航空發(fā)動機控制系統(tǒng)發(fā)展綜述畢業(yè)設(shè)計

1、<p>　　題目（航空發(fā)動機控制系統(tǒng)發(fā)展綜述）</p><p><b>　　目錄</b></p><p><b>　　內(nèi)容摘要1</b></p><p><b>　　關(guān)鍵詞1</b></p><p>　　第一章 航空發(fā)動機控制系統(tǒng)的設(shè)計要求與功能1</p

2、><p>　　1.1控制系統(tǒng)的設(shè)計要求.........…………………...…………………1</p><p>　　1.2控制系統(tǒng)的功能 ……...………………………………………...4</p><p>　　第二章 航空發(fā)動機控制系統(tǒng)的基本類型12</p><p>　　2.1 機械液壓控制系統(tǒng)……………………………...............

3、..13</p><p>　　2.2 數(shù)字式電子控制系統(tǒng)……………………………….............13</p><p>　　航空發(fā)動機控制系統(tǒng)的故障分析</p><p>　　3.1 滑油系統(tǒng)故障分析..................</p><p>　　3.2 空中停車故障分析................. </p>

4、<p>　　3.3 GET故障分析................</p><p>　　航空發(fā)動機控制系統(tǒng)的發(fā)展以及國內(nèi)發(fā)展概況</p><p>　　4.1航空發(fā)動機控制系統(tǒng)的發(fā)展................ </p><p>　　4.2航空發(fā)動機控制系統(tǒng)在國內(nèi)的發(fā)展概況................ </p><p>

5、　　總結(jié) 。。。。。。。。</p><p>　　致謝 。。。。。。</p><p><b>　　參考文獻(xiàn)21</b></p><p>　　2012屆畢業(yè)設(shè)計（論文）任務(wù)書</p><p>　　航空發(fā)動機控制系統(tǒng)發(fā)展綜述</p><p>　　內(nèi)容摘要：航空發(fā)動機的工作過程是及其復(fù)雜的氣動熱力過

6、程。對這樣一個復(fù)雜且編號多的過程如果不加以控制，航空發(fā)動機工作系統(tǒng)是根本不能正常工作的。航空發(fā)動機控制系統(tǒng)的工作目的就在于使其在任何環(huán)境條件和任何工作狀態(tài)下都能穩(wěn)定、可靠地運行，并且充分發(fā)揮其性能效益。 隨著航空發(fā)動機工作系統(tǒng)的不斷發(fā)展，其控制也在不斷發(fā)展。這一發(fā)展可以大體歸納為：由基于經(jīng)典控制理論的單變量控制系統(tǒng)發(fā)展到基于現(xiàn)代控制理論的多變量控制系統(tǒng)，由機械液壓控制系統(tǒng)發(fā)展到數(shù)字式電子控制系統(tǒng)，由航空發(fā)動機各部分單獨控制發(fā)展到各

7、部分綜合控制。</p><p>　　關(guān)鍵字：航空發(fā)動機 控制系統(tǒng) 綜述 </p><p>　　第一章 航空發(fā)動機控制系統(tǒng)的設(shè)計要求以及功能</p><p>　　1.1 控制系統(tǒng)的設(shè)計要求</p><p>　　航空發(fā)動機控制系統(tǒng)設(shè)計時必須滿足四個方面的要求，即性能要求、可靠性要求、可維護(hù)性要求和質(zhì)量要求。</p><

8、;p><b>　?。? 性能要求</b></p><p>　　從控制系統(tǒng)分析與設(shè)計角度考慮，這些要求即為系統(tǒng)的穩(wěn)定性、動態(tài)性能、穩(wěn)態(tài)性能要求。</p><p>　　（１）穩(wěn)定性。與一般控制系統(tǒng)比較，航空發(fā)動機的穩(wěn)定性問題更為突出。航空發(fā)動機的工作狀態(tài)變化范圍寬，環(huán)境條件變化大，因此它的特性變化很大。在某些情況下，例如高空低速飛行時，它的特性變得很差；當(dāng)機動飛行

9、、武器發(fā)射時，航空發(fā)動機又在極為不利的條件下工作。這些情況給控制系統(tǒng)設(shè)計帶來了苛刻的要求。控制系統(tǒng)設(shè)計必須保證系統(tǒng)在任何環(huán)境條件下以及受到任何形式的干擾作用時都具有良好的穩(wěn)定性。</p><p>　?。ǎ玻﹦討B(tài)性能。控制系統(tǒng)設(shè)計應(yīng)保證系統(tǒng)具有良好的動態(tài)品質(zhì)，即響應(yīng)要快、超調(diào)小、振蕩少；由一種工作狀態(tài)到另一種工作狀態(tài)的過渡態(tài)控制，過渡時間要短，并且平穩(wěn)與可靠。</p><p>　　航空發(fā)動機

10、的動態(tài)性能取決于所采用的控制方法。例如，發(fā)動機的加速，如果采用沿著接近于喘振邊界線進(jìn)行加速的方法，則發(fā)動機的加速時間最短，這意味著發(fā)動機可在最短的時間</p><p>　　內(nèi)獲得最大的推力，然而加速過程又受到發(fā)動機工作必須絕對安全可靠的限制。因此，控制系統(tǒng)設(shè)計時不得不在高的動態(tài)性能指標(biāo)與發(fā)動機安全工作要求之間進(jìn)行折中。</p><p>　?。ǎ常┓€(wěn)態(tài)性能?？刂葡到y(tǒng)穩(wěn)態(tài)性能要求即控制精度要求

11、。控制系統(tǒng)設(shè)計時應(yīng)保證系統(tǒng)有足夠高的控制精度，以便保證航空發(fā)動機穩(wěn)態(tài)性能的充分發(fā)揮和工作安全可靠，例如在發(fā)動機</p><p>　　其他參數(shù)不變時，發(fā)動機轉(zhuǎn)速降低１％，則推力將減?。常?，對于最大推力為４９ｋＮ的發(fā)動機，相當(dāng)于減小了１４７ｋＮ的推力，這對發(fā)動機性能是一個很大的損失。航空發(fā)動機控制系統(tǒng)的控制性能取決于所選擇的控制方法、控制參數(shù)和對這些參數(shù)控制的精度。</p><p><

12、b>　?。?可靠性要求</b></p><p>　　航空發(fā)動機控制系統(tǒng)運行時，由于工作狀態(tài)和環(huán)境條件的不斷變化，實際存在的各種隨機干擾因素的影響以及元件、部件的老化等問題使系統(tǒng)出現(xiàn)各種各樣的故障，這些故障將影響到系統(tǒng)的性能，甚至影響到系統(tǒng)的正常工作。對于機械液壓式控制系統(tǒng)，由于其工作頻帶低，當(dāng)即將出現(xiàn)故障時，多數(shù)情況下，駕駛員能及時發(fā)現(xiàn)并能及時處理。然而對數(shù)字式電子控制系統(tǒng)，由于工作頻帶寬、運

13、行速度快，在故障情況下駕駛員來不及反應(yīng)，更不可能及時處理，因此，就提出了數(shù)字式電子控制系統(tǒng)的可靠性問題。隨著航空發(fā)動機性能要求的不斷提高，數(shù)字式電子控制系統(tǒng)愈來愈復(fù)雜，出現(xiàn)故障的概率也就增加，因而控制系統(tǒng)的可靠性要求也就愈來愈高?？煽啃允侵赶到y(tǒng)及組成系統(tǒng)的元件和部件的功能在規(guī)定的時間內(nèi)工作的穩(wěn)定程度，也就是在規(guī)定的時間內(nèi)，系統(tǒng)、元件、部件是否處于良好的工作狀態(tài)，任何一個系統(tǒng)如果不具有可靠性或可靠性很差都是不能使用的?？煽啃栽O(shè)計是控制系統(tǒng)

14、設(shè)計極為重要的部分。對于數(shù)字式電子控制系統(tǒng)，還需要考慮傳感器損壞、信號傳輸線路斷路、執(zhí)行機構(gòu)損壞、傳感器因較強的外界干擾而引起的信號波動等硬故障和傳感器飄移、隨機噪聲引起的信號變化等軟故障。因此，系統(tǒng)設(shè)計時必須采取故</p><p>　　機的飛行事故都說明了系統(tǒng)可靠性的重要。只有成功地解決了可靠性問題，才能避免事故的發(fā)生。</p><p><b>　?。?可維護(hù)性要求</

15、b></p><p>　　可維護(hù)性是航空發(fā)動機控制系統(tǒng)設(shè)計的重要要求之一，發(fā)動機狀態(tài)監(jiān)控與故障診斷即是對維護(hù)性的重大發(fā)展?？刂葡到y(tǒng)設(shè)計時必須把系統(tǒng)的可維護(hù)性放在首要位置考慮。在外場使用時必須便于檢查，而在返修時必須便于分解，便于對有故障零部件和老化零部件的更換，便于重新安裝與調(diào)試。不具有可維護(hù)性的系統(tǒng)實際上是降低了它的使用壽命，在經(jīng)濟上是一種損失。</p><p><b>

16、　?。?重量要求</b></p><p>　　控制系統(tǒng)的重量應(yīng)盡可能輕，以滿足發(fā)動機推重比要求，而推重比是發(fā)動機最重要的性能指標(biāo)。為此，控制系統(tǒng)設(shè)計時應(yīng)選擇性能好的輕質(zhì)元器件和材料?？刂葡到y(tǒng)結(jié)構(gòu)盡可能簡單。為了提高航空發(fā)動機的性能必須采用更為先進(jìn)的控制模式和控制方法，然而先進(jìn)的控制模式和控制方法的實際應(yīng)用絕非一項輕而易舉的工作，需要經(jīng)過方案擬定、航空發(fā)動機數(shù)學(xué)模型研究、控制軟件研究、硬件設(shè)計、控制系

17、統(tǒng)仿真試驗、臺架試驗、高空臺試驗、飛行試驗等各個階段的研究，最后才能對所設(shè)計的控制系統(tǒng)進(jìn)行評估。其中每一階段都需要進(jìn)行大量的工作。在可靠性要求的實現(xiàn)方面必須經(jīng)過可靠性設(shè)計、元部件可靠性試驗及系統(tǒng)可靠性試驗等?？傊?，先進(jìn)的航空發(fā)動機控制系統(tǒng)設(shè)計是一項龐大的系統(tǒng)工程，涉及許多研究機構(gòu)、從事各方面工作的研究人員以及他們協(xié)調(diào)一致的工作，從開始研制到投入使用往往需要幾年，乃至十幾年的時間。</p><p>　　1.2 控制

18、系統(tǒng)的功能</p><p>　　航空發(fā)動機的工作過程是極其復(fù)雜的氣動 熱 力 過 程，它 的 工 作 范 圍 是 如 圖 1.1所 示 的 整 個飛行包線，圖中橫坐標(biāo)表示飛行馬赫數(shù) MA，縱坐標(biāo)表示飛行高度 H，在飛行 包線內(nèi)，航空 發(fā) 動機隨著其環(huán)境條件和工作狀態(tài)（如最大狀態(tài)、巡 航狀 態(tài)、加 力 狀 態(tài)、加 速 及 減 速 狀 態(tài) 等）的 變 化，它的氣動熱力過程將發(fā)生很大的變化。對這樣一個復(fù)雜且變化多的過程

19、如不加以控制，航</p><p>　　空發(fā)動機是根本不能正常工作的。航空發(fā)動機控制系統(tǒng)的功能和目的就在于使其在任何環(huán)境條件和任何 工作狀態(tài)下都能穩(wěn)定、可靠地運行，并且充分發(fā)揮其性能效益。</p><p>　　以下對進(jìn)氣道、發(fā)動機及噴管控制的功能分別作簡要介紹。</p><p><b>　　1.進(jìn)氣道</b></p><p&g

20、t;　　早期的飛機由于飛行速度不高，進(jìn)氣道均采用亞聲速進(jìn)氣道，對這種進(jìn)氣道一般不需要控 制。飛行馬赫數(shù) MA>1.5的飛機必須采 用 超 聲 速 進(jìn) 氣 道。超 聲 速 進(jìn) 氣 道 的 性 能 受 進(jìn) 口 條 件 的影響很大，飛機飛行速度和飛行高度的變化、飛行姿態(tài)的變化以及武器發(fā)射等都將引起進(jìn)氣 道氣動阻力、總壓損失發(fā)生很大的變化，甚至導(dǎo)致進(jìn)氣道工作不穩(wěn)定。為保證超聲速進(jìn)氣道在 任何條件下都能處于良好的工作狀態(tài)，必須對其進(jìn)行控制。

21、</p><p>　　對超聲速進(jìn)氣道的控制就是當(dāng)進(jìn)口條件變化時，調(diào)節(jié)進(jìn)氣道的通道幾何面積，以調(diào)節(jié)通過 進(jìn)氣道的空氣流量，使其與通過發(fā)動機的空氣流量相匹配，減小進(jìn)氣道外阻力和總壓損失。</p><p><b>　　2.發(fā)動機</b></p><p>　　隨著飛行條件和發(fā)動機工作狀態(tài)的變化，發(fā)動機特性將發(fā)生很大的變化，在一定的條件下</p&g

22、t;<p>　　發(fā)動機可能出現(xiàn)不穩(wěn)定的工作情況，如壓氣機喘振、燃燒室熄火、加力燃燒室振蕩等。為此，必須對發(fā)動機進(jìn)行控制，以保證發(fā)動機工作穩(wěn)定，并保證發(fā)動機在任何條件下性能最佳。</p><p>　　圖1.1飛機的飛行包線</p><p>　　發(fā)動機控制就是利用選擇的控制量（如燃油流量、尾噴口面積等）的控制作用，使發(fā)動機的 某些參數(shù)（如發(fā)動機轉(zhuǎn)速、壓氣機出口空氣壓力、渦輪進(jìn) 口

23、 燃 氣 溫 度 等）按 需 要 的 規(guī) 律 變 化，從而保證發(fā)動機的性能。</p><p><b>　　3.噴管</b></p><p>　　早期的航空發(fā)動機采用簡單的收斂噴管，噴管的出口面積根據(jù)發(fā)動機的工作狀態(tài)（如慢車 狀態(tài)、巡航狀態(tài)、最大狀態(tài)及加力狀態(tài)等）加以確定，當(dāng)飛行條件變化時對噴口面積不再進(jìn)行調(diào) 節(jié)。后期發(fā)展的航空發(fā)動機采用了收擴噴管（拉伐爾噴管），以便進(jìn)

24、一步提高排氣速度，使發(fā)動 機獲得更大的推力。對于帶有收擴噴管的發(fā)動機，隨飛行條件的變化，噴管的喉部面積和出口 面積也須相應(yīng)地變化，以保證發(fā)動機穩(wěn)定工作，同時使推力損失最小。</p><p>　　傳統(tǒng)的噴管僅產(chǎn)生反作用推力，現(xiàn)代飛機不僅要求產(chǎn)生正向推力，還要求產(chǎn)生矢量推力和 反推力，即根據(jù)飛機的不同飛行狀態(tài)要求產(chǎn)生不同方向的推力，以便對飛機提供不同飛行姿態(tài) 所需要的力和力矩，這對提高飛機的機動性和縮短 起 飛 與

25、降 落 距 離 有 著 十 分 重 要 的 意 義。由于矢量推力與飛機性能密切相關(guān)，因此矢量推力必須與飛機進(jìn)行綜合控制。</p><p>　　1.2.1航空發(fā)動機對控制系統(tǒng)的要求</p><p>　?。?）飛機飛行狀態(tài)的變化，如滑跑、起飛、爬高、平飛、加速飛行、減速飛行、下滑以及各種機動飛行，將引起航空發(fā)動機工作狀態(tài)和特性產(chǎn)生很大的變化，控制系統(tǒng)應(yīng)保證航空發(fā)動機在上 述各種飛行狀態(tài)下工作正

26、常且可靠。</p><p>　?。?）保證發(fā)動機在最大非加力狀態(tài)和作戰(zhàn)狀態(tài)下性能最優(yōu)；在非加力時部分載荷巡航飛行 時耗油率低，以提高經(jīng)濟性，增加航程和巡航時間；慢 車 狀 態(tài) 時 在 保 證 發(fā) 動 機 加 速 時 間 短 和 發(fā) 動機工作穩(wěn)定可靠的前提下使推力最小。</p><p>　?。?）當(dāng)航空發(fā)動機由一種工作狀態(tài)過渡到另一種工作狀態(tài)時（如發(fā)動機加速、減速、接通與 切斷加力等），能快

27、速操縱，過渡時間要短，且不喘振、不熄火。</p><p>　?。?）當(dāng)航空發(fā)動機受任何形式的干擾作用時（如 強 氣 流 沖 擊、武 器 發(fā) 射 等），控 制 系 統(tǒng) 應(yīng) 保 證航空發(fā)動機不失穩(wěn)，且能盡快地恢復(fù)到原狀態(tài)。</p><p>　?。?）在飛行包線內(nèi)，當(dāng)航空發(fā)動機在任何條件下 工 作 時，控 制 系 統(tǒng) 應(yīng) 保 證 航 空 發(fā) 動 機 安 全 工作，發(fā)動機不超溫、不超轉(zhuǎn)、不超功率。

28、</p><p>　　總之，控制系統(tǒng)應(yīng)保證發(fā)動機工作穩(wěn)定、安全可靠，達(dá)到發(fā)動機各 種 工 作 狀 態(tài) 控 制 規(guī) 律 的 要求。 </p><p><b>　　控制系統(tǒng)的基本類型</b></p><p>　　航 空 發(fā) 動 機 控 制 系 統(tǒng) 按 其 采 用 控 制 器 的 類 型 是 機 械 液 壓 式 控 制 器 還 是

29、數(shù) 字 式 電 子 控 制 器，分為機械液壓式控制系統(tǒng)和數(shù)字式電子控制系 統(tǒng)?，F(xiàn) 對 這 兩 種 控 制 系 統(tǒng) 的 基 本 組 成 與 工 作原理作一簡單介紹。</p><p>　　2.1 機械液壓式控制系統(tǒng)</p><p>　　簡單的航空推進(jìn)系統(tǒng)機械液壓式控制方式的基本原理圖如圖2.1所示。它是由進(jìn)氣道控 制系統(tǒng)和發(fā)動機控制系統(tǒng)組成的。 </p><p>　

30、　1.進(jìn)氣道控制系統(tǒng)的基本控制原理</p><p>　　在這一控制系統(tǒng)中進(jìn)氣道作為被控對象?？刂破饔蓧毫Ρ葌鞲衅?、放大器、電液伺服閥、作動筒、進(jìn)氣道斜板及斜板位置傳感器組成。壓力比傳感器感受壓氣機出口靜壓力ｐｓ，３與進(jìn)口靜壓力ｐｓ，２</p><p>　　之比ｐｓ，３／ｐｓ，２信號。實際上這一信號即是壓氣機的增壓比，它反映通過發(fā)動機的空氣流量。該信號經(jīng)傳感器后轉(zhuǎn)換為相應(yīng)的斜板希望位置信號。

31、斜板希望位置信號與斜板位置傳感器測量的斜板實際位置信號比較后，產(chǎn)生誤差信號ｅ１。誤差信號ｅ１經(jīng)放大器和電液伺服閥放大后，推動作動筒，作動筒將輸出力和位移進(jìn)一步放大后推動進(jìn)氣道斜板，使斜板角度δ２向希望的位置變化。δ２的變化使進(jìn)氣道喉部面積和進(jìn)氣量變化，從而控制了通過進(jìn)氣道的空氣流量</p><p>　　ｑｍ，ａ，使其與通過發(fā)動機的空氣流量相匹配，保持進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)為一定值。</p><p&

32、gt;　　在這一系統(tǒng)中，被控制參數(shù)為通過進(jìn)氣道的空氣流量ｑｍ，ａ，執(zhí)行機構(gòu)為進(jìn)氣道斜板，斜板角度δ２為控制量。由于通過進(jìn)氣道的空氣流量難以測量，因此只能利用作動筒位置信號進(jìn)行</p><p>　　反饋。飛行馬赫數(shù)Ｍａ 為進(jìn)氣道進(jìn)口擾動量，發(fā)動機進(jìn)口總壓ｐ２</p><p>　　對進(jìn)氣道是一反壓，并作用于進(jìn)氣道.</p><p>　　圖2.1 航空推進(jìn)系統(tǒng)機械液壓式

33、控制方式原理圖</p><p>　　2. 發(fā)動機控制系統(tǒng)基本控制原理</p><p>　　圖2.2利用模型和跟蹤濾波器直接控制發(fā)動機的推力和失速裕度的原理圖</p><p>　　圖2.2所示的發(fā)動機控制系統(tǒng)包括發(fā)動機轉(zhuǎn)速 控 制 系 統(tǒng)、加 力 控 制 系 統(tǒng) 和 尾 噴 口 操 縱 系 統(tǒng)。圖中，ＰＬＡ（ＰｏｗｅｒＬｅｖｅｒＡｎｇｌｅ）表示發(fā)動機油門操縱桿角度，一

34、定的油門操縱桿位置對應(yīng) 發(fā)動機一定的轉(zhuǎn)速，也即對應(yīng)發(fā)動機一定的工作狀態(tài)。當(dāng) ＰＬＡ一定時，飛行條件的變化通過調(diào) 節(jié)燃油流量ｑｍ，ｆ 來保持發(fā)動機轉(zhuǎn)速不變。當(dāng)改變 ＰＬＡ 時，通過狀態(tài)給定裝置改變轉(zhuǎn)速參考輸入ｎｒ。它與機械離心 式 轉(zhuǎn) 速 傳 感 器 測 量的發(fā)動機實際轉(zhuǎn)速ｎ比較后產(chǎn)生誤差信號ｅ２，該誤差信號經(jīng)機械液壓式 放 大 器 放 大 后 改 變 燃油泵的燃油流量，以控制發(fā)動機的轉(zhuǎn)速ｎ，并將ｎ調(diào)整到轉(zhuǎn)速參考輸入值ｎｒ 上。內(nèi)回路的

35、負(fù) 反饋作用是改善系統(tǒng)的穩(wěn)定性和動態(tài)品質(zhì)。當(dāng)迅速推動油門操縱桿改變 ＰＬＡ使發(fā)動機加速 時，加 速 控 制 裝 置 給 定 加 速 控 制 規(guī) 律，使 燃油流量按給定的規(guī)律變化，使發(fā)動機按ｑｍ，ｆ 的變化規(guī)律進(jìn)行加速。當(dāng)發(fā)動機加力時，油門操縱桿推至加力位置。壓 力 比 測 量 裝 置 感 受 壓 氣 機 出 口 壓 力 ｐ３ 和 渦輪出口壓力ｐ５，壓力比測量裝置輸出反</p><p>　　一定的 ＰＬＡ對應(yīng)一定的

36、噴口面積。當(dāng)需要改變噴口面積時，首先改變油門操縱桿位置，然 后通過噴口面積給定裝置給出一個與給定面積相應(yīng)的 信 號。該 信 號 與 反 映 實 際 噴 口 面 積 的 反 饋信號比較后產(chǎn)生誤差信號ｅ４，該誤差信號隨噴口面積操縱裝置工作。噴口面積操縱裝置利用 液壓泵輸出的高壓油推動作動筒，作動筒帶動執(zhí)行 機 構(gòu)，改 變 噴 口 魚 鱗 板 位 置，從 而 改 變 噴 口 面積，使其與給定面積相等。</p><p>

37、　　由以上分析可知，進(jìn)氣道控制系統(tǒng)為開環(huán)控制系統(tǒng)，發(fā)動機轉(zhuǎn)速控制系統(tǒng)和加力控制系統(tǒng) 為閉環(huán)控制系統(tǒng)，尾噴口控制系統(tǒng)為開環(huán)操縱系統(tǒng)。</p><p>　　2.2數(shù)字式電子控制系統(tǒng)</p><p>　　航空發(fā)動機數(shù)字式電子控制系統(tǒng)由傳感器、數(shù)字式電子控制器執(zhí)行機構(gòu)、供油裝置、油泵 及被控對象組成，如圖2.3所示，圖中被控對象為雙軸渦輪噴氣發(fā)動機。</p><p>　　數(shù)

38、字式電子控制系統(tǒng)的主要功能是在整個飛 行 包 線 內(nèi) 實 現(xiàn) 發(fā) 動 機 穩(wěn) 態(tài) （慢 車、巡 航、最 大 和加力狀態(tài)）和過渡態(tài)（起動、加速、減速、接通與切斷加力狀態(tài)）全權(quán)限控制和安全保護(hù)要求。</p><p>　　傳感器測量發(fā)動機各有關(guān)參數(shù)，測量的各模擬信號經(jīng) A/D轉(zhuǎn)換后輸入到數(shù)字式電子 控 制 器?？刂破鲗崿F(xiàn)各控制算法的計算，包括基準(zhǔn)點 調(diào) 節(jié)、穩(wěn) 態(tài) 控 制 算 法、過 渡 態(tài) 控 制 算 法 及 各 種

39、 保護(hù)邏輯。計算結(jié)果經(jīng) D/A 轉(zhuǎn)換為模擬信號，輸 入 到 各 執(zhí) 行 機 構(gòu)，使 控 制 量 按 控 制 器 計 算 的 規(guī)律變化，以控制發(fā)動機的各種工作狀態(tài)。</p><p>　　主燃油控制和加力燃油控制的執(zhí)行機構(gòu)是兩個電液伺服閥分別驅(qū)動主燃油計量裝置和加 力燃油計量裝置。兩個計量裝置的位置分別控制主燃油泵和加力燃油泵輸入到發(fā)動機主燃燒室和加力燃燒室的燃油流量。兩個計量裝置的位置 分 別 由 兩 個 位 置

40、傳 感 器 測 量，測 量 的 信 號 反饋到數(shù)字式電子控制器，構(gòu)成局部反饋，以提高系統(tǒng)的穩(wěn)定性和動態(tài)品質(zhì)。</p><p>　　圖2.3航空發(fā)動機數(shù)字式電子控制系統(tǒng)原理圖</p><p>　　噴口面積控制執(zhí)行機構(gòu)為液壓作動筒。它的 運 動 由 電 液 伺 服 閥 進(jìn) 行 控 制，并 利 用 噴 口 液 壓泵輸出的高壓油加以驅(qū)動。液壓作動筒的位置決 定 噴 口 面 積 的 大 小，該 位

41、置 由 位 置 傳 感 器 測量，測量的位置信 號 反 饋 到 數(shù) 字 式 電 子 控 制 器，構(gòu) 成 局 部 反 饋，以 便 提 高 控 制 精 度 和 動 態(tài) 品質(zhì)。</p><p>　　圖2.3所示的系統(tǒng)是一個比較簡單的數(shù)字式電子控制系統(tǒng)，它所實現(xiàn)的控制規(guī)律如下：</p><p>　?。ǎ保┓羌恿Ψ€(wěn)態(tài)控制是主燃油流量ｑｍ，ｆ</p><p>　　控制發(fā)動機低壓

42、轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速ｎＬ＝ 常數(shù)；噴口面積Ａ８</p><p>　　控制低壓渦輪出口溫度Ｔ５ ＝ 常數(shù)。</p><p>　?。ǎ玻┘恿Ψ€(wěn)態(tài)控制是ｑｍ，ｆ</p><p>　　控制ｎＬ ＝ 常數(shù)；當(dāng)發(fā)動機進(jìn)口溫度Ｔ２＜２８８Ｋ時，Ａ８</p><p><b>　　控制渦輪</b></p><p>　　膨脹比π

43、Ｔ ＝ 常數(shù)，當(dāng)Ｔ２ ≥２８８Ｋ時，Ａ８</p><p>　　控制Ｔ５ ＝ 常數(shù)；由操縱桿位置確定加力燃油流量</p><p>　?。瘢?，ｆａｆ，以確定發(fā)動機加力比；當(dāng)飛行條件變化時，根據(jù)高壓壓氣機出口壓力ｐ３</p><p><b>　　對加力燃油流量</b></p><p>　　進(jìn)行開環(huán)補償控制，以使加力比保持不變。

44、</p><p>　　（３）加速與減速控制是按照數(shù)字式電子控制器中預(yù)先設(shè)定的主燃油流量變化規(guī)律控制發(fā)動機低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速，使其按一定規(guī)律變化。</p><p>　　此外，在發(fā)動機工作過程中，需要對高壓壓氣機出口壓力ｐ３</p><p><b>　　和高壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速ｎＨ</b></p><p><b>　　加以限<

45、;/b></p><p>　　制，以保證發(fā)動機安全工作。</p><p>　　從控制規(guī)律可以看出這是一個雙變量控制系統(tǒng)。兩個控制量分別為主燃油流量ｑｍ，ｆ</p><p><b>　　和噴</b></p><p>　　口面積Ａ８；兩個被控制參數(shù)分別為低壓軸轉(zhuǎn)速ｎＬ</p><p>　　和低壓

46、渦輪出口溫度Ｔ５</p><p>　　或渦輪膨脹比πＴ 。</p><p>　　數(shù)字式電子控制器中的控制算法可以采用現(xiàn)代控制理論中的有關(guān)控制方法，也可以采用經(jīng)典</p><p>　　控制理論中的ＰＩＤ（ＰｒｏｐｏｒｔｉｏｎａｌＩｎｔｅｇｒａｔｉｏｎａｌＤｉｆｆｅｒａｎｔｉａｌ）控制方法。當(dāng)采用ＰＩＤ控制方法</p><p>　　時，需要考慮雙

47、變量控制系統(tǒng)的解耦問題。</p><p>　　當(dāng)數(shù)字式電子控制器有故障時切換到備份的機械液壓式控制器。這是一個簡單的控制</p><p>　　器，僅保證發(fā)動機能運行并返航。</p><p>　　以上僅介紹了簡單的雙軸渦輪噴氣發(fā)動機數(shù)字式電子控制系統(tǒng)，對多變量渦輪風(fēng)扇發(fā)動</p><p>　　機數(shù)字式電子控制系統(tǒng)，由于控制變量的增加和控制規(guī)律的

48、復(fù)雜，控制系統(tǒng)將變得復(fù)雜。在推</p><p>　　進(jìn)系統(tǒng)綜合控制和飛行／推進(jìn)系統(tǒng)綜合控制中，數(shù)字式電子控制系統(tǒng)將更為復(fù)雜。</p><p>　　控制系統(tǒng)的典型故障分析 </p><p>　　3.1滑油系統(tǒng)故障分析</p><p>　　發(fā)動機滑油系統(tǒng)故障可能直接威脅到發(fā)動機及飛機的安全。例如：滑油用完的情況下幾分鐘內(nèi)發(fā)動機就會完全損壞

49、。因此，滑油系統(tǒng)的壓力、溫度、滑油消耗量、滑油滲漏都要進(jìn)行監(jiān)控。</p><p><b>　　滑油消耗量過高：</b></p><p>　　滑油消耗量過大是指發(fā)動機滑油消耗量超過規(guī)定值。主要是由于漲圈、篦齒在工作過程中磨損使得擋油能力降低，螺栓、管路接頭松動滲油，因轉(zhuǎn)子不平衡引起的封嚴(yán)失效等造成的。</p><p><b>　　滑油壓

50、力不正常：</b></p><p>　　滑油壓力不正常主要表現(xiàn)為壓力偏高、偏低和壓力脈動。引起滑油壓力不正常的因素有活門卡死、油濾堵塞、滑油泄露管路破裂、釋壓活門或滑油泵出現(xiàn)故障等。</p><p><b>　　滑油溫度過高：</b></p><p>　　滑油溫度過高，會使滑油粘性降低，潤滑效果變差，最終導(dǎo)致齒輪和軸承磨損加快、滑油

51、泵效率降低、滑油噴嘴和散熱器管路局部堵塞。引起滑油溫度過高的主要原因是空氣、滑油熱交換器的冷卻表面過臟使熱效率降低所致。</p><p>　　3.2 空中停車故障分析</p><p>　　發(fā)動機空中停車(包括因故障引起的自動停車和人工關(guān)車)，直接威脅著飛行安全，甚至造車飛行事故。空中停車率是評估發(fā)動機可靠性的一項重要指標(biāo)，目前先進(jìn)民航發(fā)動機的空中停車率為0.01~0.05次/1000工作小

52、時。</p><p><b>　　空中停車發(fā)生起因：</b></p><p>　　結(jié)構(gòu)疲勞斷裂、結(jié)構(gòu)腐蝕、外來物損傷。</p><p>　　喘振、不平衡振動過大。</p><p><b>　　超溫?zé)?、超轉(zhuǎn)。</b></p><p><b>　　滑油系統(tǒng)故障。<

53、;/b></p><p>　　3.3 EGT超溫故障分析</p><p>　　發(fā)動機EGT超溫是民用發(fā)動機外場維護(hù)中的常見故障，危害極大，且影響因素復(fù)雜，給排故工作帶來較大難度。</p><p>　　3.3.1 EGT超溫故障原因:</p><p>　　測量出EGT溫度4~6個探頭的平均溫度，可以防止因探頭位置差異及個別探頭失效導(dǎo)致的

54、誤信號。影響EGT的因素很多：</p><p><b>　　1.核心機氣路原因</b></p><p><b>　　2.燃油系統(tǒng)的原因</b></p><p><b>　　3.故障方面的原因</b></p><p>　　4.人為因素致EGT升高</p><p

55、>　　5.外界環(huán)境變化引起EGT升高 </p><p>　　(1)核心機氣路原因:指氣流通過壓氣機、燃燒室及渦輪時，由于個別單元或整個核心機使用時間增加導(dǎo)致效率下降，從而引起EGT升高。例如：壓氣機的葉型損失；級間損失；葉端損失及喘振；放氣門關(guān)閉不嚴(yán)；燃燒室的富油燃燒；外部冷卻不均；渦輪冷卻不良及間隙控制不好。以上各種情況都能引起氣路效率下降、EGT超溫。</p><p>　　(2)

56、燃油系統(tǒng)的原因:燃油系統(tǒng)故障。例如：噴嘴位置誤差或積碳導(dǎo)致霧化不良會造成局部超溫；燃油計量單元故障或EEC感受錯誤信息使燃油量增大會導(dǎo)致EGT超溫現(xiàn)象。</p><p>　　(3)故障方面的原因:例如：鳥擊或外來物導(dǎo)致葉片損傷；起飛滑跑時發(fā)生喘振；提前關(guān)閉放氣活門或不該打開時打開。</p><p>　　(4)人為因素致EGT升高:EGT超溫大多是人為因素造成的。例如：機組人員違反操作規(guī)程推

57、動油門桿過快或操作引發(fā)的EGT超溫；</p><p>　　(5) 外界環(huán)境變化引起EGT升高:高海拔低氣壓地區(qū)、嚴(yán)寒條件或空氣含水分、鹽分及微塵過高等，會使起動緩慢形成富油燃燒，或使葉片腐蝕、封嚴(yán)損壞等致使核心機效率下降，都會使EGT升高。</p><p>　　3.3.2 提高EGT裕度的主要措施</p><p>　　研究EGT影響因素是為了提高EGT的裕度，改善發(fā)

58、動機的性能，從而延長發(fā)動機的使用壽命。EGT的裕度定義為紅線溫度與最大功率時EGT的差值。生產(chǎn)廠家選擇新型耐高溫材料制造渦輪或采用更為有效的冷卻系統(tǒng)；也可采用耐高溫涂層或更合理的氣路設(shè)計，是發(fā)動機能長時間高效率工作來改善EGT裕度。</p><p>　　發(fā)動機客戶主要通過降低排氣溫度的方法來提高EGT裕度，目前有效措施：高壓渦輪主動間隙控制;減功率起飛;發(fā)動機沖洗;風(fēng)扇葉片及防磨帶檢查;大修中改進(jìn)EGT裕度.&l

59、t;/p><p>　　EGT是發(fā)動機性能參數(shù)中最為重要的一個，通過對其分析、可監(jiān)控、預(yù)測發(fā)動機運行狀態(tài)，對快速排故有很大幫助。因此，應(yīng)對發(fā)動機建立故障檔案，進(jìn)行追蹤分析，才能提出最為有效的改進(jìn)和預(yù)防措施來提高EGT裕度.</p><p>　　航空發(fā)動機控制系統(tǒng)的發(fā)展以及國內(nèi)發(fā)展概況</p><p>　　4.1 航空發(fā)動機控制系統(tǒng)的發(fā)展</p><p

60、>　　隨著航空發(fā)動機的不斷發(fā)展，航空發(fā)動機控制也在不斷發(fā)展。這一發(fā)展可以大體歸納為： 由基于經(jīng)典控制理論的單變量控制系統(tǒng)發(fā)展到基于現(xiàn) 代 控 制 理 論 的 多 變 量 控 制 系 統(tǒng)，由 機 械 液壓式控制系統(tǒng)發(fā)展到數(shù)字式電子控制系統(tǒng)，由進(jìn)氣道、發(fā)動機及噴管各部分單獨控制發(fā)展到 由三者組成的推進(jìn)系統(tǒng)綜合控制以及飛行／推進(jìn) 系 統(tǒng) 綜 合 控 制。未 來 的 航 空 發(fā) 動 機 控 制 將 會 由集中式控制系統(tǒng)發(fā)展為分布式控制系統(tǒng)

61、。</p><p>　　4.1.1 航空發(fā)動機單變量控制和多變量控制</p><p>　　早期的航空發(fā)動機，由于飛機的飛行速度不 高，發(fā) 動 機 的 推 力 不 大，所 以 在 航 空 推 進(jìn) 系 統(tǒng) 中采用亞聲速進(jìn)氣道和收斂噴管，并且不需要對進(jìn) 氣 道 和 噴 管 控 制。這 時 的 航 空 發(fā) 動 機 采 用 的控制方案是當(dāng)飛行條件變化時，根據(jù)測量的發(fā)動 機 進(jìn) 口 壓 力，調(diào) 節(jié) 燃

62、 油 流 量，保 持 發(fā) 動 機 轉(zhuǎn) 速基本不變的開環(huán)控制方案。由于這種控制方案的 控 制 精 度 不 高，因 此 在 以 后 的 發(fā) 動 機 控 制 中不再作為主要的控制方案。</p><p>　　隨著對發(fā)動機性能要求的提高和經(jīng)典控制理論的完善，到２０世紀(jì)50年代初，在發(fā)動機控 制中應(yīng)用了經(jīng)典控制理論的閉環(huán)反饋控制原理，并成功 地 設(shè) 計 與 實 現(xiàn) 了 發(fā) 動 機 轉(zhuǎn) 速 反 饋 的 閉 環(huán)控制，使控制系統(tǒng)的

63、控制精度和動態(tài)性能得到了很大的改善，發(fā)動機性能有了較大的提高。</p><p>　　經(jīng)典的反饋控制理論在發(fā)動機控制中的應(yīng)用是發(fā)動機研制與發(fā)展的一個重要階段 。雖然 這種控制理論僅解決了單輸入／單輸出控制系統(tǒng)的設(shè)計，但這種設(shè)計方法簡單，易于實現(xiàn)，并能 保證發(fā)動機在一定使用范圍內(nèi)有較好的性能，因此，這種控制方法仍然應(yīng)用于目前的許多發(fā)動機控制中。</p><p>　　現(xiàn)代航空發(fā)動機的工作范圍在不

64、斷擴大，并要求在全飛行包線內(nèi)都具有最佳性能，如高的 控制精度，良好的穩(wěn)定性，大的推力，低的耗油率，飛行條件變化或發(fā)動機工作狀態(tài)變化時的動 態(tài)過程時間盡可能短等。在這種情況下，僅用一個控制量控制發(fā)動機的一個參數(shù)的單輸入／單輸出控制系統(tǒng)是不可能實現(xiàn)這些要求的，為此，必須采用更多的控制變量以控制發(fā)動機更多的 參數(shù)，這就構(gòu)成了多輸入／多輸出的多變量控制系統(tǒng)。控制參數(shù)越多，控制回路就越多，在多回 路控制系統(tǒng)中，任何一個回路中參數(shù)的變化，都將影響到

65、其他回路，因此，各回路之間的交互影 響成為多變量系統(tǒng)設(shè)計中的一個重要問題。利用經(jīng)典的反饋控制理論雖然也可以設(shè)計多個單 一反饋回路組成的多回路系統(tǒng)，然而這種多回路系統(tǒng)不僅結(jié)構(gòu)十分復(fù)雜，而且難以解決多回路 的交互影響，也就不可能保證系 統(tǒng) 的 穩(wěn) 定 性 及 動 態(tài) 性 能。20世 紀(jì) 60年 代 以 來 發(fā) 展 的 現(xiàn) 代 控 制理論為解決多變量控制系統(tǒng)設(shè)計奠定了理論基礎(chǔ)，并且很快地 在 發(fā) 動 機 控 制 中 進(jìn) 行 了 應(yīng) 用 研究。

66、</p><p>　　20世紀(jì)70年代初，美國對 F100發(fā)動機進(jìn)行了多變量控制系統(tǒng)研究。為了 保證控制精 度 和發(fā)動機最佳性能，選擇了5個需要控制的發(fā)動機參數(shù)。這5個參數(shù)是風(fēng)扇轉(zhuǎn)速、高壓壓氣機 轉(zhuǎn)速、主燃燒室進(jìn)口壓力、加力燃燒室進(jìn)口壓力和主燃燒室燃油需用油量。在非加力狀態(tài)下相 應(yīng)地選擇了5個控制輸入量，即主燃燒室燃油供油流量、噴口面積、風(fēng)扇導(dǎo)流葉片彎度、高壓壓氣機靜子葉片 安 裝 角 和 高 壓 壓 氣 機 放

67、 氣 活 門 放 氣 面 積 （控 制 放 氣 量 ）。美 國 的 四代 發(fā) 動 機F119有14個控制回路。</p><p>　　如果希望發(fā)動機在起飛和超聲速飛行時能產(chǎn)生最大推力，而在飛行時耗油率最小，最好的方案是改變發(fā)動機的熱力循環(huán)過程，使其在巡航飛行時按渦輪風(fēng)扇發(fā)動機原理工作，以降 低耗油率，而在起飛和超聲速飛行時，通過改變發(fā)動 機 的 幾 何 通 道 面 積 來 改 變 內(nèi)、外 涵 的 流 量 比（即涵

68、道比），轉(zhuǎn)為渦輪噴氣發(fā)動機的工作狀態(tài)，以 產(chǎn) 生 最 大 推 力，這 就 是 變 循 環(huán) 發(fā) 動 機。這 種發(fā)動機的被控參數(shù)往往在20個以上，相應(yīng)的控制變量也大大增加。僅僅作為控制變量的幾 何通道可調(diào)參數(shù)就包括尾噴管喉部面積及出口面 積、渦 輪 導(dǎo) 向 器 面 積、外 涵 道 出 口 面 積、壓 氣 機放氣活門面積、壓氣機靜子葉片安裝角、風(fēng)扇導(dǎo)流葉片彎度等，還包括主燃油流量、加力燃油 流量、渦輪間隙冷卻空氣量等。整個系統(tǒng)是異常復(fù)雜的多變

69、量控制系統(tǒng)。</p><p>　　4.1.2 航空發(fā)動機機械液壓式控制器和數(shù)字式電子控制器</p><p>　　1.機械液壓式控制器的發(fā)展及局限性</p><p>　　航空發(fā)動機問世以來，一直采用機械液壓式控制器。隨著航空發(fā)動機的不斷發(fā)展，機械液 壓式控制器的設(shè)計與制造技術(shù)也在不斷發(fā)展，由于對控制功能要求的不斷擴大與提高，使控制 器的結(jié)構(gòu)不斷完善，目前機械液壓式控

70、制器已發(fā)展為能 夠 實 現(xiàn) 比 較 復(fù) 雜 的 發(fā) 動 機 控 制 規(guī) 律 和 具有較高控制精度的“計算裝置”。此外，機械液壓式控制器還具有抗電子干擾能力強的優(yōu)點。 當(dāng)前正在應(yīng)用的許多航空發(fā)動機，其控制系統(tǒng)仍然采用機械液壓式控制器，因此這種控制器目 前仍然有著重要作用。</p><p>　　機械液壓式控制器在實現(xiàn)航空發(fā)動機單變 量 控 制 中 具 有 一 定 的 優(yōu) 越 性。但 是，正 如 前 文所講的，現(xiàn)代航空

71、發(fā)動機要求控制更多的參數(shù)（變 量），以 提 高 其 性 能，若 仍 利 用 機 械 液 壓 式 控 制器實現(xiàn)多變量控制，其結(jié)構(gòu)將十分復(fù)雜，并且無法 實 現(xiàn) 多 回 路 解 耦 控 制，也 無 法 實 現(xiàn) 現(xiàn) 代 控 制理論中各種復(fù)雜的控制方法。</p><p>　　2.全權(quán)限數(shù)字式電子控制</p><p>　　隨著電子計算機科學(xué)技術(shù)及其應(yīng)用研究的不 斷 發(fā) 展，將 計 算 機 應(yīng) 用 于

72、控 制 器 則 完 全 可 以 實現(xiàn)航空發(fā)動機多變量控制。因此，在20世紀(jì)60年代，即開始研究并實現(xiàn)了以模擬式電子計 算機作為控制器的發(fā)動機控制系統(tǒng)。例如，奧林巴斯593發(fā)動機控制系統(tǒng)，它的主要參數(shù)由模 擬式電子計算機控制，只附加了某些機械液壓式保 護(hù) 裝 置 和 輔 助 控 制 器。這 種 控 制 器 的 控 制 性能超過了機械液壓式控制器。但是，模擬式電子計算機作為控制器，則存在電子元件漂移較 大、對環(huán)境因素比較敏感等問題，使控制精

73、度受到很 大 影 響，同 時 存 在 模 擬 式 電 子 元 件 可 靠 性 較差以及程序修改受硬件限制等問題。因此，模擬式電子控制器并未得到進(jìn)一步發(fā)展，在很短 的時間內(nèi)即被放棄使用。</p><p>　　近20年來，許多國家大力從事將數(shù)字式電子計算機應(yīng)用于航空發(fā)動機控制器———數(shù)字式 電子控制器———的研究，并取得了巨大的進(jìn)展和成果。數(shù)字式電子計算機的強大功能在于：（1）數(shù)字式電子計算機具有高速運算和高速存 儲

74、 能 力，并 具 有 大 的 存 儲 容 量，能 夠 實 現(xiàn) 現(xiàn)代控制理論中各種復(fù)雜而先進(jìn)的控制算法，因此，將 數(shù) 字 式 電 子 計 算 機 應(yīng) 用 于 控 制 器 時，可 保 證航空發(fā)動機的高性能指標(biāo)和高的控制精度要求。（2）數(shù)字控制軟件和控制算法易于修改和更換，極 大 地 方 便 了 控 制 系 統(tǒng) 的 設(shè) 計、試 驗 和 實 際應(yīng)用，從而縮短控制系統(tǒng)研制周期，降低研制費用。（3）數(shù)字式電子計算機的邏輯判斷功能使控制 系 統(tǒng) 的

75、各 種 限 制 與 保 護(hù) 措 施、故 障 隔 離、容 錯控制、控制器切換等易于實現(xiàn)，因而可保證航空發(fā)動機工作的可靠性。</p><p>　　數(shù)字式電 子 控 制 器 可 實 現(xiàn) 發(fā) 動 機 全 部 功 能 的 控 制，即 全 權(quán) 限 數(shù) 字 式 電 子 控 制 ,它是 利 用 數(shù) 字 式 電 子 控 制 系 統(tǒng) 的 極 限 能 力 來 完 成 系 統(tǒng) 所 規(guī) 定 的 全 部 任 務(wù)。 FADEC可在整個飛行包線

76、內(nèi)對發(fā)動機 沒 有 限 制 性 規(guī) 則，保 證 按 照 飛 行 員 的 意 愿 操 縱 發(fā) 動 機。 對軍用渦輪風(fēng)扇發(fā)動機來講，F(xiàn)ADEC的 主 要 功 能 是 保 證 實 現(xiàn) 發(fā) 動 機 所 要 求 的 控 制 規(guī) 律 和 不 同的控制模式；實現(xiàn)對發(fā)動機全部控制變量（主燃油流量、加力燃油流量、尾噴口喉部面積及出 口面積、風(fēng)扇導(dǎo)流葉片彎度和壓氣機靜子葉片安裝角等）的準(zhǔn)確控制；實現(xiàn)容錯控制、狀態(tài)監(jiān)視 和發(fā)動機超轉(zhuǎn)、超溫、失速／喘振等各種保

77、護(hù)功能，以 保 證 發(fā) 動 機 運 行 安 全；實 現(xiàn) 發(fā) 動 機 燃 燒 室 火焰探測、自動點火、自適應(yīng)起動和飛行條件變化的自動補償?shù)裙δ堋?lt;/p><p>　　正因為數(shù)字式電子控制器所具有的優(yōu)點，目前 航 空 技 術(shù) 先 進(jìn) 的 國 家 新 研 制 的 發(fā) 動 機 均 采 用全權(quán)限數(shù)字式電子控制器，例 如，美 國 的 第 四 代 飛 機 F22的 F119發(fā) 動 機，即 采 用 雙 通 道 容 錯控制的全權(quán)限

78、數(shù)字式電子控制。</p><p>　　隨著發(fā)動機 FADEC的發(fā)展，發(fā)動機控制與狀態(tài)監(jiān)視的一體化已成為現(xiàn)實，這標(biāo)志著不 僅 發(fā)動機控制，而且發(fā)動機狀態(tài)監(jiān)視和故障診斷已達(dá)到一個更高的水平。</p><p>　　4.1.3 航空推進(jìn)系統(tǒng)各部分獨立控制與綜合控制</p><p>　　對于航空推進(jìn)系統(tǒng)來講，進(jìn)氣道、發(fā)動機和 噴 管 各 部 分 的 工 作 密 切 相 關(guān)、

79、相 互 影 響。進(jìn) 氣 道工作的不穩(wěn)定必然影響到下游發(fā)動機的壓氣機及燃 燒 室 等 部 件 的 工 作；發(fā) 動 機 各 可 變 幾 何 面積的變化以及壓氣機的失速與喘振也必然影響到上 游 進(jìn) 氣 道 的 工 作；噴 管 節(jié) 流 面 積 的 變 化 和推力方向的變化也將影響發(fā)動機性能。</p><p>　　對于飛機來講，飛機的飛行速度、攻角、側(cè)滑角對進(jìn)氣道進(jìn)出口參數(shù)、總壓恢復(fù)系數(shù)和進(jìn)氣 道工作穩(wěn)定性有很大的影響，而

80、進(jìn)氣道出口參數(shù)的變化和工作穩(wěn)定性又進(jìn)一步影響到發(fā)動機； 發(fā)動機推力的變化又直接影響著飛機的性能，例如飛行速度、爬升率、機動性和飛機的穩(wěn)定性。第四代作戰(zhàn)飛機所追求的目標(biāo)是能夠超聲速巡航和在大攻角過失速狀態(tài)下亞聲速機動飛 行。在大攻角過失速狀態(tài)下亞聲速飛行時，由于飛行速度低，空氣動力作用在飛機舵面上產(chǎn)生 的力矩不大，因而飛機不可能有良好的機動性。為了 獲 得 飛 機 高 度 機 動 飛 行 所 需 要 的 力 和 力 矩，就必須依靠噴管，

81、使其不僅能提供沿飛行方向的推力，而且能提供不同方向的推力，即矢量 推力。矢量推力能產(chǎn)生比飛機舵面大得多的力 矩，足 以 保 證 飛 機 機 動 飛 行 的 要 求。矢 量 推 力 通過改變噴口氣流方向而獲得，這種噴管稱為 矢 量 噴 管。因 此，對 第 四 代 作 戰(zhàn) 飛 機，其 性 能 與 矢量噴管的工作及矢量推力控制有著直接關(guān)系。</p><p>　　通過以上分析可以知道，推進(jìn)系統(tǒng)的各部分之間、飛機與推進(jìn)系統(tǒng)

82、之間存在著復(fù)雜的交互 作用。傳統(tǒng)的航空推進(jìn)控制系統(tǒng)設(shè)計一般是各部分 分 別 獨 立 設(shè) 計 的，形 成 了 各 自 獨 立 的 控 制 系統(tǒng)；傳統(tǒng)的飛行控制系統(tǒng)設(shè)計也是將飛機控制與推進(jìn)系統(tǒng)控制分別設(shè)計，形成了飛機控制系 統(tǒng)、進(jìn)氣道控制系統(tǒng)和發(fā)動機控制系統(tǒng)。對于這 樣 的 控 制，當(dāng) 某 一 個 系 統(tǒng) 處 于 最 佳 狀 態(tài) 時，其他系統(tǒng)不一定是最佳的，分析某一系統(tǒng)的工作時必須考慮到其他系統(tǒng)最差的工作情況，因而在 系統(tǒng)設(shè)計時不得不將每一

83、個系統(tǒng)的工作裕量加以 放 大。最 重 要 的 是 系 統(tǒng) 之 間 的 交 互 影 響，在一定條件下可能首先導(dǎo)致其中某一系統(tǒng)工作不穩(wěn)定，并可能進(jìn)一步導(dǎo)致整個系統(tǒng)工作不穩(wěn)定。 由此可知，各部分獨立設(shè)計時，一般很難使航空推進(jìn) 系 統(tǒng) 或 飛 機 整 體 性 能 最 優(yōu)，甚 至 不 可 能 保 證整個系統(tǒng)的穩(wěn)定性。為了使整個系統(tǒng)性能最優(yōu)和穩(wěn)定性最好，就必須對各個部分進(jìn)行綜合控制，也稱為一體化 控制。對于進(jìn)氣道、發(fā)動機及噴 管 的 綜 合 控 制

84、 稱 為 推 進(jìn) 系 統(tǒng) 綜 合 控 制 ,對于飛機與推進(jìn)系統(tǒng)</p><p>　　在推進(jìn)系統(tǒng)綜合控制研究方面，美國于 1973——1976年利用 安 裝 在 F111飛 機 上 的 進(jìn) 氣 道 和 TF30發(fā)動機進(jìn)行了研究，研究結(jié)果證明了采用推進(jìn)系統(tǒng)綜合控制所帶 來的 效益，包括飛 行 范圍的擴大、快速節(jié)流響應(yīng)的提 高 以 及 推 力 的 加 大 等。1978年 在 YF12C飛 機 上 采 用 推 進(jìn) 系 統(tǒng)

85、綜合控制提高了進(jìn)氣道穩(wěn)定性，在保證推力的情況下降低了渦輪進(jìn)口溫度。</p><p>　　4.1.4 航空發(fā)動機 FADEC集中式控制與分布式控制</p><p>　　當(dāng)前航空發(fā)動機 FADEC均 采用 集 中式 控制系統(tǒng)，即將數(shù)字式電 子控制器集中放置在 專 門設(shè)計的機箱中。傳感器測量的信號通過導(dǎo)線傳送 至 數(shù) 字 式 電 子 控 制 器，數(shù) 字 式 電 子 控 制 器 按照 一 定 的

86、 算 法 計 算 后，將 輸 出 信 號 再 通 過 導(dǎo) 線 傳 送 至 執(zhí) 行 機 構(gòu)。信 號 處 理、控 制 算 法 的 執(zhí) 行、通信、存儲、余度管理完全由一臺數(shù)字式電子 控 制 器 完 成。這 樣 的 控 制 系 統(tǒng) 稱 為 集 中 式 控 制系統(tǒng)。</p><p>　　采用集中式控制系統(tǒng)存在的主要問題如下： （1）傳感器分布在發(fā)動機的不同位置，傳感器測 量 的 信 號 通 過 導(dǎo) 線 傳 送 至 電 子

87、控 制 器，電子控制器的信號再通過導(dǎo)線將信號傳送至發(fā)動機 不 同 的 執(zhí) 行 機 構(gòu)。為 消 除 電 磁 信 號 干 擾，導(dǎo) 線還需要屏蔽，這樣的結(jié)構(gòu)中導(dǎo)線的重量非?？捎^，它約占系統(tǒng)總重量的１６％。</p><p>　?。?）集中式控制系統(tǒng)的大部分工作主要由一臺計算機完成。隨著發(fā)動機控制參數(shù)的增加， 控制算法愈來愈復(fù)雜，容錯控制要求的提高，使系統(tǒng) 復(fù) 雜 程 度 增 加，計 算 機 的 工 作 負(fù) 荷 將 越 來

88、 越大，對 CPU的要求越來越高，這將使數(shù)字控制系統(tǒng)研制難度增加，成本提高。</p><p>　　航空發(fā)動機 FADEC未來的發(fā)展將可能采用分布式控制系統(tǒng)。分布式控制 系統(tǒng)由一臺 計 算機（對有冗余備份的可以是多臺計算機）、智 能化傳 感 器 和 智 能 化 執(zhí) 行 機 構(gòu) 組 成。這 些 智 能 化傳感器和智能化執(zhí)行機構(gòu)本 身 帶 有 CPU，具 有 部 分 信 號 處 理 與 計 算 的 功 能，在 工 作

89、過 程 中可以獨立完成部分控制任務(wù)。</p><p>　　分布式控制系統(tǒng)的優(yōu)點如下： （1）由于智能化傳感器和執(zhí)行構(gòu) 能獨立完成部分控制任務(wù)，因而可以大大減少與計算機之間的連接

90、 導(dǎo)線，這將使控制系統(tǒng)的重量大大降低。</p><p>　?。?）由于智能化傳感器與執(zhí)行機構(gòu)具有信號處 理 與 轉(zhuǎn) 換、故 障 診 斷、超 限 檢 查 和 自 檢 以 及 計算功能，大大減輕了計算機的負(fù)擔(dān)。</p><p>　?。?）智能化傳感器和智能化執(zhí)行機構(gòu)均可以模塊化，即傳感器和執(zhí)行機構(gòu)與電子模塊組裝 在一起，構(gòu)成標(biāo)準(zhǔn)化電子模塊。系統(tǒng)設(shè)計時可根據(jù)需要選擇不同的模塊，這

91、將使數(shù)控系統(tǒng)的設(shè) 計與研制難度降低，并使系統(tǒng)的可靠性和可維護(hù)性提高。</p><p>　　由于智能化傳感器和智能化執(zhí)行機構(gòu)須直接安裝在發(fā)動機上，它們的工作環(huán)境惡劣，尤其 是處于高溫下的電子模塊，還需要解決模塊耐高溫的問題，而當(dāng)前使用的硅芯片還滿足不了這 樣的要求，這是分布式控制在實際應(yīng)用中需要解決 的 核 心 技 術(shù) 之 一。為 解 決 這 一 問 題 需 要 研 究耐高溫的半導(dǎo)體材料，例如，砷化鎵和鋁化鎵等，它

92、們都是很有前途的耐高溫半導(dǎo)體材料。</p><p>　　光纖技術(shù)在發(fā)動機控制中有著廣泛的應(yīng)用 前 景。光纖電纜極 輕極薄，信 號 能 夠 在 光 纖 中 雙向同時傳播，無須接地回 路 和 沒 有 產(chǎn) 生 電 火 花 的 危 險，光 纖 電 纜 不 受 外 界 電 磁 等 干 擾 的 影 響。所有這些優(yōu)點對于提高發(fā)動機的推重比、控制算法實時計算、安全可靠工作都起著十分關(guān) 鍵的作用。</p><p

93、>　　一旦耐高溫半導(dǎo)體材料的計算機芯片研制成功，將會使發(fā)動機分布式控制得以實現(xiàn)，同時 將光纖技術(shù)應(yīng)用于發(fā)動機控制系統(tǒng)，這將促進(jìn) 發(fā) 動 機 控 制、飛 行／推 進(jìn) 系 統(tǒng) 綜 合 控 制 技 術(shù) 的 應(yīng) 用獲得巨大的發(fā)展。</p><p>　　4.2 航空發(fā)動機控制系統(tǒng)在國內(nèi)的發(fā)展概況</p><p>　　4.2.1機械液壓式控制系統(tǒng)發(fā)展概況</p><p>

94、;　　我國在航空發(fā)動機控制研究方面已有５０多年的歷史。20世紀(jì) 50年代中 期，國內(nèi)某發(fā) 動 機控制器設(shè)計與制造工廠即開始了機械液壓式控制器的研制，之后，不斷地改進(jìn)、改型，并先后 不斷地研制了各種新型號的發(fā)動機控制器。幾十年 的 發(fā) 展，使 我 國 對 機 械 液 壓 式 控 制 器 的 研 制經(jīng)驗積累豐富，技術(shù)水平已較高。目前我國正在使用的大部分型號的發(fā)動機，其控制器均為 國內(nèi)研制。對于高性能發(fā)動機的控制器，其中轉(zhuǎn) 速 高、流 量 大

95、 而 重 量 輕 的 燃 油 泵，精 度 高 的 燃 油計量裝置以及實現(xiàn)復(fù)雜控制規(guī)律的關(guān)鍵部件的設(shè)計技術(shù)，正在開展進(jìn)一步研究。</p><p>　　4.2.2 數(shù)字式電子控制系統(tǒng)發(fā)展概況</p><p>　　國內(nèi)對于航空發(fā)動機數(shù)字式電子 控 制 的 研 究 開 始 于 20世 紀(jì) 70年 代。1997年 西 北 工 業(yè) 大學(xué)首先開展了該項研究 工作，并在發(fā)動機試

96、驗臺上對 PT20發(fā)動機進(jìn) 行了 數(shù)字控制試 驗， 取得了成功，這是國內(nèi)對航空發(fā) 動 機 數(shù) 字 式 電 子 計 算 機 控 制 的 開 創(chuàng) 性 研 究。20世 紀(jì) 80年 代中期，該校又對JT15D渦 輪 風(fēng) 扇 發(fā) 動 機 開 展 了 進(jìn) 一 步 的 數(shù) 字 式 電 子 控 制 試 驗 研 究。與 此 同 時，某研究所對某型發(fā)動機也進(jìn)行了數(shù)字式電子控制試驗研究。 </p><p>　　20世紀(jì)80年代后

97、期，國內(nèi)有關(guān)研究所、工廠及學(xué)校合作開展了航 空發(fā)動機數(shù)字式電子 控 制系統(tǒng)研究，為全面突破航空發(fā)動機全權(quán)限數(shù)字式電子控制系統(tǒng)各項關(guān)鍵技術(shù)，制訂了研究與 發(fā)展計劃。該計劃確定以某型發(fā)動機為驗證機，研 制 數(shù) 字 式 電 子 控 制 系 統(tǒng)樣 機。經(jīng)過各單位 的努力與合作在完成了樣機研制后，進(jìn)行了發(fā)動機地面臺架試驗。</p><p>　　20世紀(jì)90年代以來，我國某航空動力控制系統(tǒng)研究所完成了設(shè)計比 較完 善、技術(shù)比

98、較 成 熟的全權(quán)限數(shù)字式電子控制系統(tǒng)的研制，之后，對該系統(tǒng)進(jìn)行了各項試驗和試飛驗證。所做的 研究工作和取得的研究成果表明，我國已掌握了發(fā)動機數(shù)字控制技術(shù)，研制的數(shù)控系統(tǒng)已達(dá)到 工程應(yīng)用水平。</p><p>　　國內(nèi)對現(xiàn)代控制理論在 航 空 發(fā) 動 機 控 制 中 的 應(yīng) 用 研 究，開 始 于 20世 紀(jì) 80年 代 初 期，20 余年來對航空發(fā)動機自適應(yīng)控制、魯棒控制、神經(jīng)網(wǎng) 絡(luò) 控 制、性 能 優(yōu) 化 控

99、制 以 及 非 線 性 控 制等進(jìn)行了較多的理論和應(yīng)用探討，取得了—定的進(jìn)展。</p><p><b>　　總結(jié)：</b></p><p>　　在飛行包線內(nèi)，航空發(fā)動機隨著工作環(huán)境和工作狀態(tài)的變化，其氣動熱力過程將發(fā)生很大的變化，航空發(fā)動機控制的目的就是使其在任何變化的條件下都能穩(wěn)定、可靠地工作，并充分發(fā)揮發(fā)動機的性能效益。由于航空發(fā)動機工作過程復(fù)雜多變，因此對發(fā)動機

100、控制問題的研究比一般控制系統(tǒng)更為困難，尤其是隨著飛機性能的日益提高，對航空發(fā)動機提出了更高的要求；而高性能的航空發(fā)動機，其控制系統(tǒng)則需要應(yīng)用新的控制理論進(jìn)行設(shè)計.</p><p>　　航空發(fā)動機隨著其環(huán)境條件和工作狀態(tài)（如最大狀態(tài)、巡航狀態(tài)、加力狀態(tài)、加速及減速狀態(tài)等）的變化，它的氣動熱力過程將發(fā)生很大的變化。對這樣一個復(fù)雜且變化多的過程如不加以控制，航空發(fā)動機是根本不能正常工作的。航空發(fā)動機控制的目的就在于使其

101、在任何環(huán)境條件和任何工作狀態(tài)下都能穩(wěn)定、可靠地運行，并且充分發(fā)揮其性能效益.</p><p><b>　　致謝：</b></p><p>　　在本次論文設(shè)計過程中，郭老師對該論文從選題，構(gòu)思到最后定稿的各個環(huán)節(jié)給予細(xì)心指引與教導(dǎo), 嚴(yán)格要求、熱情鼓勵，使我得以最終完成畢業(yè)論文設(shè)計。在學(xué)習(xí)中,郭老師嚴(yán)謹(jǐn)?shù)闹螌W(xué)態(tài)度、豐富淵博的知識、敏銳的學(xué)術(shù)思維、精益求精的工作態(tài)度以及侮

102、人不倦的師者風(fēng)范是我終生學(xué)習(xí)的楷模，指導(dǎo)老師們的高深精湛的造詣與嚴(yán)謹(jǐn)求實的治學(xué)精神，將永遠(yuǎn)激勵著我。在此，我向我的指導(dǎo)師以及在畢業(yè)設(shè)計過程中給予我很大幫助的老師、同學(xué)們致以最誠摯的謝意！</p><p>　　最后，我要向百忙之中抽時間對本文進(jìn)行審閱，評議和參與本人論文答辯的各位老師表示衷心的感謝！</p><p><b>　　參考文獻(xiàn)：</b></p>

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