航空发动机燃油控制系统复杂零件制造技术发展趋势

航空发动机燃油控制系统是航空发动机的核心组成部分,其性能决定了航空发动机是否能正常有效的工作。高效、精密地制造出发动机燃油控制系统的复杂壳体、精密偶件等核心零部件,对于保障发动机的工作性能、提高发动机的工作效率有重要作用。

基于模式识别的航空发动机燃油控制系统传感器故障诊断

航空发动机燃油控制系统执行机构故障有可能导致参数测量传感器出现较大偏差,而采用传统的传感器故障诊断方法易误诊为传感器故障。为此,引入修正因子作为传感器故障模式样本,通过聚类分析获得样本的特征向量;按照卡洛南—路伊变换(K—L变换)原理,对传感测量信息进行变换,构成了新的正交变换矩阵,减弱了各特征向量的相关性,突出了差异性,加强了对故障传感器和发动机燃油控制系统执行机构故障的特征识别能力;利用多组学习训练样本,设计了发动机不同参数测量传感器故障模式的判别函数。经仿真试验验证,该方法可以有效识别、诊断传感器故障。

航空发动机燃油控制系统ABOM构建分析

为满足ERP系统对BOM(物料清单)数据的各类业务需求,需对企业内部BOM数据进行深入分析研究,按照ERP系统要求的数据格式,提供所需的产品数据信息。通过对设计、制造、装配过程不同状态物料清单进行定义与对比分析,结合企业BOM现状,从数据特点、业务流程设计,BOM构建维护等多方面进行论述。着重阐述了基于PDM(产品数据管理)系统的装配BOM数据分析,建立了ERP系统对装配BOM数据的需求模型。

航空发动机燃油控制系统中难加工材料加工技术进展与研究

航空发动机的燃油控制系统作为发动机上的附件,整体结构小,其中的零部件也是小,这对于靠加工来保证高精度会增加不小的难度,比如微小高精度齿轮（Ⅴ级精度）的加工等。

基于系统辨识的航空发动机稳态燃油自抗扰控制

自抗扰控制技术应用于航空发动机稳态燃油控制存在两个难点:发动机中的高频不确定动态导致扩张状态观测器(Extended State Observer, ESO)增益过高和名义控制系数整定困难。针对此现状,提出一种基于系统辨识的航空发动机稳态燃油自抗扰控制器。首先,使用经典Gram-Schmidt(Classical Gram-Schmidt, CGS)算法对控制系数和发动机未知动态进行辨识,将辨识信息加入ESO中设计改进ESO (Improved ESO,IESO),从而使总扰动中包含较少的高频动态,降低观测器增益。其次,基于IESO设计航空发动机稳态燃油自抗扰控制器,并根据辨识结果快速整定名义控制系数。最后,分析IESO观测误差的收敛性和闭环系统的稳定性。仿真结果表明,所提方法可以快速整定名义控制系数,有效降低观测器增益,进而提高系统的鲁棒性。

航空发动机燃油控制系统的测试技术分析

阐述航空发动机的研制状况与实际需要,分析航空发动机燃油与控制系统中的问题,以及对检测技术研发的实际需求。提出航空发动机燃油与控制系统检测技术进一步发展的设想,包括推进航空发动机测试仪器研发、开展试验测试技术研究、提高测试结果准确度。

航空发动机燃油系统部件寿命建模研究

为解决燃油系统部件可靠性难以估计的问题,收集了燃油系统重要部件燃油泵组件、液压机械装置、燃油流量传感器、燃油喷嘴的工作时间数据,针对不同部件的工作时间分别绘制Weibull概率图,用三参数相关系数优化法对Weibull分布模型进行参数估计,并依据参数估计值得到不同部件的可靠度函数、失效率函数及故障概率密度函数,最后对燃油系统部件进行可靠性评估与分析。结果表明:航空发动机燃油系统部件作为一种复杂的机械电子系统,Weibull分布模型可有效评估其使用寿命,可用于对航空发动机燃油系统部件进行可靠性分析。

航空发动机燃油和控制系统的研究进展

本文旨在研究航空发动机燃油和控制系统的最新进展。从全数字化控制系统、自适应控制算法、神经网络控制技术以及故障诊断与容错控制策略等方面,介绍了该领域中的创新和改进。接着,对国内外研究进展进行了比较分析,总结了存在的问题和挑战。

航空发动机燃油控制装置可靠性研究综述

航空发动机燃油控制装置是航空发动机的核心控制单元,长期服役在高温、高压、强振的恶劣环境,在航空发动机外场使用中故障率占比高,产品的寿命及可靠性是当前制约我国装备能力提升的短板。本文总结了当前燃油控制装置的典型故障类型,对比分析了国内外在燃油控制装置可靠性设计与分析技术、可靠性优化技术、寿命试验技术及可靠性评估技术方面的研究进展;剖析了我国燃油控制装置可靠性技术研究及应用方面的不足及原因,同时结合航空发动机正向研发体系建设需要,指出了航空发动机自主创新设计中燃油控制装置性能及可靠性一体化设计所面临的技术难点和挑战,并立足于现有国内设计水平及工业基础,给出了夯实我国航空燃油控制装置设计能力需开展的基础性研究建议。

航空发动机燃油伺服系统可控流路设计方法

针对液压机械伺服系统正向设计的难点,提出了液压机械伺服系统可控流路的基本概念和理论。通过建立状态空间模型,采用闭环系统分析法及液压机械伺服系统可控流路概念,提出了单腔和串联式双腔两种基本结构的可控流路设计方法;在此基础上,以燃油伺服等压差控制系统的正向设计为典型算例,应用提出的可控流路设计方法进行了系统性设计。仿真结果表明,燃油伺服等压差控制系统静态误差为0,动态调节时间不大于0.01 s,超调量不大于10%,相角裕度大于45°,正弦波动输入信号的干扰下具有鲁棒抗干扰性能。

虚实结合的“航空发动机控制系统设计技术”课程教学改革探索

针对“航空发动机控制系统设计技术”课程的原理抽象、晦涩难懂,教学模式理论、实践交互性弱等问题,提出了一种虚实融合的课程教学改革建设方法。分析课程教学的现状与问题,阐述了课程改革的意义,阐明了课程改革的思路,给出了改革的具体举措。

光纤传输在航空发动机控制系统中的应用

为了提高发动机控制系统的耐电磁辐射能力,减轻系统传输电缆的质量,以全权限数字电子控制系统为基础,提出了一种基于光纤的系统重构和传输方案,开展光纤数据传输技术研究。设计了整套光纤链路的方案,完成了光纤组件的硬件加工,并在主、备系统间建立光纤传输路径,对设计的光纤传输链路开展了半物理和整机试验验证。结果表明:光纤传输技术可用于航空发动机控制系统信号传输,设计的光纤传输链路可耐受发动机的恶劣机械环境,并能稳定可靠地传输数据;当主系统部分功能失效时,通过光纤传输可获取备份系统信号,实现主控系统的故障重构,提高了系统的可靠性。通过项目研究,为未来新一代分布式控制系统的研制积累了技术经验。

航空发动机燃油系统定压活门参数优化设计

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。

“航空发动机控制系统”课程教学改革

文章从课程目标制定、课程内容整合、教学方法革新、考核方式优化、专家讲座举办、课程思政开展六个方面阐述了“航空发动机控制系统”课程教学改革,其中教学方法革新包括互动式教学、案例分析教学、虚拟仿真教学、科研见习、在线教学、跨学科整合教学。

军用航空发动机燃油与控制系统的研究和发展

本文对国内外军用航空发动机燃油与控制系统的研制现状和今后的发展方向进行了归纳和分析,主要对主燃油控制、加力燃油控制、尾喷口控制、防喘控制、发动机状态监视和故障诊断各系统的技术特点,方案选择,研究动向进行简单的介绍和评述。 从航空发动机燃油与控制系统近年来取得的进展,特别是FADC技术的研究和应用,可以看出发动机燃油与控制系统的发展潜力巨大,将会对军用飞机和军用航空发动机的研制和发展产生巨大影响。

航空发动机主燃油控制系统稳态过程分析

航空发动机的燃油系统用来供给发动机主燃烧室和加力燃烧室的燃油,在数字电子控制工作状态下,燃油流量受电子控制器控制。对航空发动机燃油系统工作原理进行分析后,针对不同转速对稳态过程进行了分析,给出了主供油量随油门杆变化的拟合曲线。

航空发动机燃油与控制系统的研究与展望

归纳和分析了国内外军用航空发动机燃油与控制系统的研制现状和今后的发展方向 ,简要介绍和评述了主燃油控制、加力燃油控制、尾喷口控制、防喘控制、发动机状态监视 ,特别是FADEC系统的技术特点、方案选择和研究动向。从中可以看出 。

航空发动机主燃油机械液压控制系统仿真研究

该文基于航空发动机主燃油机械液压控制系统的工作特点,用AMESim软件对其进行了建模,对其控制采用了参考模型的方法来设计滑模控制律。首先设计符合主燃油控制要求的参考模型控制量,在此基础上,应用滑模变结构控制理论设计主燃油系统控制量,使得被控系统既能跟踪参考模型,又能在响应的全过程都具有鲁棒性,克服了传统滑模变结构控制中到达模态鲁棒性差的特点,且系统响应快。最后将所设计的控制系统在Simulink下同发动机进行联合仿真。结果表明该控制方法有效,系统响应快并能消除抖振。

航空发动机控制系统及关键技术现状与展望

航空发动机控制系统是航空发动机的安全关键系统,对发动机在飞行全包线范围内安全可靠产生推力或功率至关重要。本文阐述了航空发动机控制系统的演进历程,对架构设计、控制律设计、故障诊断与状态监视设计三大系统级关键核心技术以及仿真使能技术的发展情况进行总结分析,并对工程可应用性进行探讨,最后对未来的发展方向和重点研究内容进行展望,为新一代航空发动机控制系统设计提供一定参考。

基于冗余执行器的航空发动机推力快速响应控制方法研究

面向飞/推一体化控制需求,开展涡扇发动机推力快速响应控制研究,提出了适用于推力最小相位系统的冗余控制方案。研究内容包括:(1)借鉴阀位控制思想,提出在传统燃油流量(Wf)回路基础上增设尾喷口喉道面积(A8)回路,通过挖掘冗余执行器变化速率潜力,提高推力响应速度,降低了对于燃油泵快速作动的需求,同时该方法可以使喷口在推力响应过程逐渐回中,系统具备持续的推力快速调节能力;(2)分析了A8调节推力的物理机理,指出容腔压力动力学主导的部件间流量匹配过程使得A8对推力具有直馈作用,是提高推力响应速度的有效途径。基于发动机部件级模型的评估结果表明,本文提出的方法在执行机构存在速率限制的情况下,实现了推力10 rad/s闭环带宽和A8回中的设计目标,方法可行、有效。在推力响应过程中,A8直馈作用对推力变化的贡献度最高时超过50%。随着对于推力控制模式和推力响应速度的日趋关注,应对容腔内的压力动态过程给予充分的重视。