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申请/专利权人：南京航空航天大学
摘要：本发明公开了一种LF‑STOVL（升力风扇型短距起飞垂直降落）发动机多喷管推力匹配控制方法。首先根据飞行姿态和飞行条件并通过求解六自由度STOVL飞机模型生成三轴承矢量尾喷管处的核心推力指令、升力风扇喷口处的升力风扇推力指令、以及左、右滚转喷口的滚转推力指令；然后根据所述推力指令和实际推力对主燃油流量、尾喷管喉道面积、升力风扇喷管出口面积和滚转喷管出口面积进行闭环控制。本发明还公开了一种LF‑STOVL发动机多喷管推力匹配控制系统。相比现有技术，本发明可有效实现STOVL模式下在飞行姿态和飞行条件变化时的多喷管推力匹配控制。
主权项：1.LF-STOVL发动机多喷管推力匹配控制方法，其特征在于，首先根据飞行姿态和飞行条件并通过求解六自由度STOVL飞机模型生成三轴承矢量尾喷管处的核心推力指令、升力风扇喷口处的升力风扇推力指令、以及左、右滚转喷口的滚转推力指令；然后根据所述推力指令和实际推力对主燃油流量Wfm、尾喷管喉道面积A8、升力风扇喷管出口面积Alf和滚转喷管出口面积Agz进行闭环控制；所述六自由度STOVL飞机模型具体如下式所示： 式中，Fcnr、Flfr、Fgz1r、Fgz2r分别表示核心推力指令、升力风扇推力指令及左、右滚转喷口的滚转推力指令；Fgztr表示左、右滚转喷口的滚转推力指令的矢量和；δcn和δlf为核心推力Fcn和升力风扇推力Flf在飞机对称平面Oxz上的投影与x轴之间的夹角，当投影位于x轴下方时，δcn和δlf为正；δcny为核心推力Fcn在Oxy平面上的投影与对称平面Oxz之间的夹角，当投影位于对称平面Oxz的左侧时，δcny为正；x、y、z为对应推力的矢量力臂；下标cn、lf、gz1、gz2分别表示三轴承矢量尾喷管、升力风扇喷口及左、右滚转喷口；下标x、y、z分别表示机体坐标系下的三个方向分量；下标I表示发动机进气道；FI、Fp分别表示发动机进气道阻力、发动机四个喷管产生的总推力；Lp、Mp、Np表示机体坐标系下发动机推力引起的三个方向推力矩，分别为滚转力矩、俯仰力矩、偏航力矩。
全文数据：
权利要求：
百度查询： 南京航空航天大学 LF-STOVL发动机多喷管推力匹配控制方法及系统
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