【正文】 全可靠的限制。 （３）穩(wěn)態(tài)性能?？刂葡到y(tǒng)設(shè)計時應保證系統(tǒng)有足夠高的控制精度，以便保證航空發(fā)動機穩(wěn)態(tài)性能的充分發(fā)揮和工作安全可靠，例如在發(fā)動機 其他參數(shù)不變時，發(fā)動機轉(zhuǎn)速降低１％，則推力將減?。?％，對推力，這對發(fā)動機性能是一個很大的損失。 ２ . 航空發(fā)動機控制系統(tǒng)運行時，由于工作狀態(tài)和環(huán)境條件的不斷變化，實際存在的各種隨機干擾因素的影響以及元件、部件的老化等問題使系統(tǒng)出現(xiàn)各種各樣的故障，這些故障將影響到系統(tǒng)的性能，甚至影響到系統(tǒng)的正常工作。然而對數(shù) 字式電子控制系統(tǒng)，由于工作頻帶寬、運行速度快，在故障情況下駕駛員來不及反應，更不可能及時處理，因此，就提出了數(shù)字式電子控制系統(tǒng)的可靠性問題?？煽啃允侵赶到y(tǒng)及組成系統(tǒng)的元件和部件的功能在規(guī)定的時間內(nèi)工作的穩(wěn)定程度，也就是在規(guī)定的時間內(nèi)，系統(tǒng)、元件、部件是否處于良好的工作狀態(tài)，任何一個系統(tǒng)如果不具有可靠性或可靠性很差都是不能使用的。對于數(shù)字式電子控 制系統(tǒng)，還需要考慮傳感器損壞、信號傳輸線路斷路、執(zhí)行機構(gòu)損壞、傳感器因較強的外界干擾而引起的信號波動等硬故障和傳感器飄移、隨機噪聲引起的信號變化等軟故障。在航空航天領(lǐng)域內(nèi)，控制系統(tǒng)的可靠性尤其重要，有時極其微小的故障也會帶來災難性的后果。只有成功地解決了可靠性問題，才能避免事故的發(fā)生。控制系統(tǒng)設(shè)計時必須把系統(tǒng)的可維護性放在首要位置考慮。不具有可維護性的系統(tǒng)實際上是降低了它的使用壽命，在經(jīng)濟上是一種損失。為此，控制系統(tǒng)設(shè)計時應選擇性能好的輕質(zhì)元器件和材料。為了提高航空發(fā)動機的性能必須采用更為先進的控制模式和控制方法，然而先進的控制模式和控制方法的實際應用絕非一項輕而易舉的工作，需要經(jīng)過方案擬定、航空發(fā)動機數(shù)學模型研究、控制軟件研究、硬件設(shè)計、控制系統(tǒng)仿真試驗、臺架試驗、高空臺試驗、飛行試驗等各個階段的研究，最后才能對所設(shè)計的控制系統(tǒng)進行評估。在可靠性要求的實現(xiàn)方面必須經(jīng)過可靠性設(shè)計、元部件可靠性試驗及系統(tǒng)可靠性試驗等。 控制系統(tǒng)的功能 航空發(fā)動機的工作過程是極其復雜的氣動 熱 力 過 程 ， 它 的 工 作 范 圍 是 如 圖 示 的 整 個飛行包線 ， 圖中橫坐標表示飛行馬赫數(shù) MA， 縱坐標表示飛行高度 H， 在飛行 包線內(nèi) ， 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 。 航空發(fā)動機控制系統(tǒng)的功能和目的就在于使其在任何環(huán)境條件和任何 工作狀態(tài)下都能穩(wěn)定 、 可靠地運行 ， 并且充分發(fā)揮其性能效益 。 早期的飛機由于飛行速度不高 ， 進氣道均采用亞聲速進氣道 ， 對這種進氣道一般不需要控 制 。 超 聲 速 進 氣 道 的 性 能 受 進 口 條 件 的影響很大 ， 飛機飛行速度和飛行高度的變化 、 飛行姿態(tài)的變化以及武器發(fā)射等都將引起進氣 道氣動阻力 、 總壓損失發(fā)生很大的變化 ，甚至導致進氣道工作不穩(wěn)定 。 對超聲速進氣道的控制就是當進口條件變化時 ， 調(diào)節(jié)進氣道的通道幾何面積 ， 以調(diào)節(jié)通過 進氣道的空氣流量 ， 使其與通過發(fā)動機的空氣流量相匹配 ， 減小進氣道外阻力和總壓損失 。 為此 ， 必須對發(fā)動機進行控制 ， 以保證發(fā)動機工 作穩(wěn)定 ， 并保證發(fā)動機在任何條件下性能最佳 。 早期的航空發(fā)動機采用簡單的收斂噴管 ， 噴管的出口面積根據(jù)發(fā)動機的工作狀態(tài) （ 如慢車 狀態(tài) 、 巡航狀態(tài) 、 最大狀態(tài)及加力狀態(tài)等 ）加以確定 ， 當飛行條件變化時對噴口面積不再進行調(diào) 節(jié) 。 對于帶有收擴噴管的發(fā)動機 ， 隨飛行條件的變化 ， 噴管的喉部面積和出口 面積也須相應地變化 ， 以保證發(fā)動機穩(wěn)定工作 ， 同時使推力損失最小 。 由于矢 量推力與飛機性能密切相關(guān) ， 因此矢量推力必須與飛機進行綜合控制 。 （ 2）保證發(fā)動機在最大非加力狀態(tài)和作戰(zhàn)狀態(tài)下性能最優(yōu) ； 在非加力時部分載荷巡航飛行 時耗油率低 ， 以提高經(jīng)濟性 ， 增加航程和巡航時間 ； 慢 車 狀 態(tài) 時 在 保 證 發(fā) 動 機 加 速 時 間 短 和 發(fā) 動 機工作穩(wěn)定可靠的前提下使推力最小 。 （ 4）當航空發(fā)動機受任何形式的干擾作用時 （ 如 強 氣 流 沖 擊 、 武 器 發(fā) 射 等 ）， 控 制 系 統(tǒng) 應 保 證航空發(fā)動機不失穩(wěn) ， 且能盡快地恢復到原狀態(tài) 。 總之 ， 控制系 統(tǒng)應保證發(fā)動機工作穩(wěn)定 、 安全可靠 ， 達到發(fā)動機各 種 工 作 狀 態(tài) 控 制 規(guī) 律 的 要求 ?，F(xiàn) 對 這 兩 種 控 制 系 統(tǒng) 的 基 本 組 成 與 工 作原理作一簡單介紹。它是由進氣道控 制系統(tǒng)和發(fā)動機控制系統(tǒng)組成的?？刂破饔蓧毫Ρ葌鞲衅?、 放大器、電液伺服閥、作動筒、進氣道斜板及斜板位置傳感器組成。實際上這一信號即是壓氣機的增壓比，它反映通過發(fā)動機的空氣流量。斜板希望位置信號與斜板位置傳感器測量的斜板實際位置信號比較后，產(chǎn)生誤差信號ｅ１。δ２的變化使進氣道喉部面積和進氣量變化，從而控制了通過進氣道的空氣流量 ｑｍ，ａ，使其與通過發(fā)動機的空氣流量相匹配，保持進氣道總壓恢復系數(shù)為一定值。由于通過進氣道的空氣流量難以測量，因此只能利用作動筒位置信號進行 反饋。圖中 ，ＰＬＡ（ＰｏｗｅｒＬｅｖｅｒＡｎｇｌｅ） 表示發(fā)動機油門 操縱桿角度 ， 一定的油門操縱桿位置對應 發(fā)動機一定的轉(zhuǎn)速 ， 也即對應發(fā)動機一定的工作狀態(tài)。當改變 ＰＬＡ 時 ， 通過狀態(tài)給定裝置改變轉(zhuǎn)速參考輸入 ｎｒ 。內(nèi)回路的 負 反饋作用是改善系統(tǒng)的穩(wěn)定性和動態(tài)品質(zhì)。當發(fā)動機加力時 ， 油門操縱桿推至加力位置。該 信號 與保證發(fā)動 機 為最大轉(zhuǎn)速的給定 渦 輪 膨脹比 π Ｔｒ 比 較后 產(chǎn)生誤差信號 ｅ３， 該信號經(jīng)機 械液 壓式放大器 放 大 后 ， 控制加力燃油泵的加力供油量 ｑｍ，ｆ ａｆ， 使發(fā)動機處于加力工作狀態(tài)。當需要改變噴口面積時 ， 首先改變油門操縱桿位置 ， 然 后通過噴口面積給定裝置給出一個與給定面積相應的 信 號。噴口面積操縱裝置利用 液壓泵輸出的高壓油推動作動筒 ，作動筒帶動執(zhí)行 機 構(gòu) ， 改 變 噴 口 魚 鱗 板 位 置 ， 從 而 改 變 噴 口 面積 ， 使其與給定面積相等。 航空發(fā)動機數(shù)字式電子控制系統(tǒng)由傳感器、數(shù)字式電子控制器執(zhí)行機構(gòu)、供油裝置、油泵 及被控對象組成 ， 如圖 ， 圖中被控對象為雙軸渦輪噴氣發(fā)動機。 傳感器測量發(fā)動機各有關(guān)參數(shù) ， 測量的各模擬信號經(jīng) A/D轉(zhuǎn)換后輸入到數(shù)字式電子 控 制 器。計算結(jié)果經(jīng) D/A 轉(zhuǎn)換為模擬信號 ， 輸 入 到 各 執(zhí) 行 機 構(gòu) ， 使 控 制 量 按 控 制 器 計 算 的 規(guī)律變化 ， 以控制發(fā)動機的各種工作狀態(tài)。兩個計量裝置的位置分別控制主燃油泵和加力燃油泵輸入到發(fā)動機主燃 燒室和加力燃燒室的燃油流量。 圖 噴口面積控制執(zhí)行機構(gòu)為液壓作動筒。液壓作動筒的位置決 定 噴 口 面 積 的 大 小 ， 該 位 置 由 位 置 傳 感 器 測量 ， 測量的位置信 號 反 饋 到 數(shù) 字 式 電 子 控 制 器 ， 構(gòu) 成 局 部 反 饋 ， 以 便 提 高 控 制 精 度 和 動 態(tài) 品質(zhì)。 （２）加力穩(wěn)態(tài)控制是ｑｍ，ｆ 控制ｎＬ ＝ 常數(shù)；當發(fā)動機進口溫度Ｔ２＜２８８Ｋ時，Ａ８ 控制渦輪 膨脹比πＴ ＝ 常數(shù)，當Ｔ２ ≥２８８Ｋ時， Ａ８ 控制Ｔ５ ＝ 常數(shù)；由操縱桿位置確定加力燃油流量 ｑｍ，ｆａｆ，以確定發(fā)動機加力比；當飛行條件變化時，根據(jù)高壓壓氣機出口壓力ｐ３ 對加力燃油流量 進行開環(huán)補償控制，以使加力比保持不變。 此外，在發(fā)動機工作過程中，需要對高壓壓氣機出口壓力ｐ３ 和高壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速ｎＨ 加以限 制，以保證發(fā)動機安全工作。兩個控制量分別為主燃油流量ｑｍ，ｆ 和噴 口面積 Ａ８；兩個被控制參數(shù)分別為低壓軸轉(zhuǎn)速ｎＬ 和低壓渦輪出口溫度Ｔ５ 或渦輪膨脹比πＴ 。當采用ＰＩＤ控制方法 時，需要考慮雙變量控制系統(tǒng)的解耦問題。這是一個簡單的控制 器，僅保證發(fā)動機能運行并返航。在推 進系統(tǒng)綜合控制和飛行／推進系統(tǒng)綜合控制中，數(shù)字式電子控制系統(tǒng)將更為復雜。例如：滑油用完的情況下幾分鐘內(nèi)發(fā)動機就會完全損壞。 滑油消耗量過高： 滑油消耗量過大是指發(fā)動機滑油消耗量超過規(guī)定值。 滑油壓力不正常： 滑油壓力不正常主要表現(xiàn)為壓力偏高、偏低和壓力脈動。 滑油溫度過高： 滑油溫度過高，會使滑油粘性降低，潤滑效果變差，最終導致齒輪和軸承磨損加快、滑油泵效率降低、滑油噴嘴和散熱器管路局部堵塞。 空中停車故障分析 發(fā)動機空中停車 (包括因故障引起的 自動停車和人工關(guān)車 )，直接威脅著飛行安全，甚至造車飛行事故。 空中停車發(fā)生起因： 、結(jié)構(gòu)腐蝕、外來物損傷。 、超轉(zhuǎn)。 EGT 超溫故障分析 發(fā)動機 EGT 超溫是民用發(fā)動機外場維護中的常見故障，危害極大，且影響因素復雜，給排故工作帶來較大難度。影響 EGT 的因素很多： EGT 升高 EGT 升高 (1)核心機氣路原因 :指氣流通過壓氣機、燃燒室及渦輪時，由于個別單元或整個核心機使用時間增加導致效率下降，從而引起 EGT 升高。以上各種情況都能引起氣路效率下降、 EGT 超溫。例如：噴嘴位置誤差或積碳導致霧化不良會造成局部超溫；燃油計量單元故障或 EEC 感受錯誤信息使燃油量增大會導致 EGT 超溫現(xiàn)象。 (4)人為因素致 EGT 升高 :EGT 超溫大多是人為因素造成的。 提高 EGT 裕度的主要措施 研究 EGT 影響因素是為了提高 EGT 的裕度，改善發(fā)動機的性能，從而延長發(fā)動機的使用壽命。生產(chǎn)廠家選擇新型耐高溫材料制造渦輪或采用更為有效的冷卻系統(tǒng)；也可采用耐高溫涂層或更合理的氣路設(shè)計，是發(fā)動機能長時間高效率工作來改善 EGT 裕度。減功率起飛 。風扇葉片及防磨帶檢 查 。因此，應對發(fā)動機建立故障檔案，進行追蹤分析，才能提出最為有效的改進和預防措施來提高 EGT 裕度 . 第四章 航空發(fā)動機控制系統(tǒng)的發(fā)展以及國內(nèi)發(fā)展概況