發(fā)布時(shí)間：2024-11-14 20:57

　　論文圍繞智能航空發(fā)動(dòng)機(jī)性能優(yōu)化控制進(jìn)行了研究,針對(duì)其中的關(guān)鍵技術(shù):推進(jìn)系統(tǒng)一體化模型、機(jī)載推進(jìn)系統(tǒng)自適應(yīng)模型、穩(wěn)態(tài)性能尋優(yōu)控制、加速優(yōu)化控制以及性能恢復(fù)控制進(jìn)行了深入研究。論文的主要貢獻(xiàn)及創(chuàng)新點(diǎn)如下:首先,建立并完善了包含進(jìn)氣道與渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)在內(nèi)的推進(jìn)系統(tǒng)一體化模型,該模型能夠準(zhǔn)確反映進(jìn)氣道和尾噴管內(nèi)外流特性、風(fēng)扇和壓氣機(jī)的變導(dǎo)葉特性、渦輪葉尖間隙變化特性。在渦輪葉尖間隙的計(jì)算中,由于熱傳導(dǎo)方程中常用的半無(wú)限平面法不符合使用條件,提出了一種通過(guò)熱傳導(dǎo)方程提取外表面微分方程的方法,對(duì)襯環(huán)、葉片的外表面溫度進(jìn)行預(yù)測(cè),提高了計(jì)算精度。為驗(yàn)證進(jìn)氣道放氣調(diào)節(jié)的可行性,對(duì)進(jìn)氣道放氣過(guò)程進(jìn)行了二維流場(chǎng)模擬仿真。通過(guò)仿真實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證了推進(jìn)系統(tǒng)一體化模型的準(zhǔn)確性。其次,開展了機(jī)載推進(jìn)系統(tǒng)自適應(yīng)模型研究。在機(jī)載推進(jìn)系統(tǒng)穩(wěn)態(tài)模型方面,提出了一種新的相似準(zhǔn)則,對(duì)基點(diǎn)樣本數(shù)據(jù)進(jìn)行了更有效壓縮,提高了相似換算后的模型輸出參數(shù)精度;對(duì)機(jī)載推進(jìn)系統(tǒng)模型中的簡(jiǎn)化發(fā)動(dòng)機(jī)模型部分,提出一種泰勒展開余項(xiàng)建模修正的方法,將二階余項(xiàng)加入線性模型展開式中,得出含二階余項(xiàng)的推進(jìn)系統(tǒng)矩陣;利用無(wú)約束優(yōu)化算法對(duì)推進(jìn)系統(tǒng)矩陣進(jìn)行優(yōu)化,進(jìn)一步提高了...

【文章頁(yè)數(shù)】：150 頁(yè)

【學(xué)位級(jí)別】：博士

【部分圖文】：

南京航空航天大學(xué)博士學(xué)位論文圖2.1為其特征截面圖。各截面代表的位置闡述如下：1是進(jìn)氣道出口，13是外涵進(jìn)口，16是外涵道出口，2是風(fēng)扇進(jìn)口，22是風(fēng)扇出口，23是內(nèi)涵進(jìn)口，25是壓氣機(jī)進(jìn)口，8是尾噴管喉道，9是尾噴管出口，3是壓氣機(jī)出口，4是燃燒室....

圖2.8輪盤正視圖、側(cè)視圖分布圖擬合法來(lái)構(gòu)建一個(gè)可容納兩個(gè)對(duì)流邊界條件、簡(jiǎn)單封閉形式的近似形式是：00(,)(,)xxdTTTxtdxTtdttxx示的穿透深度，是....

(2-41)式中，為圖2.9所示的穿透深度，是從表面直到熱效應(yīng)消失的距離（即從表面到溫度梯度趨向?yàn)榱愕木嚯x）。圖2.9(a)為無(wú)限板溫度分布，圖2.9(b)為中心線絕緣假設(shè)，圖2.10為無(wú)限板動(dòng)態(tài)溫度分布。由圖2.9、圖2.10可以看出，當(dāng)t→∞時(shí)，對(duì)流熱效應(yīng)完全滲透輪盤（即....

圖2.10無(wú)限板內(nèi)的動(dòng)態(tài)溫度分布為估算輪盤平均溫度，必須確定輪盤厚度方向的溫度分布。在距圓周面足夠遠(yuǎn)處，可將輪盤橫截面視為雙面對(duì)流的無(wú)限平板，如圖2.10所示。假定兩面的氣流溫度相同，則沿厚度的溫度分布關(guān)于中心線對(duì)稱。由于溫度分布的對(duì)稱性，使用半平板溫度分布并求得一半輪盤厚....

本文編號(hào)：4012092