航空发动机的主动控制技术
第七章 航空发动控制计划概述
低压压气机的工作线位 置（A9=常数）
（2）发动机控制计划 为充分发挥双轴发动机的潜能，就要选择nH、nL、Tt4作为被控 参数，同时对三个参数进行控制，就需要有三个控制量，除 供油以外，其余两个要从发动机部件的几何可调参数中选择 。要使发动机部件几何可调，发动机控制装置的质量、结构 复杂程度及研制生产费用就会大大增加。因此，双轴涡轮喷 气发动机仍广泛采用尾喷口面积A9固定的控制计划，即下面 所述基本控制计划。由于只有Wf一个控制量，所以只能保证 一个被控参数随飞行条件按给定规律变化。 ① 保持低压转子转速不变的控制计划 Wf →nL=常数 ② 保持高压转子转速不变的控制计划 Wf →nH=常数 ③ 保持涡轮前温度不变的控制计划 Wf →Tt4=常数
双轴涡轮喷气发动机示意图
高压压气机和高压涡轮的共同工作和单轴涡喷发动机类似 ，即高压涡轮膨胀比πTH＝常数的工作线。 根据流过低压涡轮喷嘴喉部与尾喷管出口的流量连续条件 ，当尾喷管中气流处于临界以上流动状态时，低压转子的共同 工作线也是πTH＝pt4.5/ pt5 ＝常数的工作线。 双轴发动机高压压气机特性图上的共同工作线的位置与形 状则受发动机工作条件改变时的高压压气机增压比πCH变化规 律的影响。
涡扇发动机的共同工作与控制计划 （1）共同工作特点 ① 分开排气的双轴涡轮风扇发动机 ② 混合排气涡轮风扇发动机 （2）被控参数的选择 ① 一般情况下，涡轮风扇发动机的被控参数可以从nH、nL、Tt4 和内涵总增压比（或称EPR，是低压涡轮出口总压与低压 压气机进口总压之比）等参数中选择，对几何不可调的涡 扇发动机只能选择其中的一个参数作为被控参数。 ② 涡轮风扇发动机的控制计划与双轴涡喷发动机基本相同， 即可采用式（7-6） ～式（7-8）的等低（高）压转速调节 和等涡轮前温度调节。所不同的是许多涡扇发动机上选择 EPR作为被控参数，采取如下控制方案Wf →EPR=常数
航空发动机控制系统纵论
航空发动机控制系统纵论发动机控制系统对于发动机而言犹如人的大脑对人体各器官的控制作用，是发动机的核心部件。
航空发动机动力学控制技术的主要目的，是通过对支承结构和质量分布的合理分配，保障发动机在全转速范围内无有害振动。
飞机要在不同的高度和速度下飞行，为了在飞行中保持发动机的给定工作状态，或者按照所要求的规律改变工作状态，都必须对发动机进行控制。
所有这些只有依靠自动控制系统来完成。
目前，我国正在结合高性能军用航空发动机的型号研制工作，开发符合中国国情的航空发动机数控系统，缩短与先进国家的技术差距，推动我国航空发动机技术的发展。
一、发动机控制系统的基本要求（一）穩定性高。
航空发动机是一种高度复杂和精密的热力机械，为航空器提供飞行所需动力的发动机。
作为飞机的心脏，被誉为"工业之花"，它直接影响飞机的性能、可靠性及经济性，是一个国家科技、工业和国防实力的重要体现。
航空发动机控制系统能够保障航空器的持续适航，技术具备强实时性、高稳定性及小巧便携等优势，能够在降低监测和诊断设备成本的同时，实现机载化的航空发动机监测与诊断系统的良好运行。
但是随着系统规模和复杂程度的不断提高，基于文档的系统工程面临的困难越来越突出，如信息表示不准确造成歧义、难以从海量文档中查找所需信息、无法与其他工程领域的设计相衔接（如软件、机械、电子等）。
于是基于模型的系统工程（MBSE）应运而生，这也是未来系统工程发展的必然趋势。
（二）精度高。
航空发动机的工作环境复杂，工作温度范围大（环境温度～2000 ℃），导致结构工艺特征参数和结构特征参数的变化范围大，引起发动机结构振动具有非线性时变特性。
同时，转静件间隙、支承刚度、同心度、不平衡量分布等动力学参数和气动流场气动力等，随发动机状态和温度场的变化而变化，造成各连接结构部件振动传递特性相差也较大。
在保证发动机可靠性的前提下，要求发动机的“寿命长”。
这是发动机经济性的另一项指标。
主动间隙控制技术简介
主动间隙控制技术T来提高发动机的性在进行航空发动机性能设计时,经常会陷入一个死循环:通过提高*3能,涡轮温度提高,需要更多的冷却空气,则从压气机抽出的气体多,空气流量下降,性能降低,为了解决这样的问题,采用主动间隙控制技术.主动间隙控制技术,即减小高压涡轮的叶尖间隙,减小损失的气流量,使尽可能多的燃气对涡轮做功,提高燃气利用率,从而提高发动机的性能.若装配时减小间隙,则地面试车时,叶片受离心力拉长,可能打到机匣,起动降落时就会很危险,需要扩大间隙,在巡航状态时,则缩小间隙,提高性能.间隙控制的实现方式及所存在的难点:(一):轴的偏转,需要采用空气/磁悬浮轴承,技术难度较大,同时,由于使用偏心结构,振动较大,对薄壁刚性轴的变形分析与设计的要求很高.(二):机匣平移,需要采用摇臂结构,难点在于:平移机匣的结构设计(重量增加),流道面积变化下的性能匹配(效率,推力).(三):机械式机匣变形,弹簧与压力平衡的问题需要格外关注,弹簧学,机械式推进结构的设计,变形机匣的结构设计,各腔之间的压力平衡设计.(四):热响应式机匣变形,热响应,热平衡,记忆金属,记忆金属的选择与训练,变形机匣的结构设计,加温/冷却空气的热平衡设计.叶尖间隙的测量技术:压气机的叶尖间隙,通电,电感,电容,(若叶片为复合材料,则不能采用通电的方法).涡轮的叶尖间隙,光学测量(燃气不纯净,折射),电方法(燃气中带电颗粒多,影响因素多).被动控制:CFM56 2/3,A320.半主动控制:(开环)V2500,空客,150座左右.主动控制:(闭环)若叶尖有磨损,则间隙变大,损失会变大很多.国内对于主动间隙控制技术的研究现状:南京航空航天大学在全国处于领先水平,采用半主动控制技术(基于可控热变形),重视叶尖间隙的测量,核心问题在于空气系统的热分析,科学的顶层设计是保障.保持叶尖接触,没有间隙,采用石墨材料,刮掉涂层,采用封严齿.我的感受与体会:控制叶尖间隙可以减少燃气流量的损失,提高燃气利用率,增强涡轮的做功能力,从而能够提高发动机的性能,由于涡轮处温度非常高,叶片及各部件均处在极其恶劣的工作条件下,因而间隙控制的难点在于涡轮叶片的叶尖间隙控制,对于这样一项精确性要求极高的操作,需要有非常好的材料保障和工艺支持,此外,间隙的测量也是个重点,国内目前的主流是基于可控热变形的半主动控制,南京航空航天大学在这方面处于国内领先水平,主动间隙控制技术的研究可以用较小的设计制造成本获得非常巨大的性能提高,具有广阔的发展应用前景,是提高发动机性能的重要研究方向.020810324赵祥成2011.11.29。
航空发动机主动间隙控制技术研究
航空发动机主动间隙控制技术研究作者：李长晖来源：《科学与信息化》2020年第14期摘要：叶尖间隙对航空发动机的效率、安全性、可靠性与寿命等方面均有著十分重要的影响。
在航空发动机上应用主动间隙控制技术，能降低发动机排气温度和耗油率、提高发动机的稳定工作裕度、增加载重、提高航程、降低飞机全寿命周期费用，带来巨大的收益。
本文主要介绍了国内外主动间隙控制技术的研究进展，分析了叶尖间隙影响因素，基于主动间隙控制原理确定了叶尖间隙对性能影响的试验验证方案，给出了主动间隙控制规律设计思路，为后续发动机主动间隙控制技术的研究提供理论依据。
关键词：航空发动机;主动间隙;控制技术前言航空发动机高压压气机和高低压涡轮的效率与其叶尖间隙大小的有着较大影响，存在发展上的制约。
试验资料表明，若叶尖间隙与叶高之比上升1%，会导致压气机或涡轮效率下降约0.8%～1.2%，可造成整机排气温度有较大幅度上升;叶尖间隙的大小还会对航空发动机的耗油率产生重要的影响，叶尖间隙与叶高之比上升1%，会导致涡扇发动机的耗油率上升约2%～2.5%，而大涵道比涡扇发动机研制的初衷，就是通过增大涵道比，提高循环参数，从而降低耗油率，最终有效降低飞机全寿命周期的使用费用。
基于以上原因，研究如何有效地在使用中控制叶尖间隙，保持压气机和涡轮转、静子之间有良好的间隙配合，对进一步提高航空发动机效率、降低耗油率和降低飞机全寿命使用费用有着极其重要的意义。
1国内外发展现状1.1国外发动机发展现状从20世纪70年代起，国际上如NASA Lewis研究中心、美国Wright空军实验室、美国通用电气公司、法国sNEcMA公司和CFM国际公司、英国RR公司、日本国家宇航实验室、德国BMW Rolls-Royce公司等相关研究机构均先后在叶尖间隙的相关领域开展了大量的设计分析与试验验证工作，这些工作主要集中在结构设计、数值分析方法、叶尖间隙测试技术、控制方法与控制系统设计研究、涡轮构件换热边界条件及温度场计算等方面。
航空发动机控制系统
• 如何通过调节油门给定转速 • 当推油门时，则通过传动臂，齿轮，齿套等来改变调准弹簧力转速给定值改 变 • 控制器相应地调节供油量，将转速调到给定值 • 具体工作原理 • 思考
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• 闭环控制的优缺点 • 控制器感受的不是外界的干扰量，而是直接感受发动机（被控对象）的被控 参数（转速） • 当被控参数有了偏离后，才被控制器感受，再进行控制，使被控参数重新恢 复到给定值 • 由于它是按被控参数的偏离信号而工作的，故称闭环控制的工作原理为偏离 原理。 • 它的优点是控制比较准确，但控制不及时，滞后
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• 8.2 液压机械式发动机控制系统 • 发动机控制系统分类 • 液压机械式 • 监控型电子式 • 全功能数字电子式 • 液压机械式及气动机械式燃油控制器 • 目前为止民用航空发动机上使用最多的控制器 • 它有良好的使用经验和较高的可靠性 • 它除控制供往燃烧室的燃油外，还操纵控制发动机可变几何形状，例如 可调静子叶片、放气活门、放气带等，保证发动机工作稳定和提高发动 机性能
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• 开环控制 • 控制器与发动机的关系以及信号传递的关系形成一个开路,故称为开环控制 系统 • 被控对象的输出量是发动机的转速n，控制器的输入量是干扰量f; 而控 制器的输出量是qmf
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• 敏感元件（膜盒） • 感受进气总压; 进气总压是飞行高度和飞行马赫数的函数;
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• (1)容积式泵
• 容积式泵是依靠泵的抽吸元件作相对运动，交替改变元 件间的自由容积进行吸油、排油的
• 供油量取决于元件一次循环运动中自由容积变化的大小。 在一定的供油量下，泵根据出口处的液体流动阻力来建 立压力。这类泵在航空发动机上应用最广，如：柱塞泵、 齿轮泵、旋板泵（叶片泵）
航空发动机涡扇叶颤振分析与抑制技术研究
航空发动机涡扇叶颤振分析与抑制技术研究航空发动机作为现代航空技术的重要组成部分，其运行状态对于飞机的安全和性能具有重要影响。
然而，在发动机运行过程中，叶片颤振等问题可能会出现，对发动机的安全和性能带来不利影响。
本文将重点探讨航空发动机涡扇叶颤振分析与抑制技术的研究，为保障航空安全做出贡献。
一、航空发动机涡扇叶颤振的原因与机理1.1 原因涡扇叶片颤振是航空发动机中普遍存在的问题，其产生的原因较为复杂。
主要包括以下几点：（1）不同叶片之间的谐波干涉：当叶片振动频率相同或者相差很小时，容易出现谐波干涉。
（2）气动不稳定性：发动机工作时，通过叶片表面的气流产生激振力，其中存在一定的气动不稳定性。
当激振力足够强或者气流不稳定时，便会引起叶片振动。
（3）叶片本身的刚度和阻尼特性：叶片的刚度和阻尼特性是决定其自振频率和阻尼比的重要因素。
当叶片的刚度或阻尼发生变化时，其自振频率和阻尼比也会发生变化，从而引起叶片颤振。
1.2 机理涡扇叶片颤振的机理是叶片激振和非线性能量转移的结果。
其中，叶片激振包括气动激振和结构激振两种方式。
气动激振是由通过叶片表面的气流产生的气动力引起的，而结构激振则是由叶片自身的振动引起的。
叶片振动会使得非线性能量转移到其它振动模态上，这些模态的振幅进一步增强，最终致使叶片颤振。
对于航空发动机来说，叶片颤振问题的解决一直为人所关注。
二、航空发动机涡扇叶颤振的分析方法航空发动机涡扇叶颤振的分析方法主要包括数值模拟和试验两种方式，其中数值模拟采用计算流体力学（CFD）和有限元分析（FEA）等方法，试验则包括基础实验和高速实验。
2.1 数值模拟数值模拟是一种重要的分析涡扇叶颤振的方法，其中，计算流体力学（CFD）和有限元分析（FEA）应用广泛。
（1）计算流体力学（CFD）分析：CFD方法是一种解决流动问题的数值计算方法，可用于模拟空气流动和叶片气动力之间的相互作用。
CFD方法可以提供叶片表面的气动压力、速度和气动力等重要参数，从而帮助确定叶片的气动稳定性和颤振特性。
航空发动机先进控制概念和高稳定性发动机控制系统研制
航空发动机先进控制概念和高稳定性发动机控制系统研制朱旭津(中国航空动力控制系统研究所,无锡 214063)摘要:简要介绍了近年来航空发动机控制概念和设计思想的发展趋势,着重分析说明了高稳定性发动机控制技术。
高稳定性发动机控制技术的特点是将控制的重点放在单个部件上,通过减小部件稳定裕度要求或扩大部件稳定性工作范围来提高部件的性能并实现系统收益。
飞行试验结果表明,这种控制方法可以较精确地估算和适应发动机进气道畸变并进行实时控制,降低了对设计失速裕度的要求,提高了发动机性能和稳定性。
关键词:航空发动机;自动控制系统;控制算法;稳定裕度中图分类号:V233.7 文献标识码:ADevelopment of Advanced Aero engine Control Concept andHigh Stability Engine Control SystemZ HU Xu jin(China Aviation Motor Control Institute,Wuxi214063)Abstract:The paper presents a brief introduction to the concepts of advanced aero-engine control and a ten dency of the control system development in recent years,with emphasis on the high stability engine control (HISTEC)technology.HISTEC features control on individual engine components,i.e.by reducing stability margin of a c omponent or widening the range of component stable operation to increase engine performance and realize syste m control benefit.Flight demonstration tests show that engine inlet distortion will be accurately es timated,accommodated and controlled in real time using HISTEC.Hence the design stall margin could be re duced,the engine performance and stability enhanced c onsiderably.Key Words:aero engine;automatic control system;control algorithm;stability margin1 引言随着科学技术的飞速发展,航空发动机控制领域的研究成果层出不穷。
航空发动机控制系统
发动机控制系统分类
（1）液压机械式
液压机械式及气动机械式燃油控制器仍然是目前为止民用航空发动机上使用最多的控制器。它有良好的使用 经验和较高的可靠性。除控制供往燃烧室的燃油外，还可操纵控制发动机可变几何形状，例如可调静子叶片、放 气活门、放气带等，保证发动机工作稳定和提高发动初性能。
（2）监控型电子式
（1）燃油流量控制
根据发动机的不同状态(包括起动、加速、稳态、减速、反推等)，将清洁的，无蒸气的、经过增压的、计量 好的燃油供给燃烧室。在控制中要求：不能喘振;不能超温;不能超转;不能富油熄火;不能贫油熄火。这就是所谓 的推力控制、过渡控制和安全限制。
（2）空气质量流量控制
对流经发动机的空气质量流量进行控制，以保证压气机工作的稳定性。它包括可调静子叶片(VSV)和放气活 门(VBV)等。
当飞行高度增加时，进入发动机的空气质量流量减少，控制器和膜盒同时感受到这一干扰量的变化，于是膜 盒膨胀，通过杠杆使档板活门的开度增大，随动活塞上腔的放油量增大，使随动活塞上移，并带动柱塞泵的斜盘 角变小，供油量减少与空气质量流量的减少相适应，从而保持转速不变。
复合控制
复合控制系统是开环和闭环控制的组合控制系统。这种控制系统兼有开环和闭环控制系统的优点，即控制及 时(响应快)又准确(精度高)，工作稳定，但控制器的结构较复杂。
发动机的控制系统由控制系统和被控对象组成，控制系统的主要元件有敏感元件、放大元件、执行元件、供 油元件等。
闭环控制系统
闭环控制系统的被控对象的输出量就是控制器的输入量；而控制器的输出量是被控对象的输入量，在结构方 块图上，信号传递的途径形成一个封闭的回路。
敏感元件是离心飞重，其功用是感受发动机的实际转速;指令机构是油门杆，它通过传动臂，齿轮，齿套等来 改变调准弹簧力，确定转速的给定值;推力杆经钢索、连杆联到燃油控制器上的功率杆。
主动流动控制技术研究
动器，并成功应用于主动流动控制。 已有研究表明，合成射流在分离流控 制、推力矢量、前体涡控制、有效气 动面控制、直升机旋翼流动控制以及 无人机流动控制等方面都有巨大的应 用潜力。
图2是两种压电薄膜振动式作动 器，振动频率可达几千赫兹，从缝中 形成的气流速度可达每秒1米到每秒
几十米，图中左边是其诱导的典型流 场。由于这种射流无外部气源，进入 流场的气流总质量为零，因而称为零 质量射流或合成射流。
基于微机电系统(MEMS)的主动流 动控制技术在飞行器的增升、减阻、 改善气动性能、降低噪声等方面都具 有重要应用潜力，是当前流动控制领 域的研究热点。美国加州大学洛杉矶分 校（UCLA）和加州工学院在AFOSR、 DARPA 等资助下，开展了基于 MEMS 技术的湍流边界层主动流动控制技术 研究。用MEMS微作动器阵列实现边 界层减阻和三角翼前缘涡控制研究， 并结合 F-15、F-22 战斗机进行了实 用性研究。在英国航天局主导下，欧 洲众多科研机构参与了气动微机电系 统（AEROMEMS）计划，展开了利用 MEMS主动流动控制技术改善机翼升力 特性、改进飞行器进气口和涡轮发动机 等方面的工程应用研究。
19对电极
皮托压力接口
磁场中心 壁压接口
光学窗
激波管端口
赫尔姆霍茨型磁铁
底壁
图4 磁流体动力在试验段中的分布
图5 微气泡型作动器
2010/5 航空科学技术
航空发动机控制
航空发动机控制航空发动机控制简介航空发动机是播种机器可以失去，基于我们都清楚的事情。
发动机的控制是保证发动机工作状况良好、安全、可靠的前提。
航空发动机控制系统是综合应用传感、信号处理、微处理、电子技术等先进技术的高精度、高可靠的复杂系统，不仅具有高度的自控能力，还能根据飞机任务要求进行定制。
一、航空发动机控制的目的及其所要完成的任务航空发动机控制的目的，就是保证发动机安全、可靠地运行。
它可以保证发动机始终处于最优的运行状态，避免因操作错误或外部因素梭差（如高温、湿度和压力等）而导致的事故发生。
航空发动机控制所要完成的任务，主要包括以下几个方面：1、实现对发动机的启动、工作转速、停车手续和故障检测等控制。
2、通过监视发动机的工作情况，及时发现故障并采取相应的态势，防止故障引起事故。
3、为飞机提供满足特定任务要求的最优发动机参数（如燃油消耗、发动机功率、噪声和排放等）。
4、实现自适应控制，适应飞行任务和高、低温、高刹地区等不同环境条件。
二、航空发动机控制系统的组成航空发动机控制系统由的组成部分：发动机传感器、控制与数据处理器、执行器和人机接口等。
1、发动机传感器发动机传感器是架设在发动机地方的装置，用于监视发动机各部位的状况，以取得发动机的运行状态。
常用的发动机传感器有：（1）压力传感器——用于测量燃气流动的压力和燃油领付压力等。
（2）温度传感器——用于测量各部位的温度和排气温度等。
（3）速度传感器——用于测量高压涡轮和低压涡轮转速等，以控制发动机的工作转速。
（4）加速度传感器——用于测量振动、震荡和冲击力等。
（5）流量传感器——用于测量燃油流量和气体流量等。
（6）位置传感器——用于测量晶圆位置、调节器位置和排气门位置等。
2、控制与数据处理器控制与数据处理器是发动机控制系统的主要部分，其功能包括数据处理、故障检测、反馈控制等，它可以通过接收传感器的信号来监测发动机状态，并通过执行器实现相应的控制。
一个典型的控制器包括处理器、存储器和输入/输出功能，同时也能够对发动机进行智能判断，划分故障级别和预警。
航空发动机控制系统课件
案例三：某型飞机发动机控制系统的设计优化
设计优化目标
设计优化方案
优化效果评估
总结
提高某型飞机发动机控制系统 的性能和可靠性，降低故障率 。
对发动机控制系统的电路和控 制算法进行优化，采用更加先 进的传感器和执行器，提高系 统的自动化程度和智能化水平 。
经过优化后，发动机控制系统 的性能和可靠性得到了显著提 高，故障率大幅降低。同时， 系统的自动化和智能化水平也 得到了提升，提高了飞机的整 体性能。
REPORTING
日常维护与保养
01
02
03
每日检查
检查控制系统的外观是否 正常，各部件连接是否紧 固，线路是否完好等。
清洁与除尘
定期清洁航空发动机控制 系统的表面，去除灰尘和 污垢，保持清洁的工作环 境。
功能测试
对控制系统的各个功能进 行测试，确保其正常工作 。
定期维护与保养
定期更换磨损部件
01
供应量减少。
气动控制系统的工作原理
气动控制系统是利用空气作为工作介质来控制发动机的各种参数，如进气压力、进 气温度和进气流量等。
气动控制系统通常由空气压缩机、气瓶、调节阀和传感器等组成。
当发动机需要增加进气压力时，调节阀会打开，使更多的空气进入发动机；反之， 当发动机需要减小进气压力时，调节阀会关闭，使空气供应量减少。
陶瓷复合材料
陶瓷复合材料具有耐高温、耐磨损等特性，可用于制造高温部件， 提高发动机的工作温度和效率。
金属基复合材料
金属基复合材料具有高刚性和轻量化特点，可用于制造发动机的旋 转部件，提高发动机的稳定性和可靠性。
新技术的应用
人工智能技术
人工智能技术可用于航空发动机 控制系统的故障诊断和预测，提 高发动机的可靠性和安全性。
探讨航空发动机主动间隙控制技术
探讨航空发动机主动间隙控制技术摘要：本文从设备工作原理出发，探讨分析了航空发动机的控制技术，通过分析在航空发动机上应用主动间隙控制技术，探讨了技术应用对控制排气温度与油耗，改进发动机工况稳定方面的积极作用。
本文先阐述了国际上技术领域与我国研究界有关主动间隙控制技术的研究成果和理论进展情况，进而研究了影响叶尖间隙控制的主要因素，并基于主动间隙控制原理，通过研究分析，提出了主动间隙控制规律设计思路，希望可以通过本文的研究，为我国航空发动机主动间隙控制技术的改进优化做出积极的推动。
关键词：航空发动机；主动间隙；控制技术航空发动机属于较为复杂的动力装置，其高压压气机与高低压涡轮的工作效率和叶尖间隙大小之间具有微妙的相互影响。
很多研究发现，如果发动机的叶尖间隙跟叶高二者之间的比值提升一个百分点，就会造成压气机效率缩减0.8到1.2个百分点，从而导致排气温度发生一定程度的变化；同时叶尖间隙的宽窄还会在一定程度上对航空发动机的油耗形成一定影响，叶尖间隙和叶高二者之间的比值提升一个百分点，就会使涡扇发动机油耗增加2到2.5个百分点，大涵道比涡扇发动机设计的最初目的，就在于以提升涵道比，改进循环指标，以此来控制发动机油耗，并起到缩减飞行成本，提升飞机寿命的积极作用。
出于上述目的，探讨分析怎样科学地设置叶尖间隙，维护压气机与涡轮转、静子各个系统间具有最理想的间隙比例，在改进航空发动机输出功率、降低油耗与提升飞机寿命，控制飞行成本上都具有不可忽视的作用与意义。
一、国内外发展现状（一）国外发动机发展现状自上世纪七十年代开始，国际上一些发达国家的航空研究机构如美国通用电气，英国罗尔斯罗伊斯公司，日本国家航空研究实验室等都在发动机研究上对于叶尖间隙实施了深入细致的研究，大部分研究工作主要针对的是发动机的结构设计、参数分析、不同叶尖间隙的效果测试等，通过对航空发动机功率与设计参数实施各个方面技术问题的研究，使得这一领域的技术研究越来越深入，越来越向高精尖方向发展。
航空发动机风扇叶片爆破飞断主动控制技术
收稿日期：2021-05-16基金项目：航空动力基础研究项目资助作者简介：王海舟（1988），男，硕士，高级工程师。
引用格式：王海舟，陈国栋，祝昭丹，等.航空发动机风扇叶片爆破飞断主动控制技术[J].航空发动机，2023，49（3）：140-146.WANG Haizhou ，CHEN Guodong ，ZHU Zhaodan ，et al.Active control technology of explosive blade-off in aeroengines fan[J].Aeroengine ，2023，49（3）：140-146.航空发动机风扇叶片爆破飞断主动控制技术王海舟1，2，陈国栋1，2，祝昭丹1，2，姜晓斌3，赵诗杨1（1.中国航发沈阳发动机研究所，2.辽宁省航空发动机冲击力学重点实验室：沈阳110015；3.辽宁北方华丰特种化工有限公司，辽宁抚顺113000）摘要：为了实现在风扇机匣包容性试验中对叶片飞断转速的精确控制，开展了叶片飞断主动控制技术研究。
提出了一种风扇叶片爆破切割飞断的方法，进行了风扇叶片榫头的装药结构设计以及应用爆破技术的可行性分析；设计了遥控起爆系统，确保了试验安全；根据静、动态双重验证的技术研究路线提出了详细的技术指标，使叶片飞出姿态满足试验器条件下包容性试验的技术要求。
结果表明：采用风扇叶片爆破切割飞断的方法顺利完成了某大涵道比发动机叶片在风扇机匣包容性试验指定转速下的爆破飞断，叶片飞出的附加动能小于叶片飞失动能的0.05%，叶片飞断转速的控制精度在0.1%以内。
验证了该项技术在试验器条件下完成风扇机匣包容性试验的有效性，并为整机包容性试验奠定了基础。
关键词：包容性试验；风扇叶片；爆破飞断；试验验证；航空发动机中图分类号：V232.3文献标识码：Adoi ：10.13477/ki.aeroengine.2023.03.018Active Control Technology of Explosive Blade-off in Aeroengines FanWANG Hai-zhou 1，2，CHEN Guo-dong 1，2，ZHU Zhao-dan 1，2，JIANG Xiao-bin 3，ZHAO Shi-yang 1（1.AECC Shenyang Engine Research Institute ，Shenyang 110015，China ；2.Key Laboratory of Aeroengine on Impact Dynamics in Lia⁃oning Province ，Shenyang 110015，China ；3.Liaoning North Huafeng Special Chemical Co.Ltd ，Fushun 113000，China ）Abstract ：In order to achieve accurate control of blade-off rotational speed in the fan casing containment test,active control technolo⁃gy of blade-off was studied.An explosive blade-off method was proposed,and the structure design of the fan blade root for explosive charge loading was carried out,as well as the implementation feasibility analysis.A remote control initiation system was designed to ensure the safety of the test.According to the static and dynamic verification scheme,detailed technical specifications were proposed to ensure the at⁃titude of the released blade meets the technical requirements of the containment evaluation test under rig test conditions.The results show that the method of detonating,cutting,and fan blade releasing was successfully applied to the fan casing containment test of a high bypassratio engine at the specified rotational speed.The additional kinetic energy is less than 0.05%of the kinetic energy of the released blade,and the rotational speed control accuracy of the blade-off is within 0.1%.The effectiveness of this technique in completing the fan casing containment test under rig test conditions is verified,and the foundation for the whole engine containment test is laid.Key words ：containment test;fan blade;explosive blade-off;test verification;aeroengine航空发动机Aeroengine0引言在航空发动机研制过程中必须开展包容性试验研究[1-3]，包容性试验概括地说即单个叶片在榫头以外截面断裂飞出时应被机匣包容，由此引起的发动机损坏不能对飞机产生任何危险性影响[4-5]。
民用飞机自动飞行控制系统：第7章 主动控制技术
e L LI dt L
L
• 对攻角信号难于进行直接微分，所以经常采用俯 仰角速率反馈q来代替：
e L L I dt Lqq
• 攻角边界限制利用共同的升降舵 ：小机动操纵时， 控制增稳模态下工作。进行大迎角机动时应自动 切换到边界控制模态。
7.4 直接力控制
• 八十至九十年代：A320 、B777等民机上采用。 • 我国从1978年秋开始 。
➢ 主动控制的主要功能
• 放宽静稳定性（Relaxed static stability RSS） • 边限控制（Boundary Control BC） • 直接力控制（Direct Force Control ,DFC） • 阵风载荷减缓（Gust load Alleviation GLA） • 乘座品质控制（Ride Quality Control RQC 或
DCH-6的乘座品质控制系统结构
• 重心处的法向加速度信号通过洗出网络馈送给 副翼和扰流片以改善飞机的乘座品质。但分析 表明，加速度反馈将要减少飞机的短周期自然 频率并增大阻尼，使飞机对驾驶员输入的响应 变得迟缓。
• 乘座品质控制必须与飞机的增稳控制系统结合 起来进行设计。
• 俯仰角速度信号通ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ低通滤波器和洗出网络对 升降舵实现控制，以改善飞机的操纵品质。
3. 两种包线差别 • 极限包线：超过该包线边界将会引起飞机损
失。 • 遵循下述准则：
就所有的驾驶指令而言，可达到的包线必 须尽可能宽，而又不超过限制包线；
就某个稳定和有意义的驾驶指令，可达到 的包线能够扩大，尽可能宽不超过极限包线。
4.攻角闭环边界控制系统 • 攻角闭环边界限制系统，常用的调节规律为攻角
航空发动机控制基础
4 柱塞安装角ө（ 13。—15。 ）
Dlsin
柱塞泵的特性（Q,n,pin,pout,η)
1 供油量与转速关系
2 供油量调节特性
3 供油量 压差特性
4 汽隙特性 低压区产生气泡—高压区气泡挤压破灭 这种气泡生灭过程及伴随而来的液压撞击：汽隙现象
成熟 全权限监控——以安全为主兼顾性能和经济性
未来 全权限数字电子控制——以安全为主兼顾性能、经济性和 环保性
CFM56 FADEC系统的功能
航空动力装置控制包括：
进气道控制、发动机[核心机]控制、排气装 置控制
航空发动机控制基础 aircraft engine control 根据自动控制原理运用机械、液压、气压、 电气等控制装置使航空发动机自动地按预定 规律工作，以便发动机在各种飞行条件下能 安全工作并获得最佳的或接近最佳的性能。
航空发动机控制基础
航空工程学院
航空发动机（燃气涡轮发动机）推力 工作原理
进气道
压气机
燃烧室
涡轮
喷管
飞机在不同的飞行阶段，需要不同的推力 起飞、爬升、巡航、下降、进近、着陆、复飞 此外，飞行条件也在不断变化。
➢控制发动机的推力或功率输出以满足飞机的需 要。 燃油系统将清洁的、无蒸汽的、经过增压的、 计量好的燃油输送给燃烧室。 燃油量的多少要由燃油控制器给出
航空发动机对控制装置的基本要求
➢ 良好的动态品质 控制的动态过程要有较好的快速性，而且过 程要平稳
航空发动机对控制装置的基本要求
➢ 可靠性高，维护性好 采用分布式结构降低控制系统的复杂性 将控制器安装在远离发动机的区域 采用砷化镓和碳化硅制造电子元器件 提高系统的耐高温、抗振动和抗电磁干扰的能 力
主动控制技术1
造成运动模态耦合是由于升力和侧力的产 生是先通过旋转运动才能获得。设法通过 控制面的作用，保证产生轨迹运动时，不 产生姿态变化―这是设计的第二个出发点。 而这些控制面只能靠自动控制系统实现。
〖例〗对常规飞机
修正高度时： 先使 e 向上偏 e 0 M e 0 抬头力矩 飞机纵轴 ox 上转，此时 v 来不及转 0 产生升力增量 L＞0，出现 v 向 上转，飞机高度↑；当高度达到给定值时， 还得实现上述过程的反操纵，修正过程慢， 机动能力不高，要是实现目标跟踪的话， 则易丢失目标。
m
其中：
X G X G / cA
为飞机重心在平均气动弦上的相对位置
X F X F / cA
为全机焦点在平均气动弦上的相对位置
常规布局飞机，( X G X F ) 0 且
∴ Cm 0 飞机为静稳定的。
CL 0
若 ( X G X F ) 0 时，（重心后移）则
边界控制（Limited Boundary Control)
阵风减缓GLA（Gust Load Alleviation）和乘座 品质控制RQC（Ride Quality Control）
机动载荷控制MLC（Maneuvering Load Control）
电传操纵系统与主动控制技术间的关系：
控制增稳系统 CAS
3 3
§2、放宽静稳定性RSS
一、什么是RSS
所谓放宽静稳定性，就是把飞机静稳定性 设计的比正常要求值小，甚至设计成是静 不稳定的。这种飞机在受到扰动或实施机 动是不够稳定或者不稳定的―这取决于静稳 定性放宽的程度，对这样的飞机一般要用 自动控制方法来补偿其静稳定性。包括纵 向与航向，主要讲放宽纵向静稳定性。 解决纵向静稳定度太大，操纵费力，飞机 机动性差的问题。
航空发动机喘振主动控制技术的发展_黄伟
理论主动控制的系统框图，其技术要点 可以概括为：
1）采集压气机进口压力信号； 2）根据压力信号使用状态估计器 估计出扰动流幅值； 3）根据执行机构模型设计非线性 控制规律，输出控制指令； 4）执行机构根据控制指令动作扩 大发动机温度工作范围。
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现，存在一个临界参数B，当B参数小于 临界值时，压缩系统进入旋转失速，反
存 在 的 旋 转 失 速 初 始 扰 动 波 。随 后 ， Garnier等人[18]在两台低速压气机及一
之则进入喘振。
台高速压14]的工作则试图发展关于 在。模态波的频率大致与旋转失速频率
号进行识别，并将识别结果送往主动喘 振控制器；
3）主动喘振控制器根据识别结果 设计控制规律对相应执行机构发出控 制指令；
4）执行机构根据控制指令动作， 使发动机工作点远离喘振边界。
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图4 基于喘振预测主动防喘控制框图
基于喘振预测的主动防喘控制可 以采用常规的传感器和执行机构方案， 且不依赖于任何发动机稳定性模型，从 而相比其他两种方案具有更大的工程 可行性[12]。
B= U
Vp
2a ACLC
其中，U和a分别为转子切向速度
2） 试验研究
和当地声速；Vp、Ac和Lc分别为集气箱容 积、压气机当量通道面积和压气机等效
在Moore-Greitzer模型的理论指 导 下 ，M c D o u g a l l 等 人 [ 1 7 ] 在 一 台 单 级
管道长度。Greitzer模型的数值仿真发 轴流式压气机上发现了以模态波形式
航空发动机的ltr控制
航空发动机的ltr控制摘要：本文旨在探讨如何使用LTR控制技术来提高航空发动机的性能。
为此，我们将首先介绍LTR控制技术，然后研究它与航空发动机性能的关系，并提出一些相关的改进措施。
最后，结合当前的应用实例，探讨航空发动机的未来发展方向。
关键词：LTR控制，航空发动机，性能改进，应用实例正文：LTR控制是一种突破性的技术，可以通过有效地利用噪声来提高航空发动机的效率和准确性。
LTR控制技术可以有效地解决流动噪声的引起的动力学问题，从而大大提高了发动机的性能。
首先，我们来了解一些基本的LTR控制概念，其次，我们研究LTR控制技术是如何提高航空发动机性能的。
为此，我们将阐述LTR控制技术的核心原理，并讨论其在航空发动机的控制技术中的应用。
除此之外，我们将分析LTR控制技术如何促进发动机的可靠性，有助于实现可重复性和可读性。
最后，为了预测未来，我们分析了当前LTR控制技术在航空发动机中的应用实例，并对未来的发展方向进行了探讨。
LTR控制技术的应用非常广泛，可以应用于航空发动机。
在航空发动机中，LTR控制技术可以有效调节涡轮滑轮的动态行为，从而提高发动机性能。
LTR控制应用于涡轮滑轮的特定方案可以获得接近期望的可靠性性能，而这些性能优化的发动机也可以满足现代飞机的需求，使其具有更好的效率和动力特性。
此外，LTR控制技术还可以用于涡轮滑轮控制原理，采用LTR控制原理可以有效调整流动参数，从而改善某些发动机的可扩展性和可靠性。
同时，LTR控制技术还可以用于涡轮滑轮系统的建模和仿真，用于模拟发动机的特定性能参数，使之满足用户的要求。
例如，如果发动机的性能低于期望，可以利用LTR控制技术进行仿真，通过检验和调整发动机的控制原理和参数，以达到更好的性能。
因此，LTR控制技术可以很好地应用于航空发动机的性能改进和涡轮滑轮的建模和仿真，可以有效地提高发动机的性能、可靠性和可扩展性。
另外，LTR控制技术也可以用于涡轮滑轮系统的实时控制和检测。