发动机电子调节器防消喘通道检测系统

介绍了某型发动机综合电子调节器防消喘通道检测系统的硬件、软件结构设计及测控功能的实现。实验表明，基于ATLAS的检测系统能够迅速准确地对该通道进行检测和维护，具有较广的应用价值，可用于发动机综合电子调节器的建模仿真与研究。     

基于喘振信息数据融合的发动机温度传感器

针对热电偶（阻）型温度传感器呈现较强的惯性，提出一种基于矩阵奇异分解的传感器数据融合方法，将喘振信息与温度传感器输出信号相融合，分别消除了发动机进口温度T1约1．2％和涡轮后燃气温度L约0．8％的静态误差；同时，还提出了利用喘振信息消除温度传感器动态误差的技术，补偿了热电偶（阻）的惯性延迟。实验和仿真结果表明，该数据融合方法和动态补偿技术不仅算法简单有效，而且温度补偿准确，提高了发动机电子调节器工作的可靠件．     

航空发动机温度传感器动态特性改善方法

在某次某型航空发动机的地面台架试车中,该航空发动机发生了喘振.为查证导致发动机喘振的原因,构建了该型航空发动机高压压气机可调静子叶片转角控制系统的数学模型,完成了联合仿真.理论分析及仿真研究证明了:温度传感器动态响应特性滞后是导致发动机喘振的主要原因.为解决喘振问题,设计了该传感器的动态性能校正系统.验证仿真表明:所采用的校正方案可在不影响系统正常工作的前提下,明显改善该高压压气机可调静子叶片角度的动态响应特性,并有效地防止发动机喘振.该温度传感器校正算法具有适应性良好,抗干扰能力强等突出优点,可为解决试车过程中暴露的发动机喘振问题提供重要参考.      

基于AMESim的涡扇发动机控制系统 综合仿真

以AMESim为平台,采用模块化的设计方法,分别建立航空发动机、传感器、燃油系统、电子控制器和执行机构数学模型.将模块封装打包建立涡扇发动机控制系统模型库,并将之组成为完整的发动机及调节器系统综合仿真平台.以主燃油控制系统为例,介绍了各仿真模块的建立过程,仿真结果表明,系统模型能反映各子系统之间的复杂集成和耦合关系,利用系统模型仿真进行组合优化能够有效提高系统性能.      

某涡扇发动机低压压气机叶片角位移传感器特性模拟试验研究

通过对综合电子调节器低压压气机导流叶片调节通道(即PHA通道)内部电路和控制规律的研究，以及低压压气机叶片角位移传感器(即α1角位移传感器)特性的外部测试，设计了模拟传感器的试验方案。该方案采用硬件电路对综合电子调节器输入传感器的信号进行调制，采用软件编程对模拟传感器进行调制。试验结果表明，模拟传感器可以完全替代真实传感器的功能。且满足一定的精度和可靠性要求，为综合电子调节器的离位检测及其数字化研究提供了新的思路．     

涡扇发动机燃油综合控制半实物仿真试验系统

建立了某涡扇发动机气动热力学模型和该型发动机综合电子调节器、主燃油泵调节器的实验室工作环境。发动机数学模型运行在计算机上,通过VXI总线技术,将其与控制器和执行机构实物连接,组建了某涡扇发动机燃油综合控制半实物仿真试验系统。对该半实物仿真试验系统进行试验,结果表明:该半实物仿真试验系统能有效地对该型发动机燃油进行静态和动态控制,为开展发动机的全权限数字电子控制(FADEC)系统研究和先进控制理论在发动机控制中的应用研究奠定了试验基础。     

某型发动机低压压气机导叶角度偏关故障分析与排除

针对某型发动机低压压气机导流叶片角度低于标准值即偏关的故障,详细分析了故障现象,阐述了低压压气机导流叶片调节通道工作原理及控制计划,剖析故障机理。根据所制定的排故流程,提出并分析了可能引发该故障的综合电子调节器、电路、传感器故障模式,最终确定综合电子调节器故障导致低压压气机导流叶片角度低于标准值。更换综合电子调节器,进行外场试车验证。结果表明:发动机工作参数正常,推力稳定,低压压气机导流叶片角度符合要求。     

基于喘振信号处理仿真系统的航空发动机判喘参数优化设计

为了提高某型涡扇发动机判喘的准确度和时效性，基于PXI计算机设计了用于判喘参数优化的喘振信号处理仿真系 统。完成了发动机台架试验的喘振特征信号高频同步采集，实现了喘振信号机载处理系统的数字化。通过喘振信号的模拟输出 与机载处理仿真，分析了喘振信号的低通和带通滤波参数、压差信号直流分量高选值、判喘阈值、喘振确认持续时间、消喘指令持 续时间6个参数对判喘系统的影响，并对判喘参数进行了优化设计与验证。通过参数优化，发动机小状态的判喘时间由86 ms缩 短到53 ms，大状态由无法判出到有效判出喘振。结果表明：该系统有效地提高了发动机判喘的准确度和时效性，可广泛用于航空 发动机判喘系统的参数优化与设计验证。     

某涡扇发动机综合电子调节器动态模型试验研究

通过对综合电子调节器半实物仿真系统的测试，得到了控制器各通道的静态、动态特性数据。采用反向工程试验法，应用控制理论分析辨识，得到了其动态特性的数学模型。特性分析的结果与理论研究相一致，该研究对发动机外场维护及控制器的设计改进有指导意义。     

某涡扇发动机加力喘振故障分析

某涡轮风扇发动机，使用中连续发生加力喘振故障。其原因是压比调节器故障，它控制的喷口面积不能随加力比的增加而放大，加力燃烧室内的温度和压力增大，气体发生倒流，使发动机进口空气流量减少，低压压气机内的气体分离而发生喘振。对装机使用发动机的压比调节器进行普查，并进行调整或更换，可使问题得以解决。     

航空发动机过失速及退喘模型研究

针对涡喷和涡扇发动机,通过求解带源项的2维欧拉方程组,发展了模拟发动机整机过失速及退喘动态过程的理论模型,实现了2种发动机稳定状态-喘振/旋转失速-退喘动态过程的模拟。分析了某单轴涡喷发动机算例,模拟结果展现出喘振和旋转失速相应的基本特征;对某小涵道比双轴混排涡扇发动机进、退喘模拟结果进行分析,发现风扇与压气机均发生了喘振,且喘振频率相等,并最终都恢复至稳定状态。     

面向对象的航空发动机电子控制器建模与仿真

为了模拟航空发动机电子控制器的结构和功能,根据1种典型的民用涡扇发动机数字电子控制器的硬件结构和工作原理,采用基于面向对象的建模方法,为航空发动机数控系统仿真平台FADEC Works搭建了数字电子控制器部件仿真类库,利用数字电子控制器部件仿真类库建立了双通道数字电子控制器模型,在FADEC Works仿真平台上与发动机模型进行了集成,构成了航空发动机闭环数控系统,并对搭建的双通道数字电子控制器模型进行了仿真和验证。结果表明:利用数字电子控制器部件仿真类库搭建的数字电子控制器模型能够模拟数字电子控制器的运行过程。该模型可应用于控制运行逻辑、故障诊断逻辑、通道切换逻辑的开发、集成、测试和验证。     

矢量喷管控制对发动机性能的影响

建立了带推力矢量的涡扇发动机数学模型。结合某型涡扇发动机研究了矢量喷管偏转对发动机工作和性能的影响,研究结果表明,矢量喷管偏转时,在一定条件下,发动机低压转子共同工作线向喘振边界移动,而高压转子共同工作线不发生变化,发动机总推力是增大的。但当将矢量喷管偏转与喉部面积放大相结合,可使发动机保持原工作状态不变,而发动机总推力却随着几何矢量角的增大而减小。      

涡扇发动机加减速特性显式与隐式计算方法

为了探索一种便于进行涡扇发动机过渡态控制规律设计的性能计算模型,提出了基于部件法的涡扇发动机加减速的显式格式和隐式格式计算方法,该方法通过在发动机计算模型中直接给定喘振裕度限制值、燃烧室油气比限制值和涡轮进口总温的限制值,计算出最优的加减速特性,进而获得发动机的最优加减速控制规律。计算模型针对不同的给定值,选择了不同的燃烧室容积效应模型。证明了对一般的涡扇发动机,隐式格式计算模型中,给定压气机喘振裕度算法的解是唯一的。以某涡扇发动机在地面的加减速过程为例,按最优加减速控制规律计算,显式格式算法和隐式格式算法的结果误差小于1.3%.对给定高压转子转速加速率的加速特性也进行了验算,计算结果与最优加速过程的结果误差小于1.7%.本文提出的加减速特性计算方法可为涡扇发动机的过渡态开环和闭环控制规律设计提供便捷的手段。     

加力涡扇发动机喘振与消喘模拟

基于气动耦合原理,发展了涡扇发动机风扇出口分流环计算模型,并进一步基于多级轴流压气机系统的逐级单元控制体模型,建立了混合加力涡扇发动机喘振及其喘振消除的数值模拟方法,并将其应用于某型全台加力涡扇发动机过失速特性模拟。在加力状态下采用收小尾喷管喉道面积诱导了风扇压气机过失速—喘振过程,并给出了预先对加力燃烧室实施切油消除风扇压气机喘振数值模拟结果。      

低压转子分出功率对高空长航时无人机发动机的影响

建立了高空长航时无人机发动机性能计算模型,引入雷诺数对发动机部件性能影响的修正,编制了相应的计算程序.计算分析了不同类型的中小推力涡扇发动机在高空条件下低压转子分出功率对发动机和核心机状态的影响,以及高/低压转子同时分出功率对发动机的影响,并对分出功率在高、低压转子的分配比例进行了分析.结果表明:在高空条件下,与高压转子分出功率相比,低压转子分出功率能明显改善无增压级涡扇发动机的风扇/压气机喘振裕度和带增压级涡扇发动机的增压级喘振裕度,能在保证发动机稳定工作的前提下,大幅度提高无增压级涡扇发动机的高空分出功率能力,有效提高带增压级涡扇发动机的高空分出功率能力,此外,低压转子分出功率可使核心机的转速、换算流量、增压比提高9%~14.8%,能有效地挖掘核心机的潜力.      

涡扇发动机加减速控制规律设计的功率提取法

为了简单、快速和准确地设计双轴涡扇发动机加、减速控制规律,提出了一种加、减速控制规律设计的新方法——功率提取法:在发动机稳态特性计算模型的基础上,分别从高、低压转子提取额外功率,使得高压压气机工作点(线)沿等换算转速线移动,并保证低压转子转速满足预定的要求,在同时考虑风扇和压气机喘振裕度限制、涡轮进口总温限制以及燃烧室熄火边界的条件下,利用适当的描述形式,可以快速而准确地获得最优双轴涡扇发动机加、减速控制规律.对某型涡扇发动机加速控制规律的改进设计结果表明,提出的加、减速控制规律的设计方法具有直观、快速、准确而有效的优点.      

涡扇发动机消喘系统设计与试验研究

在某型涡扇发动机气动失稳特征的基础上,建立了航空发动机失速/喘振特征工程数学模型,研制出发动机消喘系统数字仿真平台,完成了消喘系统的方案优化设计,并在地面台架和飞行台试验中得到了验证。其气动失稳工程数学模型、数字仿真优化设计技术和试验验证方法可广泛应用于航空发动机、地面和舰船燃气轮机、以及其它民用叶轮机械气动失稳测控设计领域,同时也为制定航空发动机消喘系统设计规范奠定了坚实的技术基础。     

涡轮轴断裂条件下的涡扇发动机性能建模

为了研究双轴混合排气涡扇发动机高压轴断裂失效后的动态性能，建立了轴断裂条件下涡扇发动机过渡态的共同工作方程，以及各部件考虑容积效应和气体惯性力的模型部件。在此基础上，分析了地面起飞状态和巡航状态下涡扇发动机高压轴断裂后发动机气路参数的瞬态响应规律和机理。研究表明:涡扇发动机高压轴断裂会在不超过05s的时间内导致压气机喘振、涡轮前温度超温、涡轮转速超转等继发性危害事件。在不同飞行状态下出现的轴断裂，上述事件发生的先后次序各不相同。尤其在地面起飞状态下，涡轮超转事件极可能先于压气机喘振现象而发生，012s内涡轮即可达到其破裂转速。这些都需要在航空发动机被动安全设计中给予足够的重视。