导读:本文包含了马赫数控制论文开题报告文献综述、选题提纲参考文献及外文文献翻译，主要关键词:马赫数,风洞,超声速,高空,声速,模糊,参数。
马赫数控制论文文献综述
陈旦,张永双,李刚,郭守春,陈天毅[1]（2019）在《连续式风洞二喉道调节马赫数控制策略》一文中研究指出为了降低连续式跨超声速风洞压力波动,提高马赫数稳定性,需要对二喉道调节马赫数控制方式进行研究,针对现有文献鲜少对该控制策略描述等问题,以0.6m连续式跨声速风洞为例,对二喉道控制马赫数的原理进行分析,基于运动控制器加伺服驱动器双PID(proportion-integral-derivative)控制模式实现二喉道位置精确控制,提出了二喉道和压缩机转速的组合控制流程,并采用分段变参数模糊PID加串级控制的算法实现马赫数精确控制,最后进行了试验验证。结果表明马赫数控制精度优于0.001,且每个马赫数极曲线(9个攻角阶梯)的时间可控制在4min以内,证明所提出的控制策略是有效的,可为连续式跨超声速风洞的设计调试提供参考。(本文来源于《航空动力学报》期刊2019年10期）
吴宛洋,钟兢军,王会社[2]（2019）在《来流马赫数对吸力面小翼控制间隙泄漏效果影响的研究》一文中研究指出为了探索来流马赫数的变化对吸力面叶尖小翼间隙泄漏流动控制效果的影响,采用数值模拟软件ANSYS CFX对Ma=0.5、Ma=0.6及Ma=0.7叁个高亚声速下无叶尖小翼叶栅及加装了不同宽度吸力面小翼的扩压叶栅进行了数值计算。结果表明:当Ma=0.5时,不同宽度吸力面叶尖小翼都可以削弱泄漏涡的强度,改善叶顶间隙流动,降低叶栅流动损失。与原型叶栅相比,SW2.0方案总压损失降低了4.52%。而当来流马赫数逐渐变大时。吸力面叶尖小翼对叶栅顶部流场带来的有效改善作用随之减弱,对流场的消极影响增强。当Ma=0.7时,吸力面叶尖小翼结构增加了流场总压损失。(本文来源于《工程热物理学报》期刊2019年10期）
高赫,刘学军,郭晋,吕宏强[3]（2019）在《基于高斯过程回归的连续式风洞马赫数控制》一文中研究指出在风洞实验中保持实验段马赫数的稳定对实验的成功具有重要意义。传统的PID控制算法具有一定时滞性,不能满足连续变迎角实验模式下马赫数的控制精度要求。针对这一缺陷,提出了一种基于高斯过程回归的前馈控制策略,结合PID控制器共同完成马赫数控制任务。首先,对原始数据执行了预处理操作,将数据集中的异常数据进行清洗并且对清洗后的数据进行标准化;其次,选取迎角、实时马赫数、实验段截面积作为高斯过程回归模型的输入,压缩机转速作为输出,采用随机划分数据集与分组划分数据集两种策略进行建模,并将高斯过程回归与常用回归模型的预测精度进行了比较;最后,给出了利用高斯过程回归预测结果及预测置信度进行PID反馈控制的方法。实验结果表明高斯过程回归对风洞实验数据具有很好的建模能力,基于高斯过程回归的前馈控制与PID结合的控制策略能够提高连续变迎角模式下的马赫数控制精度。(本文来源于《空气动力学学报》期刊2019年03期）
杨绍武[4]（2016）在《风洞马赫数的广义预测控制方法研究》一文中研究指出随着大飞机研制的需要对能为飞行器的研制提供重要依据的风洞试验马赫数控制精度提出了苛刻的要求,但目前已有的控制方法在变马赫数试验中存在调节时间过长、超调量过大,吹风试验成本过高的缺点。考虑到预测控制基于预测的未来时刻控制偏差优化控制率,有能力实现快速高精度控制,因此,本文以暂冲型跨声速风洞为对象,研究使用预测控制实现快速高精度的风洞流场控制。通过分析,选择适用范围更广的广义预测控制算法实现风洞流场高精度的控制。该算法实现的关键在于预测模型的建立即模型结构、阶次及时滞的确定以及对算法中相关参数的整定:(1)好的模型结构能够描述对象实际特性,为快速高精度控制的实现奠定基础。在风洞流场控制结构中引入主引压力回路,能在降低控制难度的同时消除气源压力下降带来的时变影响。被控量选为总压和静压,降低马赫数直接控制增加的系统非线性。由于在工况点附近风洞流场可近似为线性系统,因此选用线性的模型,相比较于CARMA模型,CARIMA模型具有消除静差的作用且更接近实际对象特性,而对角的CARIMA模型还具有近似解耦的能力能够减弱风洞耦合的影响,因此选用对角的两入两出CARIMA模型作为风洞流场预测模型的结构;(2)合适的阶次有利于数据特征的挖掘,使预测结果更加准确。研究使用伪最邻近点法确定模型阶次,该方法通过定量给出伪邻近点百分比,当百分比趋近于0时即为模型阶次,具有简单易行的优点;(3)时滞的确定一方面有利于提高模型参数辨识的精度,另一方面为最小预测时域N1的整定提供了参考。研究使用一阶惯性加滞后模型结合最小二乘法拟合曲线的方法进行时滞的确定,该方法能够较为快速的确定对象的时滞并且能定量的分析出风洞流场具有时滞的特性;(4)参数整定的好坏直接关系到控制系统的性能,但目前并没有通用的准则,根据前人提出的基于一阶惯性加滞后模型的参数整定方法及实际调试经验可实现参数的整定,该方法极大程度的简化了参数整定的难度,并在实际应用中也取得了满意的控制效果。在基于LabVIEW搭建的风洞控制系统模拟仿真平台进行工况点附近变马赫数试验,相较于PID控制,基于广义预测控制算法的控制器在满足控制精度的情况下无论是减小超调还是缩短调节时间都达到了预期的期望。由于风洞流场的动态特性随着工况发生改变,在不同工况间进行变马赫数试验,模型的改变势必会对高精度控制带来影响,为了消除影响使控制器适应这种变化,对控制器进行了改进,引入了带有遗忘因子的递推最小二乘法克服了传统递推最小二乘法新数据对参数估计影响力弱的缺点,实现了风洞流场的自适应控制,仿真结果验证了有效性。(本文来源于《东北大学》期刊2016-12-01）
金志伟,杨兴锐,苏北辰[5]（2016）在《基于神经网络的风洞马赫数预测控制仿真研究》一文中研究指出针对2.4 m跨声速风洞很难用精确的机理模型表示系统的动态特性的问题,提出了基于神经网络模型的风洞马赫数预测控制策略。综合了模型预测控制和神经网络建模的优点,对于控制参数未知、非线性和时变系统具有很好的处理效果。利用基于径向基函数的神经网络模型预测系统的动态响应、非线性神经网络模型可以在训练过程中捕获系统的动态特性等措施,实现了将神经网络模型应用到MPC结构中。仿真结果表明,该控制策略具有很好的跟踪性能和控制效果。(本文来源于《兵工自动化》期刊2016年03期）
乔彦平,田金虎,吴锋,耿卫民[6]（2015）在《超声速自由射流马赫数控制系统设计》一文中研究指出简要介绍了超声速自由射流高空模拟和试验技术,分析了超声速自由射流马赫数控制的原理,给出了控制方式及建立多输入多输出马赫数控制系统的方法。设计并实现了基于单支点半柔性壁超声速自由射流喷管,及双电动缸同步伺服控制技术的超声速自由射流马赫数控制系统。吹风试验结果表明,采用的双电动缸同步伺服控制技术,可对单支点半柔性壁超声速自由射流喷管柔性壁面实现同步控制,即精确控制超声速自由射流喉道面积;同时,该控制系统还可连续、有效地控制超声速自由射流马赫数。(本文来源于《燃气涡轮试验与研究》期刊2015年04期）
易家宁[7]（2014）在《风洞马赫数的控制策略与控制方法研究》一文中研究指出风洞是空气动力学试验中最重要的设备。马赫数控制系统是保证整个风洞性能指标的核心系统,风洞马赫数的控制精度、稳定性与快速性对风洞流场品质的改善与能源的节约至关重要。本文以引射式跨声速风洞为研究对象,对风洞马赫数控制的控制策略与控制方法进行了研究。风洞系统流场建立时间短,控制精度要求高,系统结构复杂,很难建立精确的数学模型,使得控制难度较大。吹风试验过程可分为充压阶段和试验阶段,风洞系统在充压阶段的非线性程度和耦合程度远高于试验阶段,两个阶段采用相同的控制方式难以达到理想效果。因此,本文根据充压阶段和试验阶段的不同特点,设计了风洞马赫数的分阶段控制策略。充压阶段要求快速、稳定地建立起风洞流场,风洞系统在充压阶段非线性严重、耦合作用强,通过传统控制方式达到满意的效果。为此,本文设计了基于知识的仿人智能控制器,结合开环和闭环两种控制方式,被控量偏差大时采用开环时间最优控制保证快速性,偏差小时采用闭环PID控制保证稳定性,根据先验知识和控制经验确定仿人智能控制规则,在线检测系统运行状态并按照规则改变控制方式,其中开环控制量基于案例推理选取。PID控制可以基本满足试验阶段的控制需求。但是,试验阶段马赫数的控制要求速度快、精度高,涉及吹风试验工况多,为了达到控制要求需要反复调整PID参数,工作量大且难以保证控制效果。针对这一问题,本文根据同类工况具有重复性的特点,设计了基于迭代学习的PID控制器,以暂态性能指标为目标函数,通过迭代学习完成了试验阶段PID参数的优化。为了验证控制器的性能,本文基于LabVIEW设计了风洞控制系统的仿真平台。模拟吹风试验结果表明,基于知识的仿人智能控制有效减少了充压阶段的超调量和调节时间,基于迭代学习的PID控制器可以通过迭代学习优化参数从而改善控制效果。本文设计的控制策略与控制方法可以满足风洞的控制要求,具有实际应用价值。(本文来源于《东北大学》期刊2014-06-01）
许莹[8]（2014）在《自适应模糊控制算法在变马赫数风洞控制系统中的应用》一文中研究指出变马赫数推进风洞用于开展变马赫数条件下发动机内流场的流动机理研究以及加减速过程中发动机的气动性能研究,是检验航空航天高超声速飞行器性能的重要手段之一。加热器供气系统是为风洞吹风试验提供变马赫数下气流条件的重要保障,其中对各组分气体的流量控制尤为重要。力学所原有风洞控制系统采用传统PID控制算法,但对于复杂的风洞供气系统难以取得良好的控制效果。针对原有风洞控制系统自动化水平低的现状,进行了硬件和软件设计,采用类似SCADA系统结构的控制系统,并设计了PLC控制程序和WinCC监控界面,做到控制技术和信息技术无缝连接,实现管控一体化。根据变马赫数实现原理和加热器供气管路结构,设计了压力控制流量的串级双闭环控制回路。采用测试建模方法,运用递推最小二乘法辨识系统模型参数,通过实验数据辨识得到加热器供气系统的数学模型。由于加热器供气系统结构复杂且影响因素多,具有参数时变性、非线性、时滞性等特点,建立精确数学模型困难,针对此设计了一种自适应模糊控制算法,提高了非稳态过程控制的跟踪性、稳定性和精确性。通过Matlab仿真实验,与传统PID进行了多方面控制效果的比较,证明了此算法的优越性,可满足控制要求。(本文来源于《北京化工大学》期刊2014-05-27）
张政伟,李霖宇,刘汉斌,任凤升,张振家[9]（2013）在《变论域模糊控制在无人飞行器马赫数控制中的应用研究》一文中研究指出针对无人飞行器的控制要求,提出了一种增量式变论域模糊智能控制算法。该算法具有调节裕度大、鲁棒性强的特点,适用于非线性控制系统,解决了无人飞行器巡航马赫数缓慢升高不能稳定跟踪目标值的问题。通过模拟飞行轨迹的半实物仿真试验,验证了模糊智能控制算法的控制效果,试验结果表明,通过采用模糊控制方法大大提高飞行马赫数控制的动态性能,满足无人飞行器控制系统设计要求,取得了较好的控制效果。(本文来源于《推进技术》期刊2013年12期）
张永双,陈旦,饶希[10]（2013）在《NF-6连续式跨声速风洞马赫数控制方式比较与研究》一文中研究指出NF-6风洞通过压缩机静叶角预置进行马赫数粗调,而马赫数精确调节包括压缩机转速调节与试验段下游栅指位置调节两种方式。从调节范围、调节精度、调节速度与安全性四个方面对两种调节方式进行了对比研究,并最终选定了利用压缩机转速精调马赫数的控制方式,确定了马赫数控制的流程。实验结果表明,风洞在全运行范围内马赫数控制精度优于±0.002。(本文来源于《中国空气动力学会测控技术专委会第六届四次学术交流会论文集》期刊2013-08-01）
马赫数控制论文开题报告
（1）论文研究背景及目的
此处内容要求：
首先简单简介论文所研究问题的基本概念和背景，再而简单明了地指出论文所要研究解决的具体问题，并提出你的论文准备的观点或解决方法。
写法范例：
为了探索来流马赫数的变化对吸力面叶尖小翼间隙泄漏流动控制效果的影响,采用数值模拟软件ANSYS CFX对Ma=0.5、Ma=0.6及Ma=0.7叁个高亚声速下无叶尖小翼叶栅及加装了不同宽度吸力面小翼的扩压叶栅进行了数值计算。结果表明:当Ma=0.5时,不同宽度吸力面叶尖小翼都可以削弱泄漏涡的强度,改善叶顶间隙流动,降低叶栅流动损失。与原型叶栅相比,SW2.0方案总压损失降低了4.52%。而当来流马赫数逐渐变大时。吸力面叶尖小翼对叶栅顶部流场带来的有效改善作用随之减弱,对流场的消极影响增强。当Ma=0.7时,吸力面叶尖小翼结构增加了流场总压损失。
（2）本文研究方法
调查法：该方法是有目的、有系统的搜集有关研究对象的具体信息。
观察法：用自己的感官和辅助工具直接观察研究对象从而得到有关信息。
实验法：通过主支变革、控制研究对象来发现与确认事物间的因果关系。
文献研究法：通过调查文献来获得资料，从而全面的、正确的了解掌握研究方法。
实证研究法：依据现有的科学理论和实践的需要提出设计。
定性分析法：对研究对象进行“质”的方面的研究，这个方法需要计算的数据较少。
定量分析法：通过具体的数字，使人们对研究对象的认识进一步精确化。
跨学科研究法：运用多学科的理论、方法和成果从整体上对某一课题进行研究。
功能分析法：这是社会科学用来分析社会现象的一种方法，从某一功能出发研究多个方面的影响。
模拟法：通过创设一个与原型相似的模型来间接研究原型某种特性的一种形容方法。
马赫数控制论文参考文献
[1].陈旦,张永双,李刚,郭守春,陈天毅.连续式风洞二喉道调节马赫数控制策略[J].航空动力学报.2019
[2].吴宛洋,钟兢军,王会社.来流马赫数对吸力面小翼控制间隙泄漏效果影响的研究[J].工程热物理学报.2019
[3].高赫,刘学军,郭晋,吕宏强.基于高斯过程回归的连续式风洞马赫数控制[J].空气动力学学报.2019
[4].杨绍武.风洞马赫数的广义预测控制方法研究[D].东北大学.2016
[5].金志伟,杨兴锐,苏北辰.基于神经网络的风洞马赫数预测控制仿真研究[J].兵工自动化.2016
[6].乔彦平,田金虎,吴锋,耿卫民.超声速自由射流马赫数控制系统设计[J].燃气涡轮试验与研究.2015
[7].易家宁.风洞马赫数的控制策略与控制方法研究[D].东北大学.2014
[8].许莹.自适应模糊控制算法在变马赫数风洞控制系统中的应用[D].北京化工大学.2014
[9].张政伟,李霖宇,刘汉斌,任凤升,张振家.变论域模糊控制在无人飞行器马赫数控制中的应用研究[J].推进技术.2013
[10].张永双,陈旦,饶希.NF-6连续式跨声速风洞马赫数控制方式比较与研究[C].中国空气动力学会测控技术专委会第六届四次学术交流会论文集.2013
论文知识图
