【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(shè) 計(jì)［Ｍ］．北京：國防工業(yè)出版社， 1989. 【 14 】 《航空發(fā)動機(jī)控制》下冊。由于航空發(fā)動機(jī)工作過程復(fù)雜多變，因此對發(fā)動機(jī)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(jī)性能的日益提高，對航空發(fā)動機(jī)提出了更高的要求；而高性能 的航空發(fā)動機(jī)，其控制系統(tǒng)則需要應(yīng)用新的控制理論進(jìn)行設(shè)計(jì) . 航空發(fā)動機(jī)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(jì) 90年代以來 ， 我國某航空動力控制系統(tǒng)研究所完成了設(shè)計(jì)比 較完 善、技術(shù)比較 成 熟的全權(quán)限數(shù)字式電子控制系統(tǒng)的研制 ， 之后 ， 對該系統(tǒng)進(jìn)行了各項(xiàng)試驗(yàn)和試飛驗(yàn)證。與 此 同 時(shí) ， 某研究所對某型發(fā)動機(jī)也進(jìn)行了數(shù)字式電子控制試驗(yàn)研究。對于高性能發(fā)動機(jī)的控制器 ， 其中轉(zhuǎn) 速 高、流 量 大 而 重 量 輕 的 燃 油 泵 ， 精 度 高 的 燃 油計(jì)量裝置以及實(shí)現(xiàn)復(fù)雜控制規(guī)律的關(guān) 鍵部件的設(shè)計(jì)技術(shù) ， 正在開展進(jìn)一步研究。 航空發(fā)動機(jī)控制系統(tǒng)在國內(nèi)的發(fā)展概況 我國在航空發(fā)動機(jī)控制研究方面已有 ５０ 多年的歷史。 光纖技術(shù)在發(fā)動機(jī)控制中有著廣泛的應(yīng)用 前 景。 （ 3） 智能化傳感器和智能化執(zhí)行機(jī)構(gòu)均可以模塊化 ， 即傳感器 和執(zhí)行機(jī)構(gòu)與電子模塊組裝 在一起 ， 構(gòu)成標(biāo)準(zhǔn)化電子模塊。分布式控制 系統(tǒng)由一臺 計(jì) 算機(jī) （ 對有冗余備份的可以是多臺計(jì)算機(jī) ） 、智 能化傳 感 器 和 智 能 化 執(zhí) 行 機(jī) 構(gòu) 組 成。為 消 除 電 磁 信 號 干 擾 ， 導(dǎo) 線還需要屏蔽 ， 這樣的結(jié)構(gòu)中導(dǎo)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(dǎo)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(jì) 算 后 ， 將 輸 出 信 號 再 通 過 導(dǎo) 線 傳 送 至 執(zhí) 行 機(jī) 構(gòu)。對于進(jìn)氣道、發(fā)動機(jī)及噴 管 的 綜 合 控 制 稱 為 推 進(jìn) 系 統(tǒng) 綜 合 控 制 ,對于飛機(jī)與推進(jìn)系統(tǒng)的綜合控制稱為飛行 ／ 推進(jìn)綜合控制器。對于這 樣 的 控 制 ， 當(dāng) 某 一 個(gè) 系 統(tǒng) 處 于 最 佳 狀 態(tài) 時(shí) ，其他系統(tǒng)不一定是最佳的 ， 分析某一系統(tǒng)的工作時(shí)必須考慮到其他系統(tǒng)最差的工作情況 ， 因而在 系統(tǒng)設(shè)計(jì)時(shí)不得不將每一個(gè)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(jī)所追求的目標(biāo)是能夠超聲速巡航和在大攻角過失速狀態(tài)下亞聲速機(jī)動飛 行。 隨著發(fā)動機(jī) FADEC的發(fā)展 ， 發(fā)動機(jī)控制與狀態(tài)監(jiān)視的一體化已成為現(xiàn)實(shí) ， 這標(biāo)志著不 僅 發(fā)動機(jī)控制 ， 而且發(fā)動機(jī)狀態(tài)監(jiān)視和故障診斷已達(dá)到一個(gè)更高的水平。 數(shù)字式電 子 控 制 器 可 實(shí) 現(xiàn) 發(fā) 動 機(jī) 全 部 功 能 的 控 制 ， 即 全 權(quán) 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(wù)。 近 20年來 ， 許多國家大力從事將數(shù)字式電子計(jì)算機(jī)應(yīng)用于航空發(fā)動機(jī)控制器 ——— 數(shù)字式 電子控制器 ——— 的研究 ， 并取得了巨大 的進(jìn)展和成果。例如 ， 奧林巴斯 593發(fā)動機(jī)控制系統(tǒng) ， 它的主要參數(shù)由模 擬式電子計(jì)算機(jī)控制 ， 只附加了某些機(jī)械液壓式保 護(hù) 裝 置 和 輔 助 控 制 器。 機(jī)械液壓式控制器在實(shí)現(xiàn)航空發(fā)動機(jī)單變 量 控 制 中 具 有 一 定 的 優(yōu) 越 性。 航空發(fā)動機(jī)機(jī)械液壓式控制器和數(shù)字式電子控制器 航空發(fā)動機(jī)問世以來 ， 一直采用機(jī)械液壓式控制器。 如果希望發(fā)動機(jī)在起飛和超聲速飛行時(shí)能產(chǎn)生最大推力 ， 而在飛行時(shí)耗油率最小 ， 最好的方案是改變發(fā)動機(jī)的熱力循環(huán)過程 ， 使其在巡航飛行時(shí)按渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)原理工作 ， 以降 低耗油率 ， 而在起飛和超聲速飛行時(shí) ， 通過改變 發(fā)動 機(jī) 的 幾 何 通 道 面 積 來 改 變 內(nèi)、外 涵 的 流 量 比 （ 即涵道比 ）， 轉(zhuǎn)為渦輪噴氣發(fā)動機(jī)的工作狀態(tài) ， 以 產(chǎn) 生 最 大 推 力 ， 這 就 是 變 循 環(huán) 發(fā) 動 機(jī)。為了 保證控制精 度 和發(fā)動機(jī)最佳性能 ， 選擇了 5個(gè)需要控制 的發(fā)動機(jī)參數(shù)。控制參數(shù)越多 ， 控制回路就越多 ，在多回 路控制系統(tǒng)中 ， 任何一個(gè)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(shè)計(jì)中的一個(gè)重要問題。 經(jīng)典的反饋控制理論在發(fā)動機(jī)控制中的應(yīng)用是發(fā)動機(jī)研制與發(fā)展的一個(gè)重要階段 。 航空發(fā)動機(jī)單變量控制和多變量控制 早期的航空發(fā)動機(jī) ， 由于飛機(jī)的飛行速度不 高 ， 發(fā) 動 機(jī) 的 推 力 不 大 ， 所 以 在 航 空 推 進(jìn) 系 統(tǒng) 中采用亞聲速進(jìn)氣道和收 斂噴管 ， 并且不需要對進(jìn) 氣 道 和 噴 管 控 制。大修中改進(jìn) EGT 裕度 . EGT 是發(fā)動機(jī)性能參數(shù)中最為重要的一個(gè)，通過對其分析、可監(jiān)控、預(yù)測發(fā)動機(jī)運(yùn)行狀態(tài)，對快速排故有很大幫助。 發(fā)動機(jī)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(jī)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(yán)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(yán)損 壞等致使核心機(jī)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(gè)探頭的平均溫度，可以防止因探 頭位置差異及個(gè)別探頭失效導(dǎo)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(zhuǎn)子不平衡引起的封嚴(yán)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(jī)滑油系統(tǒng)故障可能直接威脅到發(fā)動機(jī)及飛機(jī)的安全。 當(dāng)數(shù)字式電子控制器有故障時(shí)切換到備份的機(jī)械液壓式控制器。 從控制規(guī)律可以看出這是一個(gè)雙變量控制系統(tǒng)。 圖 ，它所實(shí)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(jī)低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)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(gè)計(jì)量裝置的 位置 分 別 由 兩 個(gè) 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(gòu)成局部反饋 ，以提高系統(tǒng)的穩(wěn)定性和動態(tài)品質(zhì)?？刂破鲗?shí)現(xiàn)各控制算法的計(jì)算 ， 包括基準(zhǔn)點(diǎn) 調(diào) 節(jié)、穩(wěn) 態(tài) 控 制 算 法、過 渡 態(tài) 控 制 算 法 及 各 種 保護(hù)邏輯。 由以上分析可知 ， 進(jìn)氣道控制系統(tǒng)為開環(huán)控制系統(tǒng) ， 發(fā)動 機(jī)轉(zhuǎn)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(yīng)一定的噴口面積。當(dāng)迅速推動油門操 縱桿改變 ＰＬＡ 使發(fā)動機(jī)加速 時(shí) ， 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(jī)按 ｑｍ，ｆ 的變化規(guī)律進(jìn)行加速。當(dāng) ＰＬＡ 一定時(shí) ， 飛行條件的變化通過調(diào) 節(jié)燃油流量 ｑｍ，ｆ 來保持發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速不變。 在這一系統(tǒng)中，被控制參數(shù)為通過進(jìn)氣道的空氣流量ｑｍ，ａ，執(zhí)行機(jī)構(gòu)為進(jìn)氣道斜板，斜板角度δ２為控制量。該信號經(jīng)傳感器后轉(zhuǎn)換為相應(yīng)的斜板希望位置信號。 在這一控制系統(tǒng)中進(jìn)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(jī) 控 制 系 統(tǒng) 按 其 采 用 控 制 器 的 類 型 是 機(jī) 械 液 壓 式 控 制 器 還 是 數(shù) 字 式 電 子 控 制 器 ， 分為機(jī)械液壓式控制系統(tǒng)和數(shù)字式電子控制系 統(tǒng)。 （ 3）當(dāng)航空發(fā)動機(jī)由一種工作狀態(tài)過渡到另一種工作狀態(tài)時(shí) （ 如發(fā)動機(jī)加速 、 減速 、 接通與 切斷加力等 ）， 能快速操縱 ， 過渡時(shí)間要短 ， 且不喘振 、 不熄火 。 傳統(tǒng)的噴管僅產(chǎn)生反作用推力 ， 現(xiàn)代飛機(jī)不僅要求產(chǎn)生正向推力 ，還要求產(chǎn)生矢量推力和 反推力 ， 即根據(jù)飛機(jī)的不同飛行狀態(tài)要求產(chǎn)生不同方向的推力 ， 以便對飛機(jī)提供不同飛行姿態(tài) 所需要的力和力矩 ， 這對提高飛機(jī)的機(jī)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(jī)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(jī)的 某些參數(shù) （ 如發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速 、 壓氣機(jī)出口空氣壓力 、 渦輪進(jìn) 口 燃 氣 溫 度 等 ） 按 需 要 的 規(guī) 律 變 化 ，從而保證發(fā)動機(jī)的性能 。 為保證超聲速進(jìn)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(jìn)行控制 。 以下對進(jìn)氣道 、 發(fā)動機(jī)及噴管控制的功能分別作簡要介紹 ?？傊冗M(jìn)的航空發(fā)動機(jī)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)是一項(xiàng)龐大的系統(tǒng)工程，涉及許多研究機(jī)構(gòu)、從事各方面工作的研究人員以及他們 協(xié)調(diào)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(shí)間?？刂葡到y(tǒng)結(jié)構(gòu)盡可能簡單 。在外場使用時(shí)必須便于檢查，而在返修時(shí)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(diào)試。美國“挑戰(zhàn)者號”航天飛機(jī)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(jī)的飛行事故都說明了系統(tǒng)可靠性的重要?？煽啃栽O(shè)計(jì)是控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)極為重要的部分。對于機(jī)械液壓式控制系統(tǒng)，由于其工作頻帶低，當(dāng)即將出現(xiàn)故障時(shí)，多數(shù)情況下，駕駛員能及時(shí)發(fā)現(xiàn)并能及時(shí)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(jī)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(shè)計(jì)帶來了苛刻的要求。 （１）