自旋進(jìn)入-退出過程直-發(fā)綜合建模與控制技術(shù)研究.pdf

1、為了提高直升機(jī)生存能力，自旋著陸訓(xùn)練在陸航訓(xùn)練中越來越受到關(guān)注。在自旋訓(xùn)練過程，尤其是自旋恢復(fù)過程，渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)伴隨著極大范圍且迅速的旋翼負(fù)載變化。假使渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)在這一過程不能迅速提供足夠扭矩，旋翼轉(zhuǎn)子將產(chǎn)生較大的瞬態(tài)下垂量，對動(dòng)力系統(tǒng)、傳動(dòng)系統(tǒng)的安全工作構(gòu)成威脅。本文從直升機(jī)/渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)綜合建模與控制的角度，解決上述問題。
　　首先，本文通過改進(jìn)直升機(jī)/渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)綜合模型，使其可模擬自旋進(jìn)入/退出過程直升機(jī)/渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)綜合系統(tǒng)的動(dòng)

2、態(tài)變化。通過引入動(dòng)量功率，建立旋翼轉(zhuǎn)子動(dòng)力學(xué)方程，求解自旋過程旋翼轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速變化。建立了考慮容積動(dòng)力學(xué)的渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)部件級(jí)模型，并開展了穩(wěn)態(tài)仿真及動(dòng)態(tài)開、閉環(huán)仿真試驗(yàn)。仿真結(jié)果表明，所建立的數(shù)學(xué)模型在包線范圍內(nèi)有較好的動(dòng)靜態(tài)效果。
　　其次，本文提出并設(shè)計(jì)基于燃油流量和導(dǎo)葉調(diào)節(jié)的渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)多回路多變量魯棒控制規(guī)律，實(shí)現(xiàn)自旋訓(xùn)練過程中渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)扭矩快速響應(yīng)，同時(shí)降低旋翼轉(zhuǎn)子瞬態(tài)下垂量。采用基于極點(diǎn)配置的H2/H∞魯棒控制算法，提出并設(shè)計(jì)

3、了基于燃油流量和導(dǎo)葉調(diào)節(jié)的渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)多回路多變量魯棒控制規(guī)律，使渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)在自旋訓(xùn)練過程中，扭矩快速響應(yīng)，且旋翼轉(zhuǎn)子下垂量由5％下降至3%以內(nèi)，并能夠顯著改善燃油調(diào)節(jié)動(dòng)態(tài)效果。另外，針對自旋過程，采用基于LMI的H2/H∞魯棒控制算法設(shè)計(jì)基于燃油流量和渦輪放氣調(diào)節(jié)的渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)多回路多變量魯棒控制規(guī)律，并與基于燃油流量和導(dǎo)葉調(diào)節(jié)的多變量多回路魯棒控制規(guī)律進(jìn)行了對比。
　　最后，針對直升機(jī)變旋翼轉(zhuǎn)速過程渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)控制中出現(xiàn)的燃油尖峰較