基于Simulink的航空发动机P2压力测量装置的设计计算

合集下载

基于T-MATS模块的航空发动机仿真建模

Internal Combustion Engine&Parts0引言航空发动机被誉为“现代工业皇冠上的皇冠”，是一个国家工业基础和科技水平的集中体现，其研制需要投入大量的时间和资金，而航空发动机模型则能有效缩短其研制周期、降低成本和风险，对于发动机性能分析和控制系统研发等起着重要作用。

目前，国内工程应用较多的航空发动机性能仿真模型主要是GasTurb[1]商用软件，其缺点在于代码封闭，用户无法根据需求修改程序，也不易兼容控制系统设计等多学科任务。

而NASA公开源代码的T-MATS[2]模块，可视化用户可以对其进行任意修改，使用灵活方便，且基于MATLAB/Simulink平台使得模块的应用方式和范围更广，有利于开展多学科耦合设计。

本文以涡轴发动机为对象，利用T-MATS模块建立其动态仿真模型，并开展仿真验证。

1基于T-MATS模块的涡轴发动机建模1.1T-MATS模块简介T-MATS（Toolbox for Modeling and Analysis of Thermodynamic Systems，热力系统建模和分析工具箱）模块是由NASA Glen研究中心2014年公开的一款内嵌于MATLAB/Simulink的热力学系统仿真库，包含涡轮机械模型、传感器模型、数值求解器和控制器模型等实用的仿真模块，能够方便地建立复杂的热力学系统模型以用于仿真和控制等研究。

对于发动机复杂的热力学过程，T-MATS 依据发动机的工作原理以及常用的经验公式，利用C语言编写部件的热力学计算流程，并使用Simulink的系统函数（S-Function）将其封装为Simulink模块，在利用Simulink面向对象的特性来提高模块通用性的基础上，也充分保证了模块的计算效率和计算精度。

1.2输入数据处理T-MATS工具箱提供了封装好的发动机基本部件模型，使用时只需要按照发动机的实际工作情况将模型依次连接就可以建立其基本的仿真模型，因此此处对模型的输入数据进行说明，特别是发动机的部件特性。

发动机推力压力的测量

发动机推力压力的测量发布时间：2022-11-08T05:21:01.207Z 来源：《福光技术》2022年22期作者：付伟李刚于恩泉姜春茂[导读] 推力是发动机最重要的性能参数之一，目前普遍使用基于稳态模型的方法测量。

该方法测量值包含动架的振动干扰、惯性干扰和运动阻尼干扰，使得发动机稳态时测量结果包含有波动干扰，发动机过渡态时测量滞后，影响发动机稳态和过渡态性能评估。

北方华安工业集团有限公司摘要：针对发动机高速旋转模拟试验系统，介绍了一种固体火箭发动机燃烧室压强测量方法，并研制了一套存储测试装置，该装置以STM32为控制核心，由信号调理模块、存储模块和无线传输模块等组成。

当前经测量获取的推力-时间数据计算而间接得到的压强数据误差较大，通过对发动机燃烧室压强的直接测量能有效地规避因摩擦对推力的影响而导致的压强测试不准确的弊端。

该装置通过螺纹与高速主轴的末端相连，能够检测并记录发动机工作过程中的压强数据，试验后可以取下测试装置或通过无线传输将检测的数据发送给上位机进行显示，为之后固体火箭发动机结构的设计和改进提供重要的实验依据。

关键词：存储测试；固体火箭发动机；高速旋转；无线传输1 引言推力是发动机最重要的性能参数之一，目前普遍使用基于稳态模型的方法测量。

国外对此开展了推力测量动力学特性研究、动态测量特性检验试验及测量结果数字补偿等研究，实现了推力的动态测量。

国内，欧阳华兵等开展了姿控发动机推力测量系统的动态建模与补偿研究，其仿真结果表明动态补偿能改善推力测量系统的动态性能，但在发动机动态推力测量方面还未见报道。

本文研究了发动机动态推力快速测量方法和稳态推力高精度测量方法及其优选算法，实现了推力的高精度、快速测量。

2 高空台推力测量系统建模某高空台推力测量系统由动架、推力预载、推力现场校准、推力测量、附加阻力测量等多个子系统组成，舱内推力测量系统简化结构如图1所示。

航空发动机压比控制系统设计及仿真研究_孙正雪

２０１２ＮＯ．０１ＳＣＩＥＮＣＥ　＆　ＴＥＣＨＮＯＬＯＧＹ　ＩＮＦＯＲＭＡＴＩＯＮ动力与电气工程现代航空发动机大多数使用的都是全权限数字电子式控制系统,主要由数字式电子控制器、执行机构及被控对象组成,控制器主要实现各种控制规律的计算,计算结果输入给相关的执行机构,从而改变控制量,控制发动机的各种工作状态。

随着现代控制理论的发展,先进控制规律得到了大力的发展,LQR 、H ∞、神经网络、遗传算法、自适应控制等算法被纷纷引入航空发动机控制领域进行研究[1～5]。

但是由于先进控制律算法较复杂,对发动机模型精度依赖性强,且航空发动机控制变量多,工程应用中对可靠性要求很高,所以很多先进控制理论研究成果都只停留在半物理仿真阶段,目前国内正在使用的航空发动机采用的都是经典PID 控制律[6]。

航空发动机控制系统的研制离不开发动机及执行机构的数学模型,所以控制系统建模技术系统研制和使用过程中占有举足轻重的地位,已成为国内外发动机控制领域的共识,它可以加快研制速度,降低研发成本和风险,提高发动机控制系统性能[7,8]。

本文首先建立发动机线性模型和执行机构数学模型,在此基础上进行压比控制系统设计,采用三个回路的控制结构,分别对分油活门位移和作动筒内活塞位移设计了PI 控制和比例控制的内闭环,针对压比进行PID 控制,并整定各控制器参数。

最后在包线内采用非线性部件级发动机模型对设计的压比控制系统性能进行数字仿真验证。

１建模发动机压比控制系统设计也必须以发动机数学模型和喷口执行机构模型为基础。

１．１喷口－压比线性模型发动机线性模型是用于研究发动机在给定工作状态附近的动态特性,是发动机控制系统分析时所必需的,可通过阶跃响应法建立[9]。

精确的喷口-压比线性模型,对于压比控制系统设计有着重要的意义。

阶跃响应法是一种经典的系统辨识方法,当对象处于稳定状态时,输入一个阶跃扰动,根据对象的输出响应曲线与标准的传递函数响应曲线进行比较,确定所辨识的对象属于哪一类传递函数,并从响应曲线中求出传递函数的各个系数。

基于Lyapunov函数的航空发动机控制仿真

基于Lyapunov函数的航空发动机控制仿真赵国昌;郑里鹫;宋丽萍;徐昂【摘要】使用Matlab/Simulink建立航空发动机性能仿真动态模型,对发动机设计点进行燃油阶跃响应仿真模拟.基于偏导数法建立航空发动机线性化状态空间模型,用Lyapunov函数设计反馈控制系统.仿真结果表明,闭环状态反馈系统比开环系统调节时间短、响应快、调节性能好、抗干扰能力强,且有较好的加速性和鲁棒性.在状态反馈增益矩阵K的取值范围内随着K模的增大系统的调节时间缩短、响应速度加快.【期刊名称】《滨州学院学报》【年(卷),期】2017(033)006【总页数】6页(P5-10)【关键词】航空发动机;控制系统;建模;Lyapunov;偏导数法【作者】赵国昌;郑里鹫;宋丽萍;徐昂【作者单位】中国民航大学民航技术研究院,天津300300;中国民航大学航空工程学院,天津300300;中国民航大学民航技术研究院,天津300300;中国民航大学航空工程学院,天津300300【正文语种】中文【中图分类】V2330 引言航空发动机是一个复杂的气动热力系统，其研制周期长、研制成本高。

采用计算机仿真技术可以在实际试车前模拟发动机真实工作状态，获得试验所需的参数，从而缩短发动机试车时间，降低成本，避免实际试车危险，对航空发动机的研究和发展意义重大［1－3］。

控制系统在航空发动机系统中起着举足轻重作用，其性能的优劣直接影响发动机及飞机的性能。

控制技术已经成为航空发动机领域的一个强大分支，在发动机的研究中占据越来越重要地位［4－6］。

随着对航空发动机性能要求的提高，对其控制系统性能的要求也越来越高。

目前航空发动机控制系统由原来的机械液压式发展为全权限数字电子控制（FADEC），多变量、综合、容错以及分布式控制已在航空发动机上得以应用［4］。

设计稳定可靠的控制律是提高发动机性能的必要条件，建立航空发动机部件级模型在研究发动机控制、进行系统性能分析等方面意义重大。

发动机试验准备过程压力测量参数自动化管理系统

发动机试验准备过程压力测量参数自动化管理系统胡玉斌高培李斌北京航天试验技术研究所北京 100074摘要本文针对液体火箭发动机试验准备过程中压力系统工作流程进行了深入研究，利用开发工具Visual Basic 6.0开发了基于Access关系数据库的发动机试验准备过程压力测量参数自动化管理系统，有效实现了压力传感器选型及传递表制作自动化、传感器管理等功能。

该系统在实际的试验准备中进行了多次验证，程序的正确性和稳定性得到了考核。

关键词火箭发动机试验；ACCESS；自动化管理系统Automatic Management System for Pressure Measurement Parameters in Engine Test Preparation ProcessHu Yu-bin, Gao Pei, Li BinBeijing Institute of Aerospace Experiment Technology, Beijing 100074, ChinaAbstract In this article, the work flow of the pressure system in the liquid rocket engine test preparation process is deeply researched, and an automatic management system for the pressure measurement parameters in the engine test preparation process based on the Access relational database is developed by using the development tool Visual Basic 6.0, which effectively realizes the selection of pressure sensors and transfer table production automation, sensor management and other functions. The system has been verified many times in the actual test preparation, and the accuracy and stability of the program have been checked.Key words rocket engine test; ACCESS; automatic management system引言火箭发动机地面试验是发动机研制的一个重要组成部分，是目前评价发动机性能指标、发动机可靠性和寿命的最具有说服力的方法，是检验发动机能否定型及验收的唯一手段。

基于Simulink的航空发动机控制律设计与仿真

基于Simulink的航空发动机控制律设计与仿真柳亚冰;单贵平【摘要】The computer simulation technology is widely used in the process of designing the aero-engine FADEC system. This paper proposes a digital control system design process of one turboprop engine,which is based on the computer simulation technology and the simulation platform is developed by using the Matlab/simulink software.lt started from the analyzing of the model's responses, then designs the control rules and did the simulation validation. In addition, it improves the control rules and designs the feed-forward compensation based on the result of simulation. Finally, the full digital simulation environment of aero-engine is constructed, and did the simulation of the control rules. At last, the feasibility is verified through the digital simulation, and it provides a guidance of the FADEC design.%在航空发动机数控系统设计过程中,计算机仿真技术得到了广泛应用.基于计算机仿真技术,利用Matlab/simulink软件开发数字仿真平台,在某型涡桨航空发动机数控系统方案设计过程中,进行了模型的响应分析,设计了控制规律并进行仿真验证；根据仿真结果,改进设计了前馈补偿环节,并进行了仿真验证；搭建了该型发动机的全数字仿真环境,对控制规律进行仿真验证.通过数字仿真验证了控制规律的可行性,指导了数控系统方案设计.【期刊名称】《微型电脑应用》【年(卷),期】2012(028)010【总页数】3页(P13-15)【关键词】计算机技术;航空发动机数控系统;数字仿真;Matlab/simulink【作者】柳亚冰;单贵平【作者单位】上海交通大学,上海,200030;南京航空航天大学,无锡,214063【正文语种】中文【中图分类】TP3110 引言航空发动机是个强非线性、时变、多变量系统，因其高复杂度，所以发动机的控制系统是航空发动机技术发展的一个关注热点。

基于MATLABSimulink的航空发动机仿真建模

其中：Δｘ为状态量的变化量，Δｘ＝［Δｎｌ，Δｎｈ］Ｔ，Δｎｌ、Δｎｈ
分别为高压转子转速和低压转子转速的变化量；Δｕ为
控制量的变化量，Δｕ＝［Δｗｆ］Ｔ，Δｗｆ为航空发动机燃油流量的变化量；Δｙ为输出量，Δｙ＝［Δｎｌ，Δｎｈ］Ｔ。
２．２状态空间模型的求解
状态空间模型的求解方法大致可以分为小扰动法
到系数矩阵。由于拟合法的原理更符合实际发动机的
在某一稳态点其状态空间模型可表示为：
［］［］［］［］烄 Δｎ·ｌ · Δｎｈ
烅
ａ１１＝
ａ２１
ａ１２ａ２２
Δｎｌ Δｎｈ
＋ｂ１１ｂ２１
［Δｗｆ］．（４）
［］［］［］［］ Δｎｌ
烆 Δｎｈ
１０＝
摘要：基于ＭＡＴＬＡＢ／Ｓｉｍｕｌｉｎｋ仿真环境对某型航空发动机建立部件级模型，并利用牛顿－拉夫逊法进行求解，得到航空发动机动态模型。在此基础上，利用拟合法建立航空发动机空间状态模型，并对其进行模型精度的验证。验证结果表明：模型精度满足要求，可为航空发动机的性能分析、控制器设计以及故障诊断等研究提供基础支持。关键词：航空发动机；部件法；仿真建模；拟合法；空间状态模型中图分类号：Ｖ２３Ｌ文献标识码：Ａ
第２期（总第２１３期）２０１９年４月
机械工程与自动化ＭＥＣＨＡＮＩＣＡＬＥＮＧＩＮＥＥＲＩＮＧ＆ＡＵＴＯＭＡＴＩＯＮ
文章编号：１６７２－６４１３（２０１９）０２－００４８－０３
Ｎｏ．２Ａｐｒ．
基于ＭＡＴＬＡＢ／Ｓｉｍｕｌｉｎｋ的航空发动机仿真建模

航空发动机燃油计量装置的AMESim建模

航空发动机燃油计量装置的AMESim建模航空发动机燃油计量装置的AMESim建模随着航空业的发展，航空发动机的燃油计量装置的可靠性和精度越来越受到关注。

在此背景下，建立一种能够准确模拟航空发动机燃油计量装置的数值模型是十分必要的。

本文将介绍一种基于AMESim的航空发动机燃油计量装置的建模方法。

1. 模型基本思路航空发动机的燃油计量装置主要是由燃油供给系统和测量系统两部分组成。

建立模型时，首先需要分别建立两部分模型。

然后，将两部分模型结合起来形成完整的模型。

最后，利用AMESim进行仿真验证。

2. 燃油供给系统模型燃油供给系统主要包括燃油箱、燃油泵、燃油过滤器、燃油喷射器等组成。

在此模型中，我们将燃油系统看作是一个油泵强制供油的过程。

燃油流量方程：Q=CVN(p2-p1)其中，Q表示燃油流量，C为流量系数，V为流体体积，N为转速，p2-p1为压差。

3. 测量系统模型测量系统主要包括传感器和计算器。

传感器方程：V=kf*rho*deltaP其中，V为燃油体积，kf为传感器系数，rho为燃油密度，deltaP为传感器测得的压差。

计算器方程：mf=V/tau其中，mf为燃油质量，tau为积分时间常数。

4. 整体模型将燃料供给系统和测量系统结合起来，得到完整的模型。

整体模型方程如下：mf=C*tau*kf*rho*N(p1-p2)其中，mf为燃油质量，C为流量系数，tau为积分时间常数，kf为传感器系数，rho为燃油密度，N为转速，p1-p2为压差。

5. 结论本文采用AMESim软件建立了航空发动机燃油计量装置的数值模型，并对其进行了仿真验证。

仿真结果表明，该模型的计算结果与实际数据相符合，证明了该模型的准确性和可靠性。

该模型为研究航空发动机燃油计量装置提供了一种有效的手段，也为提高航空发动机燃油的可靠性和精度提供了参考。

根据不同领域的需求和目的，相关数据可以包括各类定量数据和定性数据。

以下以举例分析为主。

23 基于SIMULINK的直升机综合热能管理系统仿真-薛浩(5)

第二十八届（2012）全国直升机年会论文基于SIMULINK的直升机综合热能管理系统仿真薛浩甘晓燕唐宇（北京陆军航空兵学院机械系，北京，101123）摘要：机载综合热能管理可以实现机上能量互补，是直升机的发展方向。

本文根据直升机特点提出两种热能管理系统方案，并利用数学模型在SIMULINK平台上搭建仿真模块，在一定高度和速度下设计了系统的结构尺寸，在不同高度和速度下利用控制器控制各阀门和泵的转速，使系统能满足温度压力等要求，结果表明，利用综合热能管理系统可以实现对全机热量的统一管理与调配，实现能量互补。

关键词：综合热能管理系统；稳态仿真；SIMULINK；0 引言随着直升机综合技术的发展，机上环控系统和各种热源可以进行能量的互补利用，综合热能管理系统就是实现这一目的的，它是传统的环控系统向新一代热能管理组件技术上的一次升级，如美国战斗机F22上就采用了这种系统。

这种复杂的热工系统具有两大技术特征：1、把过去机上的空气制冷系统、蒸汽制冷系统、液体冷却系统、滑油散热系统、发动机燃油系统等大量存在“热量和能量交换”的相关系统有机的关联融合起来，设计制造成经济性好、可靠性高的综合热能系统。

2、采用先进的数字化综合控制技术完成复杂系统内部热量与能量的统一调配与管理，达到全机热能的最佳利用[1]。

与传统环控系统相比具有能源利用率高，重量轻等优点，因此进行机载综合热能管理，实现能量的合理利用是未来直升机一体化设计的一个发展方向。

本文基于此目的提出直升机综合热能管理系统方案，并进行了仿真计算。

1 综合热能管理系统1.1 系统概述根据直升机环控和热源特点[2]，提出两种综合热能管理系统方案，系统原理见图1，图2，其中图1为一般直升机综合热能管理图，图2为带有大功率电子设备（如大功率雷达）的原理图，图1的系统包括3个子系统：(1) ACS(空气循环系统)；(2)润滑油循环系统；(3)燃油循环系统。

图2增加了VCS(蒸发循环系统)和冷却液循环系统。

基于Matlab_Simulink的汽油机电控系统仿真

文章编号:1000-0925(2003)05-023-05240088基于Matlab/Simulink 的汽油机电控系统仿真陈　超1,王绍　1,康晓敦2(1.清华大学汽车安全与节能国家重点实验室,北京100084;2.摩托罗拉(中国)电子有限公司)Simulation of Electronically G ontrolled System for G asoline Engine inEnvironment of Matlab/SimulinkCHEN Chao 1,WANG Shao 2gu ang 1,KANG Xiao 2dun 2(1.State Key Lab of Automotive Safety and Energy ,Tsinghua University ,Beijing 100084,China ;2.Motorola (China )Electronic Co.Ltd )Abstract :This paper presents an available math model of electronic control engine based on the mean val 2ue model ,and chooses the dynamic simulation software Matlab/Simulink ,describes the simulating processes and architectures of these models in the environment of Matlab/Simulink.Furthermore it is realized in an actual en 2gine ,and contrasts and analyzes the simulating results with the experimental datas.摘要:在平均值模型的基础上,建立了合适的发动机数学模型,并选用动态仿真软件Mat 2lab/Simulink ,给出了以上模型在Matlab/Simulink 环境下的仿真过程和结构框图。

基于MatlabSimulink的直升机压力加油系统冲击压力仿真

第10期2021年4月No.10April ，2021基于Matlab/Simulink 的直升机压力加油系统冲击压力仿真段伟杰，杨勇志（中国直升机设计研究所，江西景德镇333001）摘要：在流体管路系统中，当阀门突然关闭时，就会产生水锤效应，使得压力变化量达到较大的数值。

水锤压力可达到正常运行值的数倍甚至更高，可能导致设备的破坏，所以冲击压力的研究非常有必要。

文章基于Matlab/Simulink 对直升机压力加油系统进行一维瞬态仿真分析，根据相关压力加油标准规范对某型直升机压力加油系统冲击压力进行研究。

结果表明，阀快速关闭时，系统中存在明显的水锤现象，但冲击压力并未超出相关规范的限定值，且延长阀门关闭时间能有效减小冲击压力。

研究结果为以后的设计提供一定的帮助。

关键词：直升机；压力加油；冲击压力；瞬态仿真中图分类号：V228.1文献标志码：A 江苏科技信息Jiangsu Science &Technology Information作者简介：段伟杰（1996—），男，江西九江人，设计员，硕士；研究方向：燃油系统设计。

引言在流体管路系统中，由于水泵、阀门的启闭，使流速发生突然变化，从而引起对管道的压力冲击，在水体惯性和可压缩性、管壁弹性以及系统阻力作用下，管道内水的压力和密度不断交替变化，直至稳定，这一水力过渡过程状态为水锤现象［1］。

在压力系统中，当压力加油控制阀突然关闭时，就会形成液压撞击，使得压力变化量达到较大的数值，这就是冲击压力。

水锤压力可达到正常运行值的数倍甚至更高，对设备和系统的稳定构成了严重的威胁［2］。

本文针对直升机压力加油管路系统水锤的特点，利用Matlab 软件建立压力加油系统仿真模型，分析水锤冲击的特性。

1冲击压力数学模型冲击压力，又称为压力波或水锤，是由于流动变化引起的特定流体中压力变化的传播。

以阀门为例，在冲击压力理论计算方法中将其分为直接冲击压力和间接冲击压力，两种冲击压力的判断标准为：设压力波沿管道往返一次所需时间T 为一个周期，当阀门关闭时间t ≤T 时，为直接冲击压力；当t ＞T 时，为间接冲击压力［3］。

航空发动机热力计算程序说明

航空发动机热力计算根据廉筱纯和吴虎编著的《航空发动机原理》一书，我针对书籍中的第五章的热力计算的方法以及步骤编辑了一个计算程序。

该程序适用于具有涵道比的涡轮风扇发动机在加力与不加力的两种情况下发动机性能的计算，主要有航空发动机的单位推力以及耗油率的计算，当然读者可以很随意的修改就能得到发动机的其他性能参数；对书中的修改之处的说明：若仅仅用假定的数值所得到的f为负值，因为此处单位不统一，1000；后面涉及油气比计算时类似；2、如此形式的值时，一律用中间变量tm代替；3、157页应改成4、程序中由于不能定义希腊字母为变量，程序中都以近似的读音来定义变量，作如下说明：d1，dnb，含, 用nPicl Pibt ，读音有点相近；另外，程序中定义了加力的标志sign：若计算加力情况则把sign的值置为1，不加力则定义1以外的数值即可。

程序如下：#include<stdio.h>#include<math.h>void main(){//假设飞行条件//double Ma0=1.6,H=11;//发动机工作的一些参数//double B=0.4,Picl=3.8,Pich=4.474;/* B为涵道比，Picl为风扇的增压比，Pich为高压压气机增压比*/double Pi=17,Tt4=1800,Ttab=2000;/*Pi为总增压比，Tt4为燃烧室出口温度，Ttab为加力燃烧室出口温度*/double R=287.06,Rg=287.4;double Lcl,Lch,f,tm; /*风扇处每千克空气消耗的功*/double Wc,W4,W4a,W4c; /*各截面流量*///预计的部件效率或损失系数//double di=0.97; /* 进气道总压恢复系数*/double ncl=0.868; /* 风扇绝热效率*/double nch=0.878; /*高压压气机绝热效率*/double nb=0.98; /*主燃烧效率*/double db=0.97; /* 主燃烧室总压恢复系数*/double nth=0.89; /* 高压涡轮效率*/double ntl=0.91; /* 低压涡轮效率*/double dm=0.97; /*混合室总压恢复系数*/double nbab=0.97; /*加力燃烧效率*/double dbab=0.96; /* 加力燃烧室总压恢复系数*/double de=0.98; /*尾喷管总压恢复系数*/double nmh=0.98; /*高压轴机械效率*/double nml=0.98; /* 低压轴机械效率*/double Ct0=3; /* 相对功率提取系数,单位为kj/kg*/double nmp=0.98; /*提取功率机械效率*/double Cp=1005; /* 空气的定压比热容，单位为j/(kg。

1、下载文档前请自行甄别文档内容的完整性，平台不提供额外的编辑、内容补充、找答案等附加服务。
2、"仅部分预览"的文档,不可在线预览部分如存在完整性等问题,可反馈申请退款(可完整预览的文档不适用该条件!)。
3、如文档侵犯您的权益，请联系客服反馈,我们会尽快为您处理(人工客服工作时间：9:00-18:30)。

件参数进行设计的计算方法；Ｓｍｌｎ平台上建立了压力测量装置的仿真模型，在ｉｕｉｋ对
所建模型和设计参数进行了性能仿真验证。关键词：力测量；压建模；设计参数；算方法；ｉｌｋ计Ｓｍｕｉ仿真；空发动机ｎ航
ＤｓｇｎｌｕｔｎｏｅＡｒｅｇｎ２ｒｓｕｅＭｅｓｒｍｅｔｅｉｎａｄＣａｌｉｆｈｅｏｎｉｅＰｅｓｒａｕｅｎｃａｏｔＰ
Ｂｉｇ１０８，ｉａｅｉ００３Ｃｈｎ）ｊｎ
Ａｓｒｃ：ｂｔｔａ
ａａｙｉｇｔｅｐｉｉｅｏｐｅｓｒ脚珊ｕｎｌｎｈｒｃｌｆＰ２ｒｕｅｚｎｐｓ
ｄｖｅｆｒｔｅｅｉｏｈｃ
ａｒｅｇｎ，ｓｎｎｉｅｒｍｏｌｗｓｅｔｂｎａｄｅｏｎｉｉｏｌａｄａｓａｌｈｄｂｄｏｙａｃｍｅｈｎｌｅｕｔｎｃｔｎｅｓｓｃｏ
ｅｓｒｍｔｅｉａｐｒｓｎｅａｃｒｉｇＯｔａｙ－ｔｔｂｌｎｅｒｌｔｎＴｅｍａｕｅｎｄｖｅｗｓｅｃｅｅｔｄｃｏｄｎｔｓｅｄＳｏｅａａｃｅａｉ．ｈｏ
Ｐ压力测量装置是航空发动ｓｌｉｄｌｏ２ｐｅｓｒｍａｕｅｎｄｖｅａｅｔｂｉｄｂｓｄＯｉｕｉｋ１ｉａｏｍｅＰｒｓｕｅｅｓｒｍｔｅｉｓＷｓｌｈａｅｌＳｍｌ，ｍｕｔｎｏｆｅｃｓａｓｅｔｎ
ＤｅｉｅａｅｎＳＩＵＬＮＫｖｃｓＢｓｄｏＭＩ
ＸＵＥｉＭｎ—ｄｏ，ＷＡＮＧ，ＵｉＺＥＮＧｅａｇｎｇＸｉＸＭｎ，Ｄ —ｔｎ
（ｃｏｌｆｅＰｏｕｉｎＢｉｎｎｖｒｔｆｅｏａｔｓｎｓｏａｔｓＳｈｏｏＪｔｒｐｌｏ，ｅｉｇＵｉｓｙｒｎｕｉｄＡｔｎｕｉ，ｓｊｅｉｏＡｃａｒｃ
为尸凸轮的角位移，与三维凸轮１
共同作用于综合杆，实现按加速
器组成。膜盒式压力敏感元件包
括真空膜盒和压力开口膜盒。２个膜盒的片数、小、大刚度完全相同，于通发动机舱的膜盒室内，置
用油量控制计划供油。本文建立了Ｐ压力测量装置 ’
力，是发动机控制设计的１个主
要环节。其功用是测量高压压气机出口的压力变化，并将其转变
压力测量装置中关键元件参数进行设计的计算方法，并进行了性能仿真验证。
示）由膜盒式压力敏感元件和带比例反馈的喷嘴挡板式液压放大
室内压力大小接近Ｐ。其中的一ｌ端分别固定在膜盒室的左、右壁上，一端相互连接在一起，另连接处与带喷嘴挡板的杠杆相连。液压放大器随动活塞左腔通的定压油，右腔通的定压油。活塞杆上有齿条，通过齿轮来带动装有带动Ｐ限制器滑套的齿轮和Ｐ，，凸轮的轴转动。发动机转速增大时，高压压气机出口压力Ｐ增大，开口膜盒１膨胀，使带挡板的杠杆沿顺时针方向转动，板活门关小，挡回油量减少，液压放大器随动活塞左腔压力增大，随动活塞右移，过活通塞杆上的齿条，带动Ｐ凸轮沿顺１
的非线性模型，提出了１种对Ｐ＇
２Ｐ压力测量装置原理２
Ｐ压力测量装置（图１２如所
薛敏东箦：基Ｓｍｕｉｋ１黼辇凝鞠ｉｌ，ｎ１３
隧柏整装爨ｉ盼麟婴
己８／己９
喷嘴挡板杠杆转轴的距离；为面积压力系数；为喷Ａ
ｄｎｍｉｆｏｑａｎＴｅ￣ｎｍｎａｄｌｙａｃｌｗｅｕｔ．ｈｙａｉｌｅｒｏｉｃｉｏｍｅ ∞ ｅｔｌｈｄｕｉｇｓｏｙｓｔｌａｓｉｅｓｔｄ－ｔｅｉｒｂａｓｎｅａｎｅ
１引言
ｍｅｏ．Ｔａｕｔｎｍｔｏｆｒｓｎｎｅｌｍｎａａｅｒｉ２ｒｓｒｔｄｈｃｌｌｉｅｄｏｉｉｇｔｋｙｅｅｔｒｍｔｓｎＰｐｅｕｅｈｅｃａｏｈｅｄｇｅｈｅｐｅｓ
２００９年第３５驻第６期
Ｖ１５Ｎｏ６Ｄｅ０９ｏ．。ｃ２０３
基于ｉｌｋ的航空发动机Ｐ压力Ｓｍｕｉｌｌｎ２测量装置的设计计算
薛敏东，王曦，徐敏，曾德堂
（北京航空航天大学能源与动力工程学院，北京１０８０３）０
ｎａｉｔｙｅｄｅｎｅｍｌｉ．，ｓａｏ机加速控制器的重要部件，如何ａｄｖｌａｄｂｐ咖ｍｌｉｕｔｎ
准确、快速、稳定的测量出压
Ｋｙｗｏｄ：ｒｓｕｅｍｅｓｒｍｅｔｍｏｅｉｇ；ｅｉｎｐｒｍｅｅ；ａｃｌｔｎｅｒｓｐｅｓｒａｕｅｎ；ｄｌｎｄｓｇａａｔｒｃｌｕａｉｏｍｅｈｄ；ｍｕｉｋｓｍｕａｉｎａｏｎｉｅｔｏＳｉｌｉｌｔ；ｅｒｅｇｎｎｏ
摘要：在分析某型航空发动机Ｐ压力测量装置原理的基础上，２基于动态力学平衡
方程、动态流量平衡方程，立了Ｐ压力测量装置的非线性模型；过稳态点线性化方建２通
法，建立了动态线性模型；根据稳态平衡关系，出了１种对压力测量装置中关键元提