民用涡扇发动机燃油系统健康指标选取

针对民用涡扇发动机燃油系统工作环境恶劣、性能衰退情况频发、表征健康状态的量化指标缺乏的现状,通过机理分析 对发动机燃油系统关键部件（燃油计量装置、压差控制器、主燃油泵和增压关断活门）的健康指标选取策略进行了研究。基于已验 证的某型民用涡扇发动机燃油系统AMESim模型,注入计量活门内泄漏、电液伺服阀零偏增大、压差活门内泄漏、主燃油泵外泄漏 等典型的性能衰退模式进行了性能衰退仿真,并根据燃油系统可测量信息选取了计量活门组件、压差控制器、主燃油泵等作为特 定性能衰退模式的健康指标。仿真结果表明：所选取的健康指标对于典型性能衰退模式表现出了良好的监测能力,可作为燃油系 统健康状态量化指标评估标准,为燃油系统健康管理和视情维修策略的制定提供参考。     

压差控制器设计参数对燃油计量系统影响研究

某型航空发动机控制系统采用数字电子控制,其执行装置仍然是机械液压式.对于液压机械装置的研究,以往主要针对调整参数,针对设计参数的研究目前还鲜有论文发表.针对上述问题,利用AMESim软件对燃油控制系统液压机械执行机构进行建模仿真,得到了设计参数,如压差活门型孔、油压作用面、弹簧刚度、节流嘴等对燃油计量系统动态特性和稳态特性的影响,为液压机械装置的设计、改进改型和性能优化提供了依据.     

多目标遗传算法在H_∞鲁棒控制器设计中的应用

引入了基于频域理论的H∞回路成形鲁棒设计方法对某型航空发动机进行控制器设计,对设计过程中的关键技术进行了研究。在控制器设计过程中,引入多目标遗传算法对能使系统奇异值形状满足设计要求的权函数参数进行全局寻优,有效提高了控制器的设计效率和设计的准确性。同时对传统的控制回路结构进行了改形,改善了控制器性能。最后在设计的航空发动机数控系统快速原型化实时仿真平台上进行了硬件在回路仿真,证实了所设计的改型后的H∞回路成形控制器在航空发动机控制上所具有的良好的性能。     

某型发动机风扇二级叶片/盘疲劳寿命研究

对某发动机风扇二级叶片/盘疲劳寿命进行了理论计算和试验研究。应用Ansys软件建立了该发动机风扇二级叶片振动分析有限元计算模型,并对其一阶弯曲共振时的应力分布进行有限元数值仿真分析,得到了叶尖振幅与叶背应力的关系;基于一阶弯曲共振模态,对叶片进行了疲劳寿命试验,获得了改型前后叶片的疲劳寿命。建立了轮盘应力分析有限元模型,计算得到了轮盘的应力分布,并以此应力分布为基础,计算得到了轮盘的疲劳寿命。研究结果表明:改型前后,叶片的疲劳寿命增大了4.1倍;叶片改型前后,无论是大间隙还是小间隙,改型后盘的疲劳寿命较改型前有所下降,但改型前后盘的疲劳寿命均满足设计要求。     

某型涡轴发动机等压差活门建模分析

考虑某型涡轴发动机燃油流量调节器通道截面的局部能量损失,推导出流经计量油针的燃油流量方程,在此基础上详细分析等压差活门的功用、结构组成及其工作原理,以连续方程和力平衡方程为基础,采用线性化处理方法,建立等压差活门的数学模型。通过分析等压差活门系统结构,得到等压差活门系统的传递函数,进而对其稳定性进行分析,计算单位阶跃输入的稳态误差。结果表明:以流量方程和力平衡方程为基础建立等压差活门数学模型的方法可行,分析出等压差活门稳定工作条件和稳态误差的主要影响因素,并且为燃油调节器数学模型的建立以及仿真计算奠定了基础。     

一种微型涡轮发动机导向器改进方案

为了提高发动机性能,克服微型涡轮发动机(MTE)的尺度小等因素导致其导向器内流动损失大的缺点,采用了整体叶片式导向器设计技术对某MTE-C微型发动机涡轮导向器进行了改型设计.首先采用NAPA软件对MTE-C微型发动机的整体叶片式导向器进行数值模拟,通过流场分析得到了原型导向器设计中导致流动效率低下的不足之处,并以此为理论依据,对导向器进行了改进.改进型导向器的整级数值模拟结果表明,涡轮在设计点的效率提高了15%, 且在宽广的工作范围内其通流能力和效率均得到了明显的提升.      

微型涡轮发动机燃油闭环控制起动方法

采用微压差方法进行燃油流量测量,达到低压损、高精度和快速响应的目的.设计了孔板式计量段,对不同节流孔径的计量段进行了标定试验.试验结果表明:在设定的测量范围内,节流孔两侧压差的平方根与流量成线性关系,与理论分析结果一致.在此基础上,研究微型涡轮发动机起动过程供油流量闭环控制问题.设计了单神经元PID(比例-积分-微分)控制器,对燃油流量进行了闭环控制试验.与开环控制方法相比,新的控制方法动态性能好,调节精度高.最后,采用单神经元PID控制器进行了微型涡轮发动机燃油闭环控制起动试验,显著提高了起动过程的快速性与可靠性.      

某型压差活门的动态特性分析

压差活门是航空发动机数控系统燃油计量装置中重要的液压部件,其稳定性和动态性能直接影响控制系统的整体性能。根据压差活门非线性微分方程,采用小偏差线性化方法,推导出了压差活门的动态数学模型,得到了压差活门的方框图以及传递函数。选取某压差活门参数建立了Simulink仿真模型,分别在频域和时域分析了其动态性能。结果表明:在频域上,比较了有无节流器时的回路增益函数伯德图,认为敏感油路上的节流器可以改善稳定性且提高控制精度,通过设计节流器的尺寸可以调节穿越频域,从而改善系统的动态性能;在时域上,分析了不同节流器尺寸下阶跃响应的动态性能,其试验结果与实际工程经验一致。     

加力燃油计量装置的AMESim 仿真研究

为获得加力燃油系统数字化仿真与性能验证平台,采用功能划分的方法分析了典型计量装置的功能模块,确定了伺服阀-随动活塞、计量活门-等压差活门是决定计量装置动态特性的主要组成部分,对其进行了数学建模。鉴于获得的数学模型描述系统特性时缺乏相关元件特性参数的设计依据,建立了由计量活门、等压差活门、电液伺服单元等组成计量装置的AMESim模型,计算主要结构参数后仿真分析了其稳态和动态特性。结果表明:基于控制系统构成的加力燃油计量装置功能划分与数学建模可为仿真研究与参数设计提供指导,AMESim可用于动态过程仿真与性能预测。     

润滑系统调压差活门技术研究与应用

调压差活门为发动机滑油供油系统的重要部件,用于控制滑油的流量和压力,关系着航空发动机润滑系统的供油能力和工作稳定性,通过感受供油路压力和中轴承腔压力保证各喷嘴前后的压差稳定在规定的范围内。为掌握某型发动机调压差活门的工作特性,对调压差活门的开闭特性、流量特性及响应特性进行试验研究。结果表明:活门的打开压力为252 k Pa,响应时间小于384 ms。研究结果可应用于生产中调压差活门初始打开压力的设定以及后续滑油供油系统仿真分析中,以提高航空发动机滑油供油系统流量、压力仿真计算的准确性和真实性。     

总压畸变对整机稳定性的影响研究分析

为分析进气畸变对发动机稳定性和性能影响,基于带源项的2维非定常欧拉方程发展了1种数值计算方法。利用所建立的模型针对某型发动机分析了总压畸变对整机稳定性和性能参数的影响,以及典型影响因素对临界总压畸变指数的影响。计算结果表明：该模型预测较准确,预测结果具有工程应用价值。     

根轨迹法在燃油控制回路PI控制器参数设计中的应用

为进一步提高航空发动机燃油控制回路的控制性能,使其达到数控系统性能指标要求,针对发动机的特性,从其控制系统的实际运用角度出发,开发出适用于其燃油控制回路PI控制器的根轨迹参数设计方法.该方法采用根轨迹图并结合控制性能指标要求确定了闭环主导极点的期望区域,在根轨迹图上放置极点和零点,移动闭环主导极点到期望区域内以确定满足性能指标要求的PI控制器参数.通过仿真试验发现,采用根轨迹法所设计的燃油控制回路PI控制器参数不仅能达到数控系统性能指标要求,所设计PI控制器的控制品质还明显优于零极点对消法.     

航空发动机的支持向量机自适应PID控制

首先介绍了支持向量机(SVM)的原理, 建立了支持向量机回归(SVMR)模型.将SVMR与基于支持向量机的控制器相结合, 组成自适应PID支持向量机控制(SVMC)系统.最后用于某型航空发动机, 通过在选定的设计点处进行控制系统的设计, 利用支持向量机强大非线性映射能力、网络结构的自动最优化特性, 使控制系统在发动机偏离设计点工作时控制系统仍保持很好的性能.为通用非线性控制提供了一种新的控制思路.      

基于李雅普诺夫函数的航空发动机非线性控制设计方法

针对航空发动机非线性模型,提出了1种基于李雅普诺夫(Lyapunov)函数的航空发动机非线性控制设计方法。在保证系统稳定的前提下,采用该方法完成了航空发动机非线性控制器的设计。仿真研究结果表明:该设计方法可提高系统响应速度,能有效抑制干扰,且具有良好的跟踪性和鲁棒性,有效改进了航空发动机控制系统的性能。     

航空发动机机载压力测试设备自动校准系统设计

介绍了航空发动机机载压力测试设备的自动校准系统设计。该系统可实现机载压力测量设备的全自动现场校准,已成功应用于某型发动机机载压力测试设备的自动校准工作中。在0～7 MPa(表压、绝压)下进行测试、校准,准确度可达0.01%FS。     

基于混合区域极点配置的航空发动机全包线鲁棒变参数控制器设计

针对航空发动机全包线多变量鲁棒变增益控制器设计问题,提出了一种基于混合区域极点配置的鲁棒变参数控制方法。利用Jacobian方法建立多调度参数下的发动机仿射线性变参数(Linear parameter varying,LPV)模型,用于描述发动机全包线内的非线性动态特性;针对上述LPV模型,采用仿射参数依赖Lyapunov函数设计具有H∞鲁棒性能的状态反馈控制器,给出了控制系统全局稳定性的证明;并利用混合区域极点配置方法,将闭环系统极点配置到左半平面指定位置,以保证控制系统的动态特性及稳定裕度;进而引入凸多胞技术,将参数依赖线性矩阵不等式(Linear matrix inequality,LMI)方程转化为有限维LMI进行控制器求解,并得到了全局解。针对涡扇发动机的仿真结果表明:存在复杂量测噪声干扰条件下,鲁棒变参数控制器可以实现发动机全包线内控制指令的精确跟踪,系统阶跃响应的调节时间不超过1.5s,系统无超调,对控制期望的稳态跟踪误差在0.02%以内,符合发动机控制系统技术要求。     

航空发动机燃油计量装置特性仿真与试验研究

燃油计量装置作为航空发动机燃油控制系统的执行机构对航空发动机的性能有直接影响,全面掌握燃油计量装置特性是非常重要的。基于AMESim软件建立了航空发动机燃油计量装置的热液压模型,分析了燃油计量装置特性及受温度影响的规律,并通过试验验证了仿真结果。结果表明:建立的模型具有较高的精度,在控制器指令不变的情况下,随着油温的升高,燃油质量流量会有一定程度减小。     

基于遗传算法的航空发动机多目标优化PID控制

提出采用多目标遗传算法,对航空发动机PID控制器参数进行优化设计.使用先进多目标遗传算法NSGA-Ⅱ对航空发动机PID控制器进行参数整定.针对某型航空发动机在飞行包线内的飞行状态进行控制器参数的优化选取,仿真结果表明,与传统手动试凑调节PID控制器参数进行比较,转速阶跃响应过程的性能指标得到了很好的优化,获得了令人满意的优化效果.      

航空发动机主燃烧室高温测试技术

依据航空发动机主燃烧室结构及RR等国外发动机公司的研制经验,阐述了航空发动机主燃烧室试验器应当采用的合理布局。结合各类主燃烧室试验器的结构,以测量燃烧室出口温度场为目的,介绍了4种可用于燃烧室试验器温度场测量的技术,同时给出了1种燃气分析燃烧温度通用计算方法。对4种高温测试技术在不同类型燃烧试验器上的应用特点进行了比较。指出燃气分析方法测量燃烧室出口温度场具有可测量高温、数据精度高、高压环境性能可靠、在使用寿命周期内成本低的优势,是目前温度场测试的首选。