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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）。
某型航空发动机的最大和加力状态调节计划分析摘要:战争从平面走向立体,争夺制空权成了战争最重要的一环。
争夺制空权离不开高性能的战斗机,而战斗机最重要的组成部分——发动机,决定着飞机的安全和性能。
飞机性能的不断提高,对动力装置的要求越来越高,为了满足燃油控制系统的功能要求,有必要对发动机的调节计划进行分析。
本文分析了某型发动机最大和加力状态的控制计划。
通过分析调节计划,对于提高发动机性能、增强发动机可维护性,都具有非常重要的意义。
关键词:推进系统稳态控制规律最大加力稳态性能目前,世界军用发动机大多是采用双涵道、双轴,涡轮后内、外涵道气流混合、共用加力燃烧室和可调全状态超音速尾喷管的高性能涡轮风扇发动机。
本文介绍了其中某型发动机的调节计划,其调节计划采用全程多元复合控制的调节计划,多个调节中介同时或交替进行调节,某些特性实行换算参数调节,使发动机多个参数呈现复合而非单一的变化特性,从而充分发挥发动机的性能,并获得较好的使用经济性、工作稳定性,全面满足飞机较大飞行范围和较好机动性的战术要求。
1 某型发动机最大和加力状态控制计划发动机控制计划是根据飞机的飞行任务和发动机的工作特点制定的,它的目的是保证安全可靠的前提下,保障飞行任务的圆满完成。
一旦给出了发动机的控制规律,就保证在每一个稳定的工作状态下,发动机的全部参数与外界条件之间是单值关系。
稳态控制是指当外界飞行条件改变时,发动机参数应相应变化保持给定的发动机稳态工作点的控制。
它可以是保持某一参数恒定的自动稳定控制,也可以是使被调参数按某一规律变化的复合控制。
某型发动机是几何通道可调的发动机,所以需要两个以上的参数。
一个通过控制供给发动机的燃油进行控制,另一个则需要调节几何通道的方法来实现。
给定控制规律归根结底是为了得到最有利的发动机特性变化和保证发动机工作可靠。
发动机调节参数的选择原则是:该参数能反映发动机工作过程特征;该参数能表征发动机工作状态的性能和稳定性;该参数表征发动机的强度结构;在飞行条件变化时,该参数易于被精确测量。
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%）。
航空发动机燃油喷射系统设计误差调控技术航空发动机是飞机的关键部件之一，其性能和可靠性对飞机的安全和运行效率有着重要影响。
燃油喷射系统作为航空发动机的核心组成部分之一，对燃油的喷射和供给起着至关重要的作用。
然而，在燃油喷射系统的设计和制造过程中，总会存在一定程度的误差，这可能对发动机的工作稳定性和燃油效率产生负面影响。
因此，航空发动机燃油喷射系统设计误差调控技术就显得尤为关键。
首先，为了达到更高的燃油喷射精度和稳定性，在设计航空发动机燃油喷射系统时，使用先进的数值模拟和优化设计方法是非常必要的。
通过利用计算流体力学（CFD）模拟的方法，可以精确地分析燃油在喷嘴和燃烧室内的流动特性，进而优化喷嘴结构和喷油参数，以确保燃油能够均匀喷入燃烧室，避免出现过浓或过稀的燃油状况，从而提高燃烧效率。
其次，为了减小燃油喷射系统的误差，采用先进的调控技术是非常关键的。
在航空发动机燃油喷射系统中，电控燃油喷嘴广泛应用，能够实现对燃油的精准控制。
通过使用精密的传感器和反馈控制算法，可以实时监测燃油喷射的状态和效果，从而对喷嘴的控制信号进行调整。
这种控制技术能够减小系统的误差，并能够在不同工况下实现燃油喷射量的动态调整，提高燃油效率和燃烧的稳定性。
此外，为了降低航空发动机燃油喷射系统误差对发动机性能的影响，可以采取一些误差补偿措施。
一种常见的方法是采用自适应控制算法，能够实时根据系统的误差状态和工作条件对控制参数进行调整，以达到系统的最佳控制效果。
另外，也可以通过添加一些辅助设备，如燃油预处理装置和沉积控制装置，来对燃油的性质和喷射状态进行调节和监控，从而减小燃油喷射系统的误差。
此外，为了保证航空发动机燃油喷射系统的稳定性和可控性，还需要进行系统的故障诊断和容错设计。
通过使用传感器和监控装置，能够实时监测燃油喷射系统的工作状态，及时发现和诊断系统的故障，并通过备用设备或自动切换机制来保证发动机的正常运行。
同时，合理的容错设计能够保持系统的可靠性并减小系统故障对发动机性能的影响。
某型航空发动机起动系统的分析与研究摘要:本文以相关技术资料为依据,通过实际工作的探索与机会,结合故障排除经验,以某型发动机为主要对象,较全面系统地阐述了该型发动机起动系统的工作原理,并对影响启动的外界因素加以说明和分析。
希望能够帮助大家进一步熟悉和了解发动机起动系统概况。
关键词:涡轮启动机自动起动装置主燃烧室空中起动发动机由静止状态过渡到慢车状态的过程称为发动机的起动过程。
起动系统由燃气涡轮起动机、扭矩传动装置、主燃烧室点火系统、补氧系统、发动机起动燃油调节系统组成。
发动机能否进入到稳定的工作状态,起动系统的工作正常与否是关键,特别是空中起动系统的工作将直接影响飞行安全。
1 某型发动机起动系统主要技术数据及基本工作原理概述(1)起动系统主要技术数据。
①某型发动机起动时间不大于75 s(从按下起动按钮到发动机进入n2换算=67%状态止),在外界大气温度大于20 ℃时,起动时间不大于90 s。
②起动最高温度800 ℃。
③涡轮启动机温度工作范围-60 ℃～+60 ℃;高度范围在海拔2500 s以下。
④起动电源,专用交流115 V电源或机上电瓶。
(2)某型发动机起动工作基本原理。
某型发动机起动过程,根据涡轮启动机(俗称小发)和发动机涡轮功率的变化情况,可分为三个基本阶段。
①第一阶段:从涡轮起动机开始带动发动机转子转动到涡始投入工作为止。
此阶段发动机转速由零上升到n1。
起动开始时,涡轮起动机带动发动机转子转动,同时起动点火装置产生火源,当转速增加到n1时燃烧室内油气混合被点燃,形成稳定的火焰。
这时涡轮开始发出功率,起动的第一阶段结束。
第一阶段的剩余功率为:△N1=N起-N压-N损N起为涡轮起动机功率；N压为压气机功率；N损为机械损失功率。
②第二阶段:从涡轮投入工作时起,到涡轮起动机停止工作为止。
这一阶段由涡轮起动机和发动机涡轮共同带动发动机转子转动。
所以第二阶段的剩余功率△N2表达为:△N2=N起+N涡-N压-N损N我为涡轮功率。
航空发动机燃气温度调节器设计作者：陆刚吴志国来源：《电子技术与软件工程》2015年第23期摘要介绍了某航空发动机燃气温度调节器的设计方法，成功对模拟温度调节器进行了数字化。
以单片机为核心进行了硬件电路设计，并对控制软件进行了设计。
数字化调节器相比原模拟温度调节器可靠性高，外场使用维护方便等特点。
【关键词】航空发动机温度调节器控制律1 引言某型航空发动机原先配装的为模拟式燃气温度调节器，在实际使用中故障率高，已不满足发动机的使用要求。
考虑到发动机燃气温度控制系统的工作性能直接影响发动机的寿命，关系到飞机的安全，对该型模拟式温度调节器进行了数字化改进设计，数字化使产品的可靠性得到了提高，提高了控制精度，对提高整个飞机的安全性具有重要意义。
2 控制律确定对模拟式温度调节器进行数字化改进设计，需要实现与模拟式温度调节器同样的控制律，最终能够实现原模拟式温度调节器的原位替换。
该型发动机燃气温度控制系统由热电偶、温度调节器和燃油调节器组成（见图1）。
调节器根据发动机涡轮后燃气温度和发动机工作状态，控制执行电机并由燃油调节器调整发动机的燃油供给量，实现调节和限制涡轮后燃气温度的功能。
温度调节器通过对燃油调节器中的执行电机进行控制实现燃油流量的调节，当涡轮后燃气温度值和给定限制温度相等，输出给电机的控制信号的占空比为50%，执行电机输出轴不转动；当涡轮后燃气温度值大于给定限制温度时，输出给执行电机的控制信号的占空比大于50%，执行电机输出轴逆转，带动放油针放油；当涡轮后燃气温度值小于给定限制温度时，输出给电机的控制信号的占空比小于50%，执行电机输出轴顺转，关闭放油针。
根据温度调节器的输入输出进行分析，温度调节器根据发动机涡轮后燃气温度值和给定限制温度的关系输出频率和占空比可变的控制信号，控制律主要是确定控制信号的占空比及频率与涡轮后燃气温度值的关系。
当发动机油门杆处于不同位置，发动机工作于“起飞”、“额定”和“最大”中的一种工作状态，在不同的工作状态下除给定限制温度不一样，其控制律是一样的，因此只要得到某种工作状态下的控制律即可。
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.。
某型航空发动机燃调性能测试台在线测量改造方案设计作者：卓伟伟冶西原来源：《航空维修与工程》2020年第10期摘要：针对现阶段传统测试台无数字化接口问题，提出一种基于计算机视觉的航空发动机燃调性能试验台在线测量改造方案研究办法。
该方法基于人工智能和传统机器视觉算法，通过字符识别算法实现对试验过程数据的采集；自动解析工作卡信息，完成试验数据结构化录入，实现数据自动判别、计算、统计分析等功能；实现无纸化操作，试验数据长期保存可追溯；实现质量数据可及时反馈，从而促进工艺优化与创新设计，最终完成检测与质量控制过程的科学系统性策划。
关键词：燃油调节器；性能测试台；视觉识别；改造Keywords：fuel regulator；performance test bench；visual identity；reconstruction0 引言航空发动机燃油调节器（简称燃调）是发动机的重要部件之一，用于向发动机主燃烧室和加力燃烧室供给燃油。
一直以来，燃调维修过程中，其性能试验台是修后验证的重要关口。
当前使用的燃调性能试验台建设早，系统构造复杂，应用大量的管路和数显、机械仪表，试验数据需通过操作人员实时手动记录、统计并提交，易出现人为差错。
如果对其进行整体数字化改造，存在周期不可控、成本费用高、改造引发试验台性能下降等风险。
针对工业现场检测工作数字化、智能化等特点，以提升产品质量为核心，以信息技术、人工智能技术及大数据分析技术为基础，在不改变原试验台基本结构的情况下，通过加装的改造方式，提供一套基于人工智能和传统机器视觉算法的智能化数据采集系统。
1 概述本方案通过加设网络摄像头获取测试台图像信息，通过网络传输将图像传输至图形处理服务器进行图像识别。
系统软件通过文档解析技术将工作卡结构化，试验数据结构可自动填入结构化的电子工卡中。
本系统可对试验结果自动判别、统计，并按要求生成表单；试验过程数据可全程监控，以规范操作者行为习惯；累积数据可通过大数据分析算法，分析和反馈质量结果。
