帶矢量噴管發(fā)動(dòng)機(jī)建模與短距起飛控制研究.pdf

1、本文首先闡述了航空發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇、壓氣機(jī)進(jìn)口可調(diào)導(dǎo)葉的建模思想和過(guò)程，完善了矢量噴管數(shù)學(xué)模型，解決了以往模型慢車狀態(tài)下不收斂的問(wèn)題，剔除了理想發(fā)動(dòng)機(jī)模型，直接計(jì)算各參數(shù)理想值來(lái)求得各性能參數(shù)，然后與其他部件級(jí)模型組成帶矢量噴管的渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)模型，最后通過(guò)仿真數(shù)據(jù)，分析了各變量變化趨勢(shì)是否合理，通過(guò)與三維流場(chǎng)計(jì)算值比較，對(duì)模型進(jìn)行驗(yàn)證，在模型里對(duì)差異較大的尾噴管性能參數(shù)，進(jìn)行了修正。
　　 在上述帶矢量噴管發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)學(xué)模型的基礎(chǔ)上，構(gòu)成了

2、帶矢量噴管的飛機(jī)/發(fā)動(dòng)機(jī)綜合仿真模型，對(duì)飛機(jī)簡(jiǎn)要模型及其子控制系統(tǒng)進(jìn)行了必要的闡述，在帶推力矢量的綜合飛行/推進(jìn)控制系統(tǒng)基礎(chǔ)上，采用一種增廣LQR(ALQR)方法，設(shè)計(jì)了ALQR控制器，實(shí)現(xiàn)了飛機(jī)起飛階段推力矢量控制與氣動(dòng)舵面控制的融合，通過(guò)與PID常規(guī)單獨(dú)氣動(dòng)舵面控制數(shù)值仿真效果的比較，較大程度地縮短了起飛距離，驗(yàn)證了此控制器的有效性與優(yōu)越性。另外為了比較在相同控制變量下，不同控制器的效果，設(shè)計(jì)了PID雙變量控制器，最后對(duì)這兩種控制器