第十章 航空发动机过渡状态控制系统..

航空发动机控制状态维持系统研究在现代航空的发展中，航空发动机控制技术变得越来越重要。

这种技术不仅可以使航空发动机性能提高，而且可以保证安全、可靠运行。

与此同时，由于航空发动机运转状态的影响，加上一些外部干扰因素的影响，调节航空发动机的状态的维持系统也变得至关重要。

这篇文章中，将探讨航空发动机控制状态维持系统的研究情况。

1. 概述航空发动机控制状态维持系统是由多种技术和知识构成的。

例如，航空发动机控制技术、数字信号处理技术、电路设计技术、数据库管理技术、机械制造技术、测试技术等。

在实际应用中，航空发动机控制状态维持系统的效果将与多种因素相关，如传感器的质量、控制算法的设计、控制电路的稳定性等。

2. 传感器设计在航空发动机控制状态维持系统中，传感器的设计起着至关重要的作用。

传感器必须满足航空发动机运作环境的严厉条件，避免受到外部干扰。

这需要传感器能够抵御多种不利的环境因素，如高温、高压、高速等。

此外，传感器还必须能够快速、准确地采集数据，这对传感器的灵敏度和精度提出了更高的要求。

3. 控制算法设计航空发动机控制状态维持系统的控制算法的设计要求具有高精度和高稳定性。

这种算法需要根据航空发动机运行的实际情况，构建合适的数学模型，并根据模型来选择合适的控制策略。

同时，控制算法应该能够应对不同的工况条件，如高海拔、高温等。

4. 控制电路设计在控制算法的基础上，需要对航空发动机控制状态维持系统的控制电路进行设计。

设计提出的要求与传感器类似，控制电路需要具有稳定性和可靠性。

控制电路的性能直接影响了控制算法的实际应用效果。

为了保证航空发动机控制状态维持系统的正常运行，控制电路需要具有超高的抗干扰性能，能够快速地收集数据，实时地控制航空发动机的状态。

5. 现有研究目前，已经有很多团队开始研究航空发动机控制状态维持系统。

其中，一些企业正在根据航空发动机的性能要求，开发出专业的航空发动机控制状态维持系统。

一方面，他们研发有效的传感器，能够满足航空发动机运作环境的要求，实时监控航空发动机状态；另一方面，这些企业研究并优化控制算法和控制电路，以确保系统具有较高的性能和可靠性。

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设计与实现随着航空事业的不断发展，现代航空机械的要求也越来越精密。

而其中最关键的一部分便是航空发动机，其中的控制系统也是至关重要的组成部分。

如何设计和实现一套高效的航空发动机控制系统成为了现代航空科技的一个重要研究领域，本文将对相关内容进行深入阐述。

一、航空发动机控制系统的基本原理航空发动机是直接影响着航空器飞行性能和安全的核心组成部分，其控制系统则是保证整个航空器运行稳定和安全的基本保障。

航空发动机控制系统主要由自矫正控制系统和人工干预控制系统组成。

自矫正在起保持发动机稳定性和实现闭环控制作用的基础上，人工干预控制系统则可以根据实际运行情况采取一些主动措施来保证飞行安全性。

二、航空发动机控制系统的设计航空发动机控制系统的设计过程主要包括以下几个步骤：1. 确定系统控制对象首先要明确控制系统的对象是哪些，在发动机控制系统中，涉及到的对象包括燃料系统、冷却系统、涡轮系统等组成部分。

2. 建立模型建立准确的数学模型并进行模拟是航空发动机控制系统设计的基础，其中涉及到的数学知识包括微积分、控制论、概率论等多个学科。

3. 设计控制器在了解系统模型的基础上，可以根据实际需求和控制目标设计不同类型的控制器，常见的控制器包括PID控制器、模糊控制器、自适应控制器等。

4. 仿真测试通过基于数学模型的仿真测试，可以模拟实际控制系统的运行状况，评估系统的控制效果和性能是否达到预期目标。

三、航空发动机控制系统实现技术现代航空发动机控制系统的实现离不开高科技的支持，主要包括以下几个方面。

1. 传感器技术传感器是控制系统的基础，其可以对发动机运行状态进行实时监控，并标定出实际的控制参数。

2. 总线技术总线技术可以有效的降低系统的复杂性和维护成本，多发动机控制系统及其他传感器等设备之间的实时数据传输也离不开总线技术的支持。

3. 控制器技术随着硬件技术的不断提升和软件技术的不断发展，现代航空发动机控制系统所采用的控制器技术也越来越高效和精密。

航空发动机控制系统的设计与优化随着科技的不断发展，航空领域也在不断地进步。

在飞机上，航空发动机起到了至关重要的作用，但仅有一款好的发动机还不足以保证飞机的安全性和高效性。

为了确保飞机的稳定性和性能，航空发动机控制系统的设计和优化非常重要。

一、航空发动机控制系统的基础概念航空发动机控制系统是由多个子系统组成的，其中包括可变推力调节系统、燃油控制系统、空气管理系统和电子控制系统等。

这些子系统相互协调工作，确保发动机的运转和性能符合既定要求。

1. 可变推力调节系统——可变推力调节系统是通过调节发动机的推力来适应不同的飞行状态和条件，这可以实现飞机在起飞、爬升、巡航和着陆等不同阶段的最佳工作状态。

当发动机处于强大推力状态时，油门位置大，燃油消耗量增加，但是可以提高飞机的速度和爬升性能。

相对而言，低推力状态下发动机的燃油消耗量较低。

2. 燃油控制系统——燃油控制系统集成了油箱、燃油喷嘴、油泵、和燃油调节器等部件，控制燃油流量、压力、温度和燃油进气量等参数，以满足飞行时不同的需要。

3. 空气管理系统——空气管理系统是控制发动机进气、压缩、燃烧和排放过程的重要组成部分。

空气管理系统中通常会包括差压计、温度计、气压计、涡轮增压器和中冷系统等部件，以确保发动机进气量符合要求。

4. 电子控制系统——电子控制系统是所有子系统的控制中枢，通过传感器、执行器和计算机系统等将各个子系统协调起来。

电子控制系统可以根据环境和操作条件调整和优化发动机的性能。

二、现代航空发动机控制系统的设计与优化要开发现代化的航空发动机控制系统，需要充分考虑发动机运转受到各种因素的影响，包括温度、压力、湿度、寿命和材料的特性等。

同时，设计人员还需要考虑飞机的安全性、可靠性和性能，以及燃油和维护成本等方面的因素。

在航空发动机控制系统设计中，一般会采用先进的计算机化建模和仿真技术，以便尽早评估和优化设计。

这种方法可以大大缩短飞机开发周期，降低开发成本，并且有助于设计师在更早的阶段发现可能的缺陷和优化设计方案。

发动机在旋翼自转进入与退出过渡飞行状态的控制（中国直升机设计研究所）摘要：为适应直升机自转下滑飞行训练的需要，研究发动机在旋翼自转进入与退出过渡状态下的控制方法具有现实意义。

自转进入与退出控制的目的是实现自转进入与退出过程平滑过渡，即尽可能保持自转状态下Np转速稳定，减少自转退出过程中Np超调和旋翼转速下垂。

本文研究了直升机发动机在旋翼自转进入与退出过程中的控制方法，并对某型发动机的试飞结果进行了分析。

引言由于直升机自转着陆过程中直升机气动力等因素的复杂性，能否顺利实现自转着陆取决于飞行员对直升机操纵性能的熟悉和掌握程度，进行适当的自转下滑飞行训练有助于飞行员掌握直升机操纵特性，提高自转着陆的成功率。

为了提高安全性，这种自转下滑飞行训练并不关闭发动机，而是采用快速减小总距的方法使得旋翼转速迅速超过发动机动力涡轮转速，从而进入旋翼自转状态，而发动机动力涡轮处于空载自转；在自转下滑飞行训练结束后，通过快速增加总距使旋翼转速下降，动力涡轮转速上升，二者重新啮合，旋翼退出自转状态。

为适应这种自转下滑飞行训练的需要，研究发动机在旋翼自转进入与退出过渡状态下的控制方法就具有现实意义。

某型直升机安装有两台国外发动机，在研制初期电调软件中针对旋翼自转进入与退出的过渡飞行状态设置了专门的控制模块，并根据试飞结果进行了优化，经过试飞验证表明该模块对旋翼自转进入与退出的过渡飞行状态下，发动机动力涡轮转速有较好的控制效果。

本文对该型发动机的控制方法和飞行试验结果进行了分析。

一、旋翼自转进入与退出状态的特点分析①旋翼自转进入状态自转进入是指旋翼传动由受发动机动力驱动的有动力飞行过渡到不受发动机驱动的无动力自转飞行的过程。

该过程的特征是：a）直升机通过快速降总距操作进入下滑飞行；b）直升机高度下降的势能转换为旋翼自转的动能维持直升机的飞行；c）发动机/传动之间的离合器已脱开，发动机动力涡轮为空载自转（无动力输出）；d）旋翼/传动系统与发动机动力涡轮不同步运转，旋翼转速高于动力涡轮转速。

航空发动机试验过渡态测试系统设计及应用张塘卫【摘要】航空发动机试验中过渡态的各项参数，直接反映发动机性能的好坏及其控制系统的优劣，而且过渡态也易发生故障，因此航空发动机试验过渡态测试是一项十分重要的测试内容。

发动机过渡态测试是监测、记录测量参数的实时变化，防止突变损坏发动机，为发动机设计研究和各参数的改进匹配提供真实可靠的依据，保证发动机过渡态的安全运行。

%All kinds of parameters in transition state of the aero engine trial reflect the engine capability and the control system directly.And the failures are occurred in the transition state very easy. So transition state testing is a very important item in the aero enginetrial.Transition state testing of the aero engine includes monitoring and noting the change of the testing parameter in real time.So that can prevent engine failure because of break. And this can provide basis for the designing and researching of the engine and ameliorating parameters veritably and reliably. So the aero engine can be assure to work safely in transition state.【期刊名称】《电子测试》【年(卷),期】2016(000)015【总页数】3页(P21-22,65)【关键词】航空发动机;过渡态;测试系统【作者】张塘卫【作者单位】中国航空动力机械研究所，湖南株洲，412002【正文语种】中文航空发动机的过渡态是指当发动机从一个稳定状态迅速过渡到另一个稳定状态的过程，主要包括启动过程、加速过程、减速过程、接通加力、断开加力、矢量偏转等过程。

航空小知识——航空发动机控制系统和主要附件的介绍航空发动机控制系统民航发动机的控制技术在近年来有着惊人的发展。

为了适应高性能和高精度的要求，民航发动机控制技术经过了从传统的液压机械式控制向数字电子控制的转变阶段，并且经历了从单个部件到整体、从模拟式到数字式、从有限功能到全权控制的发展过程。

液压机械式及气动机械式燃油控制器液压机械式及气动机械式燃油控制器是从早期飞机上单一的功能发展起来的。

从简单的开环控制到后来的多回路开、闭环复合控制。

液压机械式及气动机械式燃油控制器由液压机械式调节器、启动机械式调节器和燃油控制器等组成。

除控制燃油流量外还可以控制发动机的可变几何形状如可调静子叶片、放气活门等。

液压机械式调节器，其计算是由凸轮、杠杆、滚轮、弹簧、活门等机械元件组合实现的，液压油作为伺服介质。

气动机械式调节器的计算则是由膜盒和连杆等气动元件组合进行的，空气作为伺服介质。

燃油控制器是发动机燃油系统的主要部件。

燃油控制器分为计量部分和计算部分，或者说是供油部分和控制部分。

计量部分按照飞行员的要求的推力（功率），在发动机工作限制内，根据计算部分提供的数据向发动机提供燃油。

计算部分通过感受各个部分的参数，控制计量部分输出的燃油。

监控型电子控制器监控型发动机电子控制器是在原有的液压机械式控制器HMU（或者称为FCU）基础上，再增加一个发动机电子控制器EEC（或者称为ECU），两者共同工作实施对发动机的控制。

在这类型发动机控制中，液压机械式控制控制器为主控制器，发动机电子控制器具有监督能力。

前者负责发动机的完全控制，包括启动、加速、减速控制和转速控制；后者负责对推力进行精确的控制，以及对发动机的主要工作参数进行安全限制、状态监控和故障诊断。

全功能数字电子控制全功能（或者称为全权限）数字电子控制FADEC是当今发动机研究的主要方向。

它使发动机的控制技术、控制精度和控制范围达到了新的高度在FADEC控制中，发动机电子控制器EEC（或ECU）是它的核心，FADEC系统是管理发动机控制的所有控制装置的总称。

基于动态优化数据的航空发动机过渡态控制方法航空发动机过渡态控制是飞机起飞和降落过程中的重要环节，直接关系到飞机的安全性和经济性。

传统的过渡态控制方法主要基于静态优化数据，无法适应实际飞行中的动态变化。

因此，基于动态优化数据的航空发动机过渡态控制方法应运而生。

动态优化数据是指在实际飞行中采集的发动机性能数据，包括发动机转速、推力、油耗等参数。

这些数据可以反映出发动机在不同工况下的性能特点，为过渡态控制提供了重要的参考依据。

基于动态优化数据的航空发动机过渡态控制方法主要包括以下几个方面：1. 建立动态模型。

通过对动态优化数据的分析，建立发动机的动态模型，包括发动机的转速、推力、油耗等参数。

该模型可以反映出发动机在不同工况下的动态特性，为后续的过渡态控制提供基础。

2. 设计控制策略。

根据动态模型，设计合理的控制策略，包括控制参数的选择、控制规律的制定等。

控制策略应该能够适应不同的工况，保证发动机在过渡态下的稳定性和可靠性。

3. 实时监测和调整。

在实际飞行中，通过实时监测发动机的状态和性能参数，及时调整控制策略，保证发动机在过渡态下的稳定性和可靠性。

4. 数据分析和优化。

通过对实际飞行中采集的动态优化数据的分析和优化，不断完善发动机的动态模型和控制策略，提高过渡态控制的精度和效果。

基于动态优化数据的航空发动机过渡态控制方法具有以下优点：1. 可以适应不同的工况，保证发动机在过渡态下的稳定性和可靠性。

2. 可以提高过渡态控制的精度和效果，减少飞机的燃油消耗和排放量。

3. 可以通过实时监测和调整，及时发现和解决发动机故障，提高飞机的安全性和经济性。

综上所述，基于动态优化数据的航空发动机过渡态控制方法是一种有效的控制方法，可以提高飞机的安全性和经济性，具有广泛的应用前景。