期刊文献+
任意字段
题名或关键词
题名
关键词
文摘
作者
第一作者
机构
刊名
分类号
参考文献
作者简介
基金资助
栏目信息
共找到7篇文章
< 1 >
每页显示 20 50 100
已选择0条
导出题录 引用分析
参考文献
引证文献
 统计分析
检索结果
已选文献
显示方式：
固冲发动机进气道不起动保护控制方法研究
1
作者 汤祥 王昭 +2 位作者 田小涛 黄萌 张博 《弹箭与制导学报》 北大核心 2025年第5期684-692,共9页
为了充分发挥固体火箭冲压发动机的性能,构造了进气道不起动保护等裕度控制方法。首先,通过进气道稳态模型来预估进气道不起动边界,即获取不同来流条件下进气道能够承受的最大背压。而后,通过壅塞流动的特征求取壅塞截面参数,并采用零... 为了充分发挥固体火箭冲压发动机的性能,构造了进气道不起动保护等裕度控制方法。首先,通过进气道稳态模型来预估进气道不起动边界,即获取不同来流条件下进气道能够承受的最大背压。而后,通过壅塞流动的特征求取壅塞截面参数,并采用零维守恒方程得到进气道出口参数和不起动裕度,从而建立火箭冲压发动机计算模型。最后,采用不起动等裕度控制策略构造双环TD-PID控制器通过调节燃气发生器压强,进而对进气道的不起动裕度加以控制,使得进气道在能够起动的前提下发挥发动机的最优性能。仿真结果表明:对于方波形式的不起动裕度指令,与原始PID控制器相比,TD-PID控制器能够更加快速地收敛至设定值,且稳态相对误差由0.04%降至0.003%,加之燃气流量的最大相对负调量仅为2.4%,验证了该方法的有效性。 展开更多
关键词 固体火箭冲压发动机 进气道不起动保护 等裕度 TD-PID控制器 无超调
在线阅读 下载PDF
基于滑动多缝板的高超声速进气道不起动振荡流态控制实验研究 被引量：2
2
作者 张启帆 谭慧俊 陈昊 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第7期1450-1458,共9页
针对高超声速进气道的不起动振荡现象,提出了一种基于滑动多缝板的进气道不起动振荡控制概念,并对相关控制方案以及流动机理开展了风洞实验研究。实验中采用高速纹影技术和动态压力测量技术对整个控制过程中的瞬态流动结构和壁面动态压... 针对高超声速进气道的不起动振荡现象,提出了一种基于滑动多缝板的进气道不起动振荡控制概念,并对相关控制方案以及流动机理开展了风洞实验研究。实验中采用高速纹影技术和动态压力测量技术对整个控制过程中的瞬态流动结构和壁面动态压力信号特征进行了记录。结果表明:无论是在喉道后的唇罩上还是喉道前的压缩面上设置多缝板,均可在进气道不起动时通过泄流平衡进气道进出口流量差,进而达到抑制振荡的目的;随着多缝板的开启,进气道内的压力振荡幅度均不断减小,但是振荡频率的变化却并不相同,相较唇罩开缝方案中的频率保持不变,压缩面开缝方案中的振荡频率将随着通道内亚声速区的不断增大而升高;此外,压缩面开缝方案相较唇罩开缝方案能够对不起动过程中产生的分离包卸除,因而能够增强进气道的再起动能力。 展开更多
关键词 高超声速进气道 不起动控制 滑动多缝板 再起动 实验研究
原文传递
冲压发动机进气道不起动边界分析 被引量：3
3
作者 何保成 常军涛 于达仁 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第3期269-272,共4页
不起动边界是超声速进气道研究的重要内容,它是进气道保护控制的基础和前提。针对这一问题,对冲压发动机进气道进行了不同边界条件下的数值模拟,对稳态流场结果进行了分析。基于仿真数据,利用量纲分析工具对进气道最大抗反压能力进行了... 不起动边界是超声速进气道研究的重要内容,它是进气道保护控制的基础和前提。针对这一问题,对冲压发动机进气道进行了不同边界条件下的数值模拟,对稳态流场结果进行了分析。基于仿真数据,利用量纲分析工具对进气道最大抗反压能力进行了分析,讨论并给出了两进气道流动的相似条件。分析结果表明:在不考虑攻角变化的条件下,进气道不起动边界主要与来流马赫数有关。 展开更多
关键词 冲压发动机^+ 进气道 不起动^+ 边界 保护控制
在线阅读 下载PDF
超燃进气道分离流动的凸起物控制机理研究
4
作者 吕俊明 袁湘江 王强 《航空计算技术》 2012年第3期6-9,共4页
双模态超燃冲压发动机由于压力扰动可能发生不起动现象,造成推力严重下降,对飞行稳定性与飞行安全具有很强的破坏性。不起动初始阶段主要受到激波与边界层相互作用引起的流动分离影响,采用5阶特征型WE-NO格式与3阶TVD型Runge-Kutta格式... 双模态超燃冲压发动机由于压力扰动可能发生不起动现象,造成推力严重下降,对飞行稳定性与飞行安全具有很强的破坏性。不起动初始阶段主要受到激波与边界层相互作用引起的流动分离影响,采用5阶特征型WE-NO格式与3阶TVD型Runge-Kutta格式的高精度数值方法,求解三维Navier-Stokes方程,研究了利用凸起物作为涡发生器的被动控制方法,及其对高超声速流动分离现象的控制效果。结果表明高精度数值格式能够捕捉到复杂精细的流动分离结构,总结了摩阻、压力等在分离再附位置的变化规律;发现凸起物通过诱导形成局部流向涡进行流动控制,能够改变压力分布,减弱分离强度,影响分离结构。 展开更多
关键词 不起动 高超声速 激波与边界层相互作用 流动分离 被动控制 高精度格式
在线阅读 下载PDF
带有攻角约束的吸气式高超声速飞行器反步法控制 被引量：2
5
作者 马晓川 陈康 +1 位作者 杜昊昱 闫杰 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2020年第4期540-548,共9页
吸气式高超声速飞行器机动时攻角需要被约束在一定范围内以满足超燃冲压发动机的正常工作条件。针对飞行器攻角约束控制问题,使用反步法和扩展状态观测器设计了带有攻角约束能力的航迹倾角鲁棒跟踪控制器。在反步法控制器的基础上,通过... 吸气式高超声速飞行器机动时攻角需要被约束在一定范围内以满足超燃冲压发动机的正常工作条件。针对飞行器攻角约束控制问题,使用反步法和扩展状态观测器设计了带有攻角约束能力的航迹倾角鲁棒跟踪控制器。在反步法控制器的基础上,通过构建控制模型同阶的补偿系统来限制攻角响应的幅值。当攻角超出限制边界阈值时,补偿系统以攻角和阈值的差为输入产生补偿信号。补偿信号对反步法控制器中每一步控制信号进行修正达到限制飞行器攻角幅值的目的。控制系统中还引入了扰动观测器对模型的不确定项进行估计和补偿,以提高控制系统的鲁棒性能。稳定性分析证明了这种控制器设计方法满足Lyapunov稳定性。数值仿真结果表明,该方法在具有良好的攻角约束作用和鲁棒性能。 展开更多
关键词 攻角约束 进气道不启动 反步法 扩展状态观测器 吸气式高超声速飞行器
在线阅读 下载PDF
宽速域高超声速飞机进气道不起动一体化保护控制 被引量：2
6
作者 李家鑫 李旦伟 +2 位作者 刘凯 吴国强 吴志刚 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2023年第7期1034-1041,共8页
针对宽速域高超声速飞机机动飞行任务过程中容易出现进气道不起动问题,研究开展了基于最佳进气道优化的飞行/推进一体化保护控制方法研究。该方法可依据飞行状态对进气道流场最优攻角进行实时优化,并基于极点配置策略完成攻角与燃烧室... 针对宽速域高超声速飞机机动飞行任务过程中容易出现进气道不起动问题,研究开展了基于最佳进气道优化的飞行/推进一体化保护控制方法研究。该方法可依据飞行状态对进气道流场最优攻角进行实时优化,并基于极点配置策略完成攻角与燃烧室扩张比联合调节,实现飞行/推进一体化进气道保护控制。仿真结果表明,一体化保护控制方法与传统进气道不起动保护控制方法相比,在相同设计前提下可提升进气道不起动稳定裕度,降低进气道不起动风险,避免进气道不起动对宽速域高超声速飞机飞行任务造成的不利影响。 展开更多
关键词 宽速域飞机 进气道不起动 一体化控制 流场优化
在线阅读 下载PDF
考虑进气道不起动的高超声速飞行器鲁棒自适应控制研究 被引量：2
7
作者 王凡 李宏君 +2 位作者 许红羊 闫杰 张进 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2020年第1期170-175,共6页
针对吸气式高超声速飞行器进气道不起动引起飞行器气动特性大范围变化,从而导致响应出现大幅振荡甚至控制系统失稳的问题,提出了一种考虑进气道不起动影响的模型参考自适应控制方法。该方法首先针对进气道起动时的模型,设计了基于LQR-P... 针对吸气式高超声速飞行器进气道不起动引起飞行器气动特性大范围变化,从而导致响应出现大幅振荡甚至控制系统失稳的问题,提出了一种考虑进气道不起动影响的模型参考自适应控制方法。该方法首先针对进气道起动时的模型,设计了基于LQR-PI方法的姿态控制系统,并以此作为进气道不起动时的参考模型;当进气道不起动时,在LQR-PI基准控制器的基础上增加模型参考自适应控制项,通过跟踪参考模型以提高系统对进气道不起动引起模型偏差的鲁棒性,在进气道出现不起动的情况下能快速稳定姿态,为进气道再起动提供条件。最后对所提方法进行了数字仿真,结果表明,系统在进气道出现不起动时能够快速跟踪控制指令,且稳态误差趋于零,验证了所提方法的有效性。 展开更多
关键词 高超声速飞行器 进气道不起动 模型参考自适应控制
在线阅读 下载PDF
已选择0条
导出题录 引用分析
参考文献
引证文献
 统计分析
检索结果
已选文献
上一页 1 下一页 到第 页
使用帮助 返回顶部