【摘 要】
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高超音速燃烧风洞是目前检验航空航天飞行器、发动机性能最重要的手段之一,而加热器供气系统又是为超高声速燃烧风洞进行吹风试验提供高温高压气体的重要保障。实际工程应用
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高超音速燃烧风洞是目前检验航空航天飞行器、发动机性能最重要的手段之一,而加热器供气系统又是为超高声速燃烧风洞进行吹风试验提供高温高压气体的重要保障。实际工程应用中,对加热器供气系统中各组分气体的流量、压力控制多数采用传统的PID控制,对于复杂的管路系统,难以达到良好的控制效果。本文首先对长时间推进风洞控制系统总体设计及其硬件结构进行了介绍,对加热器供气控制系统管路结构、流量压力控制原理进行了详细介绍。根据管路特点建立了简化的二阶纯滞后数学模型,利用最小二乘法加多重积分法通过Matlab系统辨识工具对实验数据进行辨识得到了模型参数,通过增加模型阶数对比实验验证了模型的适用性。然后根据风洞加热器供气控制系统存在的非线性、时滞性、干扰性等特点,设计了一种基于非线性高斯函数的变参数PID的控制算法。通过对系统辨识得到控制系统的模型进行Matlab仿真实验,对传统PID与变参数PID的控制算法进行控制效果、克服系统滞后能力、抗干扰能力等方面的比较,验证了变参数PID的控制算法对于控制模型的优越性。最后设计了PLC控制程序以及WinCC监控画面,通过吹风实验数据,验证了变参数PID控制器的控制效果。
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