航空发动机控制基础

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航空发动机控制

燃气涡轮发动机控制系统介绍现代燃气涡轮发动机闭环控制系统大致分为控制器、传感器、执行器与附件。

最简单的发动机控制系统是通过调节燃油流量来产生期望的发动机推力的系统。

但是实际上，飞行过程中获取飞机的推力是不现实的，而发动机的转子转速n 与发动机的增压比（EPR ）是容易获取的且能够表征推力的变化，通常被选择为被控参数。

控制变量为燃油流量，或者执行器（燃油流量计量阀）的位移。

飞机包线：典型的飞机包线表示为飞行高度与飞行马赫数之间关系。

对于涡喷与涡扇发动机，还包括环境温度坐标，也即三维图像。

发动机控制包线是一个允许发动机的工作范围，是以主控制变量燃油流量与发动机转子转速（在EPR 控制的情况下是增压比）之间的关系。

由于燃油流量比（油气比）比燃油流量更适合做主控制变量。

燃油流量比定义为燃油流量Wf 与压气机出口压力p3的比值RU=Wf/p3。

发动机建模与仿真一、稳态发动机模型二、动态发动机模型燃气涡轮发动机的三个基本动力学方程：转子动态方程、压力动态方程与温度动态方程。

单轴发动机转子动力学：单轴发动机可以近似为一个一阶惯性环节。

从输入变量燃油流量至输出变量的传递函数为：Y(s)cb d Wf (s)s a=+-，其中1111Q Q y y a ,b ,c ,d J n J W f J n J W f∆∆∆∆====∆∆∆∆。

双轴发动机转子动力学：为二阶模型。

表示为状态空间为：[]1111212212221212n a a n n a a n n y c c dWf n ⎡⎤⎡⎤⎡⎤=⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎣⎦⎣⎦⎣⎦⎡⎤=+⎢⎥⎣⎦，其中参数与单轴类似，为偏导数，偏导数的值由标称点处偏导数值获得。

表示为传递函数为：12Y(s)k(s z)Wf (s)(s r )(s r )+=++ 压力动力学：压力变化为质量变化的积分。

0p(s)(PV/T)M(s)s =∆。

温度动力学：两种温度动力学：一是由于容积内空气或者燃气的热力学状态改变引起的温度变化（相对较快，快温度动力学），二是金属部件与燃气之间热传导引起的温度变化（相对变化慢，慢温度动力学）。

航空发动机控制基础ppt课件

反馈是将输出返回到输入量的入口
结构简图
f 放大元件
执行元件
供油元件
发动机
Hale Waihona Puke pmwfn
敏感元件
y
闭环控制：
控制比较精确，在现代飞机上被广泛使用
反应不够及时，被控参数发生偏离，才开始动作，干扰量连续变化，系统工作不稳定
偏离原理控制
开环控制：
开环系统是一种最简单的控制方式，特点是在控制器和被控对象之间只有正向作用，而没有反馈，即系统的输出量对控制量没有影响。
航空发动机对控制装置的基本要求
➢可更改性好，满足先进发动机对控制不断增加的要求
航空发动机对控制装置的基本要求
➢ 结构简单、重量轻、体积小、安装方便
第二章民航发动机的控制
内容
➢自动控制的基本概念 ➢民航发动机控制的内容
自动控制的基本概念
被控对象:发动机控制装置：转速控制器（虚线内部分）控制系统：被控对象＋控制装置被控参数：转速可控变量：用来改变被控参数大小的因素干扰作用量：作用在被控对象/控制装置上，
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
内容
➢齿轮泵的工作原理 ➢油泵供油量的调节特性
供油元件：燃油泵
❖油泵：是一种将机械能转化为液压能的机械。
❖ 根据用途分类：燃油泵特殊需要的
力油
能够引起被控参数变化的外部作用量给定值：驾驶员的指令值

航空发动机控制系统发展概述

航空发动机控制系统发展概述航空发动机控制系统发展概述摘要：发动机作为飞机的心脏为飞机提供前进的动力，而动力来自于发动机通过进气道、压气机、燃烧室、涡轮及尾喷管共同工作提供的推力。

但是这些部分的工作参数是无法通过自身进行调节的，需要采用智能调控系统进行控制，这就是航空发动机的控制系统。

本文主要就航空发动机控制系统发展进行探讨。

关键词：航空发动机；控制系统；发展1航空发动机控制系统组成和原理1.1航空发动机控制系统组成发动机是飞机的重要系统，除了发动机本体单元体之外，还包括控制系统、传动系统及润滑系统等。

其中控制系统是航空发动机的重要组成部分，现代航空发动机基本都采用全权限数字电子控制（FADEC）系统。

FADEC系统由感受航空发动机工作状态和环境信息的传感装置、对信息进行逻辑判断和控制运算的计算装置、把计算结果施加给航空发动机的控制装置，以及在它们之间传递信息的机械、电缆和管路等组成。

FADEC系统--般可分为控制计算机子系统、燃油与作动子系统、传感器子系统、电气子系统等。

图1为某型发动机FADEC系统的组成图。

控制计算机子系统分为电子控制器和嵌入式软件两部分。

数字电子控制器（EEC）是FADEC系统的核心部件，它处理来自各种传感器和开关装置的信号，经模/数转换为数字量，由其内部机载的控制软件对输入数字量进行诊断、处理，实现各种控制算法、控制逻辑的计算，产生输出数字量，再经过数/模转换成模拟信号，经放大处理，生成控制器输出驱动信号，经电缆传输给相应的液压机械装置。

燃油与作动子系统包括燃油子系统和伺服作动子系统。

燃油子系统包括增压泵、主燃油泵、燃油计量装置、燃油滤、燃油管路、喷嘴等。

伺服作动子系统包括伺服控制单元、伺服作动器及相应附件。

传感器子系统包括控制用传感器和状态监视用传感器等。

1.2航空发动机控制系统原理FADEC系统-般包括转速、压力、温度等多个控制回路，每个控制回路根据相应的输入闭环计算出控制输出，进而实现控制发动机状态的目的。

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。

航空发动机状态控制系统课件

系统发展历程与趋势
发展历程
航空发动机状态控制系统经历了从机械液压式到全权限数字电子控制（FADEC ）的发展过程，技术不断升级换代。
趋势
未来发展方向包括更加智能化的控制算法、更加精确的传感器技术以及更加可靠的网络通信技术等。
02 航空发动机状态检测技术
传感器技术
01
02
03
传感器类型
温度、压力、振动、位移等传感器用于监测航空发动机的工作状态。
自适应鲁棒控制
自适应鲁棒控制是一种结合了自适应控制和鲁棒控制的算法，它能够根据系统的不确定性和扰动情况，自动调整控制器参数，以
保证系统的稳定性和性能。
04 航空发动机状态控制系统设计
系统架构设计
系统架构概述
01
介绍航空发动机状态控制系统的整体架构，包括各组成部分及
其功能。
分层架构设计
02
详细描述系统架构中的各层，包括感知层、控制层、执行层等
航空发动机状态控制系统课件
目录
Contents
• 航空发动机状态控制系统概述 • 航空发动机状态检测技术 • 航空发动机状态控制算法 • 航空发动机状态控制系统设计 • 航空发动机状态控制系统实现与验
证 • 航空发动机状态控制系统案例分析
01 航空发动机状态控制系统概述
系统定义与功能
定义
航空发动机状态控制系统是用于监测、控制和优化航空发动机性能的一套综合系统。
功能
实时监测发动机状态参数，如温度、压力、转速等；控制燃油流量、点火时刻等关键参数；对发动机性能进行优化，确保安全、高效运行。
系统重要性及应用领域
重要性
航空发动机状态控制系统是保障飞行安全和提高飞行效率的关键技术之一。

航空发动机控制系统课件

压力和流量检测法
通过检测发动机进气、排气和燃油系统的压力和流量，判断
是否存在故障。
维护与保养
定期更换润滑油和滤清器
保持发动机内部清洁，防止磨损和堵塞。
定期检查涡轮和压气机
确保发动机的空气流动畅通无阻。
检查电气线路和传感器
确保发动机控制系统的正常工作和信号传输。
调整燃油和点火系统
保证发动机的正常燃烧和功率输出。
涡轮增压器
涡轮增压器是航空发动机控制系统中用于提高发动机进气压力的执行器。
涡轮增压器的工作温度和压力很高，因此需要采用耐高温、耐磨损的材料制造，同时需要定期进行维护和更换易损件。
涡轮增压器通过将废气排出发动机后驱动涡轮，涡轮再带动压气机将空气压缩并送入发动机，从而提高发动机的进气压力和密度。
喷油嘴
喷油嘴是航空发动机控制系统中控制燃油喷射的关键执行器
。
喷油嘴通过精确控制燃油的喷射量和喷射时间，实现发动机的燃油供给和燃烧过程的控制
。
喷油嘴通常由针阀和喷嘴组成，针阀用于控制燃油的流动，喷嘴则将燃油雾化成微小颗粒，以便更好地与空气混合燃烧。
喷油嘴的性能直接影响发动机的燃烧效率和性能，因此需要定期检查和维护，以确保其正常工作和良好的性能。
具有输出力矩大、响应速度快的特点，适用于大负载的场合。
气动执行器
利用压缩气体驱动，具有结构简单、可靠性高的优点。
控制算法的优化与改进
自适应控制算法
根据系统参数变化，自动调整控制参数，提高控制精度。
鲁棒控制算法
针对不确定性因素，设计鲁棒控制器，提高系统稳定性。
滑模控制算法
通过滑模面的设计，实现快速响应和抗干扰能力。

航空发动机的动态特性与控制技术

航空发动机的动态特性与控制技术航空发动机，作为现代航空领域的核心部件，其性能的优劣直接决定了飞行器的飞行品质和安全性。

在航空发动机的研发和应用中，动态特性与控制技术是两个至关重要的方面。

航空发动机的动态特性是指其在运行过程中，各种参数随时间的变化规律和响应特性。

这包括了转速、推力、温度、压力等关键参数的动态变化。

了解和掌握这些动态特性对于优化发动机设计、提高发动机性能以及保障飞行安全都具有极其重要的意义。

航空发动机是一个极其复杂的系统，其内部包含了众多的部件和流动过程。

在运行时，各个部件之间相互作用，形成了复杂的动态响应。

例如，当飞行员突然改变油门杆位置时，发动机的转速和推力不会瞬间达到新的稳定值，而是会经历一个过渡过程。

这个过程中，发动机的各个部件需要重新调整工作状态，以适应新的工况。

这种动态响应的快慢和稳定性，直接影响了发动机的性能和可靠性。

同时，航空发动机在不同的飞行条件下，其动态特性也会有所不同。

比如，在高空、低温、低气压的环境中，发动机的燃烧过程、气体流动等都会发生变化，从而导致动态特性的改变。

因此，为了确保发动机在各种复杂的飞行条件下都能稳定可靠地工作，就必须深入研究其动态特性。

而控制技术则是为了实现对航空发动机动态特性的有效管理和优化。

通过采用先进的控制技术，可以使发动机在不同的工况下都能保持最佳的工作状态，提高燃油效率，降低排放，同时增强发动机的可靠性和耐久性。

现代航空发动机的控制技术已经发展到了相当高的水平。

从早期的机械控制，到后来的液压控制，再到如今的电子控制，控制技术的不断进步为航空发动机性能的提升提供了有力的支持。

电子控制技术的应用，使得对航空发动机的控制更加精确和灵活。

通过传感器实时监测发动机的各种参数，如转速、温度、压力等，并将这些信息传递给电子控制单元（ECU），ECU 根据预设的控制算法和策略，对发动机的燃油供给、进气量、喷油量等进行精确调节，从而实现对发动机工作状态的优化控制。

航发(机械燃油调节器)控制原理

❖ 下面以CFM56－5B发动机数字式电子控制器的燃油控制规律说明加速控制规律是怎样实现的。
❖ CFM56－5B发动机数字式电子控制器的燃油控制规律用于计算燃油计量阀的供油指令信号。该指令信号送到燃油计量装置，以产生合适的燃油流量控制发动机的风扇转速，从而提供相应的推力。供油量的指令信号的计算取决于风扇转速的指令信号、各种安全保护限制因素和相应的控制规律。
下垂凸轮杠杆机构完成系统反
馈信号nH的计算，保证滚轮位移x 与nH转速之间满足给定的函数关系，即 x=f1(nH)
d) 油门放大器
油门放大器如图所示，它由角形杠杆5，压力比阀3，小活塞2，油门活塞8，弹簧7，节流嘴1，喷嘴挡板6和平衡喷嘴挡板4等组成。
油门放大器是控制器的核心，完成顺馈通路与反馈回路的信号综合，并根据综合后的信号控制执行元件－油门位置，即控制供往发动机的油量。
③发动机一旦出现喘振，Pt3会急剧下降，以Wf/Pt3作为控制参数时，Wf将随Pt3的减小而减小，使压气机自动退出喘振，但会使剩余功率减小。
由于这种加速控制规律不是按发动机加速相似关系建立的，因此，飞行条件改变时， Wf/Pt3与nH的关系曲线会略有改变，不能保证在任何飞行条件下都获得同样良好的加速性。
图中，①－稳态供油量曲线；
②－最佳加速供油量曲线；
③－发动机涡轮前燃气最高允
许温度限制线；
④－压气机喘振边界；
⑤－发动机贫油熄火边界。
最佳加速供油量曲线
当发动机加速时，加速供油量达到相应转速下允许的极限供油量，即紧挨Tt4max和压气机喘振边界，通常称这条极限供油量曲线为最佳加速供油量曲线。之所以将这条曲线称为最佳加速供油量曲线，是因为按这条供油量曲线进行加速时，加速时间Tac最小。这条曲线形状特殊，初始有一阶跃，接着曲线供油量大小与斜率随发动机转速n大小而变。这条曲线也随飞行条件变化而变化，从理论上不易确定，一般用试验方法确定。

航空发动机控制系统ppt课件

泄油活门
停车时打开将燃油总管中的燃油放回到油箱。发动机工作时关闭。
燃油滤
由油滤，旁通活门和压差电门组成
旁通活门的功用是当油滤堵塞或油滤进出口的压差达到一定数值时打开，直接供油
压差电门的功用是当油滤堵塞或油滤进出口的压差达到一定数值时接通，警告灯亮。但发动机仍能正常工作，只是指出油滤堵塞应清洗油滤
EEC的电液转换（如何把电信号转换为液压信号）
通过力矩马达与液压机械式控制器联系，实现电液转换 EEC的计算结果以电信号输出给力矩马达力矩马达将信号转换成液压信号控制燃油流量
分油活门两个突肩堵住的上下两条油路打开随动活塞的上腔与高压油路相通下腔与回油路相通
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
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）
组成
计量系统
计算系统
计量系统
功用
按照驾驶员要求的推力，根据发动机的工作状态和飞机的飞行状态，在发动机的工作限制之内，依据计算系统计算的流量向燃烧室供应燃油
实现方法
由压力调节活门用来感受计量活门进、出口的压力，保持压差不变，使供油量只与计量活门的流通面积有关
组成
对于涡喷发动机一般供油量为可控变量; 对于涡桨发动机，一般供油量和桨叶角为可控变量
干扰量
作用在被控对象或控制器上，能引起被控对象发生变化的外部作用量，如大气温度，大气压力（飞行高度，飞行马赫数），大气湿度等。

2019 航空发动机控制复习大纲总结

2019 年《航空发动机控制》复习提纲1.理解航空动力装置在地面条件下的安全工作范围。

它的工作受到慢车转速、最大转速、贫油熄火、涡轮前最高温度以及压气机喘振边界的限制。

2.理解航空动力装置在空中飞行时受到的各种限制。

高空低速时受燃烧室高空熄火的限制。

因为高空空气稀薄，燃油雾化质量差，难以稳定燃烧。

低空高速时受压气机超压限制。

因为压气机后压力过高，可能会损坏压气机、燃烧室等薄壁部件。

图中右边为最大飞行马赫数 MH 限制线。

右上方为进气道、飞机蒙皮承受的气动热限制，或称为超载边界。

发动机在空中熄火后，一般只能在空中起动区这一狭小范围内，利用发动机风车状态所造成的燃烧室压力而重新点火、起动。

3.理解航空发动机对控制装置的要求。

（P22）1 保证最有效地使用发动机、2 稳定工作，控制精度高、3 良好的动态品质、4 可靠性高，维护性好、5 可更改性好，满足先进发动机对控制不断增加的要求。

4.掌握可控变量的概念。

能影响被控对象的工作过程，用来改变被控参数大小的因素称为可控变量，如供往发动机的燃油流量Wf，涡桨发动机上螺旋桨的桨叶角β。

通常选择油气比（Wf /p3）作为主要的可控变量（原因在28题处也有）：（1）因其与主燃烧室油气比的正比关系，油气比可以很好地控制涡轮燃气温度；（2）当发动机喘振时提供了自恢复的特征；（3）由于减少了控制器收益限制的变化，简化了控制规律，就如同使用修正参数来降低发动机性能参数的变化。

5.掌握被控参数的概念。

能表征被控对象的工作状态而又被控制的参数。

原则上能表征发动机推力大小的参数均可选作被控参数，如转速、涡轮前温度、涡轮后温度、增压比等，当然也包括推力本身。

现代民用航空发动机通常用N1和EPR作为被控参数。

6.掌握控制装置的概念。

用以完成既定控制任务的机构总和，又称控制器。

7.掌握干扰作用量的概念。

作用在被控对象或/和控制器上，能引起被控参数发生变化的外部作用量，如飞机的飞行高度H，飞行速度V、外界温度、压力等，通用可以用f表示。

航空发动机设计与控制技术研究

航空发动机设计与控制技术研究航空发动机是现代飞机的核心部件，对于飞机的性能和安全性有着重要影响。

航空发动机的设计与控制技术研究一直是航空领域的热点和难点问题。

本文将着重介绍航空发动机设计与控制技术研究的重要内容和发展趋势。

航空发动机的设计主要涉及结构设计、气动性能设计、传热设计、燃烧室设计、涡轮设计等多个方面。

结构设计是航空发动机设计的基础，需要考虑发动机的强度和刚度等参数，以确保其在工作过程中能够承受各种载荷和振动。

气动性能设计则关系到发动机的推力和燃油消耗等关键性能指标，需要通过优化叶轮的形状和相对位置等手段，提高发动机的效率。

传热设计主要是针对发动机中各种冷却和加热过程的热传导问题进行研究，以保证发动机的热平衡。

燃烧室设计需要考虑燃烧过程中的稳定性和燃烧效率，以及如何减少燃烧产生的有害排放物。

涡轮设计则关系到发动机的耐久性和转子的性能，需要通过合理的材料选择和结构设计，以提高发动机的可靠性和寿命。

除了结构设计外，航空发动机的控制技术也是研究的重要方向。

发动机控制系统主要包括燃油供给系统、空气供给系统、起动与关断系统等。

燃油供给系统需要确保燃油的流量和燃烧效率，以满足发动机在不同工况下的要求。

空气供给系统需要保证发动机的进气量和压力，以提供足够的空气供给燃烧。

起动与关断系统则需要确保发动机能够快速启动和停止，以适应不同的运行场景。

在航空发动机设计与控制技术研究中，还有一些热点问题值得关注。

首先是绿色环保技术的应用。

随着环境保护意识的增强，航空发动机的绿色环保要求也越来越高。

未来的航空发动机需要更高的燃烧效率和更低的废气排放，以减少对地球环境的负面影响。

其次是智能化技术的应用。

航空发动机的智能化控制有助于提升发动机的运行效率和安全性，通过实时监测和调整发动机参数，可以更好地适应复杂的外部环境和工作负载。

再次是材料与制造技术的创新。

新材料的应用和制造工艺的改进可以提高发动机的性能和可靠性，同时减少发动机的重量和成本。

航空发动机基本知识点

航空发动机基本知识点一、基础知识1. 力学分为静力学、运动学、动力学。

2. 力是不能离开物体而独立存在的。

3. 力的作用效果有力的大小、方向、作用点三个要素确定。

4. 常见的力：弹性力、摩擦力、重力。

5. 静摩擦系数由相互接触的物体材料和表面情况决定；最大静摩擦力的大小和正压力的大小成正比；静摩擦力与外力大小相等、方向相反。

6. 滑动摩擦力和正压力成正比；滑动摩擦力的方向永远与相对滑动的方向相反；对于给定的一对接触面来说，滑动摩擦系数稍小于静摩擦系数。

7. 牛顿第三定律：如果一物体以一力作用于另一物体上，那么另一物体一定同时以大小相等、方向相反、在同一直线上的力作用于该物体。

8. 表示力的转动效果的物理量叫做力矩。

9. 规定使物体作逆时针转动的力矩为正，作顺时针转动的力矩为负力矩。

10.作用于同一物体上的一对大小相等、方向相反但不在同一直线上的力叫做力偶。

11.力偶只能是物体发生转动，而不能是物体发生移动。

12.力偶对任意转轴的合力矩是一恒量，它等于力偶的任一力与力偶臂的乘积——力偶矩。

13.力偶矩和一个单力所产生的力矩不同，力偶矩与矩心的位置无关，单力对不同的矩心的力矩是不同的；力偶矩的正负号规定与力矩相同；力偶矩单位：牛顿*米或千克*米。

14.质量均匀分布而且形状规则的物体重心与其几何对称中心重合。

15.物体平衡的条件；作用力的合力等于零，同时合力矩也等于零。

16.牛顿第一定律：任何物体，如果没有受到其他物体的作用或受到的合力为零，这个物体就保持自己的静止状态或匀速直线运动状态不变。

这种状态性质叫惯性，即惯性定律。

17.表示物体所含物质多少的物理量叫质量，质量是物体惯性大小的度量。

18.牛顿第二定律：物体受到外力作用时，物体得到的加速度的大小和合外力的大小成正比，和物体的质量成反比，加速度方向和合外力方向相同。

19.基本量的单位市基本单位，导出量的单位是导出单位。

国际单位制中，长度L、质量M、时间T作为力学的基本量，其基本单位为‘米’‘千克’‘秒’。

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。

50-A320飞机发动机控制操作1

我们来看一下你所需要了解的有关发动机正常操作的知识。

我们将从绕机检查开始学习。

我们检查每台发动机上的滑油加注口关闭，证实放油管的状态正常并且无漏油。

我们证实风扇整流罩门关闭并锁定。

我们证实发动机进气口和风扇叶片的状态正常。

在每台发动机右侧，我们检查通风进气口清洁并且释压和启动活门手柄口盖关闭。

在该侧我们还检查短舱舱盖关闭。

用外部电源使飞机通电。

不对，单击EXT PWR（外部电源）按钮使飞机通电。

在飞机电源接通后，FADEC(全权限数字式发动机控制)自动通电5分钟并在发动机/警告显示器上提供一些发动机的指示。

5分钟后，FADEC自动关断，所有发动机指示从正常变为琥珀色。

证实：●在发动机启动面板上主控开关1和2关，并且方式选择器处于正常位置。

●油门杆处于慢车位置。

我们将使用发动机自动启动程序来启动发动机。

在启动过程中，所有的发动机参数都受到FADEC的监视，控制和保护。

为了启动发动机，必须首先将发动机方式选择器拨到点火/启动位置。

接通发动机点火/启动功能。

不对，要接通发动机点火/启动功能，须将发动机方式选择器拨到点火/启动位置。

当选择了点火启动时，FADEC再次通电。

这通过发动机/警告显示器上的指示从琥珀色变为正常来表示。

在系统显示器上，ECAM发动机页面自动出现，显示更多的发动机指示。

发动机/警告显示器上的第一个指示是每台发动机的N1。

两个指示器是相同的。

绿色指针指示实际的N1。

该值也以数字形式显示。

白色弧线代表与油门杆位置对应的N1范围。

琥珀色标记代表最大N1。

这是前推油门杆到底产生的N1。

红色区域的开端代表最大允许的N1。

剩余的弧线代表超过的区域。

推力极限方式和N1额定极限显示在发动机/警告显示的右侧。

这将在以后随着方式的改变进行解释和说明。

下一组指示器显示每台发动机的排气温度（EGT）。

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。

2023 航空发动机电气控制系统复习概要(1)

1 亚音速（超音速）条件下扩张通道、收缩通道中气流速度、压力的变化压气机入口导引叶片、动叶、静叶通道气流速度（绝对速度相对速度牵连速度）、压力变化涡轮动叶、静叶通道速度、压力变化情况速度三角形2 布莱顿循环绝热压缩过程; 定压加热过程; 绝热膨胀过程; 定压放热过程燃气涡轮喷气发动机理想循环的热效率取决于发动机的增压比π；封闭图形面积。

理想循环功取决于增压比π和加热比Δ。

3 站位典型站位压力、温度的物理意义高压转子转速低压转子转速燃油流量滑油相关参数0站位: 发动机的远前方1站位: 进气道的出口, 压气机的进口2 站位: 压气机的出口, 燃烧室的进口3站位: 燃烧室的出口, 涡轮的进口4站位: 涡轮的出口, 喷管的进口5站位: 喷管的出口p5发动机中压力最高的位置是在燃烧室进口；发动机中总压最高的位置是在压气机的出口；温度最高的位置是在涡轮的进口；发动机出口的压力可以等于或大于外界的大气压。

4 涡轮风扇（喷气）发动机的组成及工作原理，压力、速度、温度在各个部件中的变化过程✈ 进气道（Air Intake）：恢复尽可能多的自由气流的总压，以最小的紊流输送空气到压气机并保持飞机阻力最小。

✈ 压气机(Compressor)：通过旋转的叶片对空气做功，压缩空气以提高压力。

✈ 燃烧室(Combustion Chamber)：空气和燃油混合、燃烧，将燃料化学能转变成热能，生成高温燃气。

✈ 涡轮(Turbine)：燃气在涡轮内膨胀做功，涡轮功驱动压气机和附件。

✈ 喷管(Exhaust)：燃气通过喷管继续膨胀，将燃气以一定的速度和要求的方向排入大气，提供推力。

5 喘振控制机理抑制喘振的措施• 压气机喘振发生的条件–发动机转速减小而偏离设计值–压气机进口总温升高–发动机空气流量骤然减少–发动机损伤和翻修质量差• 防喘• 压气机中间级放气–防喘原理: 通过改变空气流量来改变叶轮进口处速度的大小，从而改变相对速度的大小和方向，减小攻角，解决气流分离，达到防喘。

航空发动机控制基础

3 斜盘角度r r<16。斜盘工作面常采用锥形或圆形面
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
（1）柱塞和转子配合间隙容易控制，密封性好，容积斜率高0.93-0.95。
（2）高压泵，结构复杂，价格贵，使用环境要求高。
（3）柱塞数通常为7、9、11个，单数，减小脉动。
（4）排量取决于泵的斜盘倾角γ。
2 增加转速会增加零部件的磨损、影响寿命，还会使油液的填充恶化。
n300~50000
涉及的内容控制理论、发动机原理、气体动力学、工程热力学、机械、液压、电子、计算机等各方面的知识。
航空发动机对控制装置的基本要求
➢保证最有效的使用发动机，最大限度地发挥其潜力
最大状态巡航慢车
航空发动机对控制装置的基本要求
➢ 保证动力装置稳定工作，控制精度高有极强的抗干扰能力调节的准确度要高
第三章燃油泵
内容
➢齿轮泵的工作原理 ➢油泵是一种将机械能转化为液压能的机械。
❖ 根据用途分类：燃油泵滑油泵
液压泵
供应带压力的燃油（航空煤油）供应滑油以及其他特殊需要的液体（水）为液压系统提供动力油
根据供油原理分类：容积式泵：抽吸元件作相对运动，改变元件间的自由容积，进行吸油和挤油。供油量的大小取决于一次循环中自由溶积的变化大小。压力的大小理论上与供油量无关。柱塞泵、齿轮泵、旋板泵
f
敏感元件
➢放大元件 p 放大元件 m

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