大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)過(guò)渡態(tài)控制優(yōu)化與飛-推綜合建模.pdf

1、大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的過(guò)渡態(tài)性能優(yōu)化對(duì)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(dòng)機(jī)過(guò)渡態(tài)性能的目的是減少其響應(yīng)時(shí)間，同時(shí)必須保證發(fā)動(dòng)機(jī)不超溫、不超轉(zhuǎn)并且遠(yuǎn)離喘振邊界。并保證發(fā)動(dòng)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(dòng)機(jī)加速過(guò)程的優(yōu)化對(duì)飛機(jī)性能的影響，本文根據(jù)民航機(jī)氣動(dòng)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(dòng)機(jī)部件級(jí)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(duì)渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)過(guò)渡態(tài)控制進(jìn)行了優(yōu)化，減少了發(fā)動(dòng)機(jī)加速的響應(yīng)時(shí)間，并在飛/推綜合模型上進(jìn)行了測(cè)試，該測(cè)試模擬了民航機(jī)在單發(fā)失效時(shí)以及飛機(jī)在復(fù)飛過(guò)程中緊急提升發(fā)動(dòng)機(jī)推力的過(guò)程。
　　最后，本文針對(duì)飛機(jī)在液壓系統(tǒng)失效而無(wú)法操縱傳統(tǒng)的氣動(dòng)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(duì)飛機(jī)姿態(tài)的影響，以左右發(fā)推力差來(lái)控制飛機(jī)的偏航和滾轉(zhuǎn),以左右發(fā)動(dòng)機(jī)推力的同