固冲动力导弹纵向通道控制弹机一体化设计

以固体冲压发动机为动力的导弹武器,其弹道规划中应充分考虑发动机工作的经济性以及进气道的安全性,根据实时飞行状态调节燃气流量实现燃料最优控制,同时限制补燃室压强以满足进气道裕度要求。本文,提出了一种基于速度控制策略设计的导弹纵向通道弹机一体化控制系统,建立发动机及导弹控制线性化数学模型,设计控制律并进行数学仿真,仿真结果表明本文设计的纵向控制系统可实现导弹能量管理需求,并对进气道进行保护,满足固冲发动机的使用要求。     

双侧切向进气固冲发动机二次燃烧仿真

研究发动机性能优化问题,燃烧是关键技术.为提高同冲发动机二次燃烧效率,提出了一种新型切向进气方式,采用Realizablek-ε湍流模型及单步涡团耗散燃烧模型,对双侧切向进气式固冲发动机补燃室内三维反应流场进行了数值仿真,研究了切向进气对同冲发动机二次燃烧的影响.当空气射流以切向进入补燃室时,气流产生旋转,燃料与空气的...     

固体火箭冲压发动机绝热层传热特性数值仿真

研究冲压发动机补燃室的热防护性能,为发动机长时间安全工作提高热防护技术,建立了补燃室三维流场和EPDM(三元乙丙)绝热层的物理数学模型,数值仿真补燃室内燃烧及流动过程.对补燃室内温度变化梯度大,燃气温度在补燃室中部达到极值,化学反应流场在周向存在很大的不对称性.补燃室头部的回流区和输运漩涡对燃烧效率有着重要影响.通过对绝热层和壳体的温度场进行数值仿真,发现绝热层存在两个高温区域:头部回流区域和补燃室中部的燃烧充分区域.计算结果符合物理规律,并与试验结果符合较好.研究结果为冲压发动机补燃室热防护层的设计提供了有效的分析手段.     

燃气侧喷固冲发动机补燃室流场三维数值研究

采用标准κ-ε二方程模型和涡团耗散模型对固体火箭冲压发动机补燃室内流场进行了三维数值模拟研究.考虑燃气喷射角度,补燃室出口反压对燃烧流场的影响.得出了反应物和产物组分、温度等发动机参数的变化趋势.其中燃气喷射角度分别为30°,45°,60°.结果表明:增加喷射角度,补燃室头部温度升高,燃料完全燃烧所需补燃室长度减少;增大出口反压有利于补燃室内燃烧的进行.该结论对固冲发动机补燃室的理论设计和实验优化有重要作用.     

固体火箭冲压发动机设计计算一体化

为了简化固体火箭冲压发动机的设计过程,减少工作量,基于ACIS几何造型平台开发了固体火箭冲压发动机的三维CAD软件,该软件能预估固冲发动机主要部件的结构尺寸和发动机性能并实现了图形的实时显示,使该系统可进行固体火箭冲压发动机总体方案论证.为了验证该软件设计结果的准确性,对某设计点的进气道和补燃室的流场进行了数值仿真.结果表明:数值仿真结果在一定程度上与设计值吻合较好,验证了设计方法的有效性.与国内相同类型软件相比较,该软件的性能计算准确性高,CAD图形处理能力强,实现了固体火箭冲压发动机的参数化设计、计算一体化.     

基于模糊切换增益调节的燃气流量滑模控制

将模糊控制方法与滑模控制方法相结合,针对燃气流量调节伺服系统设计一种基于模糊切换增益调节的滑模控制器,固冲发动机流量调节伺服控制系统的不确定部分通过滑模控制器来补偿,从而可实现固冲发动机流量调节伺服系统的鲁棒控制。使用matlab对固冲发动机流量调节伺服系统进行建模仿真并与单纯使用滑模控制方法进行比较,仿真结果表明基于模糊切换增益调节的固冲发动机模糊滑模控制系统具有较好的给定适应性和抗干扰性,采用该控制方案能有效的抑制系统随机干扰对控制系统的不利影响,控制效果优于纯滑模控制方法,消弱了控制信号的抖振,为提高固冲发动机流量调节控制系统的动态性能奠定基础。     

大推力氢氧补燃发动机推力闭环控制设计

提出了大推力氢氧补燃发动机推力闭环控制系统的软硬件平台,为建立液体火箭发动机综合控制系统奠定了坚实的基础。首先,建立了氢氧补燃发动机实时动态非线性模型,在此基础上得到了设计点线性化模型并验证;其次,在线性模型的基础上采用根轨迹法设计了推力闭环控制器,将控制器与非线性模型联合仿真验证了算法的有效性;最后,介绍了发动机硬件在回路系统的软硬件配置,并进行了控制器的平台验证,从操作和实现方式上验证了软硬件平台。该设计满足算法需求且界面人性化,易于操作。     

临近空间飞行器的模型参考滑模容错控制

针对临近空间飞行器中未知的执行器控制效益损失和漂移故障,提出了一种模型参考滑模容错控制方法,保证故障系统对参考模型的稳定跟踪性能。利用跟踪误差系统设计容错控制器,首先构造积分滑模面,以增强系统鲁棒性并消除稳态误差;随后,在无需故障诊断单元的条件下设计模型参考滑模控制律,使其增益能实现自适应调节以处理未知故障影响,其中自适应律基于李雅普诺夫稳定性理论设计,保证闭环系统稳定。在临近空间飞行器纵向动力学模型上的仿真验证表明,该方法能处理执行器中发动机节流阀调节通道和升降舵偏转量通道的不同故障,保证系统获得满意的鲁棒容错跟踪性能。     

基于改进ARMA模型的火箭发动机稳态工况过程实时故障诊断方法研究

针对大推力氢氧补燃循环发动机的主级工况,设计了基于ARMA模型的实时故障诊断算法,并改进了阈值求解方法以及故障判别准则,通过仿真验证,证明了改进算法的高效性及有效性,为建立大推力氢氧补燃循环发动机健康监控系统奠定了基础。首先,建立了大推力氢氧补燃循环发动机的故障模型,得到了典型故障的故障数据;接着,设计了改进的ARMA模型、阈值求解算法和故障判别准则;最后进行仿真分析,结果表明改进算法能够在毫秒的量级诊断出各典型故障,满足了发动机故障诊断系统设计的要求。     

空气入口速度对冲压发动机补燃室流场的影响

冲压发动机的空气入口的速度,会影响一次燃气在冲压发动机补燃室内的二次燃烧.为了提高燃烧室的燃烧效率,采用标准k-ε两方程模型和PDF燃烧模型,用双侧进气的非壅塞冲压发动机补燃室内的三维流场进行了数值仿真,分析了不同空气入口马赫数对补燃室流场的影响.结果表明,随着空气入口马赫数的增大,补燃室头部的涡流增强,但是空气在补燃...