大学.2015
[6].高杨,王继强,陈维建,叶志锋,胡忠志.基于加减速计划的航空发动机过渡态控制设计[C].第叁十四届中国控制会议论文集（D卷）.2015
[7].胡欢.基于SQP方法的航空发动机过渡态最优控制研究[D].南京航空航天大学.2015
[8].陆军,郭迎清,王磊.航空发动机过渡态最优控制规律设计的新方法[J].航空动力学报.2012
[9].赵琳,樊丁,陕薇薇.航空发动机过渡态全局寻优控制方法研究[J].航空动力学报.2007
论文知识图
