航空涡喷涡扇发动机露天基准试车台

本文介绍了我国目前唯一一座国家二级基准试车台－－２６６航空涡喷涡扇发动机露天基准试车台,并对航空发动机在露天基准试车台和室内试车台上试验录取推力作了理论分析和对比,阐述了对室内试车台进行校准的必要性,同时,文中还对基准试车台的其它用途作了简要介绍,并对基准试车台的使用提出了一些建议。     

航空发动机加力状态最小油耗优化控制

分析了发动机加力状态燃油消耗的特点，利用主燃烧室燃烧效率远大于加力燃烧室燃烧效率的特点，将性能寻优控制中的最小油耗模式扩展至加力状态。用线性规划（Linear Programming）算法进行发动机性能寻优。进行了加力状态最小油耗模式的数字仿真实验，仿真结果表明在加力状态应用最小油耗模式，可以使单位耗油率减少5％～7％，其效益远高于非加力状态的最小油耗模式，具有明显的实际应用价值。     

航空发动机试验台技术改造中的测控系统设计

介绍了某所航空发动机试车台在技术改造过程中有关问题,以及改造后的测量与控制系统的硬件配置及软件功能。对测试系统的校准和控制系统的安全联锁等功能也作了阐述。     

自抗扰控制算法在发动机加力过渡态控制中的应用

主要研究了航空发动机加力过渡态控制的新方法。在不改变原有发动机控制结构的基础上,提出了一种增广LQR法(Augmented Linear Quadratic regulator-ALQR)综合ADRC(Active Disturbance Rejection Control)干扰补偿控制的算法(简称ALQR+ADRC),该算法除了有原ALQR控制所具备的强的消除静差能力之外,还兼具AD-RC优良的干扰补偿能力。通过模拟快速进入/退出发动机加力过渡态过程,验证了该算法具有理想的控制效果,能够较好地协调加力燃油供给和喷口开张,在整个过渡态过程中对核心机工作有较小的影响。     

军用涡喷涡扇发动机低温起动试验的优化

介绍了军用涡喷、涡扇发动机在高空台上进行低温起动试验的试验设备、被试发动机、试验方法和试验结果。该试验是发动机高空模拟试验中最难完成的试验之一，要满意地完成低温起动试验必须具有较高稳定工作裕度的发动机；试验设备、测试设备必须配套、安全、可靠；应对低温起动试验程序进行优化。     

小型航空涡喷发动机在线综合监测方法研究

本文介绍了某小型航空涡喷发动机的基本情况,描述了使用的发动机试车台的基本情况,详细介绍了其各个组成部分。在某型航空涡喷发动机研制过程中,开展了对该发动机进行寿命试车的工作,为了准确地获取发动机的运行状态使用了包含振动、滑油温度、气路静电等监测手段的在线综合监测系统来采集发动机的状态数据。     

高空台推力测量系统的标定及发动机飞行推力的确定

结合SB101高空模拟试车台第一号高空舱的计量标定以及与俄罗斯中央航空发动机研究院（циAM）ц-4H高空舱进行对比试验的工作，阐述了高空台推力测量系统的计量标定及发动机飞行推力的确定方法，给出了标定结果和带刚性喷口的P11φ-300发动机在两个台上获取的飞行推力的相对差值。     

涡轴发动机状态监测系统的研究

介绍了某型涡轴发动机健康状况监视系统的总体方案，给出了用于发动机诊断的状态监测参数和性能评估参数；建立了利用故障因子概念诊断发动机故障的数学模型，运用发动机的实际无故障数据的模拟故障数据进行了仿真。结果表明，诊断结论可信。该系统对在役发动机的健康监视具有实用性。     

微型涡喷发动机自适应控制实验研究

针对微型涡喷发动机的非线性特性以及难以建立其准确数学模型的特点, 设计了一种自适应控制方案并加以工程实现.通过在模型参考自适应控制算法中采用死区鲁棒控制消除发动机建模误差和外界干扰对控制系统稳定性的影响;同时引入前馈补偿, 既保证发动机转速实时跟踪参考模型输出, 又避免了纯自适应控制容易产生控制信号的饱和以及高自适应增益导致的系统振荡.台架试车验证表明:该方法实时性良好, 在最大转速达125 000 r/min的全工作范围内表现出较好的鲁棒性, 最大超调量小于500 r/min, 稳态误差小于200 r/min, 可以满足微型涡喷发动机状态调节的需要.      

基于ExternalHook的航空发动机试车台在线调参系统

介绍了基于航空发动机试车台数采系统接口ExternalHook构建在线调参系统的方法.针对航空发动机试车台不能进行发动机在线调参试验的不足,提出一种利用ExternalHook实现在线调参的方法.该系统具有很强的实用性、快速响应性、准确性和人机交互性,使发动机试验的时数和参试人员配置得到极大降低,并且该系统具有标准的软...     

优势战斗机发动机最大状态控制规律的研究

对发动机最大状态进行了约束分析,提出了全范围性能寻优算法。通过改进设计点高压物理转速和节流比的配置,以及“冷超转”和“燃气储备利用”技术的采用,大大提高了发动机高空高速的推力特性。     

小型涡喷发动机数控调节器的半实物仿真

介绍了某小型涡喷发动机数控调节器的半实物仿真试验系统的设计,以及软件和硬件的试验配置。半实物仿真试验对涡喷发动机控制系统的稳态和瞬态性能进行了校正和验证。试验完成了发动机数控调节器在地面和空中起动、停车功能的检验;自动加、减速功能,稳态调节性能的校正和校验;评价了发动机空中起动,按理论弹道飞行过程的调节性能。最后,给出了部分的仿真试验曲线。      

涡扇发动机加减速控制规律设计的定状态法

为便于开展涡扇发动机过渡态控制规律的正向设计,提出了一种基于模型的定状态控制规律设计方法。通过固定发动机加减速过程中的转速状态量,逆向求解满足物理约束条件的最优燃油量,获得发动机最优加减速控制规律。以某涡扇发动机为例,使用该方法基于部件级模型动态仿真分别设计了发动机过渡态开环油气比控制规律与闭环转子加速度控制规律,结果表明:两种控制规律仿真结果基本一致,满足最短加减速时间的要求,发动机高、低压转速仿真曲线与设计状态一致,发动机涡轮出口总温、燃烧室余气系数和喘振裕度等主要参数均未超限,验证了所提出的涡扇发动机加减速控制规律定状态设计方法的正确性和有效性。      

某型发动机高空小表速中间及加力状态下的转速摆动控制

针对某型发动机在高空小表速飞行时出现的转速摆动现象,在从机理上对其进行分析的基础上,结合国产综合电子调节器和改型的俄制综合电子调节器的n1转速通道占空比控制率S1n1,采用减小开环增益的方法,单独修改n1转速通道S1占空比控制率.试飞结果表明:该措施不仅有效地解决了转摆问题,而且提高了空中加力接通的可靠性.     

子空间辨识方法的改进

针对现代航空发动机的自适应控制和故障监控领域建立物理意义明确的系统动态模型的需要，基于数字子空间状态空间系统辨识（N4SID）方法，提出并推导了指定状态为量的子空间辨识方法，并在某些双转子涡喷发动机气动热力学模型上进行了仿真实验，说明通过指定状态变量的子空间辨识方法可以得到较好的辨识结果。