某型涡扇发动机实时建模技术研究

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国外涡桨发动机控制技术的发展

国外涡桨发动机控制技术的发展陈怀荣;王曦【摘要】Development situation of turboprop engine in western countries was overviewed, and several key technologies related with the control system of turboprop engine were analyzed, including working parameters, features, performance, propeller model, design method of control system, fault diagnosis technology of different types of turboprop engines and so on. The adaptive fuel control logic and implementation method of the hydro-mechanical control system of Garret early YT76 single spool turboprop engine were mainly analyzed. In addition, the development process of Pratt&Whitney Canada three-spool turboprop engine from the first generation of supervisory digital electronic control with mechanical back up system of PW120 engine to the dual channel full authority digital eletronic control system of PW150 engine was selective analyzed. These efforts are intended to provide a clear idea for the technological development of domestic turboprop engine control system.%概述了国外涡桨发动机的发展状况，分析了涡桨发动机控制系统相关的若干关键技术，包括不同类别涡桨发动机的工作参数、特点、性能、螺旋桨模型、控制系统设计方法、故障诊断技术等。

飞机涡扇发动机的建模与仿真研究

飞机涡扇发动机的建模与仿真研究随着航空工业的不断发展，涡扇发动机已经成为了现代飞机最常用的动力装置。

在不同飞行工况下，涡扇发动机的性能和特性都有所不同，因此开展相关的建模和仿真研究显得尤为重要。

本文将着重讨论飞机涡扇发动机的建模与仿真研究。

一、涡扇发动机的构成与特点涡扇发动机是由高压压气机、低压压气机、燃烧室、涡轮和推力增强器5个部分构成的。

其中高压压气机和低压压气机共同驱动大的涡轮，形成推力，而燃烧室则是将油气混合物燃烧后产生高温高压的气体，驱动涡轮并产生动力输出。

涡扇发动机的特点是节省燃料、具有高速度、较大推力和低噪音等优点。

二、涡扇发动机建模的理论基础涡扇发动机建模是在对发动机实现物理建模的基础上建构的一种数学模型。

涡扇发动机建模的主要理论基础包括控制工程、热力学和流体力学等。

其中，控制工程主要用于分析和控制模型中的运动状态，热力学主要用于分析和描述发动机燃气流动和能量转换特性，而流体力学则主要用于分析和描述发动机漩涡流动、冷却通道和涡轮叶片的流场特性等。

三、涡扇发动机建模的关键技术涡扇发动机建模的关键技术包括建立数学模型、选取仿真软件和分析仿真结果三个方面。

建立数学模型时，需要考虑到发动机各部分之间的相互作用关系，并选择适当的数学变量进行描述。

选取仿真软件时，需要考虑软件的功能和性能，同时也需要考虑成本和易用性等方面因素。

分析仿真结果时，需要对仿真结果进行分析、比较和总结，并提出相应的优化方案。

四、仿真实验的设计和实施为了更加准确地进行涡扇发动机的建模和仿真研究，需要进行一系列的仿真实验。

在实验设计和实施过程中，需要注意以下几点。

首先，需要选取适当的实验工况，包括不同推力和高度等。

其次，需要选取相似理论，将实验所涉及的参数归一化。

最后，在实施实验时，需要精确控制实验环境，包括温度、气压等。

五、涡扇发动机的建模与仿真研究的应用涡扇发动机的建模与仿真研究在现代航空工业中应用非常广泛。

其中，主要包括发动机设计、发动机性能评估和飞行控制等方面。

某型涡扇发动机燃烧室三维数值模拟

某型涡扇发动机燃烧室三维数值模拟段冬霞;崔玉峰;徐纲;朱俊强【摘要】使用FLUENT对某涡扇发动机环形回流燃烧室进行了冷热态流场的三维数值模拟.比较了Standardk-ε、RNGk-ε、Realizablek-ε三种湍流模型,涡团耗散、平衡PDF两种燃烧模型及两种不同燃油雾化直径的数值模拟结果；比较了考虑火焰筒壁换热、大弯管冷却孔前后的数值模拟结果；分析了燃烧室性能.得出如下结论:Realizablek-ε模型、平衡PDF模型较其它模型有一定的优点；给定合理的燃油雾化直径对得到合理的雾滴轨迹分布、燃烧过程和温度场很重要；考虑火焰筒壁换热能得到较合理的壁温；考虑大弯管冷却孔能得到合理的出口温度场分布；燃烧室性能参数基本满足设计要求.【期刊名称】《燃气轮机技术》【年(卷),期】2011(024)003【总页数】6页(P21-26)【关键词】环形回流燃烧室;数值模拟;流场;燃烧室性能【作者】段冬霞;崔玉峰;徐纲;朱俊强【作者单位】中国科学院工程热物理研究所,北京100190;中国科学院研究生院,北京100190;中国科学院工程热物理研究所,北京100190;中国科学院工程热物理研究所,北京100190;中国科学院工程热物理研究所,北京100190【正文语种】中文【中图分类】TK473.2目前，世界各国多数小型发动机采用环形回流燃烧室，这是因为环形燃烧室布局紧凑，空间利用率高，不需要联焰管，冷却相同容积火焰筒所需的空气量最少;同时回流结构能够显著缩短压气机出口和涡轮进口之间的轴向距离［1］。

燃烧室的流场非常复杂，包括了旋流、回流、燃料射流、雾化、蒸发、混合、湍流燃烧、烟气的生成氧化以及对流和辐射换热，而回流燃烧室又具有流动不对称、气流经过两个180°转弯、冷却空气量占的比例大等特殊问题。

随着计算流体力学、数值传热学和计算燃烧动力学的迅速发展，数值模拟以其周期短、经济、环保等优点成为燃烧室设计和研制的重要方法。

涡扇发动机主燃油控制系统建模与仿真研究_程涛

1998年6月收稿;1999年3月收到修改稿。

**男　33岁　博士　北京航空航天大学406教研室　100083第14卷　第3期航空动力学报V ol .14No .31999年7月Journal of Aerospace Power July 1999涡扇发动机主燃油控制系统建模与仿真研究北京航空航天大学程　涛**　祁　英　孟庆明【摘要】　以某型涡扇发动机及其主燃油系统液压机械式调节器为研究对象,在对发动机调节规律进行分析的基础上,建立了转速控制系统、加速控制系统的模型,以及温度传感器和温度放大器、叶片控制系统的元部件的模型。

根据所建立的数学模型,利用M A T L A B 中的仿真工具SIM U L IN K ,对各系统进行了仿真,为发动机主燃油系统的进一步改进提供了理论基础。

　主题词:　涡轮风扇发动机　燃油调节器　模型　仿真　分类号:　V 233.753该发动机为具有共同加力燃烧室和全状态超音速可调喷管的涡扇发动机,其燃油与控制系统采用混合式控制方案,主燃油控制系统采用机械液压式调节器,该调节器性能先进、功能完备、可靠性高。

加力及喷口调节采用结构简单、性能好的数字式电子控制系统,主要包括加力燃油计量装置,喷口控制装置及数字式电子控制器附件。

该发动机采用了全程多元复合调节的调节计划,在不同的工作状态和不同的工作条件下有不同的调节计划。

主燃油系统的功能是向主燃烧室供给燃油并自动保持发动机的给定工作状态。

1　闭环转速控制系统发动机的闭环转速控制系统由发动机和转速控制器组成,控制器包括测量元件、放大元件和执行元件。

转速控制系统的任务是当油门操纵杆位置不变而发动机的外界条件变化时,自动保持慢车到最大工作范围内转子的给定转速并按温度修正;当油门操纵杆位置改变时,自动调节燃油流量,使发动机转速随油门操纵杆的位置而变化,转速控制器按上述要求实现供油量的自动调节。

1.1　转速测量元件在节流工作状态下,高压转子的转速调节由离心式调节器来完成,其输入为弹簧压缩量h 和转速n 2,输出为导杆位移y 。

基于蒙特卡洛的航空发动机试飞数据模型误差容限分析

基于蒙特卡洛的航空发动机试飞数据模型误差容限分析姜健【摘要】将发动机实时趋势监控中的误差容限划分成两部分,一部分由发动机工作包线内的模型建模误差导致,一部分由发动机工作参数的不确定性导致.建模误差的影响采用包线内最大预测误差,由参数不确定性引起的误差采用蒙特卡洛分析确定.将不同概率分布下的测量参数作为发动机模型的输入参数,采用蒙特卡洛策略分析模型预测值的均值和标准差分布,采用3σ置信水平作为因测量不确定性引起的误差容限.选取未参与发动机模型辨识的整个飞行架次的试验数据进行验证,结果表明考虑输入参数不确定性后,模型误差带的分布更为合理.该技术可用于航空发动机飞行试验中,提前发现发动机工作中的异常现象,可提高发动机飞行试验的质量和效率.【期刊名称】《燃气涡轮试验与研究》【年(卷),期】2017(030)003【总页数】5页(P1-5)【关键词】飞行试验;航空发动机;模型辨识;蒙特卡洛分析;趋势监控;误差容限分析【作者】姜健【作者单位】中国飞行试验研究院发动机所,西安710089【正文语种】中文【中图分类】V232.2航空发动机尤其是军用航空发动机多工作在机械、热力、气动等的极限状态，参加飞行试验科研或定型的航空发动机的技术状态仍处在不断调整和成熟的过程中，在实际飞行试验过程中更容易出现故障和问题。

为提高飞行试验过程的安全性，有必要对航空发动机进行实时状态监控[1-3]。

在航空发动机飞行试验过程中，通过专用的测试系统沿流程测量发动机大量工作参数，基于发动机参数的模型预测值与实测值确立监控残差，实现试飞过程的趋势监控，可以在发动机工作参数出现异常时，即故障出现征兆时发出警告，并采取合适的措施将故障消除在发展状态，通过这种方式可有效提高试飞安全性，提升试飞的质量和效率[1，4-9]。

误差容限直接影响航空发动机趋势监控模型的表现性能，因此需要基于发动机实时趋势监控确立相应的故障判故告警门限。

只有选择合适的告警门限才可以既能提前发现故障表现的征兆，又不会报出很多的虚假故障[10-14]。

某型双轴加力涡扇发动机实时性能仿真模型

第 1 期
陈敏等: 某型双轴加力涡扇发动机实时性能仿真模型
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qmfzh = f ( N 2zh ) 关系曲线较陡, 拟合带来的误差较大, 不适宜直接拟合求 qmfzh 。根据该发动机各部件间的共同工作关系, 喷管超临界时, 喷管出口压比符合函数关系 n = f 1 ( N 2zh ) , 折合燃油流量也符合函数关系 qmfzh = f 2 ( N 2zh ) , 那么 n 与 qmfzh 也应存在如下的函数关系: qmfzh = f 3 ( n) , 通过画图分析, 此关系曲线较好( 如图 2) , 通过拟合该曲线, 就能较好地求得 qmfzh。
究.
14
航空动力学报
第 2 0 卷
( 1) 第Ⅰ类数学模型借助于表格或拟合关系式来描述发动机性能, 整个发动机作为一个“黑盒子”, 模型中不描述各部件的工作情况。 ( 2) 第Ⅱ类数学模型发动机的每个部件作为一个“黑盒子”, 只给出各部件特性, 而不描述各部件内部详细工作情况. 利用各部件共同工作条件确定发动机性能。对于飞行训练模拟器这类实时系统的发动机模型, 它具有如下特点, 首先是逼真性。其次, 整个系统中还有驾驶员( 人) 这一环节的参与, 构成了人- 机实时系统。这是一个随机的环节, 驾驶员可以根据自己的意志和经验决定如何操纵发动机的工作状态, 因此要求数学模型还需具备处理随机变化参数的能力。该发动机实时模型的第三个特点即它的实时性, 在飞行训练模拟器实时系统的整个仿真周期中, 分给发动机模型的仿真周期仅 4 ms。对于部件级的加力涡扇发动机性能实时仿真模型, 需要用迭代算法求解稳态或动态的共同工作点, 因此仿真周期较长, 大约 25 ms 左右[ 1, 7] 。由于仿真时间的限制, 国内外建模通常采用总体法。总体法模型忽略了发动机内部的工作过程, 在实时性和工程化方面具有良好的可操作性, 该方法需要大量的试车数据以满足仿真精度要求, 但试车数据往往不能满足飞行模拟机所要求的飞行状态和参数范围。部件法模型可以模拟飞行模拟机所要求的大部分飞行状态和参数, 因此可为总体法模型提供充足的实验数据。

涡扇发动机总体性能虚拟试验平台研究

中图分类号：Ｖ２３５．１３文献标志码：Ａ
ＶｉｒｔｕａｌＥｘｐｅｒｉｍｅｎｔＰｌａｔｆｏｒｍｆｏｒＴｕｒｂｏｆａｎＥｎｇｉｎｅＯｖｅｒａｌｌＰｅｒｆｏｒｍａｎｃｅ
Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ｄｕｅｔｏｄｉｉｃｆｕｌｔｙ，ｌｏｎｇｃｙｃｌｅａｎｄｈｉｇｈｃｏｓｔｏｆｔｕｒｂｏｆａｎｅｎｇｉｎｅｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔ，ａｖｉｒｔｕａｌｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔｐｌａｔｆｏｒｍｆｏｒｏｖｅｒａｌｌｐｅｆｏｒｒｍａｎｃｅｏｆｔｕｒｂｏｆａｎｅｎｇｉｎｅｗａｓｂｕｉｌｔｕｐ．ＡｃｃｏｒｄｉｎｇｔｏｔｈｅＭＶＣｄｅｓｉｇｎｐａｔｔｅｒｎ，ｔｈｅｍｏｄｅｌｌａｙｅｒ，ｔｈｅｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔｃｏｎｔｒｏｌｌａｙｅｒａｎｄｔｈｅｕｓｅｒｉｎｔｅｆａｒｃｅｌａｙｅｒｗｅｒｅｄｅｓｉｇｎｅｄｆｏｒｔｈｅｖｉｒｔｕａｌｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔｐｌａｔｆｏｒｍ．ＢａｓｅｄｏｎＬａｂＶＩＥＷｖｉｒｔｕａｌｉｎｓｔｒｕｍｅｎｔｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔｐｌａｔｆｏｒｍ，ｔｈｅｕｓｅｒｉｎｔｅｆａｒｃｅｏｆｖｉｔｕｒａｌｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔｐｌａｔｆｏｒｍｗａｓｄｅｓｉｇｎｅｄ．Ｔｈｒｏｕｇｈｏｖｅｒａｌｌｐｅｆｏｒｒｍａｎｃｅｖｉｒｔｕａｌｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔｓｏｆａｃｅｔａｒｉｎｔｙｐｅｏｆｔｕｒｂｏｆａｎｅｎｇｉｎｅ，ｔｈｅｇｏｏｄｖｉｓｕａｌｅｆｆｅｃｔａｎｄｇｏｏｄｅｘｐａｎｓｉｂｉｌｉｔｙｏｆｔｈｅｐｌａｔｆｏｒｍｗｅｒｅｖｅｒｉｆｉｅｄ．Ｔｈｅｒｅｆｏｒｅ。【ｂｅｖｉｔｕａｒｌｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔｐｌａｔｆｏｍｒｃａｎｂｅｕｓｅｄｏｒｆｄｅｓｉｇｎ，ｄｅｖｅｌ —

某型涡扇发动机特性分析

某型涡扇发动机特性分析论文导读：飞机推进系统的性能决定着飞机的技、战术性能。

对飞机推进系统（主要是发动机）特性的了解。

本文利用建立的涡扇发动机数学模型进行了发动机性能特性计算。

关键词：涡扇，推进系统，特性1、前言飞机推进系统的性能决定着飞机的技、战术性能，空、地勤人员对新装备性能及特点的了解是正确使用和维护的前提。

对飞机推进系统（主要是发动机）特性的了解，最快、最直接、最经济的方法是通过对发动机在各种飞行条件和大气条件下的性能进行仿真，为了进行性能仿真必须获得不同外界条件下的性能数据。

本文利用建立的涡扇发动机数学模型进行了发动机性能特性计算，计算结果与实验曲线进行了对比，分析了其误差。

2、发动机数学模型建立涡扇发动机稳态数学模型，藉以求取发动机工作的稳态参数。

把发动机看作由压气机、燃烧室、涡轮、加力燃烧室和喷管组成的系统，同时考虑大气条件、进气道等因素的影响，描述部件进出口热力学状态，以质量和能量守恒为依据，兼顾功率平衡，建立发动机各部件的共同工作方程。

论文发表。

涡扇发动机特征截面如图1所示。

论文发表。

图1发动机特征截面示意图0-0：未受扰动的截面；1-1：进气道进口；52-52：外涵出口；2-2：低压压气机进口；21-21：高压压气机进口；22-22：外涵道进口；3-3：燃烧室进口；4-4：涡轮进口；5-5：涡轮出口；6-6：混合器出口；7-7：加力燃烧室出口；8-8：喷管喉部；9-9：喷管出口。

在较大转速时，高、低压涡轮的导向器和喷管最小截面均处于临界或超临界状态，较小涵道比的涡扇发动机的低压转子共同工作线可认为不随喷管喉部面积而变，根据给定的调节规律（最大和加力工作状态），可得稳态时的共同工作方程组如表1所示。

表1某涡扇发动机共同工作方程组表序号方程说明 1 H≤11000m时 2 H>11000m时345进气道总压恢复系数由曲线获得67根据选取的低压压气机换算转速由低压压气机特性曲线查得、及8 利用了分段平均比热法9 根据选取的高压压气机换算转速由高压压气机特性曲线查得、及1011利用了分段平均比热法121314151617181920212223242627282930加力燃烧室的燃烧效率31 ，不加力时32 加力时33 ≥175℃范围内时，在限动位置不变343536 ，不加力时37 ，加力时38 ，理想情况下39 40 理想推力41 有效推力，为喷管有效推力损失系数423、计算结果根据基本假设（导向器和喷管最小截面均处于临界或超临界状态，低压转子共同工作线不随喷管喉部面积而变等）和已知条件（如发动机的调节规律等），该文对某型涡扇发动机在最大工作状态下的推力、燃油消耗率随飞行高度、飞行速度的变化规律进行了数值分析。

涡轴发动机数控系统转速模拟回路一致性回归研究

涡轴发动机数控系统转速模拟回路一致性回归研究发布时间：2021-11-03T02:57:30.352Z 来源：《科学与技术》2021年7月21期作者：徐雪平[导读] 针对硬件在回路（HIL）仿真对发动机数控系统模拟的不精确徐雪平中国航空发动机集团有限公司北京 100097摘要：针对硬件在回路（HIL）仿真对发动机数控系统模拟的不精确、半物理仿真试验环境复杂多变等因素造成的HIL仿真结果和半物理仿真结果的不一致问题，提出了一种基于频域差异的数控系统转速模拟回路HIL和半物理仿真一致性回归方法。

采用单点扫频法提取HIL 及半物理仿真转速模拟回路频域特性，分析其差异及影响因素。

基于频域特性差异，采用频域辨识法对差异环节进行建模，并回归至HIL仿真模型，再对优化后的HIL与半物理仿真转速模拟回路的开闭环频域特性进行对比。

以某型涡轴发动机为对象进行仿真验证，结果表明该方法可以显著提升HIL与半物理仿真一致性，从而确保HIL设计结果向半物理的有效传递。

关键词：数控系统；硬件在回路；半物理试验；转速模拟回路；频域差异；一致性回归0 引言控制系统是航空发动机的“神经系统”，对保证发动机安全性、可靠性、经济性等起到举足轻重的作用。

为了节省航空发动机研制经费、缩短研制周期、减少试验风险，数控系统设计开发过程广泛采用硬件在回路（Hardware in-the-loop, HIL）及半物理仿真验证[1,2]，两种验证方法的有效结合能够方便地开展发动机数控系统全包线、全状态试验及故障模拟试验，是当前发动机数控系统研制过程中最为重要的验证手段[3]。

早在上世纪60年代，Vickers公司[4]就设计了用于燃油调节器验证的半物理模拟试验器。

进入70年代，随着计算机技术和仿真技术的大力发展，开始出现了基于数字计算机的实时仿真技术，半物理模拟试验的能力也得到极大拓展。

普惠公司在F15飞机试飞前，对其全权限数字控制（FADEC）系统开展了677小时的半物理模拟试验[5]。

某型涡扇发动机全包线实时仿真模型

ｎｄｌａｅｄｓｒｅｎｔｅｆｌｆｇｔｅｖｌｐ．Ｔｈａｉｑａｉｎｄｔｅｍｅｈｄｔａｒｅｄｄｆｒｓｎｉｇｕ￣ｅｒｅｃｂｄｉｈｕｌｉｈｎｅｅｅｂｓｃｅｕｔｓａｈｔｏｈｔａｅｎｅｅｏｅｎｐｏｉｌｏｏｎｓｃｅｌｍｅｓｍｕａｉｎｅｉｅｍｏｅａｅｂｉｆｎｒｄｃｄ．Ｉｅｐａｉｅｈｔｔｅｅｍｐｎｎｔｒｃｅｉｅｕｈａｒａｔｉｌｔｎｎｄｌｒｒｌｉｔｏｕｅｉｏｇｅｙｔｍｈｓｄｔｈｏｏｅｔｃ，ａｌｒｓｓｚａ．ａｉｒａｄｔｅｅｇｎ朗ｔａａｏｔｉｅｒｍｔｅｆｉｔｅ．ａｌａｈｍａａｅｂｓｄｏｈｓｈｒｃｅｉｉｎｎｈｎｉｅｔｔｂａｎｄｆｄｏＮｄ￣ａｌｙｔ时ｓｗｅｌｓｔｅｄｂｓａｅｎｔｅｅｃａｔｒｔｓａｄｃｉａｓｃｄｔｒｆｇｅｔｍｐｒａｃｏｔｎｐａｒａｉｌｕｉｎｍｏｅｆａ ∞ ｎ．ａａａｅｏｒａｏｔｎｅｆｒｓｔｇｕｋｍｅｓｎｈｔｄｌ。ｉｅｉｅｒｏｏｅ
数字混合计算机仿真模型（Ｎ圆Ｍ一１６该如Ｔ３０，
现代民用和军用发动机均已广泛采用状态监控技术。存储在机载计算机中的发动机实时仿真模型可以提供一个比较基准，以便对某些失效的控制参
随着全功能数字电调（ＡＥ技术和航空发ＦＤＣ）
动机监控技术的发展，提供发动机的全包线实时仿真数学模型已成为航空发动机总体性能设计部门的项重要工作。实时仿真数学模型相当于一台数字

基于试飞数据模型的涡扇发动机风车启动特性

基于试飞数据模型的涡扇发动机风车启动特性田煜;潘鹏飞;李俊浩【摘要】基于实际飞行试验数据,应用人工神经网络方法建立了某型涡扇发动机风车启动模型,利用试验数据样本验证了辨识模型精度.应用该模型研究了不同风车转速对发动机启动特性的影响.使用的模型建立方法以及对风车启动特性影响因素的分析结果可以为后续其他型号发动机风车启动试飞提供参考,也可为风车启动包线扩展及风车启动燃油规律调整提供参考.【期刊名称】《工程与试验》【年(卷),期】2016(056)001【总页数】4页(P7-9,101)【关键词】风车启动;人工神经网络;动态模型辨识;飞行试验【作者】田煜;潘鹏飞;李俊浩【作者单位】中国飞行试验研究院,陕西西安710089;中国飞行试验研究院,陕西西安710089;中国飞行试验研究院,陕西西安710089【正文语种】中文【中图分类】V233.6随着现代高机动战机的发展，涡扇发动机在各种机动飞行及剧烈操作条件下更容易遭受熄火停车的风险，这也就要求现代涡扇发动机具备快速可靠的风车启动能力。

影响风车启动成功与否的一个关键因素是起始风车转速的大小。

涡扇发动机风车启动时，由于发动机转速较低，此时发动机部件不满足相似性条件，难以通过地面模拟空中风车启动特性。

在涡扇发动机风车启动转速范围内，通常不存在可靠的风扇、压气机等部件特性，难以通过有效的部件特性建模方法得到风车启动模型。

建立风车启动模型的有效方法是采用系统辨识技术，建立系统的数据模型[1-5]。

系统辨识方法属于黑箱模型，不考虑系统内部复杂的非线性关系，针对系统的输入输出响应情况，利用实际的飞行试验数据辨识建立有效的风车启动模型，而后在辨识模型基础上研究涡扇发动机的风车启动特性。

涡扇发动机的启动过程是一个多系统相互配合工作的复杂动力学过程，涉及到转子动力学、气动热力学、燃烧学和传热学等多门学科[4]。

要准确、完全地描述发动机的启动过程，需要首先找到能够完全表征启动过程时间域行为的一个最小内部状态变量组，这个状态变量组必须包含启动过程的全部物理特征，但达到这一要求存在较大困难。

1--发动机建模机理

涡轮风扇发动机的数学模型一、航空发动机数学模型概述根据不同的目的和任务研究航空发动机时，需要推导不同形式的数学模从研究发动机的特性出发，数学模型分为：稳态、“小偏离”动态和“大偏离”动态三类。

稳态模型用于发动机通道面积和部件特性已知，调节规律已定的条件下，计算发动机的高度—速度特性和计算给定飞行条件下发动机的节流特性，获得推力、燃油消耗率、转速及通道特性截面的压力、温度、速度等稳态特性数据。

“小偏离”线性动态模型是用于研究发动机在给定状态附近的动态特性，它是发动机控制系统分析和设计所必需的。

建立“小偏离”线性模型是假设发动机的输入量在小范围内变化时，发动机的动态特性用近似线性关系来描述。

“大偏离”非线性动态模型是用于研究发动机过渡态（加速、减速等）特性的，它是发动机过渡态控制设计所必需的。

在这过程中，由于发动机特性及其参数在大范围内变化，不可能再用线性关系描述。

二、涡扇发动机稳态数学模型建模方法发动机的工作过程是一个非常复杂的非线性过程，要建立这一过程的非线性数学模型较困难，目前最常用的建模方法是部件法。

部件法建模是指根据发动机各部件较为精确的特性，按发动机的部件顺序，逐一建立发动机的气流过程、热力过程的方程，从而得到发动机的稳态模型。

该方法是以各部件的特性为依依据的，按动态匹配关系将各部件连接成一个完整的系统。

这里的匹配关系则是由各部件间容积环节的热力和动力的物理联系以及转子的动力学特性来确定的。

采用部件法的优点是不对计算公式做线性化处理，从而避免了静态性能的失真。

该法能够更好地了解发动机各部件的稳态特性和动态特性，以及各部件间的相互关系及它们对整台发动机性能的影响。

三、建模基本假设及共同工作方程为建立准确的稳态模型，要使发动机各截面参数符合发动机的共同工作条件，即满足共同工作方程，这是部件法建模的基本原则。

3.1 发动机共同工作的条件为了建立准确的稳态数学模型，必须使发动机各截面参数符合发动机共同工作条件，即满足共同工作方程。

1998某型涡扇发动机的模型跟踪滑模控制

根据匹配条件式11bk1bm17由于所以可以通过对被控对象作状态反馈来设计ambm18则采用状态反馈后的对象模型为19比较式bk1bm19即为所要设计的参考模型式19可以看出参考模型与被控对象模型满足匹配条件式11
第 20 卷第 6 期航空学报 Vo l. 20 N o. 6 1 9 99 年 11 月 ACT A A ERO N A U T ICA ET A ST RON A U T ICA SI NI CA N ov . 1999
T
其中: K = - ( S1B) - 1 [ S1 Am + S2C] ( Am , B) 可控。假想有如下系统 x = Am x + Bv 对此系统作状态反馈 v = Kx + 则采用状态反馈后的系统为 x = Ae x + B ( 26) Am = 因此, 切换超平面的设计方法如下: 先根据 Ae 的期望特征值( 无零特征值, 故 Ae 可逆 ) 设计出状态反矩阵 K , 由式 ( 22) 得 Ae ; 然后根据式( 23) 得 S1 = - S2 CAe 取 S2= I, 则 S1 = - CAe 于是切换超平面式 ( 8) 为 = - CAe e +
( 1. D ept . of P ow er Eng in . , N anjing U niv. of A er o. a nd A st ro . , Nanjing 210016, China ) ( 2. D esign Dept. , P . O . Bo x 300, Ping ba , Guizho u 561102, China ) 摘要 : 研究了模型跟踪滑模控制在涡扇发动机控制中的应用。首先提出了一种参考模型的状态反馈设计方法 , 该方法可保证所设计的参考模型在满足匹配条件的同时满足系统性能指标要求 ; 而且若被控对象可解耦 , 还可保证参考模型动态解耦。其次提出了一种比例积分型切换超平面的极点配置设计方法。最后应用上述两种方法设计了某型涡扇发动机的模型跟踪滑模控制器 , 并进行了数字仿真 , 仿真结果表明 , 所设计的模型跟踪滑模控制系统无抖振现象 , 且具有很强的鲁棒性。关键词 : 滑模控制 ; 参考模型 ; 切换超平面 ; 状态反馈 ; 涡扇发动机中图分类号 : V 233. 7 文献标识码 : A Abstract: T his paper studies the applicat ion of mo del follo wing sliding m ode contr ol ( M FSM C) to ho d of stat e f eedback is pr oposed fo r desig ning a refer ence mo del ; so the r efer ence model not o nly satisfies t he matching co ndit ions but also meets the per for mance specifications as w ell and mor eov er if t he plant is decoupla ble, the refer ence model can be desig ned t o be decoupled. Seco ndly, a method o f po le assig nment is put for w ard for designing sw itching sur faces o f P I ty pe. Finally , the M FSM C contr oller fo r a turbofa n eng ine is desig ned using the abov ementioned methods ; dynamic simulation r esults show that the designed M FSM C sy st em has no chat tering pheno mena and has st ro ng r obust ness . Key words: sliding mode contr ol; r eference model; switching surfaces; sta te feedback; tur bo fan engine