持续改进给发动机添动力

中国航空第一集团西安航空动力控制工程公司创建于1953年，是中国航空发动机燃油及控制系统研制、生产和试验基地。公司拥有性能先进的机械加工、热表处理、锻压铸造、橡胶塑压能力和计量测试手段，具备航空航天发动机燃油系统和液压附件的设计开发和制造加工能力。产品涉及航空、航天发动机燃油控制系统和飞机液压附件、肮     

航空发动机燃油计量装置的AMESim建模

现代航空发动机控制系统采用全权限数字电子控制,但液压机械控制装置——燃油计量装置作为一种精确控制燃油流量的执行机构,仍是控制系统必不可少的组成部分。本文基于AMESim软件建立了燃油计量装置的仿真模型,并通过物理试验验证了模型的精度。最后基于经校验的AMESim仿真模型,分析了计量装置的主要设计参数对燃油计量特性的影响,为燃油计量装置的设计提供了参考依据。     

航空发动机加力状态控制系统设计与仿真

根据航空发动机加力状态控制计划,进行了加力状态控制系统的控制逻辑设计,并在该型发动机控制系统数字仿真平台上进行了喷口及加力燃烧室燃油流量控制器的仿真研究.仿真表明,设计得到的控制逻辑是合理、可行的,可以应用于航空发动机加力状态控制系统的设计.     

高温燃油对航空发动机控制系统的影响分析

当前,随着民用航空飞机性能的不断提高,对燃油温度的控制要求越来越高。为了保证航空发动机的正常运转,防止发动机燃油系统温度超限,文章分析了航空发动机主燃油控制系统组成、油温过高对燃油特性的影响、高温燃油对航空发动机控制系统、液压系统的影响,最后对温度限制阀进行设计,对燃油温度进行限制,保证航空发动机的正常运转。     

航空发动机试车台燃油控制系统的研究

航空发动机试车台是能够为航空发动机地面试验提稳定的试验环境,为试验结果评估提供可靠的数据支撑,而燃油控制系统作为其中的核心部位在其中更是发挥着无可替代的作用,本文以燃油供给为研究基点,分析了燃油控制系统的技术要求,并据此给出了设计方案,提升了系统可靠性,为航空发动机的研发提供相应的理论参考。     

基于RSS-ERT的智能决策系统在涡轴涡桨发动机控制系统机械液压产品试验领域的设计与应用

控制系统机械液压产品是涡轴涡桨发动机控制指令的重要执行元件,其生产装配完成后需要使用专用试验设备进行性能调试,调试合格后方可装配发动机。由于控制系统机械液压产品结构复杂,调试过程烦琐,对试验操作人员的技术水平要求较高,须构建一套基于放回取样策略-极端随机树（Return Sampling Strategy-Extreme Random Tree,RSS-ERT）的智能决策系统。通过在调试过程中采集试验数据并根据产品性能反馈调试决策,降低了调试过程对试验操作人员的技术依赖,提高了调试效率。选取某型号燃油调节器进行系统功能验证,结果表明智能决策功能反馈准确,能够满足使用需求。     

航空发动机燃油与控制系统余度设计要求

航空发动机工作环境具有复杂性,为提高可靠性,基于余度设计理论,提出涡轮轴发动机和涡轮螺桨旋发动机燃油与控制系统的余度设计要求,能够有效指导航空发动机燃油与控制系统的多余度设计。     

航空发动机喷嘴关键工序加工及装备

正随着我国经济建设和航空工业的迅速发展,国家对航空发动机及其他航空产品的需求越来越大。航空发动机是高技术产品,其组成的零部件多达几千种,品种繁多、技术复杂、要求高。航空发动机喷嘴作为整个发动机的核心零件,加工精度和质量对燃油分布、雾滴尺寸、燃烧完全度、点火、出口温度场、润滑和排放污染等均有很大的影响。本文主要对燃油喷嘴的加工进行论述。航空发动机喷嘴产品概述     

基于AMESim的某型涡轴发动机燃油调节器建模仿真

涡轴发动机是直升机的动力装置,机械液压调节器是发动机控制系统的重要组成部分。以某型在役航空涡轴发动机机械液压调节器为研究对象,以机械液压系统建模仿真软件AMESim为研究平台,建立了该型调节器的AMESim模型,并进行了仿真研究。首先详细分析了调节器的组成及基本工作原理;其次,根据元部件的结构和流量连续及力平衡的原理,建立了该调节器的数学模型;最后,按照该调节器的调试流程对搭建的调节器模型进行仿真调试。通过对实际的试车数据对比表面,所建调节器的AMESim数学模型性达到了该调节器各项性能技术指标。所建立的调节器模型和得到的仿真结果不仅可以为该型调节器的调试过程提供参考,也可以在此基础上对该型调节器进行参数优化以提高或改进其性能。     

涡喷发动机转速振荡的模糊控制研究

为保证某型涡喷发动机喷油环小流量雾化性能,燃油控制系统引入了旁路调节器。旁路调节器的引入,给发动机燃油控制系统带来了正反馈效应,从而导致发动机转速振荡。针对上述问题,在不改变执行机构动态特性的前提下,由于找不出合适的PID控制器参数使得系统闭环回路稳定,本文基于模糊控制算法对供油控制系统进行数学仿真分析。仿真结果表明,模糊控制具有响应速度快、超调量较小的动态特性。     

基于Saber的飞机变频发电系统数字调压技术研究

以飞机变频发电系统为应用背景,分析了发电系统的结构和调压器的性能需求,提出了数字调压器的设计方法。对比分析了瞬时采样和积分法采样算法,确定出数字调压器的采样算法,使用MAST语言编写数值积分计算信号均方根值模板,对数字调压器的采样进行仿真验证。通过对模拟调压器控制函数的分析,得出数字式调压器的控制算法。最后,在仿真软件Saber中搭建数字调压器的仿真模型,在不同转速、不同频率的条件下对系统进行突加和突卸负载实验,通过对波形的分析,发现了其满足交流电压瞬变极限的要求。     

飞机数字化设计工程数据管理技术研究

飞机设计过程中的工程数据管理及其具体内容，已成为实现数字化飞机设计的关键。结合飞机设计工程数据管理系统的开发，提出并描述了由集成文挡、产品结构和更改控制组成的飞机数字化产品模型，阐述了飞机设计工程数据管理系统的功能模型，重点讨论了系统中产品结构树的生成算法，最后提出了基于工程数据管理的数字化飞机并行设计过程模型。     

Research on the dynamic characteristics of a turbine flow meter

In the hardware-in-loop simulation of aero-engine control system where the real fuel regulator is engaged, it's crucial to measure the real-time flow rate. In view of this, a flow meter with high precision and fast response is important. In this paper, modeling and experiments are conducted to verify the dynamic characteristics of a turbine flow meter (TFM). For the modeling part, driving torque and resistance torques are analyzed to derive the kinetic equation of TFM. Simulation with the kinetic equation shows good dynamic performance of TFM. In experiments, a workbench is designed to generate step-type flow and sine-type flow for identification in time domain and frequency domain. Results show that the settling time for TFM is no more than 100 ms and its band-with is over 4.61 Hz. Compared with the settling time of a main fuel valve and the band-width of a main fuel control loop, that is, 1.2 s and 2 Hz respectively, TFM is considered to be adaptive to measure the fuel of aero-engine.     

基于改进QPSO-SVR的航空发动机排气温度预测

为了减少航空发动机排气温度的随机性对飞机安全飞行的影响,提出了改进量子粒子群优化支持向量回归机(improved quantum behaved particle swarm optimization support vector regression,简称IQPSO-SVR)的航空发动机排气温度预测模型,以A319飞机的V2500发动机为例,选取状态监控所监测的性能参数数据作为训练样本和测试样本,其中航空发动机的高压转子转速、低压转子转速、燃油流量、高压压气机出口温度以及时间t作为模型的输入,以航空发动机排气温度作为模型的输出,在不同组训练样本的条件下,对改进量子粒子群优化过的支持向量回归基模型进行测试,并与量子粒子群优化支持向量回归机(quantum behaved particle swarm optimization support vector regression,简称QPSO-SVR)、支持回归机(support vector regression,简称SVR)进行对比。研究结果表明,改进量子粒子群优化支持向量回归机在航空发动机排气温度预测中相较其他两方法准确性更高,同时,在添加噪声的情况下,IQPSO-SVR也具有较好的预测能力。     

民用飞机燃油系统试验高度模拟系统设计

地面试验室试验是开展民用飞机燃油系统试验的重要组成部分.地面试验中高度模拟系统的建立对模拟燃油系统的工作状态具有重要意义.设计了适用于民用飞机燃油系统试验的高度模拟系统,并对系统工作原理进行了介绍,对其中的负压调节系统、引气调节系统、液压伺服系统、控制系统进行阐述,分析系统运行状况.结果表明:在模拟飞机爬升过程中,系统...     

模糊自适应预测控制在航空发动机中的应用研究

对于航空发动机这样复杂的系统,其数学模型具有较大的不确定性,而模糊控制对于解决模型不确定性问题具有较好的优势,运用模糊控制理论就具有较好的实践意义。而且,航空发动机在实际运行中存在诸多可测与不可测的扰动,将模糊建模技术与预测控制算法相结合,采用输出误差反馈启发校正的方法,有效地降低了系统设计与实现的复杂性,提高了系统的实时性,并使得该算法的模糊预测控制在鲁棒性、动态性能等方面皆优于常规PID控制。最后,通过数字仿真,对比了经典PID控制和运用模糊自适应预测控制。仿真结果表明,文中所采用的方法有较好的效果,其证明了该方法在航空发动机控制中应用的可能性。     

软式操纵系统中张力调节器的设计研究

软式操纵系统是通过钢索张力来传递操纵力的,钢索张力的变化直接影响飞机的操纵性能。张力调节器就是使钢索在各种状态下保持张力恒定的一种调节装置。对张力调节器的原理、结构形式进行了综合论述,并结合设计实例来说明钢索张力调节器的设计过程及设计中各参数的选取原则。     

A Min–Max multiregulator system with stability analysis for aeroengine propulsion control

Stability analysis is an essential issue in Min–Max multiregulator control strategy for commercial aircraft engines. In this paper, a Min–Max selector scheme along with a stability analysis method is provided for aeroengine propulsion control. It is assumed that the main regulator is a dynamic compensator and the limit regulators are constant gains. The regulators are determined in such a way that the individual control loops are stable. However, due to the switching nature of Min–Max structure, the stability of single loops does not necessarily ensure the overall system stability. In order to analyze the stability of the presented Min–Maxapproach, the architecture of the control system is transformed into the canonical form of Lure’s system and the condition for absolute stability is specified using Multivariable Circle Criterion. The theoretical results can also be applied to investigate the stability of min-only or max-only schemes. Afterwards, using the provided methodology, the global asymptotic stability is proved for the control system of a high bypass two-spool turbofan engine and the performance of the designed Min–Max controller in tracking a desired fan speed and limit protection in fault-free and fault tolerant situations is compared with the well-known Min–Max/SMC approach.     

Experimental Investigation and Optimization Design of Multi-Support Pipeline System

The design of aircraft hydraulic pipeline system is limited by many factors,such as the integrity of aviation structure or narrow installation space,so the limited clamp support position should be considered.This paper studied the fre-quency adjustment and dynamic responses reduction of the multi-support pipeline system through experiment and numerical simulation.To avoid the resonance of pipeline system,we proposed two different optimization programs,one was to avoid aero-engine working range,and another was to avoid aircraft hydraulic pump pulsation range.An optimization method was introduced in this paper to obtain the optimal clamp position.The experiments were intro-duced to validate the optimization results,and the theoretical optimization results can agree well with the test.With regard to avoiding the aero-engine vibration frequency,the test results revealed that the first natural frequency was far from the aero-engine vibration frequency.And the dynamic frequency sweep results showed that no resonance occurred on the pipeline in the engine vibration frequency range after optimization.Additionally,with regard to avoiding the pump vibration frequency,the test results revealed that natural frequencies have been adjusted and far from the pump vibration frequency.And the dynamic frequency sweep results showed that pipeline under optimal clamp position cannot lead to resonance.The sensitivity analysis results revealed the changing relationships between different clamp position and natural frequency.This study can provide helpful guidance on the analysis and design of practical aircraft pipeline.