發(fā)布時(shí)間：2020-09-28 21:53

　　 航空發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)是保證發(fā)動(dòng)機(jī)在整個(gè)飛行包線內(nèi)安全、穩(wěn)定工作的前提。隨著飛機(jī)對(duì)推進(jìn)系統(tǒng)要求的不斷提高,可靠且穩(wěn)定的控制系統(tǒng)開發(fā)正變得越來越難,而利用航空發(fā)動(dòng)機(jī)部件級(jí)模型進(jìn)行控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)并結(jié)合快速原型技術(shù)進(jìn)行仿真驗(yàn)證能夠有效的提高系統(tǒng)開發(fā)效率、降低研制成本。本文圍繞控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)驗(yàn)證展開研究,主要內(nèi)容包括部件級(jí)起動(dòng)建模、發(fā)動(dòng)機(jī)地面起動(dòng)及慢車以上狀態(tài)模型修正、全數(shù)字仿真平臺(tái)及快速原型仿真平臺(tái)開發(fā)和驗(yàn)證。論文首先對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)建模及控制技術(shù)發(fā)展趨勢(shì)做了闡述,對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)及慢車以上狀態(tài)部件級(jí)建模技術(shù)、部件級(jí)模型修正方法和發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)及驗(yàn)證平臺(tái)等發(fā)展現(xiàn)狀做了概括。其次,針對(duì)NASA公開的JT9D大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)慢車以上狀態(tài)部件級(jí)模型,本文分析了其建模思路及方法,并以此為基礎(chǔ)采用部件特性外推、冷轉(zhuǎn)動(dòng)狀態(tài)建模、起動(dòng)機(jī)建模及改進(jìn)求解算法等手段補(bǔ)充建立了JT9D發(fā)動(dòng)機(jī)地面起動(dòng)過程部件級(jí)模型。應(yīng)用國(guó)際民航組織(ICAO)公開的數(shù)據(jù)進(jìn)行了模型仿真結(jié)果與試車數(shù)據(jù)的對(duì)比,結(jié)果顯示最大相對(duì)誤差在7%以內(nèi),表明了建模方法的有效性和準(zhǔn)確性。接下來,針對(duì)前一章建立的JT9D地面起動(dòng)過程模型,應(yīng)用燃燒室燃燒效率修正、部件總壓恢復(fù)系數(shù)修正、轉(zhuǎn)子阻力模型修正及部件特性修正等方法對(duì)起動(dòng)模型進(jìn)行了手動(dòng)修正,通過與試車數(shù)據(jù)的對(duì)比,將起動(dòng)過程的最大仿真誤差從7%降低到了5%以內(nèi)。針對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)慢車以上狀態(tài)模型,本文從優(yōu)化的角度出發(fā),構(gòu)造了部件特性優(yōu)化因子及優(yōu)化目標(biāo)并采用遺傳算法迭代求解最佳優(yōu)化因子進(jìn)而修正發(fā)動(dòng)機(jī)部件特性數(shù)據(jù)。模型修正后的仿真結(jié)果顯示最大相對(duì)誤差在1%以內(nèi),表明了針對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)不同工作階段采用不同的模型修正技術(shù)能夠進(jìn)一步提高部件級(jí)模型的仿真精度。最后,本文開展了控制系統(tǒng)軟、硬件設(shè)計(jì)研究,包括起動(dòng)控制規(guī)律優(yōu)化設(shè)計(jì)、基于互聯(lián)網(wǎng)的多用戶協(xié)同數(shù)字仿真工作平臺(tái)搭建及控制系統(tǒng)快速原型仿真平臺(tái)的開發(fā)。應(yīng)用C代碼生成技術(shù)集成了修正后的JT9D發(fā)動(dòng)機(jī)模型至全數(shù)字仿真平臺(tái)和快速原型仿真平臺(tái)后,進(jìn)行了具體的起動(dòng)控制規(guī)律優(yōu)化仿真。兩個(gè)平臺(tái)仿真結(jié)果的對(duì)比充分驗(yàn)證了起動(dòng)控制規(guī)律的有效性。
【學(xué)位單位】：南京航空航天大學(xué)
【學(xué)位級(jí)別】：碩士
【學(xué)位年份】：2018
【中圖分類】：V235.13
【部分圖文】：

圖 2. 1 JT9D 發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)圖發(fā)動(dòng)機(jī)采用狀態(tài)監(jiān)控、視情維護(hù)，不規(guī)定整機(jī)使用壽命，只規(guī)定關(guān)鍵零部檢查時(shí)間。實(shí)際使用中表明發(fā)動(dòng)機(jī)空中停車率為0.1/1000飛行小時(shí)，總行小時(shí)。1980年單臺(tái)JT9D發(fā)動(dòng)機(jī)估價(jià)為200萬美元，至1982年初已出廠245間4200萬小時(shí)。為了提高性能以滿足不同寬體客機(jī)的使用要求，JT9D發(fā)經(jīng)定型使用的就有20余個(gè)，并成功裝機(jī)波音767、波音747、空客A300航空飛機(jī)。圍繞JT9D發(fā)動(dòng)機(jī)慢車以上工作狀態(tài)展開，詳細(xì)介紹如何通過各部件的氣整的發(fā)動(dòng)機(jī)慢車以上狀態(tài)穩(wěn)態(tài)及動(dòng)態(tài)模型。而如何建立準(zhǔn)確的起動(dòng)過程研究?jī)?nèi)容。級(jí)建模問題分析學(xué)的角度來看，航空發(fā)動(dòng)機(jī)是一種近似布雷頓循環(huán)的熱機(jī)，即空氣在風(fēng)等熵壓縮過程，在燃燒室中為定壓加熱過程，在高/低壓渦輪中為等熵膨管排出，并在外界環(huán)境中進(jìn)行定壓放熱完成整個(gè)循環(huán)。如果把各部件看

溫為Tt2，總壓為Pt2，已知風(fēng)扇設(shè)計(jì)點(diǎn)轉(zhuǎn)速nLd與總溫Tt2d，此公式2-8計(jì)算得到換算轉(zhuǎn)速nFcor：2 2( / ) / ( / )Fcor L t Ld t dn = n T n TRline就可從特性圖中插值出流經(jīng)風(fēng)扇的氣體換算質(zhì)量流量W口氣體熱力參數(shù)便可以用特性圖插值之后的數(shù)據(jù)進(jìn)一步計(jì)算t 21 F t2P = PR P2 221 212 2t t dt d tP TW WcP T= 21 2 21 21( , )H TTt = f far H2 2 2 2( , , )H t tH = f far T P21 21 2( )FN = W H H面的油氣比far21為0。H21為風(fēng)扇出口實(shí)際焓值，由變比熱法求

處的的焓再計(jì)算進(jìn)口處的熵S48，由熵通過低壓渦輪的膨脹比可，同樣由理想狀態(tài)下的熵可以計(jì)算出理想狀態(tài)下的焓，進(jìn)而利用際的出口焓，進(jìn)一步可以計(jì)算出低壓渦輪出口處的總溫Tt5和低48 48 48 48( , , )H t tH = f far T P5 48lg( )I LTS = S + ER5 2 5 5( ,I S H IH = f far S） 5 48 5 48( ) /I LTH = H + H H η5 2 5 5( , )H TTt = f far H5 5 48( )LTN = W H H等換算轉(zhuǎn)速線等效率線8

【參考文獻(xiàn)】

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本文編號(hào)：2829328