航空發(fā)動機控制系統(tǒng)是保證發(fā)動機在整個飛行包線內(nèi)安全、穩(wěn)定工作的前提。隨著飛機對推進系統(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)動機部件級模型進行控制系統(tǒng)設(shè)計并結(jié)合快速原型技術(shù)進行仿真驗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)計驗證展開研究,主要內(nèi)容包括部件級起動建模、發(fā)動機地面起動及慢車以上狀態(tài)模型修正、全數(shù)字仿真平臺及快速原型仿真平臺開發(fā)和驗證。論文首先對航空發(fā)動機建模及控制技術(shù)發(fā)展趨勢做了闡述,對航空發(fā)動機起動及慢車以上狀態(tài)部件級建模技術(shù)、部件級模型修正方法和發(fā)動機控制系統(tǒng)設(shè)計及驗證平臺等發(fā)展現(xiàn)狀做了概括。其次,針對NASA公開的JT9D大涵道比渦扇發(fā)動機慢車以上狀態(tài)部件級模型,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)動狀態(tài)建模、起動機建模及改進求解算法等手段補充建立了JT9D發(fā)動機地面起動過程部件級模型。應(yīng)用國際民航組織(ICAO)公開的數(shù)據(jù)進行了模型仿真結(jié)果與試車數(shù)據(jù)的對比,結(jié)果顯示最大相對誤差在7%以內(nèi),表明了建模方法的有效性和準確性。接下來,針對前一章建立的JT9D地面起動過程模型,應(yīng)用燃燒室燃燒效率修正、部件總壓恢復系數(shù)修正、轉(zhuǎn)子阻力模型修正及部件特性修正等方法對起動模型進行了手動修正,通過與試車數(shù)據(jù)的對比,將起動過程的最大仿真誤差從7%降低到了5%以內(nèi)。針對發(fā)動機慢車以上狀態(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)化目標并采用遺傳算法迭代求解最佳優(yōu)化因子進而修正發(fā)動機部件特性數(shù)據(jù)。模型修正后的仿真結(jié)果顯示最大相對誤差在1%以內(nèi),表明了針對發(fā)動機不同工作階段采用不同的模型修正技術(shù)能夠進一步提高部件級模型的仿真精度。最后,本文開展了控制系統(tǒng)軟、硬件設(shè)計研究,包括起動控制規(guī)律優(yōu)化設(shè)計、基于互聯(lián)網(wǎng)的多用戶協(xié)同數(shù)字仿真工作平臺搭建及控制系統(tǒng)快速原型仿真平臺的開發(fā)。應(yīng)用C代碼生成技術(shù)集成了修正后的JT9D發(fā)動機模型至全數(shù)字仿真平臺和快速原型仿真平臺后,進行了具體的起動控制規(guī)律優(yōu)化仿真。兩個平臺仿真結(jié)果的對比充分驗證了起動控制規(guī)律的有效性。
【學位單位】：南京航空航天大學
【學位級別】：碩士
【學位年份】：2018
【中圖分類】：V235.13
【部分圖文】：

圖 2. 1 JT9D 發(fā)動機結(jié)構(gòu)圖發(fā)動機采用狀態(tài)監(jiān)控、視情維護，不規(guī)定整機使用壽命，只規(guī)定關(guān)鍵零部檢查時間。實際使用中表明發(fā)動機空中停車率為0.1/1000飛行小時，總行小時。1980年單臺JT9D發(fā)動機估價為200萬美元，至1982年初已出廠245間4200萬小時。為了提高性能以滿足不同寬體客機的使用要求，JT9D發(fā)經(jīng)定型使用的就有20余個，并成功裝機波音767、波音747、空客A300航空飛機。圍繞JT9D發(fā)動機慢車以上工作狀態(tài)展開，詳細介紹如何通過各部件的氣整的發(fā)動機慢車以上狀態(tài)穩(wěn)態(tài)及動態(tài)模型。而如何建立準確的起動過程研究內(nèi)容。級建模問題分析學的角度來看，航空發(fā)動機是一種近似布雷頓循環(huán)的熱機，即空氣在風等熵壓縮過程，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)境中進行定壓放熱完成整個循環(huán)。如果把各部件看

溫為Tt2，總壓為Pt2，已知風扇設(shè)計點轉(zhuǎn)速nLd與總溫Tt2d，此公式2-8計算得到換算轉(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)進一步計算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為風扇出口實際焓值，由變比熱法求

處的的焓再計算進口處的熵S48，由熵通過低壓渦輪的膨脹比可，同樣由理想狀態(tài)下的熵可以計算出理想狀態(tài)下的焓，進而利用際的出口焓，進一步可以計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】

相關(guān)期刊論文 前10條

1 張?zhí)旌?殷彬彬;張鑫;;基于Compact RIO/FPGA的超高速控制器快速原型設(shè)計與試驗驗證[J];航空發(fā)動機;2015年03期

2 孔祥興;王曦;張紹基;尹長志;王祥宇;;民用渦扇發(fā)動機起動過程改進的分段組合控制計劃研究與試驗[J];航空動力學報;2014年12期

3 楊帆;樊丁;彭凱;王旺元;;基于試車數(shù)據(jù)的航空發(fā)動機起動過程建模[J];空軍工程大學學報(自然科學版);2013年06期

4 潘鵬飛;李秋紅;任冰濤;姜殿文;;基于遺傳算法的航空發(fā)動機部件特性修正[J];北京航空航天大學學報;2014年05期

5 徐建國;張?zhí)旌?;微型渦輪發(fā)動機燃油閉環(huán)控制起動方法[J];航空動力學報;2012年03期

6 王偎蘄;黃向華;葉翔;;基于CompactRIO的內(nèi)燃機噴油控制器快速原型設(shè)計與實現(xiàn)[J];測控技術(shù);2011年02期

7 王冠超;楊春;徐波;王文博;孫波;;基于改進PSO-SVM參數(shù)優(yōu)化的發(fā)動機起動過程辨識[J];燃氣渦輪試驗與研究;2011年01期

8 陶金偉;黃金泉;周文祥;;航空發(fā)動機組態(tài)建模技術(shù)研究[J];航空動力學報;2010年10期

9 姚華廷;王曦;蘇三買;;航空發(fā)動機數(shù)控系統(tǒng)綜合仿真平臺設(shè)計[J];航空動力學報;2010年09期

10 孫龍飛;孫健國;張海波;;航空發(fā)動機組件化建模技術(shù)[J];航空動力學報;2009年10期

相關(guān)博士學位論文 前2條

1 李秋紅;航空發(fā)動機智能魯棒控制研究[D];南京航空航天大學;2011年

2 周文祥;航空發(fā)動機及控制系統(tǒng)建模與面向?qū)ο蟮姆抡嫜芯縖D];南京航空航天大學;2006年

相關(guān)碩士學位論文 前4條

1 彭利方;變循環(huán)發(fā)動機建模與非線性控制方法研究[D];南京航空航天大學;2016年

2 金招省;基于PCI總線的微型渦噴發(fā)動機控制系統(tǒng)研究平臺設(shè)計[D];南京航空航天大學;2008年

3 季春生;航空發(fā)動機全數(shù)字仿真平臺設(shè)計[D];西北工業(yè)大學;2007年

4 卓剛;航空發(fā)動機智能建模與故障診斷研究[D];南京航空航天大學;2004年

本文編號：2829328