航空发动机燃油流量相似参数

收稿日期：2022-06-16基金项目：国家级基金项目资助作者简介：陈川（1989），男，工程师。

引用格式：陈川，石拓，杨亚军，等.燃油主副出口开启特性及流量分配调控参数计算及验证[J].航空发动机，2023，49（6）：74-78.CHEN Chuan ，SHI Tuo ，YANG Yajun ，et al.Calculation and verification of opening characteristics and flow distribution regulation parameters of main and auxiliary fuel outlets [J].Aeroengine ，2023，49（6）：74-78.航空发动机Aeroengine燃油主副出口开启特性及流量分配调控参数计算及验证陈川，石拓，杨亚军，李英杰（四川航天烽火伺服控制技术有限公司，成都611130）摘要：针对燃油调节器主副出口组件参数匹配难、串装试验效率低等问题，以一体化燃油主副出口组件为基础，系统分析了影响主、副出口开启特性及燃油流量分配的影响因素及影响规律。

利用AMESim 软件构建了精确的仿真模型，对各影响因素及影响规律进行了定量计算。

利用Isight 建立以调控参数为优化变量，建立了设计尺寸链及参数强关联性为约束条件的多目标优化数学模型，得到了影响燃油主副出口开启压力及特定位置燃油流量分配的最优调控参数，并在样机上对最优调控参数进行了试验验证。

结果表明：试验结果与仿真优化结果相符，最优调控参数为弹簧刚度23.41N/mm 、支座下垫片0.5mm 、支座上垫片1.0mm 、弹簧垫片1.0mm 、阀座活门配合间隙0.0102mm ，证明了建模仿真及多参数寻优联合优化方法，能够解决强关联参数问题的可行性和有效性。

关键词：燃油调节器；燃油出口；开启特性；调控参数；优化仿真；航空发动机中图分类号：V233.9文献标识码：Adoi ：10.13477/ki.aeroengine.2023.06.012Calculation and Verification of Opening Characteristics and Flow Distribution Regulation Parameters ofMain and Auxiliary Fuel OutletsCHEN Chuan ，SHI Tuo ，YANG Ya-jun ，LI Ying-jie（Sichuan Aerospace Fenghuo Servo Control Technology Co.，Ltd.，Chengdu 611130，China ）Abstract ：Aiming at the problems of difficult parameter matching of main and auxiliary outlet components of the fuel regulator and low efficiency of installation and test,based on the integrated main and auxiliary fuel outlet components,the influencing factors and laws affect⁃ing the opening characteristics and the fuel distribution of the main and auxiliary fuel outlets were systematically analyzed.An accurate sim⁃ulation model was constructed using AMESim,and the influencing factors and influencing laws were quantitatively calculated.A multi-ob⁃jective optimization mathematical model was established using Isight with regulation parameters as optimization variables and design di⁃mension chain and strong parameter correlation as constraints.The optimal regulation parameters affecting the opening pressure of main and auxiliary fuel outlets and fuel flow distribution at specific positions were obtained,and the optimal regulation parameters were verifiedby experiments on the prototype.The results show that the experimental results are consistent with the optimization simulation results.The optimal regulation parameters are the spring stiffness of 23.41N/mm,support lower gasket thickness of 0.5mm,support upper gasket thick⁃ness of 1.0mm,spring gasket thickness of 1.0mm,and plunger fitting clearance of 0.0102mm.The feasibility and effectiveness of the joint-optimization method adopting modeling and simulation and multi-objective optimization in solving problems with strongly correlated param⁃eters is proved.Key words ：fuel regulator;fuel outlet;opening characteristic;regulation parameters;optimization simulation;aeroengine第49卷第6期2023年12月Vol.49No.6Dec.20230引言燃油调节器是航空发动机燃油流量控制系统的核心执行机构[1]，根据发动机控制指令，调整脉宽调制快速电磁阀占空比，改变计量活门控制腔油液压力使其动作引起通流面积变化，从而控制和调节发动机燃烧室的喷油量。

合成润滑材料SYNTHETIC LUBRICANTS2021年第48卷第2期引言通常将功率大于3680kW 的航空发动机称为大型发动机，功率等于或小于3680kW 的航空发动机称为中型发动机，功率小于1420kW （或压气机进口换算流量小于9.0kg/s ）的航空发动机称为小型发动机。

涡轴和涡桨发动机多属中小型航空涡轮发动机，涡喷涡扇发动机多属大型航空涡轮发动机。

中小型航空发动机由于其启动性能好（阻力矩小，可在-45℃～55℃的环境温度启动），体积小，重量轻，运转平稳，振动小，应用十分广泛，可作为各种直升机，支线客机，专用机，教练机，无人机，巡航导弹的动力装置和大型飞机的辅助动力装置等，也可以作为机车，坦克，轻型舰艇的动力装置。

航空发动机油作为“航空发动机的血液”，起着润滑、冷却、清净、密封、防锈及散热等重要作用，广泛应用于发动机的摩擦部位，包括轴承，附件传动装置及减速器等。

以某型航空发动机为例，航空发动机润滑系统示意见图1［1］。

图1某型航空发动机润滑系统示意中小型航空发动机的转速高（30000r/min ～55000r/min ，增加了航空发动机油润滑系统的散热难度），体积小（润滑油箱小，航空发动机油承受的工作温度更高），因此对航空发动机油的性能及润滑系统均有着极高的要求。

1中小型航空发动机油性能要求1.1具有适当的黏度和良好的低温启动性若航空发动机油的黏度过低，不能在轴承与齿轮表面形成良好的油膜，会造成接触面磨损，发热量增加；若黏度过高，润滑油循环所需的功率增大，同时流速降低，通过热交换器中的润滑油量减少，散热不良，造成轴承或齿轮过热，因此要求中小型航空发动机的航空发动机油应具有适当的黏度。

通常要求中小型航空发动机油100℃运动黏度在3.0mm 2/s ～8.0mm 2/s 之间，下限为涡喷发动机油的要求，上限为涡桨发动机油的要求。

我国北方地区冬季气温可低至-40℃，这就需要航空发动机油具有良好的低温流动性，因此要求航空发动机油在低温启动温度下的运动黏度在15000mm 2/s ～20000mm 2/s 之间为宜。

1 喘振压气机的一类气动失稳现象，由于气流分离导致的增压能力的丧失，产生周期性的倒流、解除分离、正常流动、分离、再倒流的循环过程。

可通过中间级放气、双转子自动防喘、可调静子叶片和导向叶片、采用处理机匣等方法来防喘。

2 痒振进气道处于深度超临界状态下，通道中的附面层与正激波相互作用形成的分离区具有强烈的脉动性质，其压力表现为高频周期性变化，从而引起管道中激波的高频振荡，这种不稳定流动现象称为痒振。

4 质量附加涡扇发动机将从热机中获取的有效能分配给了更多的工作介质，参与产生推力工质增多，因此推力增大；“同参数”使涡扇发动机在相同热效率条件下降低了排气速度，减小了余速损失，具有更高的推进效率，因此提高了总效率，降低了耗油率；B越大，速度越低、推力越大。

5 余速损失绝对坐标系中气流以绝对速度(C9﹣C0)排出发动机所带走的能量称为“余速损失”。

yusun6 能量分配原则为减少气流掺混引起的损失，在混合室进口两股气流总压应大致相等，即Pt5II=Pt5，风扇压比的选择要遵循能量最佳分配原则。

7 同参数“同参数”的不同类型发动机具有相同的热力循环和理想循环功，总增压比和涡轮前温度相同，且具有相同的空气流量和燃油流量。

8 推力矢量能够控制排出气流的方向使推力方向变化的尾喷管称为推力矢量尾喷管。

目前通常是通过机械方法使喷管管道转向以控制推力方向的。

shiliang9 几何可调几何可调尾喷管指尾喷管喉道面积可调节，由此来改变气流在涡轮和尾喷管中膨胀比的分配，即改变压气机和涡轮的共同工作点，实现对整个发动机工作状态的控制，带加力的发动机必须几何可调。

10 共同工作各部件组合成整台发动机，部件间的相互作用和影响称为“共同工作”，共同工作条件：质量流量平衡；压气机与涡轮功率平衡；压气机与涡轮物理转速相等；压力平衡。

压气机特性图上满足共同工作方程的点组成共同工作线。

gongzuoxian11 调节规律被控制参数随飞行条件、油门位置、大气条件的变化规律称为控制规律（或调节规律）。

民航发动机气路性能与燃油流量间相关性分析作者：徐郑续来源：《科学与财富》2010年第10期通过发动机气路参数监视发动机健康状态，诊断发动机故障的理论基础是发动机气路上的参数(压力、温度等)和发动机各气动部件的特性(效率、流通能力等)，两者问存在严格的气动热力学关系。

因此，可以通过测量气路参数的变化判断发动机部件特性的变化，从而达到发动机健康管理的目的。

发动机的健康参数有很多，这些健康参数分别属于不同的单元体，反映了不同单元体的性能状况，但发动机作为一个整体，其中一个单元体的性能衰退也就是发动机的性能衰退，本文将从气路性能DEGT(发动机排气温度的偏差)与DWF(燃油流量偏差)入手对他们进行相关性分析。

单元体的性能参数间存在着相关性，如同属于气路性能的发动机排气温度的偏差(DEGT)和燃油流量偏差(DWF)之间存在正比的相关性，也就是说，发动机排气温度偏差的增加暗示着燃油流量偏差的增加，随着气路性能的衰退，发动机排气温度偏差变大，燃油流量的偏差也随着增大，燃油流量偏差的增大，必将导致燃烧的不充分，增加了发动机的排气温度，同时燃油的不完全燃烧对燃烧室和涡轮也产生影响，不完全燃烧可能使燃烧室或者涡轮局部温度过高，加速他们的性能衰退，甚至产生局部烫伤。

控制发动机的燃油流量可以完全避免过高的排气温度，或者在一旦出现高排气温度时才须迅速的改正措施。

几次短时间的较高温度的超温对发动机的影响程度就和一次长时间的、超温略低一点的影响一样。

过高的内部温度将加重蠕变拉伸、金属板金件变形以及发动机强度减弱等情况。

以上海航空公司的PW4000发动机机队中P727455发动机的性能数据为例，对它进行参数DEGT与DWF相关性分析。

其原始DWF与DEGT数据如图所示。

具体的相关性分析步骤如下：(1)创建坐标系，以DWF为横轴，DEGT为纵轴，同一时刻的DWF与DEGT可以在此坐标系中唯一的确定一点，将原始数据绘制在坐标系中：(2)根据原始数据点在坐标系中的分布拟合出一条直线：(3)计算此条直线的斜率。

航空发动机燃油计量装置的AMESim建模航空发动机燃油计量装置的AMESim建模随着航空业的发展，航空发动机的燃油计量装置的可靠性和精度越来越受到关注。

在此背景下，建立一种能够准确模拟航空发动机燃油计量装置的数值模型是十分必要的。

本文将介绍一种基于AMESim的航空发动机燃油计量装置的建模方法。

1. 模型基本思路航空发动机的燃油计量装置主要是由燃油供给系统和测量系统两部分组成。

建立模型时，首先需要分别建立两部分模型。

然后，将两部分模型结合起来形成完整的模型。

最后，利用AMESim进行仿真验证。

2. 燃油供给系统模型燃油供给系统主要包括燃油箱、燃油泵、燃油过滤器、燃油喷射器等组成。

在此模型中，我们将燃油系统看作是一个油泵强制供油的过程。

燃油流量方程：Q=CVN(p2-p1)其中，Q表示燃油流量，C为流量系数，V为流体体积，N为转速，p2-p1为压差。

3. 测量系统模型测量系统主要包括传感器和计算器。

传感器方程：V=kf*rho*deltaP其中，V为燃油体积，kf为传感器系数，rho为燃油密度，deltaP为传感器测得的压差。

计算器方程：mf=V/tau其中，mf为燃油质量，tau为积分时间常数。

4. 整体模型将燃料供给系统和测量系统结合起来，得到完整的模型。

整体模型方程如下：mf=C*tau*kf*rho*N(p1-p2)其中，mf为燃油质量，C为流量系数，tau为积分时间常数，kf为传感器系数，rho为燃油密度，N为转速，p1-p2为压差。

5. 结论本文采用AMESim软件建立了航空发动机燃油计量装置的数值模型，并对其进行了仿真验证。

仿真结果表明，该模型的计算结果与实际数据相符合，证明了该模型的准确性和可靠性。

该模型为研究航空发动机燃油计量装置提供了一种有效的手段，也为提高航空发动机燃油的可靠性和精度提供了参考。

根据不同领域的需求和目的，相关数据可以包括各类定量数据和定性数据。

以下以举例分析为主。

涡扇发动机循环参数
涡扇发动机的循环参数包括：
1. 压缩比（压缩阶数）：涡扇发动机的压缩比通常在30到40之间。

2. 进气流量：进气流量是发动机每秒吸入的空气量，它是决定发动机功率的关键因素之一。

3. 推力：推力是涡扇发动机输出的最重要参数之一，通常使用千牛（kN）或磅力（lbs）来表示。

4. 燃油流量：燃油流量越大，发动机的功率就越大。

5. 推重比：推重比是发动机推力和飞机重量的比值，通常用来比较不同型号的发动机性能。

6. 转速：涡扇发动机的转速通常在6000到10000 RPM左右。

7. 空气比：空气比是发动机进气与燃油混合物的比值，它对发动机的性能和燃油效率有重大影响。

8. 进气温度：进气温度是影响发动机性能的重要参数之一，过高的进气温度会
降低发动机的功率和效率。

/bbs/viewthread.php?tid=40195一目了然：国产和国外航空发动机性能对比表！(精彩组图)中国国产涡扇发动机与国外涡扇发动机对比表黑马乐园% @; J4 c3 }4 u0 N- a+ G 黑马乐园/ G/ l# P5 f- J [) x3 [发动机AL-31F AL-31FN M53-P2 M88-2 EJ200 F404-GE-400 F100-PW-229 F101-GE-102 F110-GE-129 F119-PW-100 WS10 WS10改WS13天山黑马乐园8 B( d; C/ {7 x( e, O. S- N(仿RD33) WS9秦岭黑马乐园' G# ~: d6 A& _6 h2 A! ^, @(仿斯贝MK202) WS9改进型(秦岭MK220)黑马乐园& R& U, W' ?; N9 |1 s国家俄罗斯俄罗斯法国法国英国美国美国美国美国美国中国中国中国中国中国装机对象苏27系列歼10 幻影系列阵风系列EF2000 F/A-18E/F F15/16早期B-1B F15/16后期F22/35系列歼-10/11 歼-14* 枭龙飞豹飞豹改进型加力推力(daN) 12850 12255 9500 7500 9000 7120 12890 13681 12899 15568 13240 15500 8637 9118.9 9800黑马乐园" k* a$ a8 a9 O+ O3 S7 S1 U2 b中间推力(daN) 7620 7620 6330 4871 6000 4800 7918 7561 7562 9790 7900 5675 5445.9 6370黑马乐园0 U+ l0 ]/ Q7 d: J巡航推力(daN) 5120 4598.16加力耗油率(kg/daN•h) 1.98 1.98 2.12 1.8 1.765 1.65 2 2.24 2.05 2.4 2.02 2.02 2中间耗油率(kg/daN•h) 0.795 0.907 0.898 0.827 0.76 0.66 0.56 0.7 0.622 0.73 0.67 0.65巡航耗油率(kg/daN•h) 0.683 0.695 0.65 黑马乐园4 [6 e, f$ Q8 q6 Z7 l推重比7.14 6.56 9 9.2 7.24 7.9 7.69 7.28 11.7 7.5 9.5 7.8 5.05 6.55空气流量(kg/s) 112 112 94 65 75 64.4 112.4 159 118 126 80 92.5 96.9总增压比23.8 23 9.8 24.5 26 25 32 26.5 32 26 32 23 20 21.5黑马乐园: { F! d q- d/ w- z涡轮前温度(K或℃) 1665K 1665K 1260℃1577℃1850K 1316℃1399℃1371℃1728K 1853K 1747K 1800K 1650K 1167℃1550K黑马乐园1 R7 ]4 F3 a r# E涵道比0.6 0.6 0.36 0.5 0.4 0.34 0.4 2.01 0.76 0.3 0.78 0.57 0.62 0.62黑马乐园, Z+ a1 V( P8 ]$ \. n发动机寿命(h) 1500 4000* 2200大修间隔(h) 500* 1000* 810 黑马乐园$ D1 {$ l5 X# s' Q2 |长×宽(m) 4.99×1.28 4.85×1.14 5.07×1.055 3.538×1.0033.556×0.8634.033×0.884 4.856×1.181 4.6×1.3974.626×1.181 4.826×1.143 4.14×1.025.205×1.0935.211×1.095黑马乐园% X# x s0 [+ m# A7 A重量(kg) 1800 1478 850 900 983 1656 1814 1809 1360 1795 1665* 1135 1842 1527黑马乐园. L0 n4 ^: E. T) X, a+ L" `" n# Q注：带*号为推测。

航空发动机燃油控制计量活门设计指南《航空发动机燃油控制计量活门设计指南》嗨，朋友，你要开始设计航空发动机燃油控制计量活门啦，我刚入行的时候，面对这个也特别头疼，全是一头雾水的。

我一开始也是想，这活门不就控制个燃油量嘛，应该很简单，结果发现里面学问可大着呢。

基本注意事项啊，首先你得知道这个计量活门要安装在航空发动机燃油系统中，它可是个关键部件，就像人的心脏瓣膜一样，要是出了问题，整个燃油系统就都乱套了。

你得根据发动机的类型和功率需求来确定活门的基本尺寸和流量范围。

比如说，那种大型的运输机发动机所需的燃油流量和小型战斗机发动机那可差得太多了。

这里一定要当心，测量的数据必须非常精准，哪怕一点儿小误差，在发动机实际运行的时候都可能造成大麻烦。

实用建议嘛，我有个诀窍。

你要多参考已有的成功设计案例，很多知名航空发动机公司的产品都可以拿来研究。

就拿我当时来说，我找了好几种不同型号发动机的燃油控制计量活门去分析，发现它们在阀门开启和关闭的控制方式上有很多相似点。

你看，这个活门通常需要应对不同的工况，像起飞、巡航、降落的时候发动机对燃油的需求量都不一样。

所以呢，设计的时候得有个巧妙的机构来根据这些工况灵活调整燃油流量。

这里特别重要，你可能想要一个简单的机械结构来保证可靠性，但又不能太机械，还得加入电子控制的灵敏性。

你可以试着采用一种液压和电子结合的控制机制，像一只精巧的手既能灵活操作又力量十足。

容易忽视的点呢？哦，对了这个也要注意，别忘了环境因素对计量活门的影响。

飞机在不同的高度、温度、湿度下飞行，这些都会使燃油的物理性质发生变化，你得在设计的时候考虑进去。

比如说，在高空中气温低，燃油的粘度会增加，这可能会影响活门的开合敏感度。

那怎么办呢？你可以在活门内部设置小小的预热装置，或者利用发动机自身散发的热量来适当提高活门周围的温度，让燃油保持合理的流动性。

特殊情况不能小视。

万一遇到活门故障怎么办？你得设计一个备用系统或者故障预警机制。

一、航空燃气涡轮发动机的主要性能参数有推力、推重比（功重比）和耗油率等；设计参数 主要有增压比、涡轮前燃气温度和涵道比等。

1、推力 （尾喷管完全膨胀和不计燃油质量流量）)(12v v q m F-= 式中q m --空气质量流量；v 2--排气速度；v 1--进气速度； 2、推重比（功重比）推重比是推力与重力之比。

.对活塞式发动机、涡桨发动机和涡轴发动机用功重比，单位daN kW /。

3、耗油率 发动机每小时的燃油质量流量与推力或功率之比。

4、增压比 指压气机增压比，是压气机出口总压与进口总压之比。

有最佳增压比（即产生最大做功能力的增压比）和最经济增压比（即耗油率最低的增压比），其他条件相同时，最佳增压比小于最经济增压比。

5、涡轮前燃气温度 是第一级涡轮导向器进口截面处的总温，也有不少发动机用涡轮转子进口截面处总温表示。

提高涡轮前燃气温度能增大发动机做功能力，提高热效率，降低耗油率。

6、涵道比 涡扇发动机外涵道和内涵道空气质量流量之比，又称流量比。

小于1为小涵道比，1~4为中涵道比，大于4为大涵道比。

远程运输机和旅客机涵道比为4~8，战斗机小于1，可小到0.2~0.3。

二、思考题：根据总增压比、推重比、涡轮前燃气温度、耗油率、涵道比等重要性能指标，指出各代涡喷、涡扇、军用涡扇发动机的性能特征。

答：a.通过分析比较，涡喷发动机随着技术的更新，新一代的发动机比上一代的发动机拥有高的增压比，推重比，涡轮燃气温度也有较大幅度的提高，特别是第三代发动机，整体性能有了大幅度的提升。

b.民用涡扇发动机的涵道比进一步增大，涡轮燃气温度也进一步升高，在不影响整体性能的情况下，采用了一系列措施降低了耗油率。

c.军用涡轮风扇发动机每一代的性能提高十分迅速，增压比，推重比，涡轮前燃气温度都有大幅度提高，而涵道比降低，耗油率也有较明显的下降。

对于军用发动机来说，推重比的大幅提高提高了战机的机动性能，耗油率降低也相应的增大了载弹量，这些性能的提高均有利于空中作战。

航空发动机燃油系统的仿真与优化设计随着航空业的不断发展和技术进步，航空发动机的燃油系统也变得越来越复杂，其性能与可靠性对整个飞机的安全和经济性都有着重要的影响。

在航空发动机设计中，燃油系统是其中一个关键的系统，其设计优化也是非常重要的。

因此，采用仿真技术对燃油系统进行优化设计，已经成为了一种主流的方法。

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应系统、燃油喷射系统、燃油燃烧系统和燃油管理系统等组成。

其中，燃油供应系统主要负责将燃油从油箱输送到燃油喷射系统中，而燃油喷射系统则负责将燃油喷射进入燃烧室中，燃烧后产生动力。

燃油管理系统则是对燃油进行管理控制的系统，包括燃油油量、供应等参数的控制。

二、航空发动机燃油系统仿真的重要性在航空发动机的设计过程中，针对燃油系统的优化设计是非常关键的。

通过使用仿真软件对燃油系统进行仿真与模拟，可以有效的优化燃油系统的设计，提高燃油系统的性能和可靠性。

首先，通过仿真分析可以得出燃油系统的参数，例如：燃油流量、燃油压力、燃油温度等参数。

这些参数对于设计燃油系统来说非常重要，通过优化这些参数可以提高燃油系统的效率和可靠性，同时减少能源浪费和对环境的影响。

其次，通过仿真软件可以对燃油喷射系统进行优化设计。

例如：采用不同的喷油器材质和结构、喷雾角度的改变等来改善燃油的喷射效果，不仅可以提高燃油的利用率，减少排放和噪音，还可以提高燃烧效率，减少燃油消耗和降低运行成本。

另外，通过仿真可以对燃油系统中的任何一个组件进行维护和升级。

例如：可以检查燃油油泵、燃油高压泵、燃油喷油嘴等配件的有效性和安全性，对其进行修理或升级，以确保发动机长期稳定、安全的运行和最佳性能。

三、航空发动机燃油系统仿真的优势与传统的试验方法相比，采用仿真技术来优化燃油系统设计有着许多优势，包括：1. 时间和成本的节约在航空发动机设计中，通过实验检测来测试不同的燃油系统设计可能需要花费巨额资金和数月时间。

基于SDAE的航空发动机燃油流量基线模型构建黄曦; 卿新林; 王奕首; 殷锴; 赵奇【期刊名称】《《航空发动机》》【年(卷),期】2019(045)002【总页数】5页(P29-33)【关键词】燃油流量; 实时监控; 堆叠降噪自动编码器; 基线模型; 航空发动机【作者】黄曦; 卿新林; 王奕首; 殷锴; 赵奇【作者单位】厦门大学航空航天学院福建厦门361102; 中国航发商用航空发动机有限责任公司上海200241【正文语种】中文【中图分类】V240.20 引言航空发动机工作在高温、高压、高速等极端条件下，容易产生故障，致使飞机迫降停飞，甚至诱发飞行事故、危及飞行安全[1]。

NASA的统计资料表明:在民用领域，发动机故障占所有飞机机械故障中的1/3。

全世界每年花费的310亿美元维修费用中发动机日常维护占31%，翻修占27%[2]。

为了在飞行过程中对航空发动机的健康状态实时监控，需要建立相应的参数基线。

以往航空发动机的相关参数基线无法直接测量，一般由发动机生产商经过大量试验才能得到，属于发动机生产商的机密信息。

随着大数据时代的到来，使用飞行数据建立基线模型的方法越来越普遍，需要根据基线值与实际值的偏差来判断发动机的运行状态，确定维修方案等。

燃油流量是发动机重要参数之一，建立准确的燃油流量基线对于预防飞行事故的发生具有重要意义。

国内外的专家学者对于发动机重要参数基线模型开展了大量研究工作，取得了不少成果。

朱睿和刘志荣[3]利用线性拟合建立发动机整体及风扇、压气机、高压涡轮和低压涡轮4个单元体性能的健康曲线，用于判断发动机整体及单元体的性能衰退情况；钟诗胜[4]采用基于核函数的多元非线性回归分析方法，对Rolls-Royce公司的发动机排气温度、燃油流量、高压转速和低压转速基线方程进行了求解；闫锋[5]设计了以高斯函数为隐含层激励函数、以线性函数为输出层激励函数的多输入单输出的RBF神经网络，建立了发动机燃油流量的健康基线来监测巡航过程中发动机状态参数的异常变化。

航空发动机起动燃油流量控制方法
航空发动机起动燃油流量控制方法有多种，其中一种基于压气机转子加速度的起动过程燃油控制方法受到了广泛的关注。

该方法通过调节发动机燃油流量，获得期望的发动机转子转速的变化率，使所有同一型号的发动机都具有相同的起动性能，即使彼此间存在制造和材料误差造成的差异。

此外，这种方法还能在发动机性能退化后，使起动性能仍然保持不变。

另一种控制方法包括采集发动机起动时前k个周期分别对应的供油量、压气机实际转速，并设定各控制周期的压气机转速速率目标值。

计算供油增加量及压气机转速速率，构造矩阵Y、X和A，求解矩阵A的当前最小二乘解，根据最小二乘解获取发动机模型参数，再根据发动机模型参数计算下一周期的目标供油量。

重复以上步骤，直至发动机起动成功。

这些控制方法可以有效地控制航空发动机起动时的燃油流量，提高发动机的起动性能和稳定性。

如需更多信息，建议查阅航空发动机起动燃油流量控制方法相关的论文。

某型发动机燃油流量调节规律研究某型发动机燃油流量调节规律研究摘要：本文分析了某型发动机的燃油流量调节规律，探讨了各种参数对于燃油流量的影响，并对燃油流量进行了数学建模，通过实验证明了模型的正确性。

关键词：燃油流量，调节规律，参数，数学建模引言：燃油流量是发动机能否稳定运转的关键性参数之一，对于发动机的性能和寿命均有着至关重要的作用。

因此，燃油流量的调节是发动机控制系统的基本任务之一。

本文以某型发动机为研究对象，探讨了其燃油流量的调节规律，分析了各种参数对于燃油流量的影响，并通过实验证实了所建立的数学模型。

一、燃油流量调节规律燃油流量的调节规律是指发动机控制系统对燃油流量进行调节的规则。

在某型发动机中，燃油流量调节规律主要包括以下几个方面：1. 燃油压力调节规律燃油压力是影响燃油流量的重要参数之一。

在某型发动机中，燃油压力的调节规律主要包括两个方面：一是根据发动机的负荷状况动态调节燃油压力，二是在发动机启动和熄火的过程中，自动调节燃油压力。

2. 油泵转速调节规律油泵转速是燃油流量的主要控制手段之一。

在某型发动机中，油泵转速的调节规律主要基于发动机负荷和转速的需求，以及燃油压力的变化。

3. 喷油嘴的开闭规律喷油嘴的开闭规律对于燃油流量的控制也有着至关重要的作用。

在某型发动机中，喷油嘴的开闭规律主要由发动机控制系统完成，通过监测不同车速和负荷下的喷油时长和喷油量，不断优化喷油策略。

二、参数对燃油流量的影响除了上述燃油流量调节规律之外，还有很多参数会影响到燃油流量，如燃油温度、空气温度、空气压力、燃油粘度等。

以下是其中几个重要参数的影响分析：1. 燃油温度燃油的温度对于燃油的粘度有很大影响，影响着燃油的流动性。

当燃油温度较低时，其流动阻力会增加，降低了燃油流量；当燃油温度较高时，燃油的粘度降低，燃油流量会增加。

2. 空气压力空气压力直接影响着燃油的燃烧效率。

当空气压力降低时，燃烧的氧气供应会减少，会导致燃油燃烧不完全，从而使燃油流量降低。