【正文】 版社，１９９０． 【１３】 徐和生，陳錦娣．線性多變量系統(tǒng)的分析與設 計［Ｍ］．北京：國防工業(yè)出版社， 1989. 【 14 】 《航空發(fā)動機控制》下冊。由于航空發(fā)動機工作過程復雜多變，因此對發(fā)動機控制問題的 研究比一般控制系統(tǒng)更為困難，尤其是隨著飛機性能的日益提高，對航空發(fā)動機提出了更高的要求；而高性能 的航空發(fā)動機，其控制系統(tǒng)則需要應用新的控制理論進行設計 . 航空發(fā)動機隨著其環(huán)境條件和工作狀態(tài)（如最大狀態(tài)、巡航狀態(tài)、加力狀態(tài)、加速及減速狀態(tài)等）的變化，它的氣動熱力過程將發(fā)生很大的變化。 20世紀 90年代以來 ， 我國某航空動力控制系統(tǒng)研究所完成了設計比 較完 善、技術比較 成 熟的全權限數(shù)字式電子控制系統(tǒng)的研制 ， 之后 ， 對該系統(tǒng)進行了各項試驗和試飛驗證。與 此 同 時 ， 某研究所對某型發(fā)動機也進行了數(shù)字式電子控制試驗研究。對于高性能發(fā)動機的控制器 ， 其中轉 速 高、流 量 大 而 重 量 輕 的 燃 油 泵 ， 精 度 高 的 燃 油計量裝置以及實現(xiàn)復雜控制規(guī)律的關 鍵部件的設計技術 ， 正在開展進一步研究。 航空發(fā)動機控制系統(tǒng)在國內的發(fā)展概況 我國在航空發(fā)動機控制研究方面已有 ５０ 多年的歷史。 光纖技術在發(fā)動機控制中有著廣泛的應用 前 景。 （ 3） 智能化傳感器和智能化執(zhí)行機構均可以模塊化 ， 即傳感器 和執(zhí)行機構與電子模塊組裝 在一起 ， 構成標準化電子模塊。分布式控制 系統(tǒng)由一臺 計 算機 （ 對有冗余備份的可以是多臺計算機 ） 、智 能化傳 感 器 和 智 能 化 執(zhí) 行 機 構 組 成。為 消 除 電 磁 信 號 干 擾 ， 導 線還需要屏蔽 ， 這樣的結構中導線的重量非?？捎^ ， 它約占系統(tǒng)總重量的 １６％ 。傳感器測量的信號通過導線傳送 至 數(shù) 字 式 電 子 控 制 器 ， 數(shù) 字 式 電 子 控 制 器 按照 一 定 的 算 法 計 算 后 ， 將 輸 出 信 號 再 通 過 導 線 傳 送 至 執(zhí) 行 機 構。對于進氣道、發(fā)動機及噴 管 的 綜 合 控 制 稱 為 推 進 系 統(tǒng) 綜 合 控 制 ,對于飛機與推進系統(tǒng)的綜合控制稱為飛行 ／ 推進綜合控制器。對于這 樣 的 控 制 ， 當 某 一 個 系 統(tǒng) 處 于 最 佳 狀 態(tài) 時 ，其他系統(tǒng)不一定是最佳的 ， 分析某一系統(tǒng)的工作時必須考慮到其他系統(tǒng)最差的工作情況 ， 因而在 系統(tǒng)設計時不得不將每一個系統(tǒng)的工作裕量加以 放 大 。矢 量 推 力 通過改變噴口氣流方向而獲得 ， 這種噴管稱為 矢 量 噴 管。 第四代作戰(zhàn)飛機所追求的目標是能夠超聲速巡航和在大攻角過失速狀態(tài)下亞聲速機動飛 行。 隨著發(fā)動機 FADEC的發(fā)展 ， 發(fā)動機控制與狀態(tài)監(jiān)視的一體化已成為現(xiàn)實 ， 這標志著不 僅 發(fā)動機控制 ， 而且發(fā)動機狀態(tài)監(jiān)視和故障診斷已達到一個更高的水平。 數(shù)字式電 子 控 制 器 可 實 現(xiàn) 發(fā) 動 機 全 部 功 能 的 控 制 ， 即 全 權 限 數(shù) 字 式 電 子 控 制 ,它是 利 用 數(shù) 字 式 電 子 控 制 系 統(tǒng) 的 極 限 能 力 來 完 成 系 統(tǒng) 所 規(guī) 定 的 全 部 任 務。 近 20年來 ， 許多國家大力從事將數(shù)字式電子計算機應用于航空發(fā)動機控制器 ——— 數(shù)字式 電子控制器 ——— 的研究 ， 并取得了巨大 的進展和成果。例如 ， 奧林巴斯 593發(fā)動機控制系統(tǒng) ， 它的主要參數(shù)由模 擬式電子計算機控制 ， 只附加了某些機械液壓式保 護 裝 置 和 輔 助 控 制 器。 機械液壓式控制器在實現(xiàn)航空發(fā)動機單變 量 控 制 中 具 有 一 定 的 優(yōu) 越 性。 航空發(fā)動機機械液壓式控制器和數(shù)字式電子控制器 航空發(fā)動機問世以來 ， 一直采用機械液壓式控制器。 如果希望發(fā)動機在起飛和超聲速飛行時能產生最大推力 ， 而在飛行時耗油率最小 ， 最好的方案是改變發(fā)動機的熱力循環(huán)過程 ， 使其在巡航飛行時按渦輪風扇發(fā)動機原理工作 ， 以降 低耗油率 ， 而在起飛和超聲速飛行時 ， 通過改變 發(fā)動 機 的 幾 何 通 道 面 積 來 改 變 內、外 涵 的 流 量 比 （ 即涵道比 ）， 轉為渦輪噴氣發(fā)動機的工作狀態(tài) ， 以 產 生 最 大 推 力 ， 這 就 是 變 循 環(huán) 發(fā) 動 機。為了 保證控制精 度 和發(fā)動機最佳性能 ， 選擇了 5個需要控制 的發(fā)動機參數(shù)?？刂茀?shù)越多 ， 控制回路就越多 ，在多回 路控制系統(tǒng)中 ， 任何一個回路中參數(shù)的變化 ， 都將影響到其他回路 ， 因此 ， 各回路之間的交互影 響成為多變量系統(tǒng)設計中的一個重要問題。 經典的反饋控制理論在發(fā)動機控制中的應用是發(fā)動機研制與發(fā)展的一個重要階段 。 航空發(fā)動機單變量控制和多變量控制 早期的航空發(fā)動機 ， 由于飛機的飛行速度不 高 ， 發(fā) 動 機 的 推 力 不 大 ， 所 以 在 航 空 推 進 系 統(tǒng) 中采用亞聲速進氣道和收 斂噴管 ， 并且不需要對進 氣 道 和 噴 管 控 制。大修中改進 EGT 裕度 . EGT 是發(fā)動機性能參數(shù)中最為重要的一個，通過對其分析、可監(jiān)控、預測發(fā)動機運行狀態(tài)，對快速排故有很大幫助。 發(fā)動機客戶主要通過降低排氣溫度的方法來提高 EGT 裕度，目前有效措施：高壓渦輪主動間隙控制 。例如：機組人員違反操作規(guī)程推動油門桿過快或操作引發(fā)的 EGT 超溫； (5) 外界環(huán)境變化引起 EGT 升高 :高海拔低氣壓地區(qū)、嚴寒條件或空氣含水分、鹽分及微塵過高等，會使起動緩慢形成富油燃燒，或使葉片腐蝕、封嚴損 壞等致使核心機效率下降，都會使 EGT 升高。 (2)燃油系統(tǒng)的原因 :燃油系 統(tǒng)故障。 EGT 超溫故障原因 : 測量出 EGT 溫度 4~6 個探頭的平均溫度，可以防止因探 頭位置差異及個別探頭失效導致的誤信號。 、不平衡振動過大。引起滑油溫度過高的主要原因是空氣、滑油熱交換器的冷卻表面過臟使熱效率降低所致。主要是由于漲圈、篦齒在工作過程中磨損使得 擋油能力降低，螺栓、管路接頭松動滲油，因轉子不平衡引起的封嚴失效等造成的。 第三章 控制系統(tǒng)的典型故障分析 滑油系統(tǒng)故障分析 發(fā)動機滑油系統(tǒng)故障可能直接威脅到發(fā)動機及飛機的安全。 當數(shù)字式電子控制器有故障時切換到備份的機械液壓式控制器。 從控制規(guī)律可以看出這是一個雙變量控制系統(tǒng)。 圖 ，它所實現(xiàn)的控制規(guī)律如下： （１）非加力穩(wěn)態(tài)控制是主燃油流量ｑｍ，ｆ 控制發(fā)動機低壓轉子轉速ｎＬ＝ 常數(shù)；噴口面積Ａ８ 控制低壓渦輪出口溫度Ｔ５ ＝ 常數(shù)。兩個計量裝置的 位置 分 別 由 兩 個 位 置 傳 感 器 測 量 ， 測 量 的 信 號 反饋到數(shù)字式電子控制器 ， 構成局部反饋 ，以提高系統(tǒng)的穩(wěn)定性和動態(tài)品質?？刂破鲗崿F(xiàn)各控制算法的計算 ， 包括基準點 調 節(jié)、穩(wěn) 態(tài) 控 制 算 法、過 渡 態(tài) 控 制 算 法 及 各 種 保護邏輯。 由以上分析可知 ， 進氣道控制系統(tǒng)為開環(huán)控制系統(tǒng) ， 發(fā)動 機轉速控制系統(tǒng)和加力控制系統(tǒng) 為閉環(huán)控制系統(tǒng) ， 尾噴口控制系統(tǒng)為開環(huán)操縱系統(tǒng)。 一定的 ＰＬＡ 對應一定的噴口面積。當迅速推動油門操 縱桿改變 ＰＬＡ 使發(fā)動機加速 時 ， 加 速 控 制 裝 置 給 定 加 速 控 制 規(guī) 律 ， 使 燃油流量按給定的規(guī)律變化 ， 使發(fā)動機按 ｑｍ，ｆ 的變化規(guī)律進行加速。當 ＰＬＡ 一定時 ， 飛行條件的變化通過調 節(jié)燃油流量 ｑｍ，ｆ 來保持發(fā)動機轉速不變。 在這一系統(tǒng)中，被控制參數(shù)為通過進氣道的空氣流量ｑｍ，ａ，執(zhí)行機構為進氣道斜板，斜板角度δ２為控制量。該信號經傳感器后轉換為相應的斜板希望位置信號。 在這一控制系統(tǒng)中進氣道作為被控對象。 第二章 控制系統(tǒng)的基本類型 航 空 發(fā) 動 機 控 制 系 統(tǒng) 按 其 采 用 控 制 器 的 類 型 是 機 械 液 壓 式 控 制 器 還 是 數(shù) 字 式 電 子 控 制 器 ， 分為機械液壓式控制系統(tǒng)和數(shù)字式電子控制系 統(tǒng)。 （ 3）當航空發(fā)動機由一種工作狀態(tài)過渡到另一種工作狀態(tài)時 （ 如發(fā)動機加速 、 減速 、 接通與 切斷加力等 ）， 能快速操縱 ， 過渡時間要短 ， 且不喘振 、 不熄火 。 傳統(tǒng)的噴管僅產生反作用推力 ， 現(xiàn)代飛機不僅要求產生正向推力 ，還要求產生矢量推力和 反推力 ， 即根據(jù)飛機的不同飛行狀態(tài)要求產生不同方向的推力 ， 以便對飛機提供不同飛行姿態(tài) 所需要的力和力矩 ， 這對提高飛機的機動性和縮短 起 飛 與 降 落 距 離 有 著 十 分 重 要 的 意 義 。 圖 發(fā)動機控制就是利用選擇的控制量 （ 如燃油流量 、 尾噴口面積等 ）的控制作用 ， 使發(fā)動機的 某些參數(shù) （ 如發(fā)動機轉速 、 壓氣機出口空氣壓力 、 渦輪進 口 燃 氣 溫 度 等 ） 按 需 要 的 規(guī) 律 變 化 ，從而保證發(fā)動機的性能 。 為保證超聲速進氣道在 任何條件下都能處于良好的工作狀態(tài) ， 必須對其進行控制 。 以下對進氣道 、 發(fā)動機及噴管控制的功能分別作簡要介紹 ?？傊?，先進的航空發(fā)動機控制系統(tǒng)設計是一項龐大的系統(tǒng)工程，涉及許多研究機構、從事各方面工作的研究人員以及他們 協(xié)調一致的工作，從開始研制到投入使用往往需要幾年，乃至十幾年的時間?？刂葡到y(tǒng)結構盡可能簡單 。在外場使用時必須便于檢查，而在返修時必須便于分解，便于對有故障零部件和老化零部件的更換，便于重新安裝與調試。美國“挑戰(zhàn)者號”航天飛機空中爆炸，歐洲“阿利亞娜號”火箭發(fā)射失敗，以及世界各國飛 機的飛行事故都說明了系統(tǒng)可靠性的重要?？煽啃栽O計是控制系統(tǒng)設計極為重要的部分。對于機械液壓式控制系統(tǒng)，由于其工作頻帶低，當即將出現(xiàn)故障時，多數(shù)情況下，駕駛員能及時發(fā)現(xiàn)并能及時處理。控制系統(tǒng)穩(wěn)態(tài)性能要求即控制精度要求。 航空發(fā)動機的 動態(tài)性能取決于所采用的控制方法。這些情況給控制系統(tǒng)設計帶來了苛刻的要求。 （１）