航空发动机滑动局部线性模型及控制

为了提高航空发动机的控制性能和控制系统的可靠性,提出一种基于粒子群算法的航空发动机局部小区域自适应滑动的线性模型建立方法和双闭环自适应PI控制方法。在辨识区间内,以发动机转子转速为状态变量,采用在线实测数据和粒子群算法的参数估计方法,使模型辨识参数按照设定区间大小自适应跟踪滑动,从而保证线性模型能够精确逼近发动机的非线性动态。通过分析发动机燃油调节器的工作特性,建立了燃油调节器计量活门和电液伺服阀的传递函数,并根据所构建的模型,设计了航空发动机转子转速和燃油流量双闭环自适应PI控制系统以实现对航空发动机的精确控制。结果表明：利用局部滑动自适应辨识计算机得到的数据与发动机稳态、动态试验数据相吻合,且双闭环仿真控制性能满足航空发动机工作性能要求,表明所提出的航空发动机局部线性建模方法和自适应PI控制器参数算法对提高发动机的控制性能是有效的。     

航空发动机燃油系统执行机构故障诊断及验证

研究了基于执行机构模型以及发动机逆模型的发动机燃油系统执行机构及其传感器故障诊断方法.基于发动机半物理仿真试验台试验数据建立执行机构小闭环传递函数模型,通过二次多项式拟合将油针位置转换为燃油流量.提出基于自校正在线训练神经网络算法建立发动机逆模型,以离线训练网络参数初始化在线系统,基于阈值更新网络参数,并对学习速率进行自校正,以提高算法的泛化能力及收敛速度.对比执行机构模型输出、发动机逆模型输出与LVDT传感器测量位移换算得到的燃油流量,基于阈值判断故障状态.在T700涡轴发动机半物理仿真试验平台上进行试验,实现了在发动机额定及各种性能退化状态下,执行机构及其传感器漂移和偏置故障的准确诊断及定位,验证了算法的有效性.     

GE90大涵道比涡扇发动机动态性能研究

航空发动机数学模型的建立对于发动机控制十分关键,GE90系列发动机作为大涵道比超大推力涡扇发动机的代表,对于国内大推力发动机的研究具有重要意义和参考价值。以GE90-85B型号发动机作为研究对象,选择部件级特性建模方法,建立大涵道比涡扇发动机的稳态及动态模型,研究发动机在加减速过程各参数变化情况以及对性能的影响。结果表明,在高压转子80%转速、燃油流量阶跃增加,和高压转子100%转速、燃油流量阶跃降低的两种情况下,空气流量、油气比、燃烧室出口温度呈现出与燃油流量同增同减的状态;燃油流量阶跃变化时空气流量无法立即阶跃跟随,致使油气比出现超调的情况;加速时考虑高温部件寿命的影响需避免超温,减速需考虑油气比低导致的燃烧室熄火。     

数控燃油计量装置联合建模方法研究

为了研究步进电机驱动的数控燃油计量装置建模方法和其各部件特性,采用AMESim/Matlab联合建模的方法,对液压组件和步进电机分别用AMESim和Matlab/Simulink建立了各自的模型,完成了联合仿真接口设计,实现了模型间的数据共享。在输入计量装置的参数后,通过仿真计算获得了各工作点燃油流量,并与该装置的试验数据对比研究。结果表明,在工作范围内联合模型仿真的燃油流量与试验值误差在6%以内,联合模型稳态精度高并可反映装置的实际动态性能。采用该模型可以较好地控制燃油流量和获得较为准确的燃油计量装置工作特性,能够在发动机控制系统设计阶段,用于对燃油计量装置部件结构以及其控制性能的优化设计。     

基于信息熵-模糊理论的航空发动机性能评估

航空发动机性能评估可以分析发动机健康状况,预测潜在故障。传统评估方法主要通过计算发动机排气温度和燃油流量的变化进行评价,该方法反映的发动机特征信息不够全面。运用信息熵理论和模糊数学理论,通过对某型发动机典型故障进行故障树分析,计算故障征兆及原因的信息熵权值,建立了一个多参数的发动机性能评估模型,并对发动机各类故障原因对整体性能的影响进行定量分析,从而为发动机可靠性控制提供量化参考指标。     

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.     

基于非线性系统平衡流形的某型涡扇发动机建模研究

基于非线性系统平衡流形式建模理论,直接利用涡扇发动机试车数据,通过辨识计算,建立了各主要状态参数与燃油流量和高压转子转速的状态方程关系式,由此建立了某型涡扇发动机的实时动态仿真模型.并且仿真结果与试验吻合好,且其单步计算耗时较短,从而为该涡扇发动机开展实时性仿真、进一步完善发动机性能分析和改进其控制系统设计奠定了良好的基础.      

CFM56-3C航空发动机供油计划的建立及故障分析

主要概述了ＣＦＭ５６－３Ｃ航空发动机供油计划的建立及执行，对相关参数的意义及作用作了相应的论述，对相应参数的故障原因作了较详细的分析。航空发动机的工作过程就是处理燃油 与空气流量之间的关系并产生推力的过程。在整个发动机工作的过程中，燃调（ＭＥ）是燃油控制的中心指挥部。ＭＥＣ感受和监控着许多参数，决策出相应的供油计划，控制着发动机燃油流量的变化，使之安全稳定地工作。 发动机燃调的结构大体可分为燃油计量系统与燃油计算系统两大部分。燃油计量系统称为主发动机速度控制系统，计算系统称为加／减速燃油限制系统。…     

基于飞行试验数据的双转子航空发动机 加减速瞬态模型辨识

为辨识航空发动机飞行过程中加减速瞬态模型,通过对某型航空发动机慢车至中间以及中间至慢车过程的飞行试验数据进行分析整理,将发动机上述加、减速过程简化为静态参数预测过程,利用3层前向人工神经网络,建立了某型发动机加、减速瞬态过程中的发动机关键参数预测模型,对发动机参数预测模型预测结果与飞行试验记录数据进行了对比分析,同时利用额外的飞行试验数据验证了辨识模型的泛化能力.结果表明:辨识得到的发动机模型在油门杆稳定时参数预测相对误差不超过3％,在油门杆动作期间参数预测相对误差不超过5％;验证点上辨识模型参数预测误差不超过3％.证明该型发动机参数预测模型可以很好地预测发动机瞬态过程中的参数变化情况.该方法为建立发动机其他状态的加、减速过程参数变化模型奠定了基础,也能为建立全包线范围内发动机瞬态参数预测模型提供参考.     

燃油喷嘴主要性能参数的影响因素及调试技术

燃油喷嘴是航空发动机燃烧室的一个主要元件,它的主要功用是按照发动机不同的工作状态,供给燃烧室合适数量的、具有良好雾化质量的燃油。喷嘴的供油量是保证发动机推力要求、影响燃烧效率和性能的一个主要指标。根据燃油喷嘴的不同结构,对影响发动机燃烧室性能的流量、喷雾锥角和分布不均匀度等参数进行理论分析,并结合实际调试情况进行验证,解决了燃油喷嘴性能试验时流量、喷雾锥角和分布不均匀度调试困难的技术瓶颈,具有较大的指导意义和广阔的应用前景。     

一种直升机自旋训练过程涡轴发动机控制规律设计与仿真

针对直升机自旋训练过程中涡轴发动机快速响应要求,提出了一种以燃油流量和导叶角为控制量的鲁棒控制规律抑制自由涡轮转速瞬态下垂.首先,通过改进UH-60直升机/T700发动机综合模型,使之能够模拟自旋进入及自旋恢复过程动态变化.其次,提出并设计一种基于燃油流量和导叶调节的涡轴发动机鲁棒控制规律,并通过典型的自旋训练过程仿真,验证了该控制规律相比仅以燃油流量为变量的控制规律,自由涡轮转速瞬态下垂量降低至3%以下,且燃油流量变化更加平缓,改善了执行机构的工作条件.     

Ma4一级内并联式TBCC发动机模态转换性能分析

涡轮基组合循环(TBCC)发动机是未来远程高速飞行器和可重复使用双级入轨(TSTO)飞行器第一级运载器的理想动力,而模态转换是实现TBCC发动机工程实用所必须解决的关键技术之一。针对Ma4一级内并联式TBCC发动机,分析了其工作原理,发展了相应的总体性能计算模型,该模型考虑了进气道与发动机的流量匹配关系,改进了发动机模型的迭代求解方法。通过对比涡轮模态与冲压模态的净推力、单位燃油消耗率沿飞行轨迹的变化规律,确定模态转换马赫数为3.0。根据模态转换期间发动机推力、空气流量连续变化的基本要求,提出了一种根据涡轮发动机工作状态分三阶段进行的模态转换策略,确定了模态转换过程的参数调节规律。模态转换动态性能模拟结果表明,基本实现了涡轮模态至冲压模态的平稳转换,但在涡轮发动机加力关闭时,为保证发动机空气流量连续变化,发动机总推力将出现短暂的下降,降幅约为12.5%。     

涡轮冲压组合发动机燃油系统温升仿真研究

为了实现涡轮冲压组合发动机(简称组合发动机)燃油系统温升仿真计算,基于Flowmaster软件平台首次建立了组合发动机燃油系统温升仿真计算模型,为提高精度,根据试验数据自定义了航空煤油随温度压力变化的物性模块代替软件内置物性模块,基于此进行仿真计算得到不同工作模态下燃油系统温升情况。计算结果表明:涡轮模态工况下自定义物性模块计算得到的主要节点温升与软件内置物性模块相比总体偏低,且压力变化越大计算结果偏差越大;模态转换期间各子燃油系统流量迅速变化对燃油温度影响十分显著;冲压模态工况下燃油流量为2.68倍主燃烧室燃油流量时,可承受的最大发动机热负荷为400kW,最大飞行马赫数为5。实现了对发动机燃烧室入口燃油温度的预测和评估。     

航空发动机燃油分布器故障分析与参数优化

燃油分布器对供给发动机的燃油流量进行调节,进而改变发动机的转子转速、涡轮前温度等状态参数,它的工作特性也影响着发动机的加速性、稳定性等性能参数。在发动机地面台架试车过程中,发动机出现了转速下掉的故障,初步认为是燃油分布器工作不正常导致的。在对该型燃油分布器工作原理分析的基础上,利用AMESim软件构建相应的仿真模型,再现了工程实践中出现的发动机转速掉转的故障现象,分析并对其结构参数进行了优化。仿真结果为排故、系统的性能了解和改善提供了技术依据,本项研究已经成功应用于工程实践。     

燃油调节器起动供油特性研究

燃油调节器的起动供油特性的优劣,直接关系到发动机的点火能否成功。以弹用发动机燃油调节器起动供油装置为研究对象,建立起动供油系统的数学模型,并运用AMESim建立其仿真模型。重点分析了对起动供油特性起决定作用的关键部件——恒流量活门组件,得到了恒流量活门的初始开度、直径、节流孔直径、弹簧刚度、弹簧预紧力及喷嘴直径等设计参数变化对燃油调节器起动供油特性的影响趋势,为液压机械装置的设计、改进、改型和性能优化提供了理论依据。     

小功率电弧喷射发动机的数值计算

为详细了解电弧喷射发动机内部工作过程和相关工作参数对其性能的影响，参照实验用发动机的工作参数建立了模型，数值模拟了电弧喷射发动机工作通道内流场和电磁场。利用NND格式求解耦合电磁源项N－S方程，Gauss-Seidel迭代加超松驰方法求解椭圆型电磁场方程，计算得到的发动机工作通道内流场、电磁场结构，与实验数据进行了对比。结果表明，对同一结构尺寸的发动机，随推进剂流量变化，发动机性能存在最佳值；在一定流量范围内，实验数据和计算结果相符。     

基于整机试验数据辨识的雷诺数对涡扇发动机的性能影响

为了研究雷诺数对涡扇发动机性能的影响并提升稳态性能模型在工作包线内的计算精度,提出了一种基于整机试验数据辨识的计算分析方法。选取用于气路分析的测量参数,提升辨识算法的收敛性和计算结果的有效性;结合非线性气路分析算法辨识计算出各试验点的部件性能修正因子,统计分析雷诺数和各部件性能修正因子的变化关系,定量得到雷诺数对发动机各部件性能的影响程度;修正基线稳态性能模型,并对计算精度进行验证对比。结果表明:对比试验结果,修正后的稳态性能模型各参数计算偏差不大于2.5%。对比基线稳态性能模型各参数计算结果,计算精度平均提升2.3%,最大提升9.2%。      

航空发动机性能监控与预测

测量参数选择和数据处理 发动机性能监控就是利用测量的气动热力参数,如发动机气路中各主要截面的总温、总压、静压、转子转速和燃油流量等来分析发动机及部件的性能水平,并可将气动热力参数反映的故障隔离到气路部件或单元体及有关的子系统中.     

基于试飞数据的航空发动机加力瞬态过程模型辨识

为了对某航空发动机慢车至最大以及最大至慢车加力瞬态过程的工作状态进行监控,在该发动机实际飞行试验数据基础上,基于三层前向人工神经网络,辨识得到了该型发动机加力瞬态过程模型,对模型预测精度进行了分析讨论,利用额外的飞行试验数据对模型进行了检验。结果表明,辨识模型能够指示加力燃烧室工作状态,模型计算模拟参数与实际飞行试验数据吻合良好。该辨识模型可应用至该型发动机飞行试验的实时监控中,也可为其他型号发动机模型辨识提供参考。     

基于Flowmaster的航空发动机燃油系统温度仿真及分析

采用大庆RP-3型燃油,利用Flowmaster软件对某型航空发动机燃油系统进行建模,计算定、变转速工况下燃油温升情况,开展了发动机变转速下的温度仿真,将仿真温度与实验温度值进行对比验证模型准确性。结果表明:模型精度主要受元件的性能曲线影响;某些工况下主燃烧室前的燃油温度可达145 ℃以上,影响发动机安全,必须加以控制;仿真发现向飞机回油可以降低燃油温度,但对于阶跃回油质量流量信号,温度响应具有延迟性;设计回油质量流量为0 kg/s,不同工况的离心泵效率相同,各工况的燃油温度与主燃烧室燃油质量流量的关系,质量流量增大,温度降低,质量流量稳定时,温度也会达到稳定值。该仿真主要是建立了燃油温度的求解模型,提出了燃油泵加热的计算方法,对于航空发动机系统一维仿真研究有一定的指导作用。