航空发动机控制基础

航空发动机控制的书摘要：I.航空发动机控制简介A.航空发动机控制系统的定义和作用B.航空发动机控制系统的组成II.航空发动机控制系统的分类A.机械液压控制系统B.全权限数字式控制系统III.航空发动机控制系统的功能A.燃油流量控制B.发动机状态监控C.故障诊断与维护IV.航空发动机控制系统的应用A.民用航空发动机控制原理及典型系统B.军用航空发动机控制原理及典型系统C.国际合作与未来发展趋势正文：航空发动机控制是航空发动机技术的重要组成部分，它对发动机的工作状态进行监控和调整，以确保发动机在最佳状态下运行。

航空发动机控制系统主要由燃油流量控制、发动机状态监控和故障诊断与维护等功能组成。

航空发动机控制系统可以分为机械液压控制系统和全权限数字式控制系统两大类。

机械液压控制系统主要采用液压油缸、滑阀、喷嘴挡板阀等机械液压元件来实现控制功能。

全权限数字式控制系统则采用电子设备来实现控制功能，具有更高的控制精度和可靠性。

在航空发动机控制系统的应用方面，民用航空发动机控制系统和军用航空发动机控制系统有很大的区别。

民用航空发动机控制系统主要采用燃油流量控制原理，通过对燃油流量的精确控制来实现发动机工作状态的控制。

军用航空发动机控制系统则更注重发动机状态的实时监控和故障诊断与维护，以保证发动机的高可靠性和长寿命。

近年来，随着航空发动机控制技术的不断发展，国际合作和未来发展趋势也日益明显。

国际知名航空企业如赛峰、罗罗、霍尼韦尔等都在积极开展航空发动机控制技术的研究和开发，力争在航空发动机控制领域取得更多的技术优势。

总之，航空发动机控制技术对航空发动机的性能和可靠性有着重要的影响。

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。

在本模块中，我们将看到在各个飞行阶段如何操作发动机，并且你将熟悉它们的功能和指示。

在地面上，推力的控制完全是传统的。

油门杆的位置确定了推力的大小。

油门杆可在整个四分之一圆周范围内人工移动。

它们不会自动移动。

TO/GA MAX REVIDLECLIMB IDLEFLEX/MCTCLIMBIDLETO/GA FLEX/MCTCLIMBIDLECLIMBFLEX/MCTTO/GAIDLE IDLE REV在四分之一圆周范围内有六个卡槽：●IDLE（慢车）●CL（爬升），代表最大爬升推力●FLEX/MCT（灵活/最大连续推力），一个卡槽具备两个功能：-FLEX用于在起飞时减推力，-MCT代表最大连续推力，在单发飞行时使用。

●TO/GA（起飞/复飞），代表最大起飞或复飞推力●IDLE REV（慢车反推），代表选择反推时的慢车推力●MAX REV（最大反推），代表最大反推力CLIMB FLEX/MCTTO/GA MAX REVIDLE IDLE REV推力控制可通过两种方式实现：●和在传统飞机上一样，使用油门杆人工控制，●当自动推力系统工作时，自动控制。

在地面上，推力极限方式是起飞复飞或灵活起飞。

所选的方式显示在发动机/警告显示器的右上角。

起飞复飞推力代表对应于当天实际外界大气温度的发动机的最大可用推力。

N1额定极限显示在所选方式的旁边，表示相对应的N1值。

灵活用于减推力起飞。

为了使推力减小，需使用一个假设温度（或灵活温度），例如45摄氏度。

灵活温度显示在N1额定极限的旁边。

这意味着发动机将按外界温度为灵活温度值时起飞所需的全马力工作。

结果是实际起飞推力减小，这有助于延长发动机寿命。

灵活起飞将在本课程的性能部分作更为详细地讨论。

今天我们将执行减推力的灵活起飞，因为通常你们将采用这种起飞方式。

把杆飞行员分两步逐渐调整发动机推力。

第一步是将油门杆从慢车位移到大约50％N1处。

单击油门杆调定推力。

不对，移动油门杆以调定推力。

航空发动机的动态特性与控制策略航空发动机，这个被誉为“工业皇冠上的明珠”的复杂系统，其性能和可靠性对于航空领域的发展至关重要。

而深入理解航空发动机的动态特性以及制定有效的控制策略，是保障发动机稳定运行、提高性能和效率的关键所在。

航空发动机的动态特性是指在各种运行条件下，其内部各参数随时间的变化规律。

这些特性受到多种因素的影响，包括但不限于气流流动、燃烧过程、机械结构的运动以及外部环境的变化等。

首先，气流流动是影响航空发动机动态特性的一个重要因素。

在发动机的进气道、压气机、燃烧室和涡轮等部件中，气流的速度、压力和温度都会不断变化。

例如，在压气机中，叶片对气流的作用会导致气流压力的升高，但如果气流的速度和角度不合适，可能会引发失速和喘振等不稳定现象。

燃烧过程也是一个关键环节。

燃料的喷射、混合和燃烧的稳定性直接影响着发动机的功率输出和燃烧效率。

燃烧室内的温度和压力变化剧烈，而且燃烧过程还会受到燃料品质、进气条件和点火时机等多种因素的综合影响。

机械结构的运动同样不可忽视。

发动机内部的转子、叶片和轴系等部件在高速旋转时会产生离心力、振动和热变形等。

这些因素不仅会影响部件的寿命和可靠性，还会对发动机的动态性能产生重要影响。

外部环境的变化，如大气温度、压力和湿度的改变，也会对航空发动机的动态特性产生显著影响。

在高海拔、低温或高温等极端环境下，发动机的性能可能会出现明显下降。

了解了航空发动机的动态特性，接下来我们探讨一下相应的控制策略。

控制策略的首要目标是确保发动机的稳定运行。

这就需要对诸如压气机的喘振、燃烧室的熄火以及涡轮的超温等潜在的不稳定现象进行实时监测和控制。

通过传感器采集关键参数，如压力、温度和转速等，并将这些数据传输给发动机控制系统，系统会根据预设的算法和逻辑来调整燃油流量、叶片角度等控制变量，以维持发动机的稳定工作状态。

提高发动机的性能和效率也是控制策略的重要任务。

例如，通过优化燃油喷射的时机和量，可以提高燃烧效率，从而增加发动机的推力和降低燃油消耗。

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。

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。

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。

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）。

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。