航空推进系统性能寻优控制的系统模型 被引量：1

1

作者 尹大伟 樊照远 廖瑛 《航空发动机》 2011年第1期9-11,44,共4页

航空推进系统性能寻优控制是基于模型的控制技术,各部分采用的系统模型是其关键技术之一。根据性能寻优控制的原理,分析了系统模型选择的原则。详细描述了2部分核心模型:估计模型和性能优化模型。根据寻优控制实时计算的要求,给出了状... 航空推进系统性能寻优控制是基于模型的控制技术,各部分采用的系统模型是其关键技术之一。根据性能寻优控制的原理,分析了系统模型选择的原则。详细描述了2部分核心模型:估计模型和性能优化模型。根据寻优控制实时计算的要求,给出了状态变量模型和稳态变量模型的线性化表达式,并介绍了工程实现时模型的使用方法。 展开更多

关键词 航空推进系统 性能寻优控制 分段线性化模型 自适应模型 KALMAN滤波

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航空推进系统气动安全阀结构参数分析及优化 被引量：1

2

作者 王慧 周国强 +2 位作者 王禹涧 岳星岐 张一鸣 《中国安全科学学报》 CAS CSCD 北大核心 2023年第2期48-58,共11页

为改善某型航空推进系统气动安全阀的性能,建立航空推进系统双级气体减压器和安全阀组成的高压气路AMESim数值模型,搭建安全阀性能测试试验台,验证模型准确性,分析结构参数对安全阀特性的影响机制。采用响应曲面法(RSM),建立结构参数与... 为改善某型航空推进系统气动安全阀的性能,建立航空推进系统双级气体减压器和安全阀组成的高压气路AMESim数值模型,搭建安全阀性能测试试验台,验证模型准确性,分析结构参数对安全阀特性的影响机制。采用响应曲面法(RSM),建立结构参数与安全阀压力超调量和响应时间的显著不失拟回归模型,通过方差分析(ANOVA)研究结构参数交互作用对安全阀压力超调量和响应时间影响的显著性差异,并基于自适应范围多目标遗传算法(ARMOGA),优化入口长度、入口直径和弹簧刚度参数。研究结果表明:入口长度、入口直径、弹簧刚度对超调量和响应时间的影响依次降低,入口长度与直径的交互作用最为显著;入口长度、入口直径、弹簧刚度分别为14.5878 mm、14.8980 mm、48.9668 N/mm时安全阀性能最佳,优化后超调量降低6.917%,响应时间降低6.383%。 展开更多

关键词 航空推进系统 气动安全阀 结构参数 超调量和响应时间 多目标优化

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仿真技术在航空推进控制系统中的应用 被引量：5

3

作者 陈云 张天宏 《航空发动机》 2006年第3期39-41,共3页

设计了基于3个层次的航空推进控制系统闭环仿真试验方案,重点阐述了基于试验台的半物理仿真的关键技术。

关键词 仿真技术 航空推进控制系统 半物理仿真

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基于云神经网络的空间推进系统故障检测与诊断 被引量：15

4

作者 徐宗本 樊忠泽 《兵工学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2009年第6期727-732,共6页

本文提出并研究了用于空间推进系统故障检测与诊断的云神经网络方法,并以某空间推进系统推力器为研究对象进行了验证。仿真结果表明,该方法用于推力器故障检测与诊断是可行的,辨识精度较高,能够实时反映推力器工作状况,并能及时判断。

关键词 航空、航天推进系统 神经网络 云模型 空间推进系统 故障检测与诊断 故障仿真

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航空发动机滑油系统热分析 被引量：4

5

作者 刘友宏 于超 《科学技术与工程》 2009年第22期6922-6925,共4页

讨论了轴承腔热状态主要热源的生热量计算方法,完善和发展了滑油系统换热计算方法的精度和计算程序。利用所编程序对某型航空发动机滑油系统进行了四种工况的热分析计算,得到了具有工程实际应用价值的结果。

关键词 航空航天推进系统 滑油系统 热分析计算

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HTPB推进剂脱湿与力学性能的相关性研究 被引量：37

6

作者 常武军 鞠玉涛 王蓬勃 《兵工学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第3期261-266,共6页

针对载荷作用下影响复合推进剂力学特性的脱湿问题,采用等速拉伸和CCD显微分析的试验方法,研究了不同拉伸速率下的脱湿损伤演化过程。建立了粘弹性本构模型,利用细观力学及界面力学的理论,分析试验测得的宏观力学性能发生发展的内在细... 针对载荷作用下影响复合推进剂力学特性的脱湿问题,采用等速拉伸和CCD显微分析的试验方法,研究了不同拉伸速率下的脱湿损伤演化过程。建立了粘弹性本构模型,利用细观力学及界面力学的理论,分析试验测得的宏观力学性能发生发展的内在细观原因。结果表明:颗粒/基体的界面脱湿是宏观应力应变曲线非线性的重要原因,也直接导致材料泊松比的下降;界面脱湿的损伤程度由应变值决定,并与应变率具有一定的相关性,泊松比也是定量表征脱湿的重要参数。 展开更多

关键词 航空、航天推进系统 界面脱湿 HTPB推进剂 细观结构 本构模型 泊松比

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基于改进粒子群算法的航空发动机状态变量建模 被引量：16

7

作者 苗卓广 谢寿生 +3 位作者 吴勇 朱李云 王磊 陈长发 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第1期73-77,共5页

为了克服现有航空发动机状态变量建模过程中的不足,采用了一种改进粒子群算法建立航空发动机状态变量模型。首先改进了粒子群算法,提出一种每个粒子根据自身适应值动态调整其惯性系数方法来平衡搜索性能;对群体最优位置进行实时的代内... 为了克服现有航空发动机状态变量建模过程中的不足,采用了一种改进粒子群算法建立航空发动机状态变量模型。首先改进了粒子群算法,提出一种每个粒子根据自身适应值动态调整其惯性系数方法来平衡搜索性能;对群体最优位置进行实时的代内更新以提高搜索速度;为避免陷入局部最优,在最优个体附近进行随机搜索。其次利用该算法建立航空发动机状态变量模型,根据航空发动机在稳态点处的线性化模型应与在该同一稳态工作点处的非线性模型响应一致的原则构造适应值函数,仿真结果表明所建立的状态变量模型不论是稳态过程还是动态过程都与非线性模型响应基本一致,建模精度较高,建立过程简便。 展开更多

关键词 航空、航天推进系统 航空发动机 状态变量模型 建模 粒子群算法

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航空发动机神经网络自学习PID控制 被引量：10

8

作者 姚华 袁鸯 +1 位作者 鲍亮亮 孙健国 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第3期313-316,共4页

将神经网络与传统的PID控制相结合,构成神经网络自学习PID控制,用神经网络在线整定PID控制器的比例、积分及微分三个参数,使被控对象跟踪理想参考模型的输出。该系统具有自学习能力,能适用于非线性、时变的被控对象。将神经网络自学习PI... 将神经网络与传统的PID控制相结合,构成神经网络自学习PID控制,用神经网络在线整定PID控制器的比例、积分及微分三个参数,使被控对象跟踪理想参考模型的输出。该系统具有自学习能力,能适用于非线性、时变的被控对象。将神经网络自学习PID控制方法用于航空发动机全包线控制以及蜕化发动机的控制,进行了数字仿真,验证了该方法的有效性。 展开更多

关键词 航空、航天推进系统 神经网络 PID控制 自学习^+

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HTPB推进剂药柱的湿扩散及湿应力有限元分析 被引量：5

9

作者 王玉峰 邢耀国 +1 位作者 李高春 张勇 《兵工学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2011年第6期651-656,共6页

为研究湿度对固体火箭发动机的影响,提出了HTPB推进剂药柱中湿气扩散及湿应力的数学模型和有限元模型,并对其湿气扩散和湿应力进行了有限元分析计算。结果表明,环境越潮湿,药柱内部的吸湿情况越严重,湿应力越大,Von Mises湿应力最大值... 为研究湿度对固体火箭发动机的影响,提出了HTPB推进剂药柱中湿气扩散及湿应力的数学模型和有限元模型,并对其湿气扩散和湿应力进行了有限元分析计算。结果表明,环境越潮湿,药柱内部的吸湿情况越严重,湿应力越大,Von Mises湿应力最大值始终出现在星尖处,温度对其湿扩散也有一定的影响,高温环境下湿气扩散速度相对较高。所以,在固体火箭发动机的贮存和使用中要注意防潮。 展开更多

关键词 航空、航天推进系统 药柱 湿扩散 湿应力 有限元方法

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航空发动机状态监控与诊断现状及发展趋势 被引量：12

10

作者 尉询楷 李应红 《控制工程》 CSCD 2007年第S3期84-87,96,共5页

介绍了故障诊断领域,尤其是军用航空发动机故障诊断领域的研究和发展现状,针对当前航空发动机维护中出现的关键故障问题,提出了应针对问题研究理论、针对问题发展技术的科学发展观;综述了现有航空发动机状态监控与故障诊断技术的研究情... 介绍了故障诊断领域,尤其是军用航空发动机故障诊断领域的研究和发展现状,针对当前航空发动机维护中出现的关键故障问题,提出了应针对问题研究理论、针对问题发展技术的科学发展观;综述了现有航空发动机状态监控与故障诊断技术的研究情况;阐述了应着重研究的支撑理论和发展的关键技术,以及这些支撑理论和关键技术对于解决航空发动机状态监控与故障诊断问题的重要作用和意义;指出了航空发动机自主集成监控,即诊断与控制一体化、实时化、早期化、智能化,监控诊断与飞控协同控制一体化,资源共享网络化的发展趋势。 展开更多

关键词 航空航天推进系统 状态监控 故障诊断

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激光化学微推进推力性能的实验研究 被引量：5

11

作者 李龙 胡晓军 唐志平 《兵工学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2014年第6期908-914,共7页

影响激光化学微推进推力性能的主要因素为激光和推进工质的参数。对不同厚度的自研制双基药复合工质进行了推力性能的实验研究。实验中,激光焦斑为50μm,激光功率密度为4.74×104W/cm2.实验发现随着工质厚度的增加,工质的冲量耦合... 影响激光化学微推进推力性能的主要因素为激光和推进工质的参数。对不同厚度的自研制双基药复合工质进行了推力性能的实验研究。实验中,激光焦斑为50μm,激光功率密度为4.74×104W/cm2.实验发现随着工质厚度的增加,工质的冲量耦合系数有渐增的趋势,而比冲有渐减的趋势。将激光功率提高近1倍,选用功率为1.80 W的半导体激光器,25μm厚的双基药复合工质的冲量耦合系数和比冲分别达到了130.8 dyne/W和493.0 s,此时,名义上的激光能量利用率高达316.4%,是聚氯乙烯(PVC)工质的6.46倍,化学能的释放更加充分。 展开更多

关键词 航空航天推进系统 激光化学微推进 烧蚀模式 冲量耦合系数 比冲

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遗传算法在航空发动机控制中的应用 被引量：3

12

作者 樊丁 傅强 戚学锋 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2005年第6期544-547,共4页

对于航空发动机这样复杂的系统,经典的定常算法难以对其实现良好控制。遗传算法具有良好的寻优特性,操作方便、速度快,不仅适用于单目标寻优,也适用于多目标寻优。遗传算法可以根据不同的控制系统,针对一个或多个目标,均能在规定的范围... 对于航空发动机这样复杂的系统,经典的定常算法难以对其实现良好控制。遗传算法具有良好的寻优特性,操作方便、速度快,不仅适用于单目标寻优,也适用于多目标寻优。遗传算法可以根据不同的控制系统,针对一个或多个目标,均能在规定的范围内寻找到合适参数。文中采用遗传算法实现了对PID参数的最佳整定。最后,通过数字仿真证明了其在航空发动机控制系统中应用的可能性。 展开更多

关键词 航空航天推进系统 遗传算法^+ 控制 航空发动机

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改性双基推进剂拉压不对称力学性能研究 被引量：5

13

作者 王鸿丽 许进升 +1 位作者 周长省 靳青梅 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第3期341-346,352,共7页

针对改性双基推进剂在不同载荷条件下表现出不同力学响应的现象,对其进行了恒应变率拉伸和压缩试验及蠕变拉伸和压缩试验,获得了4组应变率下拉压应力-应变曲线和3组温度下拉压蠕变-时间曲线,使用应力和应变拉压不对称因子反映了拉伸和... 针对改性双基推进剂在不同载荷条件下表现出不同力学响应的现象,对其进行了恒应变率拉伸和压缩试验及蠕变拉伸和压缩试验,获得了4组应变率下拉压应力-应变曲线和3组温度下拉压蠕变-时间曲线,使用应力和应变拉压不对称因子反映了拉伸和压缩曲线的不对称程度。结果表明,改性双基推进剂具有明显的拉压不对称力学性能,且该性能受到应变率和温度的影响。分析了改性双基推进剂具有拉压不对称性的内在成因,认为材料初始缺陷的扩展、材料分子链移动空间的变化、基体材料与填充颗粒材料力学性能的不同是导致改性双基推进剂具有拉压不对称力学性能的内在原因。 展开更多

关键词 航空航天推进系统 固体力学 改性双基推进剂 拉压不对称性 拉压试验 蠕变试验

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一种应用非线性技术减少航空发动机切换频率的方法 被引量：1

14

作者 商国军 王继强 +2 位作者 胡欢 赵明宇 胡忠志 《南京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第6期802-806,共5页

提出了一种基于单转子航空发动机模型的切换控制实现方法,该方法可减少模型之间的切换次数。该方法首先应用Lyapunov方法,在保证非线性系统稳定的前提下,选择合适的控制参数,完成基于非线性模型的加速控制。然后在两同样的工作点之间,... 提出了一种基于单转子航空发动机模型的切换控制实现方法,该方法可减少模型之间的切换次数。该方法首先应用Lyapunov方法,在保证非线性系统稳定的前提下,选择合适的控制参数,完成基于非线性模型的加速控制。然后在两同样的工作点之间,实现基于加速计划的切换控制。仿真结果表明:基于非线性模型的加速控制方法所得到的性能优于基于加速计划的切换控制方法。同时,前者仅用一个非线性模型,避免了基于加速计划控制方法中的模型切换问题,从而验证了基于非线性模型的加速控制设计方法可减少模型之间切换次数的正确性。 展开更多

关键词 航空航天推进系统 航空发动机 线性模型 非线性模型 LYAPUNOV方法 切换控制

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《航空发动机》编辑委员会成员简介

15

《航空发动机》 2016年第1期F0002-F0002,共1页

艾延廷，1963年7月出生，教授，博士生导师沈阳航空航天大学学术委员会副主任委员，航空推进系统先进测试技术辽宁省重点实验室主任，中国航空学会动力分会委员，辽宁省航空宇航学会动力装置专业委员会副主任委员，辽宁省“百千万人才... 艾延廷，1963年7月出生，教授，博士生导师沈阳航空航天大学学术委员会副主任委员，航空推进系统先进测试技术辽宁省重点实验室主任，中国航空学会动力分会委员，辽宁省航空宇航学会动力装置专业委员会副主任委员，辽宁省“百千万人才工程”百层次人才，全国航空航天专业教学指导委员会委员，沈阳市劳动模范，享受国务院政府特殊津贴. 展开更多

关键词 航空发动机 中国航空学会 学术委员会 编辑 航空推进系统 航空航天 人才工程 博士生导师

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航空发动机柔性转子单面平衡技术及超转试验研究 被引量：1

16

作者 邓旺群 高德平 唐广 《振动工程学报》 EI CSCD 北大核心 2004年第z1期171-173,共3页

用单平面平衡技术完成了涡轴发动机动力涡轮转子的高速动平衡试验,在此基础上进行了105%额定工作转速的超转试验,结果表明:动力涡轮转子的单平面高速动平衡技术同样可取得理想的平衡效果,转子具有在105%额定工作转速下长时间安全工作的... 用单平面平衡技术完成了涡轴发动机动力涡轮转子的高速动平衡试验,在此基础上进行了105%额定工作转速的超转试验,结果表明:动力涡轮转子的单平面高速动平衡技术同样可取得理想的平衡效果,转子具有在105%额定工作转速下长时间安全工作的能力,动力特性设计合理. 展开更多

关键词 航空航天推进系统 涡轴发动机 动力涡轮转子 单面平衡 超转

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高负荷跨音压气机转子的间隙效应 被引量：15

17

作者 邓宝洋 桂幸民 +1 位作者 袁巍 聂超群 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2002年第4期387-390,共4页

利用高频响动态压力传感器对一个具有 2 2级压比的跨音压气机级 (ATS 2 )进行了转子叶尖间隙流场测试研究 ,获得了多个转速不同节流状态下的转子叶尖内壁面静压场 结果表明 ,1 0 0 %转速时 ,除前缘贴体斜激波外 ,叶片通道内存在一道... 利用高频响动态压力传感器对一个具有 2 2级压比的跨音压气机级 (ATS 2 )进行了转子叶尖间隙流场测试研究 ,获得了多个转速不同节流状态下的转子叶尖内壁面静压场 结果表明 ,1 0 0 %转速时 ,除前缘贴体斜激波外 ,叶片通道内存在一道二次正激波 ,并在吸力面附近出现了一道较短的正激波 该波系随出口节流加深而向上游移动 ,并最终归并为前缘正激波 ,此时 ,级性能达到峰值效率 另外 ,比较了不同叶尖间隙机匣的总性能 ,结果表明 。 展开更多

关键词 转子 间隙效应 跨音速压气机 泄漏 激波构造 航空推进系统 流场测试

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基于MDO体系的涡轮叶片热-结构耦合分析 被引量：6

18

作者 田文正 王荣桥 《航空发动机》 2008年第2期5-9,12,共6页

在涡轮叶片参数化建模和气动分析基础上,开发了三维坐标插值程序,实现了学科间载荷信息传递;基于经验准则公式,开发了换热系数计算程序;在研究ANSYS软件参数化设计语言的基础上,利用插值及换热程序输出APDL参数化加载宏文件,实现了边界... 在涡轮叶片参数化建模和气动分析基础上,开发了三维坐标插值程序,实现了学科间载荷信息传递;基于经验准则公式,开发了换热系数计算程序;在研究ANSYS软件参数化设计语言的基础上,利用插值及换热程序输出APDL参数化加载宏文件,实现了边界条件的精确加载;基于ANSYS软件APDL命令流,设计了涡轮叶片热分析模块及热-结构耦合分析模块,为建立涡轮叶片MDO体系奠定了基础。 展开更多

关键词 航空推进系统 涡轮叶片 MDO 热-结构耦合分析

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临近空间高超声速飞行器关键技术及展望 被引量：118

19

作者 黄伟 罗世彬 王振国 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第5期1259-1265,共7页

随着各国对提高军队通信、反应和作战能力的需求与日俱增,发展临近空间高超声速飞行器技术的重要性愈发明显。综述了临近空间高超声速飞行器国内外的发展现状与趋势,系统全面地分析了发展临近空间高超声速飞行器的关键技术,包括总体设... 随着各国对提高军队通信、反应和作战能力的需求与日俱增,发展临近空间高超声速飞行器技术的重要性愈发明显。综述了临近空间高超声速飞行器国内外的发展现状与趋势,系统全面地分析了发展临近空间高超声速飞行器的关键技术,包括总体设计技术、气动力和气动热技术、高温长时间热防护技术、高精度GNC技术、有效载荷抛撒技术以及发动机技术。在此基础上,最后提出了适合我国国情的临近空间高超声速飞行器技术的发展设想。 展开更多

关键词 航空、航天推进系统 高超声速飞行器 临近空间 关键技术

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超燃冲压发动机控制方法 被引量：13

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作者 于达仁 常军涛 +2 位作者 崔涛 唐井峰 鲍文 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第6期764-772,共9页

针对超燃冲压发动机地面试验和飞行试验的需求,本文论述了超燃冲压发动机控制的基本问题。在对这些基本问题认识的基础上,初步给出了超燃冲压发动机控制系统的基本框架,探索了控制任务的解决方案。主要包括推力控制、燃烧模态控制、进... 针对超燃冲压发动机地面试验和飞行试验的需求,本文论述了超燃冲压发动机控制的基本问题。在对这些基本问题认识的基础上,初步给出了超燃冲压发动机控制系统的基本框架,探索了控制任务的解决方案。主要包括推力控制、燃烧模态控制、进气道控制、调节/保护多回路切换控制和发动机/飞行器一体化协调控制。最后对超燃冲压发动机控制未来发展进行了展望。 展开更多

关键词 航空、航天推进系统 超燃冲压发动机 建模 控制 监测

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