發(fā)布時間：2020-04-01 14:32

【摘要】：在當(dāng)前軍事航空領(lǐng)域,發(fā)展變循環(huán)技術(shù),已經(jīng)成為航空發(fā)動機研究領(lǐng)域的重要組成部分,是目前航空發(fā)動機的主流研究方向。本文以雙外涵道變循環(huán)發(fā)動機部件級模型為基礎(chǔ)開展了變循環(huán)發(fā)動機直接推力調(diào)節(jié)計劃及多變量控制技術(shù)的研究,具體內(nèi)容包括:研究基于自適應(yīng)模型的推力估計方法。采用一種能夠快速收斂的混合Newton-Steffensen-逆Broyden方法,求解發(fā)動機數(shù)學(xué)模型共同工作方程組,提高部件級模型的實時性。采用無跡卡爾曼濾波對發(fā)動機健康參數(shù)進行估計,建立自適應(yīng)模型,實現(xiàn)推力準(zhǔn)確估計。研究了變循環(huán)發(fā)動機推力指令優(yōu)化方法。基于自組織遷移算法,選擇部分粒子進行遷移,并基于步數(shù)修正遷移步長,通過多組測試函數(shù)的數(shù)值仿真,驗證改進策略的有效性。在地面工作點將改進自組織遷移算法用于推力指令優(yōu)化,獲得各推力等級的控制計劃,形成推力指令模型。研究了變循環(huán)發(fā)動機分塊解耦控制方法,提出改進NS-SOMA的多目標(biāo)優(yōu)化解耦控制方法,并仿真對比了不分塊的控制效果。結(jié)果表明分塊解耦控制方法能夠降低回路之間的耦合,不分塊綜合解耦控制方法更能夠發(fā)揮多變量控制系統(tǒng)的性能效益。開展了變循環(huán)發(fā)動機直接推力控制器設(shè)計,對輸出選擇和控制結(jié)構(gòu)分析,采用增廣LQR方法對三輸入三輸出推力控制器設(shè)計,并進行仿真驗證。最后研究了雙涵道變循環(huán)發(fā)動機的模態(tài)切換控制,并進行雙向切換仿真驗證,結(jié)果表明變循環(huán)發(fā)動機在切換過程中可以穩(wěn)定工作。
【圖文】：

南京航空航天大學(xué)碩士學(xué)位論文0 年，帶有 YF120 變循環(huán)發(fā)動機的 YF23 飛機和 YF22 飛機相繼成功試飛，標(biāo)志世界上第一臺經(jīng)過了飛行驗證的變循環(huán)發(fā)動機[12]，如圖 1.1 所示。YF120 發(fā)式和雙涵模式工作，低功率狀態(tài)下，發(fā)動機以雙涵模式工作，第二級風(fēng)扇和壓力差導(dǎo)致被動作動旁路活門打開，更多的空氣流向外涵道，與此同時，后開，使得更多的外涵空氣流量與主氣流摻混，提供更大的發(fā)動機推力，并降低態(tài)下，發(fā)動機以單涵模式工作，后可調(diào)涵道引射器關(guān)小，外涵內(nèi)壓力增加，風(fēng)扇出口壓力時，被動作動旁路活門關(guān)閉，使得風(fēng)扇出口流量全部進入核心噴模式，單位推力增大。

圖 1.2 對轉(zhuǎn)風(fēng)扇的三轉(zhuǎn)子變循環(huán)發(fā)動機（2） 歐洲變循環(huán)發(fā)動機發(fā)展進程二十世紀(jì)九十年代，歐洲各個國家在民用航空領(lǐng)域掀起了高超聲速客機[20]（HST）的研，在歐洲超聲速研究規(guī)劃的支持下，英國羅羅公司和法國 SNECMA 公司分別提出了可超聲速客機的變循環(huán)動力方案[21-23]。英國羅羅公司提出的一種串聯(lián)風(fēng)扇變循環(huán)發(fā)動機方種發(fā)動機基于傳統(tǒng)混排渦扇發(fā)動機，在主風(fēng)扇前段串聯(lián)一個風(fēng)扇，串聯(lián)的風(fēng)扇由低壓渦，并且在前風(fēng)扇和主風(fēng)扇之間安裝有軸向的輔助進氣道和輔助噴管。針對 HST 計劃，法國 SNECMA 公司提出了中間風(fēng)扇概念的 MCV99 變循環(huán)發(fā)動機方案[發(fā)動機在傳統(tǒng)雙轉(zhuǎn)子渦噴發(fā)動機的基礎(chǔ)上，在高壓壓氣機后增加了一段中間風(fēng)扇，由單力渦輪驅(qū)動。在起飛和爬升階段，輔助進氣道打開，氣流經(jīng)輔助進氣道進入中間風(fēng)扇，輪的功率由高壓壓氣機流向渦輪的氣流提供。超聲速巡航階段，輔助進氣道和高壓引氣關(guān)動機以渦噴狀態(tài)工作。結(jié)合英國羅羅公司串聯(lián)風(fēng)扇的概念和法國 SNECMA 公司的中間風(fēng)扇概念，歐洲提出了聯(lián)風(fēng)扇變循環(huán)發(fā)動機。該發(fā)動機在起飛和亞聲速巡航狀態(tài)，，涵道比能夠達(dá)到 2.0，超聲速態(tài)時，涵道比約為 0.7。
【學(xué)位授予單位】：南京航空航天大學(xué)
【學(xué)位級別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2019
【分類號】：V233.7

【相似文獻(xiàn)】

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本文編號：2610581