大涵道比渦扇發(fā)動機(jī)過渡態(tài)控制優(yōu)化與飛-推綜合建模.pdf_第1頁
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文檔簡介

1、大涵道比渦扇發(fā)動機(jī)的過渡態(tài)性能優(yōu)化對提升飛機(jī)安全性,減少事故發(fā)生率有著重要作用。優(yōu)化發(fā)動機(jī)過渡態(tài)性能的目的是減少其響應(yīng)時間,同時必須保證發(fā)動機(jī)不超溫、不超轉(zhuǎn)并且遠(yuǎn)離喘振邊界。并保證發(fā)動機(jī)工作在安全的工況下使飛機(jī)在緊急情況下能迅速恢復(fù)推力。
  為研究發(fā)動機(jī)加速過程的優(yōu)化對飛機(jī)性能的影響,本文根據(jù)民航機(jī)氣動特性數(shù)據(jù)建立了B747-100的地面滑跑/空中六自由度模型,并基于熱力學(xué)原理建立了大涵道比渦扇發(fā)動機(jī)部件級模型,在考慮兩者的耦合

2、關(guān)系之后建立了民航機(jī)飛/推綜合模型。
  本文采用SQP法對渦扇發(fā)動機(jī)過渡態(tài)控制進(jìn)行了優(yōu)化,減少了發(fā)動機(jī)加速的響應(yīng)時間,并在飛/推綜合模型上進(jìn)行了測試,該測試模擬了民航機(jī)在單發(fā)失效時以及飛機(jī)在復(fù)飛過程中緊急提升發(fā)動機(jī)推力的過程。
  最后,本文針對飛機(jī)在液壓系統(tǒng)失效而無法操縱傳統(tǒng)的氣動控制面的情況,設(shè)計(jì)了僅靠推力改變飛機(jī)姿態(tài)的控制方法,驗(yàn)證了推力改變對飛機(jī)姿態(tài)的影響,以左右發(fā)推力差來控制飛機(jī)的偏航和滾轉(zhuǎn),以左右發(fā)動機(jī)推力的同

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