某型航空发动机燃油调节器改型设计研究
某型航空发动机主燃油泵调节器泵后压力保持装置设计仿真研究
某型航空发动机主燃油泵调节器泵后压力保持装置设计仿真研究发表时间：2020-06-12T07:34:09.467Z 来源：《防护工程》2020年6期作者：苏志善杨军杰杨瑞[导读] 根据某型航空发动机停车状态下保持主燃油泵调节器泵后压力（2.5～4.0MPa）的要求，通过方案论证、结构设计、仿真分析等手段自主设计了一套泵后压力保持装置。
并通过实际产品验证，证明泵后压力保持装置能够圆满实现停车状态下保持泵后最小压力的要求。
中国航发西安动力控制科技有限公司陕西西安 710077摘要：根据某型航空发动机停车状态下保持主燃油泵调节器泵后压力（2.5～4.0MPa）的要求，通过方案论证、结构设计、仿真分析等手段自主设计了一套泵后压力保持装置。
并通过实际产品验证，证明泵后压力保持装置能够圆满实现停车状态下保持泵后最小压力的要求。
关键词：航空发动机、主燃油泵调节器、压力保持装置、设计仿真、AMESim1 引言某型发动机及衍生型号都是利用齿轮泵作为主燃烧室供油装置。
这些型号发动机在消喘停车关闭主燃油出口油路时，大量燃油通过回油活门回到齿轮泵前，进而导致主燃油泵泵后压力过小，无法正常提供用于风扇和压气机导叶控制的高压油源（大于2.2MPa）。
如何保证停车消喘过程中泵后压力大于2.2 MPa是某型IPE发动机主燃油调节器研制的关键问题。
2 某型主燃油泵调节器简介某型发动机是适应空军未来面临的作战环境和转型要求，在总结我国航空发动机事业几十年来发展经验的基础上自行研发设计的推力增大型加力式涡轮风扇发动机。
发动机采用了具有第四代战斗机动力特征的矢量推力技术和全权限数字式电子控制系统（FADEC）,将大幅度提高飞机的机动性、可操作性、可靠性和维修性，使飞机的整体作战效能大大提高。
某型主燃油泵调节器是该型发动机主燃油控制系统的配套产品，它和电子控制器一同工作完成以下功能：1) 齿轮泵对低压燃油系统来油进行增压、供给主燃油计量活门、a1和a2 控制电液伺服阀；2) 按照数字电子控制器信号计量供给主燃烧室的燃油；3) 按照数字电子控制器信号调节风扇导叶角度；4) 按照电子控制器信号调节压气机导叶角度；5) 按照数字电子控制器的信号实现消喘和停车功能、并在消喘和停车过程中保证齿轮泵后压力在一定范围内（2.5～4.0MPa）。
航空发动机燃油系统设计优化研究
航空发动机燃油系统设计优化研究航空发动机是现代民用和军用航空的核心设备，发动机的燃油系统设计对整个飞机的性能、安全性、经济性等方面有着至关重要的影响。
因此，航空发动机燃油系统的设计与优化研究显得尤为重要。
一、航空发动机燃油系统的组成航空发动机燃油系统主要由燃油供给系统、燃油传输系统和燃油喷注系统三部分组成。
燃油供给系统主要包括燃油泵、燃油过滤器、涡轮增压器等，在实现燃油的供应方面起到重要作用。
燃油传输系统主要由燃油输送管道和连接器、燃油油箱和空气补气系统组成，主要用来实现燃油的传输和补充。
燃油喷注系统主要由喷油器和控制器等组成，用于将燃油以特定的速率和方式喷入燃烧室，参与发动机的燃烧过程。
二、航空发动机燃油系统的设计优化1. 燃油供给系统的优化燃油供给系统的优化主要包括优化燃油泵的结构设计，提高泵的工作效率和可靠性，增强燃油的供应能力。
同时，考虑到航空发动机高速、高温、高压等特点，还需提高燃油过滤器的过滤效率，降低燃油中杂质的含量，防止对燃油传输和喷注造成影响。
2. 燃油传输系统的优化燃油传输系统的优化主要在于降低燃油传输过程中的压降，减小燃油输送管道和连接器的阻力，提高输送效率。
此外，应考虑到航空发动机在机场地面和飞行中的运行环境差异，设计不同的燃油传输模式和补气系统，保证在各种情况下均能实现燃油供应的平稳和均衡。
3. 燃油喷注系统的优化燃油喷注系统主要在于提高喷油器的稳定性和喷油质量，保证燃油能够准确、均匀地喷入燃烧室。
此外，应考虑航空发动机在高空和低空运行时所需的不同喷油模式，以及喷油器与控制器的匹配问题，从而保证各种飞行情况下喷油效果的稳定性和可靠性。
综上所述，航空发动机燃油系统的设计优化是一个较为复杂和综合的问题，需要综合考虑机械、材料、力学、热学等方面的因素，建立合理的模型、实验验证和数值仿真等手段，才能实现系统设计的有效优化。
某航空发动机超温超转故障研究
某航空发动机超温超转故障研究2. 中国航发西安动力控制科技有限公司设计研究所，西安 710077）摘要：针对某型航空发动机出现的主燃油泵调节器参数限制器故障导致发动机超温超转故障问题，通过工作原理及故障树分析，对故障原因进行了准确定位，并提出了相应的改进措施。
经试验验证，改进措施效果良好，从而大幅度降低了主燃油泵调节器参数限制器故障导致发动机超温超转故障发生的概率。
关键词：航空发动机；主燃油泵调节器；参数限制器；占空比电磁阀；执行活门；超温；超转0 引言燃油调节系统是航空发动机控制系统的重要组成部分，随着航空发动机控制精度要求的提高，燃油调节系统的性能优劣就显得尤为重要[1]。
燃油电磁阀是燃油调节系统中重要的控制元件，通过向燃油电磁阀通入直流电，使其内部电磁铁产生的电磁力推动阀芯运动，从而实现控制发动机燃油管路的通断或换向，燃油电磁阀能否正常工作直接影响发动机的工作和安全[2-4]。
某型航空发动机在中间及以上状态时，主燃油泵调节器S1占空比电磁阀按照综合电子调节器输出的脉冲信号宽度改变计量活门控制压力，从而控制发动机供向主燃烧室的燃油流量。
S1占空比电磁阀故障导致供向主燃烧室的燃油流量增加，会造成发动机出现超温、超转故障，给发动机带来安全使用隐患。
本文针对某型航空发动机出现的主燃油泵调节器参数限制器故障导致发动机超温超转故障问题，开展了故障分析研究。
应用故障树分析法，定位了可能造成发动机超温超转的故障原因，进而提出了相应的改进措施。
通过试验验证，证明改进措施的有效性、合理性。
1 故障现象发动机使用过程中，曾多次发生由于主燃油泵调节器参数限制器故障导致发动机超温超转故障，给飞机飞行安全造成很大影响。
典型故障信息如下：外场某飞机左发飞行前暖机后，发动机由慢车状态推至中间状态时报降转信号，查看飞参降转信号共出现3次，分别持续时间为1秒、0.8秒、0.5秒。
n1转速最大为105.69%、n2最大为102.7%、T6最大为817℃，地面检查时中间状态S1=86%（正常为42%～58%）。
一型航空发动机燃油调节系统浅析
一型航空发动机燃油调节系统浅析作者：缪建波陈福利王慧颖来源：《中国科技纵横》2014年第05期【摘要】航空发动机燃油调节系统主要用来向主燃烧室、加力燃烧室以及燃油液压控制系统供给燃油，并根据发动机状态和外界条件的变化，调节供油量，以保证发动机在各个状态下都能稳定工作。
发动机在节流状态（即发动机油门手柄从最大位置移到慢车位置的移动区域所对应的发动机工作状态），由机械液压高压转子转速调节器控制；在最大和加力状态，由电子和机械液压调节器控制，采用闭环调节原理。
【关键词】燃油调节系统机械液压电子调节器节流状态最大状态1 燃油调节系统工作原理1.1 主燃烧室燃油调节系统的一般特性节流状态燃油流量的调节由液压机械高压转子转速调节器来完成。
最大和加力状态的调节，由电子和机械液压燃油调节系统共同完成。
当系统工作正常时，由发动机电子调节器内燃油控制通道进行调节。
通道调节器为模拟式，机械液压部分仅作为电子调节器的执行机构。
当电子调节器故障时，系统自动转换为机械液压调节器进行工作，机械液压调节器根据高压转速=f（油门杆，进气温度）进行调节。
1.2 液压机械部分与高压转子转速控制相关机构的简介高压转子转速调节器功用是在节流状态，或在最大和加力状态，发动机电子调节器故障完全失效、改由机械液压调节器工作时，根据给定的转速调节规律，自动保持给定的转速；当油门杆位置改变时，自动改变发动机的工作状态。
高压转子最大转速重调机构的功用是，当发动机电子调节器故障时，为保证发动机的安全，降低发动机高压转子的最大转速。
2 电子调节器2.1 电子调节器工作原理电子调节器是发动机电子—机械液压控制系统的一部分，用来调节发动机参数，向发动机控制附件、监控告警系统和机载记录系统发出指令。
调节器根据发动机进口温度，调节最大状态和加力状态的高低压转子转速以及涡轮后温度。
电子调节器燃油通道调节系统是指调节器中通过对发动机燃油流量的控制，来调节发动机状态的系统。
某型涡扇发动机燃油调节器改进及高空适应性分析
某型涡扇发动机燃油调节器改进及高空适应性分析第22卷第1O期2007年1O月航空动力JournalofAerospacePowerV ol_22No.10Oct.2007文章编号:1000—8055(2007)10—1760—05某型涡扇发动机燃油调节器改进及高空适应性分析苏三买(西北工业大学动力与能源学院,西安710072)摘要:某小型涡扇发动机开展增大推力,提高使用高度的适应性改型工作.针对以往对原发动机燃油调节器部分所作的分析较少,使得改型工作缺乏必要的理论支持问题.主要分析了发动机燃油调节器的工作原理,建立系统稳态和加减速控制数学模型,并在此基础上对其高空适应性进行分析,最后提出相应的改进分析方法和具体措施.关键词:航空,航天推进系统;涡扇发动机;燃油调节器;数学模型;高空适应性分析; 中图分类号:V233.7文献标识码:A Analysisofmodificationandhigh—altitudeadaptability forfuelflowregulatorofaturbofanengineSUSan—mai(SchoolofPowerandEnergy,NorthwesternPolytechnicalUniversity,Xi'an710072,China) Abstract:Inordertoincreasethethrustandflightadaptabilityofasmallturbofanen—gine,thefuelflowregulatormodificationoforiginalenginewasrequiredtoprovidetheoreti —calsupportformodification.Theoperatingprincipleoffuelflowregulatorwasmainlyana一1yzedtoestablishastaticandacce1eration/dece1erationcontro1mathematica1mode1.andt henanalyzethehigh—altitudeadaptability.Finally,somemodificationmethodsandmeasures wererecommended.Keywords:aerospacepropulsionsystem;turbofanengine;fuelflowregulator;math—maticmodel;highaltitudeadaptabilityanalysis我国研制成功并定型的某小型涡扇发动机,其燃油调节为带备份的机械液压控制系统.根据装备需要,目前以此发动机为基础开展增大推力,提高使用高度的改型工作.由于改型发动机推力,耗油率,最大使用高度均与原发动机不同,因此发动机的燃油调节系统(以下简称燃调)需作相应的适应性改进.对发动机燃调系统进行适应性改进,需要对原系统进行分析,搞清楚其内部结构与工作原理,建立调节器在各种工况下的数学模型,分析影响系统性能的关键技术参数,通过仿真提出改进参数及其量值.由于我国在研制该发动机时,主要参考国外某发动机为原准机,对燃调部分所做的理论分析较少,目前所见的文献也不多,使得改型工作缺乏必要的理论支持.针对上述背景,本文主要分析该发动机燃油调节器的工作原理,建立系统数学模型,同时对其在高空工作的适应性进行初步分析,并提出改进建议,以期为改型工作提供一定的技术支持.收稿日期:2006—09—21;修订日期:2007—01—04基金项目:西北工业大学"英才培养计划"基金资助作者简介:苏三买(1968一),男,陕西府谷人,副教授,博士,主要从事航空推进系统控制与性能仿真研究第1O期苏三买等:某型涡扇发动机燃油调节器改进及高空适应性分析1燃油调节器工作原理发动机燃调系统主要包括供油部分和燃油调节器,其中燃油调节器根据油门杆指令实现不同工作状态下发动机控制,是燃调系统的核心.某型发动机燃油调节器主要有稳态转速控制,加减速控制,高空供油修正,应急控制,限制保护等功能.下面主要对稳态和加减速控制工作原理进行分析.1.1稳态转速控制转速为闭环控制,整个系统的结构图如图1.图1恒转速控制系统结构简图Fig.1Constantspeedcontrolstructuresketch油门杆的一个位置(油门杆角度a)对应一个要调节到的稳定转速.当发动机稳定工作时,计量油针处于保证该工作状态所需燃油流量的位置,油门杆通过转速凸轮,调节杠杆,温度补偿器及弹簧,以弹簧预紧力的形式作用在转速摆杆上;同时在供油量Q下的高压转子转速通过离心飞重也有一个力作用在转速摆杆上,两个力相等,转速摆活门位置不变,供油量不变,发动机维持在某一恒定转速.当外界条件变化,使发动机转速波动时,离心飞重位置变化,破坏了两个力的平衡状态.转速摆杆在不平衡力的作用下,通过转速摆活门,随动活塞,主计量油针修正供油量Q,使两个力达到新的平衡,完成发动机稳态转速控制.转速控制原理如图2.巫垂薹垂压温骂篓器图2转速控制原理图Fig.2Speedcontrolprinciplediagram1.2加减速控制加减速控制系统结构简图如图3.加速时用计量油针移动的速度保证增加燃油流量,用与蓄压器和放气活门左腔薄膜组件共同组成的充满燃油的封闭活塞腔来约束计量油针.该腔通过层板节流器与回油腔相通.图3加减速控制系统结构简图Fig.3Acce1erate/dece1eratecontrolstructuresketch 当发动机加速时,通过手推油门杆带动杠杆组件,将油门杆的旋转位移转化成计量油针轴向位移.油门杆角度a增大,计量油针左移,燃油从层板节流器1中挤出,回油腔内压力增大,通向发动机的燃油增多,实现加速.在油针左移到某一位置时,层板节流器2接通,从而提高油针的移动速度,发动机加速更快.油针移动到最大流量止动钉的时间(即发动机的加速时间)由燃油流过层板节流器的速度决定.同时,为保持调节系统的稳定性,蓄压器和放气活门左腔薄膜组件共同工作,限制流量增长速度,即消除压力急增和剧烈的摆动.当快速减小油门杆角度时,由单向减速节流器的阻力决定延迟计量油针的移动速度.由上述系统决定的加减速供油规律_1]如图4.图4发动机加减速供油规律Fig.4Acce1erate/dece1erateQT(￡)curve航空动力第22卷加速时,油门杆角度a快速由小到大,层板节流器1和2决定了计量油针移动速度.在图4(a) 加速供油特性中,折点由油针位置控制挡板活门决定,折点前由层板节流器1起作用,折点后由层板节流器1和2共同起作用.减速时,油门杆角度a由大到小,减速活门开始工作,减速速率由减速活门阻尼孑L决定.1.3高空供油修正由膜盒感受高空大气压力Pn来控制燃油泵回油活门开度,从而改变燃油泵供给调节器主计量油针的流量,最终改变供给发动机的燃油流量Qr. 高空节流特性和高空斜率通过比例调节器薄膜作用到比例调节杠杆上实现高空特性调节.发动机高空修正特性如图5.Fig.5Altitudefuelcorrectperformance2燃油调节器数学模型2.1发动机稳态控制数学模型发动机稳态控制为恒转速闭环控制,系统的结构图如图1,控制原理如图2.以图1中离心飞重转速测量元件为例,进行元件建模方法分析[2.].由动力学原理,离心飞重导杆力平衡方程为F一+Bdy+Fs式中:F:离心飞重的轴向换算力(N);m:导杆和离心块在导杆轴向质量之和(kg);B:粘性阻尼系数;:导杆轴向位移(m);F:调准弹簧力(N).根据离心飞重离心力,转速,弹簧压缩量和导杆位移之间的相互关系,将F,F分别表示为转速和导杆位移的函数,并代入上式,经过数学推导和拉普拉斯变换,最终可得到导杆位移与转速之间的传递函数如下:y(一K(s)T{S+T2S+1其中丁,丁z,K可表示为参数F,m,B和的代数关系式.采用类似上述方法,根据机械动力学和流体力学原理,对组成系统的各组件建模,并按图2连接关系把各组件模型连接起来,最终获得发动机稳态控制数学模型(系统方框图)如图6.图6发动机稳态控制方框图Fig.6Steadycontrolmodel2.2发动机加减速控制数学模型通过对燃油调节器分析,发动机加减速控制工作原理如图7.图7发动机加减速控制原理图Fig.7Accelerate/deceleratecontroldiagram第1O期苏三买等:某型涡扇发动机燃油调节器改进及高空适应性分析根据各组成部件工作原理,采用类似离心飞重转速测量元件建模方法,建立各组件模型.根据图7连接关系计算得发动机加减速控制模型(系统方框图)如图8.图8发动机加减速控制方框图Fig.8Accelerate/deceleratecontrolmodel3燃油调节器高空适应性分析前面分析了发动机燃油调节器的原理,根据发动机设计说明,燃调系统在原设计使用高度下, 能够实现对发动机良好控制.当发动机的使用高度提高时,原燃油调节系统将不能满足工作要求. 下面分析燃调系统在高空工作时存在的问题. 3.1燃油调节器可调节的最小燃油流量分析在相同的飞行马赫数下,随着飞行高度增加,发动机在单位时间内所需的燃油量减少.根据改型发动机的设计参数,由数值仿真计算,当在高度17000m,马赫数0.6飞行时,发动机最小巡航状态到最大状态耗油量为98.4～165kg/h.由原发动机燃调系统设计技术参数可知,该燃油调节器各状态可调节的最小燃油流量180+~.kg/h,即最小可控制的燃油流量为170kg/h,显然原调节器可调节的最小燃油流量范围,不能满足改型发动机高空工作要求.3.2高空油量修正工作范围分析随着飞行高度增加,发动机进口处的大气压力下降.根据气体动力学原理,大气压力随高度变化情况为H≤11000m时一.(一)H>ll000m时P一Pne其中P.为地面标准大气压,P为ll000m高空的大气压,R为气体常数.由上式计算可知,高度在17000m时,大气压力为8749.1Pa,约相当于地面标准大气的8.63,12000m处大气的45.3,远远超出原燃油调节器的高空油量修正范围.4燃油调节器改进措施改型发动机与原发动机结构基本相同,调节规律基本一致,因此在改型时燃油调节器的整体结构不变,只需进行局部改进.为适应改型发动机在整个飞行包线范围工作,改进工作应满足以下要求:(1)改进后稳态与加减速控制规律不变,但要保证满足各工况下系统控制指标;(2)改进高空工作范围,保证供油量满足要求.4.1燃油调节器控制器结构参数改进前面分析了原发动机燃油调节器的工作原理,并建立了稳态和加减速控制的数学模型.原燃油调节器和改型发动机调节器稳态与加减速控制数学模型结构一样,所不同的是改型前后由于内部部件几何参数改变引起模型参数变化.在实际改进工作中,根据原燃油调节器和拟改进的各部件参数来确定上述模型的具体参数, 并在Matlab的Simulink环境下仿真,可获得不同改型方案下的调节器动态性能指标.经过多轮参数选择与仿真优化,最终可确定出部件改进的具体数值.4.2燃油调节器高空适应性改进为满足改型发动机高空工作和整个包线范围航空动力第22卷供油要求,经对原燃油调节器结构研究分析,建议对调节器以下部分进行改进:(1)修改最小流量活门,将定流量改为变流量;(2)改进计量活门的工作行程及窗口型面;(3)改进高空修正机构中的高空校准弹簧;(4)改进高空膜盒.5结束语根据某型涡扇发动机改型的需求,本文对发动机燃油调节器稳态转速控制和加减速控制的结构,工作原理进行分析,在此基础上通过对其组成部件建模,最终获得发动机稳态转速控制和加减速控制的数学模型.另外从发动机设计供油量和改型后要求的供油量以及使用高度两个方面,分析了燃油调节器存在的问题,并提出了相应的改进建议.由于具体的改进设计涉及大量工程图纸和参数计算,且目前这些参数属于保密内容,因此本文仅给出调节器数学模型的结构和具体改进工作中部件参数选择与分析方法,采用该方法和相应的改进建议将为具体的改型工作提供一定的理论支持.参考文献:[1]杨卫军.RT28燃油调节器结构原理及调整试验分析Ec] ∥中国航空学会第九届航空动力自动控制会议论文,西安:1998.[2]吴琪华,贺惠珠.航空发动机调节[M].北京:国防工业出版社,1986.[3]罗扬信,张家桢.航空发动机自动控制手册[M].北京:国防工,出版社,1984.。
壳体平面度0.005的加工和测量方法探讨
壳体平面度 0.005的加工和测量方法探讨摘要：本文对生产现场实际加工问题的分析，通过对加工流程的再造，增加平磨工序，减少了手工研磨的劳动强度，提高了生产效率和零件实物质量，缩短了加工周期；通过对专用夹具的理论分析和实际使用验证，指出其的不足；通过对零件后续组件的装配关系分析，对零件结构提出了改进意见。
关键词：平面度；研磨；测具引言某型燃油调节器见（图1）是与某型发动机配套的燃油调节器，主要功用是供给发动机在各个状态下所需的燃油量，并在自动控制系统失效时，完成应急供油，以保证发动机正常工作。
主要由转速调节器、燃油流量调节器、高空修正器、加速控制机构、应急操纵机构等部件组成。
图1图2在航空发动机燃油控制器产品中，某型燃油调节器壳体外部几何形状复杂、内部油路系统交错，几何特征繁多、尺寸要求精密，是设计、模具制造、加工的难点所在。
零件从毛胚状态到最终成品需要经过80道工序，最快约三个月的加工周期。
某型壳体端面平面度0.005的要求，在加工和测量方面都存在着很大的困难，零件的尺寸230mm×176mm×101mm也属于大型壳体，零件体积大，平面度要求0.005，是很难保证的。
况且我们目前的加工方法就是使用手工研磨来最终保证平面度0.005的要求。
这种大型零件手工研磨一件下来得10～20分钟，我们一般的投产都是两批零件共100件，零件体积的庞大，无疑给手工操作者增加了劳动强度，质量也不能百分百保证。
还要造成反复的返工。
其次平面度0.005的要求也是该型产品的关键特性所在。
测量：就目前我们的现实情况就只能依靠刀口尺配合塞尺测量、用三坐标测量或专用夹具来进行测量。
对于这样的大型壳体使用刀口尺测量平面度0.005测量误差比较大，三坐标测量需100%测量不太现实。
专用测具的测量方法，理论和实际有差别。
以下文章就以某型壳体的平面度0.005的加工和测量方法进行深入探讨。
1加工方法改善前后对比壳体在最终加工工序，340工序要求平面度0.005。
航空发动机燃油与控制系统的研究与展望
图 3 目前和未来的发动机控制系统的联结
未来的发动机不仅有燃油控制、可变几何控制 功能, 还要有防喘控制、推力矢量喷管控制等功能。 同时发动机控 制系统要与发动机状态 监视系统综 合, 还要与飞控系统、火控系统综合。FADEC 系统 可以使发动机 在全包线范围内实现不 同的控制模 式、实施复杂的控制计划, 探索自适应控制、性能寻 优控制等各种先进的控制规律和算法, 同时也将大 大加快发动机综合控制系统的发展[ 6~ 13] 。
目前多数发动机喷管控制系统采用燃油作为工作介质喷管油源泵多选用高压柱塞泵31发动机的喷管油源泵最大出口压力为22mpa最大流量为3600l并且已研制出在泵质量5kg不变情况下流量提高到4800l首翻期由300h提高到1000h的喷管油源喷管控制系统的研究随着飞机和发动机性能的不断提高使得对发动机尾喷管的控制日趋复杂已由控制简单的收敛喷管发展到控制收扩喷管的喉道面积和扩散段面积只控制喷管面积发展到既控制喷管面积又控制喷管的转向俯仰喷管的上下摆动和轴对称喷管的360b的转向控制2003年第29机控制系统的高度综合来实现此时发动机喷管控个自由度的控制
4 喷管控制系统日趋复杂
411 喷管油源泵的研究 发动机尾喷管控制通常选用液压油、滑油或燃
油作为工作介质。由于液压油和滑油的黏度大、润 滑性能好, 因此容易泵压到较高的压力水平, 以驱动 高气动负荷的尾喷管。液压油源通常借用飞机液压 系统的液压油, 这种方案的好处是发动机无需设立 独立的油源系统, 缺点是由于发动机与飞机共用液 压油源, 会对飞机操纵系统的动态特性产生不利影 响和污染飞机的液压系统。英国斯贝发动机尾喷管 采用独立的滑油系统, 能够较好地完成喷管的控制 任务。但是由于增加了油源系统( 油箱、油泵、油滤 等) , 使系统和结构更加复杂。目前多数发动机喷管 控制系统采用燃油作为工作介质, 喷管油源泵多选 用高压柱塞泵, 如 - 31发动机的喷管油源泵 最大出口压力为 22M Pa, 最大流量为 3600L / h, 并且 已研制出在泵质量( 8. 5kg ) 不变情况下, 流量提高到 4800L / h, 首翻期由 300h 提高到 1000h 的喷管油源 泵。 4. 2 喷管控制系统的研究
某型航空发动机燃油流量调节器建模与故障仿真
某型航空发动机燃油流量调节器建模与故障仿真
谢小平;张学军;贺孝涛;于承军
【期刊名称】《航空发动机》
【年(卷),期】2011(037)004
【摘要】以某型发动机燃油流量调节器为研究对象，根据其工作原理和物理结构建立了数学模型。
利用小波对某状态下的试车数据进行滤波，然后进行仿真，从而验证了模型的正确性。
分析了燃油流量调节器的典型故障，并仿真计算了燃油流量调节器在膜盒老化和变计量油孔磨损、堵塞的故障模式下的供油量。
计算表明：对于燃油流量调节器的供油特性，膜盒老化的影响不大，而变计量油孔的磨损、堵塞的影响十分显著。
【总页数】5页(P15-19)
【作者】谢小平;张学军;贺孝涛;于承军
【作者单位】海军航空工程学院飞行器工程系,山东烟台264001;海军装备部驻沈阳地区军事代表局,沈阳110015;海军驻西安地区航空军事代表室,西安710021;91213部队装备部,山东烟台264001
【正文语种】中文
【中图分类】V434.23
【相关文献】
1.某型航空发动机燃油调节器供油异常故障分析 [J], 张乐群;李琼
2.航空发动机试验燃油流量测量滞后故障仿真与排除 [J], 赵涌;郭杰;姜海良
3.某型航空发动机燃油调节器改型设计研究 [J], 葛树宏;樊丁;彭凯
4.一种航空发动机燃油流量基线的建模方法 [J], 闫锋
5.某型航空发动机燃油调节器调整实训台的研制 [J], 吕孟军;陈鹏;谢平;赫志韦因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
论某型发动机燃油调节器主壳体的研制
论某型发动机燃油调节器主壳体的研制作者：邢金燕王德林付志佳来源：《电子世界》2013年第13期【摘要】RT-61产品是由中航工业发动机主持自主研制的一个新型燃油系统，由于它技术水平、产品性能优于现有我厂生产的各类型号产品，因此将成为将来产品更新换代的一个主力型号。
其中我车间承制的RT61-5940-001主壳体由于其外形结构复杂、加工精度高，铸造困难等多项技术难点，成为公司公认的RT-61型号待攻克难点之一。
现壳体已完成了加工，装配已成功合拢，在这种情况下，直接验证了壳体加工的正确性。
【关键词】自主研制；新型燃油系统1.新工艺新方法1.1 由锻改铸由于该壳体外形和内腔形状复杂，铸造困难，易产生砂眼和局部缺陷，影响整个壳体的强度和使用性能。
所以，此次加工，采用锻料铣削方法加工外形和内腔，达到毛坯尺寸要求。
加工后，零件强度提高，不会因最后打压泄露报废。
针对用锻件加工零件外形在后序有详细介绍。
1.2 合理安排稳定处理加工锻件一个很大的问题就是变形问题。
RT61-5940-001主壳体外形很大，内腔很深、壁薄，加工中需要去除很多余量，对于这样一个零件，如何防止加工结束后的变形，增强其稳定性，显得尤为重要。
工艺编制中，针对此项问题，着重安排了三次稳定处理。
由三次稳定处理将加工路线分为三个阶段：第一次：在铣削加工完外形和型腔后，做了一次稳定处理。
这一阶段的加工过程中，材料去除量比较大，稳定处理过程中可以将材料中的应力充分释放。
第二次：在铣削掉定位用的基座、T型刀铣完型腔后，作了一次稳定处理。
这一阶段加工过程，材料受力比较大，需要一次稳定处理来释放内应力。
第三次：在半精加工结束后，精加工开始前作了一次稳定处理，这一次稳定处理是为了消除半精加工后材料中的应力，为精加工打好基础，防止精加工后零件的变形。
通过优化加工流程，合理安排稳定处理，充分释放加工应力，到精加工结束后，不会因材料变形导致设计图要求严格的位置度超差，影响调试性能。
某型航空发动机综合电子调节器测控系统设计
某型航空发动机模拟式综 合电子调节器担负着发动机 的状态控制与监控 、 故障告警等多项任务。其 工作原理 是 ： 以模拟电子信号的形式接 收来 自发 动机 、 气涡轮起 动机 燃
离位测控 ， 而综合 电子调节 器正常工 作时需要 接收来 自发 动机和飞机上各种传感器 的信号 ， 因此 ， 正确模拟这些传感
器 的信号是搭建测控系统的重要工作之一 。
上各信号器传来的信号和各传感器测量 的发 动机工作参数
及燃气涡轮启动机 的参数 ， 经过 各通道 和组 件按 照一定调
综合 电子调节器 接 收的外 部传 感器 信号 形式 多种 多 样， 主要有 ： 低压压气 机进 口导 流叶片角度 、 高压气 机 可
摘
要 ：基于虚拟仪器技术研制了某型航空发动机综 合电子调节器 测试 系统 ， 进行 了传感器 的虚拟 和硬
件部分 的设计 以及软件 的开发与调试 。实验测试证明 ： 控系统能够实现相关 传感器 的模拟 和所有信 号 测 的模拟发送 与采集 ， 测试精度高 ， 性能稳定 ， 在研究综合 电子调节器 内部结构和控制规 律 ， 以及发动机数字
ａ ｔ ｐｅ ｏＩ ａ ｒ ｅ ｌ ｙ ｅ ｏ－ ｎｇ ｎｅ
一 一 一
Ｌ ｏ ｇｄ ｎ ，ＷＡ Ｇ Ｌ ｉａ ， Ａ Ｇ Ｑ ａ —ｎ Ｉ ｎ —ｏ ｇ Ｈ Ｎ ｅ－ ｏ Ｙ Ｎ ｕ ｎｔ ｇ ｔ ｉ
（ ｎｔ ５ ２ Ａ ｒ ｏ ｃ ， ａ ｇ ｈ ｕ０ １ ３ ， ｈ ｎ ） Ｕ ｉ ９ ９ ７， ｉ Ｆ ｒ ｅ Ｃ ｎ ｚ ｏ ６ ７ ６ Ｃ ｉ ａ
控制系统设计 中具有重要 的工程应用价值 。 关键词 ：航 空发动机 ； 传感 器 ； 测控系统 ；电子 发动机调节器 中图分类号 ：Ｔ ２ ２ Ｐ １ 文献标识码 ：Ａ 文章编号 ：１０ －７ ７ ２ １ ） １０ １－３ ０ ０９８ （ ０２ ０ －１４ ０
基于AMESim的某型涡轴发动机燃油调节器建模仿真_傅强
XX 型涡轴发动机为自由涡轮式单转子涡轮轴发动机，其结 构，如图 1 所示。由主要部件和工作系统两大部分组成。发动机燃 油系统在所有工作状态（包括起动、慢车、正常飞行和最大功率）， 供给发动机恰当的燃油流量。此外，燃油系统同电控系统共同工 作给出旋翼转速恒定下发动机功率的自动控制—通过调整燃气 发生器转速实现。燃油系统包括增压泵、燃油滤、燃/滑油散热器、 机械液压调节器、Np（动力涡轮转速）超转活门、燃油管、主燃油
启动 燃油管
燃油喷嘴
启动燃油喷嘴
过程相反。定压活门的进油腔的流量连续方程，如式（1）所示。
Q1 =Q2 +Ad
dxd dt
+
Vd E
dpc dt
+L1 Pc
（1）
式中：Q1 —流入定压活门进油腔的燃油流量（L/h）；Q2 —阀口燃油
流量（L/h）；Ad —阀芯在进油腔侧的面积（cm2）；xd —阀口开
度（cm）；Vd —进油腔的有效面积（cm2）；pc —定压活门出口
压力（MPa）；L1 —泄漏系数；E—体积弹性模量[7]。
定压活门阀心所受力，如图 4 所示。
安全活门 单向活门 进口油滤
p1 Ad
K（d xd+x） p3AL Fwt
燃油箱
图 2 燃油系统图 Fig.2 Fuel System Diagram 机械液压调节器接受过滤后的燃油，它包含有高压燃油泵。 高压燃油泵后燃油除送给燃烧室喷嘴外，还用来操纵机械液压调 节器中的各个伺服机构：（1）控制计量活门位置，保证供给发动机 恰当的燃油流量；（2）控制作动可变几何形状和起动放气部件的伺 服作动筒位置；（3）感受影响燃油流量和可变几何形状位置的各个 参数。机械液压调节器响应来自驾驶舱的两个操纵杆的信号。一 个杆直接连到总距机构，称之为负载轴。驾驶员选择总矩角时同 时地作动负载轴。另一个杆称为功率轴。它用以选择发动机放气、 起动、慢车、飞行和停车等工作方式。机械液压装置还响应来自电 控装置（DECU）的电信号，通过机械液压调节器的电液伺服阀来 自动地调整发动机功率。机械液压调节器还感受发动机工作参 数—压气机进口温度空气温度 T2、压气机出口压力 P3、燃气发生 器转速 ng。Np 超转活门包括切断和泄油活门、油滤、起动燃油切 断和吹除活门、增压和计量活门、旁路活门以及电磁活门等[6]。Np 超转活门有四个功能：（1）发动机起动期间，供给起动燃油到起动 喷嘴；（2） 发动机点火成功之后切断起动燃油并向主燃油喷嘴供 油；（3）当发动机停车时，泄放主燃油总管中的燃油；（4）当电控装 置作动超转电磁活门时，切断供向主燃油喷嘴的燃油。
某型航空涡轴发动机燃油调节器建模与仿真
2
燃油调节器工作原理分析
该型燃油调节器为机械液压 式调节器 , 由一百多 个零部 件组成。 根据 该型燃 油调节 器原理 简图 ( 图 1), 该燃油 调节 器由启动控制 器 , 加速控 制器 , 减 速控制器 , 稳态控 制器 , 温 度补 偿装置以及应急装置 ( 图 1 中忽略 ) 构成。 各部分工作原 理如下 : 1) 启动控制器 : 启动过程中 , 由飞 行员根 据发动 机状态 推动油门杆 ( 角度 ), 带动主 油门 开关以 及启 动凸轮 , 从而 使调节器计量油针开度在启动过 程中由启动 凸轮型面确 定。 启动过程结束 ( > 0 ), 进入其他 工作状 态 , 燃油计 量油针 开度受其他装置控制。
图 2 调节器数学模型结构简图 图 1 某型燃油调节器原理简图
文建立的该型发动 机调节 器模 型静态 性能 与实 际中该 型燃 油调节器在试验台上得 到的静态数据吻合 , 在各个检 验点上 静态误差不超过 1 2% 。 4. 2 调节器模型动态特性研究 对本文建立的 调节器 模型 动态特 性的 考察 是通过 与该
1
引言
航空发动机燃 油调节 器作 为航空 发动 机的 一个主 要控
为航空涡轴发动机 燃油调 节器 的后续 建模 工作 和数字 化调 节器研究积累经验。
制装置 , 在航空发动机 中具 有重 要的作 用 [ 1] [ 2] 。 在目前 航空 发动机燃油调节器数字化需求 下 , 建立燃 油调节器 数学模型 显的尤为重要。 目前国内关于航空发动机 燃油调节 器数学建 模的研究工作进行 得比 较 少 , 马静 [ 3] 对 某型 弹用 发动 机燃 油调节器进行部件级 模型建模及仿真。 而 有关航空 涡轴发动 机燃油调节器的数学 建模工作几乎没有。 本文在分 析某型航 空涡轴发动机燃油调 节器工作原理的基础上 , 建立 该型燃油 调节器的简易数学 模型 , 并 进行 G 的调整对系统的影响
航空发动机燃油系统定压活门参数优化设计
第 50 卷第 2 期2024 年 4 月Vol. 50 No. 2Apr. 2024航空发动机Aeroengine航空发动机燃油系统定压活门参数优化设计王涛1，柴文伟2，罗畅敏2，李文强1，叶志锋1（1.南京航空航天大学能源与动力学院，南京 210016； 2.中国航发贵州红林航空动力控制科技有限公司，贵阳 550009）摘要：定压活门在燃油系统中为多个伺服机构供油，针对其稳定性、稳态精度、鲁棒性等设计要求，以及多个设计参数相互竞争又相互矛盾的选择，提出了一种基于优化算法的参数设计方法。
建立了定压活门数学模型，基于稳态模型进行了参数设计分析。
结果表明：定压活门存在流量稳态工作区，在流量稳态工作区内，阀芯截面积增大，流量敏感度增大，但阀芯截面积过大会增大定压活门的体积。
根据定压活门压力范围计算了稳态参数，以调节时间和超调量为目标，取3组不同定压腔容积，将弹簧腔容积、阻尼孔径、运动阻尼、阀芯质量作为参数，基于非支配排序遗传算法（NSGA-Ⅱ）进行了动态优化。
Pareto解集表明调节时间和超调量相互矛盾。
选取1组解经AMESim仿真验证，优化后的结构参数能够使调节时间缩短20%以上，超调量降低15%以上，定压活门动态性能得到改善。
关键词：定压活门；状态空间模型；多目标优化；非支配排序遗传算法；燃油系统；航空发动机中图分类号：V235.1文献标识码：A doi：10.13477/ki.aeroengine.2024.02.018 Optimization Design of Constant Pressure Valve Parameters of Aeroengine Fuel SystemWANG Tao1， CHAI Wen-wei2， LUO Chang-min2， LI Wen-qiang1， YE Zhi-feng1（1. College of Energy and Power Engineering，Nanjing University of Aeronautics and Astronautics，Nanjing 210016，China；2. AECC Guizhou Honglin Aviation Power Control Technology Co.，Ltd，Guiyang 550009，China）Abstract：The constant pressure valve supplies fuel to several servo mechanisms in the fuel system. Aiming at its design require⁃ments of stability, steady-state accuracy, robustness, and the competing and contradictory selection of multiple design parameters, a parameter design method based on optimization algorithms was proposed. The mathematical model of the constant pressure valve was established, and parameter design analysis was conducted based on the steady-state model. The results show that there is a steady flow operating range in the constant pressure valve, within this range, as the cross-sectional area of the spool increases, the flow rate sensitivity increases, but excessive cross-sectional area of the spool will increase the volume of the constant pressure valve. The steady-state parameters were calculated based on the pressure range of the constant pressure valve. With the adjusting time and overshoot as the goal, three groups of different constant-pressure chamber volumes were taken for conducting dynamic optimization based on the non-dominated sorting genetic algorithm (NSGA-Ⅱ) with the spring chamber volume, the diameter of damping aperture, the motion damping, and the spool mass as parameters. The Pareto solution set indicates that the adjusting time and the overshoot amount are contradictory. A set of solutions was selected and verified by the AMESim simulation. The optimized structural parameters can shorten the adjusting time by more than 20%, reduce the overshoot by more than 15%, and improve the dynamic performance of the constant pressure valve.Key words：constant pressure valve; state space model; multi-objective optimization; non-dominated sorting genetic algorithm;fuel system; aeroengine0 引言定压活门是航空发动机燃油调节器的重要部件，用来为燃油调节器各伺服机构提供稳定压力。
某型航空涡轴发动机燃油调节器建模与仿真
某型航空涡轴发动机燃油调节器建模与仿真
冯海峰;樊丁
【期刊名称】《计算机仿真》
【年(卷),期】2007(24)12
【摘要】根据某型航空涡轴发动机燃油调节器的结构原理图,分析了该型燃油调节器的调节规律以及调节器基本工作原理.进而结合该型燃油调节器在试验台上得到的部分试验数据,在MATLAB软件的SIMULINK平台上采用LookUp-Table模块构建系统非线性环节,以模拟系统的非线性特性,进而建立了该型燃油调节器的简易数学模型.对建立的燃油调节器模型进行的静态校验结果表明,调节器模型满足了该型燃油调节器的各项性能指标的要求.并结合该型涡轴发动机的数学模型进行了动态联合仿真,通过对动态仿真结果的分析,获得了影响该型调节器性能的关键结构参数及将该型调节器数字化时的采样周期范围.
【总页数】4页(P45-48)
【作者】冯海峰;樊丁
【作者单位】西北工业大学动力与能源学院,陕西,西安,710072;西北工业大学动力与能源学院,陕西,西安,710072
【正文语种】中文
【中图分类】V233.7
【相关文献】
1.某型航空发动机燃油流量调节器建模与故障仿真 [J], 谢小平;张学军;贺孝涛;于承军
2.基于AMESim的某型涡轴发动机燃油调节器建模仿真 [J], 傅强
3.某型燃油调节器的建模及仿真研究 [J], 马静;王镛根
4.直升机涡轴发动机燃油调节系统建模与仿真 [J], 丁琳;王道波;李猛;张元
5.某型航空发动机导流叶片调节器建模仿真 [J], 李阔;郭迎清;祁新杰
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某型发动机燃调分流活门设计
高压压气机导流叶片作动筒放气恬门控制液压马达
图3 分流活门的结构 图 1 原分流活门
活门设计要求分流活门标准性能曲线如图2 所
示。
第一作 者简介: 黄 本尧( 19 4一) 高 租师，8 6 年毕业于西 6 级工 19 能工业大学 航空 动力装豆 技制工租专业， 主要从事航空 发动机
堆油拉制系 统研究。
x， 关系 的 为:
P l 二a + 尸 二a 一 2
ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ
生 : x a + 生
活门 量， 位移 节流口 度， 算取最 开 计 小戈 inmm;故A m
二 Xm N。 详 i。
: x a +
将数据代入式( 1) ， 解出W 。
式中:a ， 。 6，为计算出的常数。 活门位移压力理论曲线如图6 所示。
分流活门压力特性的解析法求定
压差， c m， 为 N/ A 节流口 积开有部分矩形窗口， ; 面 A 二 x N， 其中w 为面积梯度，个窗口 平 m扩， 1 沿
周向长度， 为每一凸肩所控制的窗口 N 数目， 为 戈
原活门 组件设计: p: ， 为已知数， U 回油压力按 O 0。 P 二 代人式(3) ， ， (4) 得负载压力与活门位移
解出
尸 = 1
( U+ X， 尸 + ( U一 0 )’ 5 弋)2P (U+弋)2+ ( U一 戈)’
2( P: 一 ) o P
P
(3 )
， =02， : 由0， 即
于 严字亚从 二
图4 矩形窗口
A3 = 平 U 一 ( 戈)N
A = W U+X )N ‘ ( v
分流活门节流口 流量特性:
技术状态管理在航空产品研制生产中的应用
工、试验等在完成任务、系统安全方面起关键作用或采用了新技术、新设计、属于全新研制的项目，应列入分系统内控制的技术状态项；外购成件，如机械密封、电液伺服阀等属于单独采购，但其对燃油调节器具有重要，也应列入技术状态项。
3.3建立技术状态项基线技术状态基线作为技术状态控制的起点，是在产品寿命周期内的某一特定时刻，被正式确认并作为今后研制、生产、使用保障的活动基准。
一般分为功能基线、分配基线和产品基线，不同基线的信息见表1。
3.4规定技术状态项和文件标识燃油调节器选定的技术状态项标识按照有关航空标准要求执行，而技术状态文件按照有关程序文件的规定执行，例如，图样和技术文件编号、设计更改标识、工艺更改标识、零件批次标识、产品标识等。
总之，产品研制、生产过程中，每一个技术状态项都必须具有唯一标识。
3.5技术状态控制技术状态控制是针对所建立的基线而进行的一系列活动，包括更改控制、偏离许可和让步控制。
3.5.1技术状态更改控制就内容而言，技术状态更改分为设计更改和工艺更改；就更改影响程度而言，更改可以分为I类、II类、III更改。
三类技术状态更改的对比见表在燃油调节器型号研制、生产过程中，应分别遵从制定设计更改、工艺更改和表1 基线信息分类据。
所有的设计、工艺、试验偏离及器材代用都必须由相应的程序文件控制。
生产过程中产生的超差品，应按照不合格品控制程序的规定处理，如果属于重要的超差，做出原样使用或返修处理需技术状态纪实技术状态纪实可分为记录、报告和分析三部分。
技术状态纪实应该记录技术状态项、技术状态基线文件、工程更改、偏离许可和让步（超差）以及相应文件号、版本、标题、日期、发放、实施等有关技术状态标识和技术状态控制过程的事项和数据，为实施技术状态管理提供可追溯性。
例如，研制生产过程中的设计更改情况、器材代用情况，工艺更改及超越情况、不合格品审理情况、批次管理情况等。
报告主要指相关的设计报告、质量报告和技术状态审核报告等。
某发动机燃油调节器高空供油特性调整研究
某发动机燃油调节器高空供油特性调整研究顾雪波【摘要】某型教练机装用的涡扇发动机在外场使用时出现了高空转速低于规定值的问题,根据发动机工作原理可知,该问题是燃油调节器供油量与发动机需油量不匹配所造成的.本文从燃油调节器工作原理出发,通过理论计算、仿真分析及试验验证的方法,研究燃油调节器的流量调整钉对高空燃油特性的影响.【期刊名称】《教练机》【年(卷),期】2014(000)002【总页数】5页(P10-14)【关键词】燃油调节器;供油特性;匹配调整【作者】顾雪波【作者单位】驻一一三厂军事代表室,陕西西安710077【正文语种】中文0 引言根据飞机的飞行技术要求和发动机的结构，在不同的飞行条件和飞行高度下，某型涡扇发动机选用了发动机高压转子转速作为控制参数，它是通过燃油自动调节系统的燃油流量调节器和转速调节器来保证的。
燃油流量调节器保证发动机油门杆置与燃油供油量相互对应，根据工作状态保证必要的燃油流量，并根据发动机进气的总压修正流量；转速调节器保证发动机油门杆置与高压转子转速相互对应，在飞行条件变化时，发动机的每一个工作状态都不允许高压转子的转速超过规定值。
该发动机在外场出现高空转速低于规定值的问题，为了分析该问题产生的机理，摸清燃油调节器的流量调整钉对高空供油特性的影响，本文对该型燃油调节器的三个主要流量调整钉的调节过程与高空供油特性进行了研究，根据研究结果提出调整方法，为外场使用中的调整提供理论和技术依据，延长燃油调节器在翼时间，提高发动机战备完好率。
三个主要流量调整钉为：高空供油特性调整钉（以下简称24号调整钉）、节流特性流量调整钉（以下简称28号调整钉）和49号最大燃油流量调整钉（以下简称49号调整钉）。
1 调整钉工作原理该燃油调节器在结构设计上通过3条油路（如图1所示）共同向发动机燃油总管供油，分别是流经主计量油针、最小流量活门和自动起动油针的燃油，其中，流经最小流量活门和自动起动油针的燃油流量，在发动机进入慢车后，保持恒定值，不随外界条件变化；流经主计量油针的燃油流量受油门杆角度和油针前后压差控制，而油针前后压差受高空修正器控制。
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ｓ ｌｔ ｎ ｒ ｓ ｌ ｅｉｆ ｒｏ ．ｉ ｒ ｅ ｏｓ ｌ ｅｔ ｅ ａ ｏ ｅｐ ｏ ｌｍｓ ｎ ｔ ｅｂ ｓｓｏ ｎ ｌ ｓｎ ｅｃ ｍｐ ｓｎ ， ｕ ｃｉ — ｉ ａｉ ｅ ｕ ｔ ａ ｅ ｉｒ ｎ ｏｄ ｒｔ ｏｖ ｈ ｂ ｖ ｒｂ ｅ ，ｏ ａ ｉ ｆａ ａｙ ｉ ｇｔ ｏ ｏ ｉ ｇ ｆ ｎ ｔ ｍｕ ｏ ｓｒ ｎ ｈ ｈ ｏ
ｎｉｇ ａ ｄ ｐ ｒ ｔｎ ｉ ｃ ｐ ｅ ｏ ｈ ａ ｒ — ｅ ｇ ｎ ｕ ｌｅ ｎ ｒ Ｈ ｒ ｉ ｔ ｉ， ａ ｙ ｕｉｉｉ ｏ ｃ ｎ ｉｕｏ ｑ ｔｏ ｎ ｎ ｏ ｅ ａ ｉｇ ｐｒｎ ｉ ｌ ｆｔ ｅ ｅ ｏ ｎ ｉ ｅ ｆ ｅ ｏ ｔｏ ｅ ｎ ｄｅａｌ ｎｄ ｂ ｔｌｚｎｇ ｆ ｗ ｏ ｔｎ ｕｓ ｅ ｕａｉｎ ｌ
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第２卷 第８ ９ 期
文章编号 ：０６— ３ ８ ２ １ ） ８— ０ １ ４ １０ ９ ４ （０ ２ ０ ０ ８ —０
计算机仿源自真 ２１年８ ０２ 月
某 型 航 空发 动 机 燃 油 调 节 器 改 型 设计 研 究
葛树 宏 ， 樊 丁， 彭 凯
（ 西北工业大学动力与能源学 院 ， 陕西 西安 ７ ０７ ） １０ ２
ａ ｄ ｆ ｒｅ ｅ ｕ ｌ ｒｕ ｅ ｕ ｔ ｎ ｏ ｉ ｉｇ ｗｉ ａ ｔ ｅ Ｓ ｍｐ ｏ ｎｅ ｒ ｔ ｎ ｍｅ ｈ ｄ，ａ ｄ ｕ ｉ ｇ ＡＭＥｓｍ ｓｍｕ ａｉｎ ｎ ｏ ｃ ｑ ｉ ｂ ｉ ｍ ｑ ａｉ ，ｃ ｍｂ ｎ ｎ ｔ Ａｄ ｐ ｉ ｉ ｓ ｎ ｉ ｔｇ ａ ｉ ｔ ｏ ｎ ｓｎ ｉ ｏ ｈ ｖ ｏ ｉ ｉ ｌｔ ｏ
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ｔ ｔｎｔｅｐｏｅｓｓ ｆ ｄａｃｄｒ ｅｒ ｎ ｏ ｅ ｒｓａｃ ｒｊｃ．Ａ ｅｐａｅｆｇｔｅｅ ｉｃｅｓｓ ｔｅｆｅ ａ ｒｃｓｅ ｖｎｅ ｓａ ｈａｄｍ ｄｌ ｅｅｒｈｐｏ ｔ ｓｔ ｌｎ ｉ ｖｌ ｎｒａｅ ，ｈ ｕｌ ｎｉ ｈ ｏａ ｅ ｃ ｅ ｈ ｌ ｈｌ ｃｎｒ ｌ ｅｄ ｅｍ ｄｆ ｄ ｏ ｅｅ， ｈ ｅ ｏｔ ｌ ｒ ｅ ｓ ｏｂ ｏ ｉｅ ．Ｈ ｗ ｖｒ ｔｅａｒ ｏｅ ｎ ｔ ｉ ｏ—ｅ￣ ｅ ｕｌｅｕａｎ ｍ ｌ ｉ ｏｔ ｘｒｓｅ ｓｒｎｆ ｎ ． ｅ ｒｇｔ ｉｇｓ ｕ ｔ ｎｉ ｍ ｓｙｅｐｅｓｄａ ａｓ ｒ ｎｆ ｔ ｉ ａｏ ｓ ｌ ｔ ｅ
摘要 ： 航空推进系统仿真技 术在发 动机预研和型号研制 中具有重要的作用 。某型 现役飞机飞行高度增 加 ， 需对其燃油调 节
器进行改型设计 ， 而关于航 空发动机燃油调节仿真的问题 ， 大多数是以传递函数及插值 表等形式来描述 的 ， 计算量大 ， 物理 意义不直观 ， 仿真效果不 明显 。针对 以上不足 ， 在对某型发动机燃油调节器的组成 、 功能 、 工作原理进行 了详细分析 的基 础 上， 以流量连续方程及力平衡方程为基础 ， 结合 Ａ ａｔ ｅＳｍ ｓｎ积分方法 ， 于 ＡＭＥｉ ｄｐｉ ｉｐｏ ｖ 基 ｓ ｍ仿真软件 ， 采用图形化时域仿真建 模方式建立了相关部件 的数学模型 ， 对其高空工作特性进行了仿真分析。结果表 明， 保证 了发动机的正常工作 ， 为燃油调 节 器的设计与改进 提供 了依据 。 关键词 ： 燃油调节器 ； 改型； 建模 ； 仿真 中图分类号 ： ２３；Ｐ ９ ． Ｖ ３ Ｔ ３ １９ 文献标 识码 ： Ｂ
Ｓ ｕｄ ｎ ｍ ｏ ｌＤｅ ｉｎ ｆＡｅ ｏ —ｅ ｉ ｔ ｙ ｏ Ｒｅ ｄｅ ｓｇ ｏ ｒ — ｎｇｎｅ Ｆｕｅ ｎｔ ｏｌｒ ｌＣｏ ｒ ｌｅ
ＧＥ Ｓ ｕ —ｈ ｎ ＦＡＮ ｎ ＰＥＮＧ ｉ ｈ ｏ ｇ， Ｄｉ ｇ， Ｋａ
（ ｃｏｌ ｆ ｏ ｅ ｎ ｎｒｙ Ｎ ｒ ｗ ｓ ｒ ｏ ｔｃｎｃｌ ｎｖｒｔ， ｉｎＳ ａｘ ７０ ７ Ｃ ｉ ） Ｓｈ ｏ ｏ ｗ ｒ ｄＥ ｅｇ ， ｏｔ ｅｔ ｎＰ ｌ ｅｈ ｉａ Ｕ ｉｅｓｙ Ｘ’ ｈｎ ｉ １０２， ｈｎ Ｐ ａ ｈ ｅ ｙ ｉ ａ ａ