航空发动机全权限数控系统飞行演示试验及分析

航空发动机全权限数字电子控制系统飞行演示验证的成功标志着我国在航空发动机控制领域取得了重大技术突破。本文针对首次进行的航空发动机全权限数字电子控制系统验证试飞,简述了试验的目的、内容、方法,并根据试验结果及分析给出了试飞结论。最后,本文还对航空发动机全权限数字电子控制系统的发展和要解决的技术予以了展望。     

航空发动机消喘控制系统设计与试验

研究了航空发动机消喘控制系统的设计方法、航空发动机逼喘试验方法、消喘控制器在回路的数字仿真,并在发动机台架和飞行台上进行了发动机消喘控制系统的试验验证.试验结果表明:通过有效的控制器在回路的数字仿真试验,可以优化控制参数,设计一套可靠的发动机消喘控制系统.      

航空发动机主燃油执行机构容错控制

为了在主燃油计量活门位移传感器出现故障时仍能实现航空发动机全包线范围内的转速自适应控制,根据航空发动机转速自适应控制原理提出了一种基于零极点配置原理的容错控制方法,根据高压转子转速控制计划与实测转速之间的误差对主燃油控制电液伺服阀电流进行闭环运算,并运用零极点配置原理将控制参数与转速自适应控制相融合,参数在全包线范围内随发动机状态变化进行自适应调整,通过半物理模拟试验对该容错控制方法进行了验证。结果表明：该容错控制方法能够在全包线范围内保证数字电子控制系统稳定工作,并具有较好的稳态和动态性能,发动机高压转子转速稳态波动量在±0.15%以内,超调量和下降量分别在0.63%和0.61%以下,而且容错控制方法实施方便、自适应性强,对提高航空发动机数字电子控制系统的工作可靠性具有重要作用。     

AMESim仿真技术在高速电磁阀中的应用

以某型航空发动机电子控制系统中的高速电磁阀为研究对象,针对建模仿真问题进行了研究.分析了高速电磁阀工作原理,运用AMESim建模仿真平台,建立了高速电磁阀较为精确的数学模型,并对所建模型的占空比-流量特性进行仿真分析,与该型电磁阀试验数据进行比较,分析所建数学模型的精度及准确性.仿真结果表明:所建高速电磁阀数学模型的占空比-流量特性误差保持在8%以内,能够满足产品所规定的精度要求.      

航空发动机全权限数控系统研究和试飞验证

以某型发动机为控制对象,研究航空发动机全权限数字电子控制系统(FADEC)。对数控系统的总体结构、控制规律、故障诊断及余度设计、电子控制器、液压机械装置、控制软件开发等关键技术分别进行了讨论。通过试飞,验证了该数控系统功能和性能及其关键技术。试飞结果表明,使用全权限数字电子控制系统取代传统的液压机械调节器不仅扩展了发动机控制系统的控制功能,同时也更有效地发挥了航空发动机的性能,改善了发动机的操纵性、维护性和可靠性。      

航空发动机先进控制概念及最新进展

本文介绍了航空发动机先进控制概念和设计思想的发展趋势,着重分析了全权限数字电子控制技术,并对全权限数字电子控制系统的最新研究进展进行了探讨。     

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。     

科技成果

全权限数字电子控制系统通过演示验证验收 由中国航空动力控制系统研究所及协同单位共同研制的全权限数字电子控制系统及其试飞演示验证通过了验收专家组的验收。这标志着我国航空发动机数控技术取得了突破性进展,成为美、英、法、俄之后掌握该项技术的国家之一。     

航空发动机控制逻辑设计

以成功设计的航空发动机液压机械控制系统和模拟电子控制系统为基础,从中抽取出了相应的控制逻辑,并将它们应用到了数字电子控制系统设计当中。仿真表明,控制逻辑设计的应用是成功的,它可以大大简化控制系统结构,为鲁棒控制器等高阶控制器在航空发动机数字电子控制系统中的应用奠定了基础。     

数字孪生在航空发动机燃烧室设计阶段的应用与展望

随着航空发动机性能指标和系统复杂度的不断提升,数字孪生技术正在成为支撑航空发动机全生命周期管理的重要手段。燃烧室是发动机的心脏,其研制过程具有难度大、周期长、花费高等特点。基于数字孪生的设计技术能够预测燃烧室的性能,评估其可靠性,并对试验方案进行预先评估与优化,大幅缩短燃烧室设计的时间,同时降低经费支出。简述了航空发动机燃烧室在设计阶段面临的挑战,并针对数字孪生在航空发动机燃烧室设计阶段的应用与关键问题进行了简要的综述与展望。     

航空发动机数控系统综合仿真平台设计

综合现有软硬件资源,采用模块化方法设计了航空发动机数字电子控制系统综合仿真平台,其框架主要包括发动机模型系统、传感器信号模拟与处理、控制器快速原型等子系统.发动机模型系统采用集成仿真环境调用液压执行装置和发动机数学模型库方式设计;快速原型系统采用Matlab/Simulink环境下将控制程序封装成S-Function的方法设计;软件设计重点描述了混合编程与定时器编程技术.以某双轴涡扇发动机为应用对象,进行控制系统数字仿真、半物理模拟试验和台架试车,在相同控制参数下,仿真试验与台架试车结果相似,表明所设计综合仿真平台具有工程应用价值.      

高速开关阀在起落架半主动控制中的应用研究(英文)

To select or develop an appropriate actuator is one of the key and difficult issues in the study of semi-active controlled landing gear. Performance of the actuator may directly affect the effectiveness of semi-active control. In this article, parallel high-speed solenoid valves are chosen to be the actuators for the semi-active controlled landing gear and being studied. A nonlinear high-speed solenoid valve model is developed with the consideration of magnetic saturation characteristics and verified by test. According to the design rule of keeping the peak load as small as possible while absorbing the specified shock energy, a fuzzy PD control rule is designed. By the rule controller parameters can be self-regulated. The simulation results indicate that the semi-active control based on high-speed solenoid valve can effectively improve the control performance and reduce impact load during landing.     

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.     

建立航空发动机状态空间模型的修正方法

以阶跃输入响应进行模型的检验，提出了状态空间模型的修正方法：基于动态响应较好的状态空间模型，进行其矩阵B，D，F，G的修正，获得基于稳态修正的模型，解决了航空发动机状态空间模型检验与修正的问题。仿真表明，使用该方法修正的状态空间模型具有与原非线性数学模型完全一致的稳态响应和基本一致的动态过程响应。这种方法为航空发动机多变量数字电子控制器的设计奠定了强有力的基础。     

SPWM 控制算法的Matlab 仿真和失真度分析

针对航空发动机数字电子控制器的实时性和高性能要求,需保证数控系统中的传感器激励信号的高精度和低失真度,使传感器提供更准确地反馈信号以参与航空发动机数控系统的控制。基于数字电子控制器的硬件实现,分析和总结了在航空发动机数控系统中常见的传感器激励信号的发生方法,计算出了几种方法中对应的开启和关闭时间,并指出了各种方法的优缺点。最后提出了1种在硬件实现前的准确、可行的针对SPWM激励波形的仿真方法。详细描述了利用SPWM技术发生正弦信号的基本原理和几种常用方法中正弦信号的实际输出值对于理想输出值的逼近方法,并着重阐述了利用Matlab数学工具仿真生成SPWM信号及计算其失真度的方法,最后得出各种方法的实际输出效果。     

伺服回路故障检测方法研究

航空发动机伺服回路复杂,其工作可靠性和故障容错性对于发动机安全至关重要,因此研究伺服回路的故障检测技术十分必要.提出1种基于模型监控的快速伺服回路故障检测方法,根据伺服回路物理机构从电气到机械进行故障的逐级检测,通过比较器的设计实现回路故障的快速判断.与试验结果对比表明:该方法能够准确检测系统故障,并且缩短了系统判故时间,简化了伺服机构建模和软件代码实现.为数控系统快速检测故障提供了高效的技术手段,具有一定的通用性.     

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。     

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。