【摘要】：航空發(fā)動機(jī)工作的外部條件和內(nèi)部參數(shù)變化范圍較大，并有嚴(yán)格的氣動和強(qiáng)度限制要求，必須采用一定的控制策略來滿足發(fā)動機(jī)的使用要求。發(fā)動機(jī)數(shù)學(xué)模型是發(fā)動機(jī)仿真技術(shù)的核心，是分析發(fā)動機(jī)特性、研究其控制規(guī)律，并對控制系統(tǒng)進(jìn)行設(shè)計和分析的基礎(chǔ)，也是飛行／推進(jìn)綜合控制系統(tǒng)研究的重要條件。 本文通過對渦扇發(fā)動機(jī)部件特性與熱力計算過程的深入分析，建立了變比熱的發(fā)動機(jī)部件級非線性數(shù)學(xué)模型。該建模通用性較強(qiáng)，精度較高，可以計算不同控制規(guī)律下的渦扇發(fā)動機(jī)穩(wěn)態(tài)和動態(tài)過程，也可以作為多變量控制研究的對象。 航空發(fā)動機(jī)數(shù)學(xué)模型根據(jù)不同的控制策略有不同的表述，發(fā)動機(jī)線性變參數(shù)LPV(Linear Parameter Varying)增益控制技術(shù)使用的是LPV模型。本文介紹了LPV系統(tǒng)，并根據(jù)發(fā)動機(jī)非線性數(shù)學(xué)模型，討論了線性模型的基本問題，在此基礎(chǔ)上研究了發(fā)動機(jī)LPV模型的建立方法。文中采用基于局部模型的LPV建模，分析了經(jīng)典的雅克比和基于變化率方法，并對兩種方法進(jìn)行了對比分析。 本文還分析了航空發(fā)動機(jī)的工作狀態(tài)和使用要求，被控量和控制量的選擇，給出了控制規(guī)律的制定原則。最后以非線性數(shù)學(xué)模型為基礎(chǔ)，研究了發(fā)動機(jī)最大狀態(tài)的控制規(guī)律，包括幾何不可調(diào)與尾噴管喉部面積A_8可調(diào)，獲得了一組控制規(guī)律，并分析了“冷超轉(zhuǎn)”和“燃?xì)鈨淅谩奔夹g(shù)。 研究表明，本文建立的渦扇發(fā)動機(jī)數(shù)學(xué)模型具有一定的實用性，可作為發(fā)動機(jī)控制研究的基礎(chǔ)。通過渦扇發(fā)動機(jī)準(zhǔn)LPV模型的仿真驗證，說明了建立LPV模型方法的有效性。控制規(guī)律的研究對于發(fā)動機(jī)控制系統(tǒng)的設(shè)計有一定的參考價值。
【學(xué)位授予單位】：西北工業(yè)大學(xué)
【學(xué)位級別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2007
【分類號】：V233
【圖文】：

有代表性的還有俄羅斯中央航空發(fā)動機(jī)研究院和荷蘭國家航天實驗室。尤其著名的是荷蘭國家航天實驗室NAL在WINDOWS環(huán)境下開發(fā)了一套基于部件模型的發(fā)動機(jī)仿真程序GSP[川，見圖1一1。它采用靈活的面向?qū)ο蟮某绦蛟O(shè)計方法，可通過搭積木的方法任意給出發(fā)動機(jī)的結(jié)構(gòu)形式，進(jìn)行發(fā)動機(jī)的穩(wěn)態(tài)與過渡態(tài)性能仿真。圖1一 1GSP仿真模型我國自七十年代中期開始進(jìn)行發(fā)動機(jī)建模與仿真技術(shù)研究，當(dāng)時主要采用定比熱或平均比熱法，并在美國公開發(fā)表一系列發(fā)動機(jī)性能計算程序的源代碼后(如SMOTE，GEN舊NGn，DYNGEN)開始采用變比熱法建立發(fā)動機(jī)數(shù)學(xué)模型的研究，而且到目前為止，上述程序仍是國內(nèi)關(guān)于航空發(fā)動機(jī)建模的藍(lán)本。近二十年，隨著國內(nèi)發(fā)動機(jī)研究機(jī)構(gòu)廣泛開展發(fā)動機(jī)模型的開發(fā)工作

【參考文獻(xiàn)】

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本文編號：2729995