陈俊南 2012.毕业设计 湖南航空学院

长沙航空职业技术学院 2012届毕业设计（论文）

题目（航空发动机控制系统发展综述）

院(系)\\部 航空装备工程系 学生姓名 陈俊南 学 号 200900151068 专 业 航空发动机主体维修 班 级 发动机0901 指导老师 郭平老师 完成时间 2012年4月

二 0一二 年 五 月 二十 日

长沙航空职业技术学院

目录

内容摘要 ................................................ 1 关键词 .................................................. 1 第一章 航空发动机控制系统的设计要求与功能 ............ 1 1.1控制系统的设计要求.........…………………...…………………1

1.2控制系统的功能 ……...………………………………………...4

第二章 航空发动机控制系统的基本类型 .................. 12

2.1 机械液压控制系统…………………………….................13 2.2 数字式电子控制系统……………………………….............13

第三章 航空发动机控制系统的故障分析 3.1 滑油系统故障分析.................. 3.2 空中停车故障分析................. 3.3 GET故障分析................

第四章 航空发动机控制系统的发展以及国内发展概况 4.1航空发动机控制系统的发展................

4.2航空发动机控制系统在国内的发展概况................ 总结 。。。。。。。。

致谢 。。。。。。

参考文献 ............................................... 21

长沙航空职业技术学院

2012届毕业设计（论文）任务书 学生 陈俊南 姓名 指导 郭平 老师 1.设计（论文）题目：航空发动机控制系统发展综述 2.阶段任务计划： 2011年11月23日～期末，在校查阅资料，进毕业设计和论文初步 2012年3月1日～5月21日进行毕业实践、毕业设计和论文撰写，并上交毕业实践报告和毕业设计（ 论文）材料 2012年4月毕业设计（论文）上交电子文档，进行中期检查和修改 2012年6月1日～6月13日进行论文答辩 3.参考文献和资料目录（可以附页） 【１】 彼特洛夫Ъ Ｈ ，等．燃气涡轮发动机自动控制系统设计［Ｍ］．毛可久，等，译．北京：国防工业出版社，１９８８． 学号 68 系别 航空系 班级 0901 发动机

【２】 管彦深，张加桢．航空动力装置控制：系统部分［Ｍ］．北京：国防工业出版社，１９８５． 【３】 廉筱纯，吴虎．航空发动机原理［Ｍ］．西安：西北工业大学出版社，２００５． 【４】 西北工业大学，南京航空学院，北京航空学院．航空燃气涡轮发动机原理［Ｍ］．北京：国防工业出版社，１９８１． 【５】 斯辽赫钦科ＣＭ，索苏洛夫ＢＡ．双路式涡轮喷气发动机原理［Ｍ］．赵振才，等，译．北京：国防工业出版社，１９８６． 【６】 聂恰耶夫Ю Н．航空动力装置控制规律与特性［Ｍ］，单凤桐，等，译．北京：国防工业出版社，１９９９． 【７】 廉筱纯，吴虎．航空燃气轮机原理［Ｍ］．北京：国防工业出版社，２００１． 【８】 何植岱，高浩．高等飞行动力学［Ｍ］．西安：西北工业大学出版社，１９９０． 【９】 张明廉，等．飞行控制系统［Ｍ］．北京：航空工业出版社，１９９４． 【１０】 绪芳胜彦．现代控制工程［Ｍ］．卢伯英，等，译．北京：科学出版社，１９７６． 【１１】 胡寿松．自动控制原理［Ｍ］．北京：国防工业出版社，１９８４． 【１２】 郑大中．线性系统理论［Ｍ］．北京：清华大学出版社，

１９９０． 【１３】 徐和生，陈锦娣．线性多变量系统的分析与设计［Ｍ］．北京：国防工业出版社，1989. 【 14 】 《航空发动机控制》下册。 【 15 】 图书馆相关资料。 【 16 】 网络相关资料。

航空发动机控制系统发展综述

(长沙航空职业技术学院,发动机

0901班 68号 陈俊南)

内容摘要：航空发动机的工作过程是及其复杂的气动热力过程。对这样一个复杂且编号多的过程如果不加以控制，航空发动机工作系统是根本不能正常工作的。航空发动机控制系统的工作目的就在于使其在任何环境条件和任何工作状态下都能稳定、可靠地运行，并且充分发挥其性能效益。

随着航空发动机工作系统的不断发展，其控制也在不断发展。这一发展可以大体归纳为：由基于经典控制理论的单变量控制系统发展到基于现代控制理论的多变量控制系统，由机械液压控制系统发展到数字式电子控制系统，由航空发动机各部分单独控制发展到各部分综合控制。

关键字：航空发动机 控制系统 综述

第一章 航空发动机控制系统的设计要求以及功能

1.1 控制系统的设计要求

航空发动机控制系统设计时必须满足四个方面的要求，即性能要求、可靠性要求、可维护性要求和质量要求。 １. 性能要求

从控制系统分析与设计角度考虑，这些要求即为系统的稳定性、动态性能、稳态性能要求。

（１）稳定性。与一般控制系统比较，航空发动机的稳定性问题更为突出。航空发动机的工作状态变化范围宽，环境条件变化大，因此它的特性变化很大。在某些情况下，例如高空低速飞行时，它的特性变得很差；当机动飞行、武器发射时，航空发动机又在极为不利的条件下工作。这些情况给控制系统设计带来了苛刻的要求。控制系统设计必须保证系统在任何环境条件下以及受到任何形式的干扰作用时都具有良好的稳定性。

（２）动态性能。控制系统设计应保证系统具有良好的动态品质，即响应要快、超调小、振荡少；由一种工作状态到另一种工作状态的过渡态控制，过渡时间要短，并且平稳与可靠。

航空发动机的动态性能取决于所采用的控制方法。例如，发动机的加速，如果采用沿着接近于喘振边界线进行加速的方法，则发动机的加速时间最短，这意味着发动机可在最短的时间

内获得最大的推力，然而加速过程又受到发动机工作必须绝对安全可靠的限制。因此，控制系统设计时不得不在高的动态性能指标与发动机安全工作要求之间进行折中。

（３）稳态性能。控制系统稳态性能要求即控制精度要求。控制系统设计时应保证系统有足够高的控制精度，以便保证航空发动机稳态性能的充分发挥和工作安全可靠，例如在发动机

其他参数不变时，发动机转速降低１％，则推力将减小３％，对于最大推力为４９ｋＮ的发动机，相当于减小了１４７ｋＮ的推力，这对发动机性能是一个很大的损失。航空发动机控制系统

的控制性能取决于所选择的控制方法、控制参数和对这些参数控制的精度。

２.可靠性要求

航空发动机控制系统运行时，由于工作状态和环境条件的不断变化，实际存在的各种随机干扰因素的影响以及元件、部件的老化等问题使系统出现各种各样的故障，这些故障将影响到系统的性能，甚至影响到系统的正常工作。对于机械液压式控制系统，由于其工作频带低，当即将出现故障时，多数情况下，驾驶员能及时发现并能及时处理。然而对数字式电子控制系统，由于工作频带宽、运行速度快，在故障情况下驾驶员来不及反应，更不可能及时处理，因此，就提出了数字式电子控制系统的可靠性问题。随着航空发动机性能要求的不断提高，数字式电子控制系统愈来愈复杂，出现故障的概率也就增加，因而控制系统的可靠性要求也就愈来愈高。可靠性是指系统及组成系统的元件和部件的功能在规定的时间内工作的稳定程度，也就是在规定的时间内，系统、元件、部件是否处于良好的工作状态，任何一个系统如果不具有可靠性或可靠性很差都是不能使用的。可靠性设计是控制系统设计极为重要的部分。对于数字式电子控制系统，还需要考虑传感器损坏、信号传输线路断路、执行机构损坏、传感器因较强的外界干扰而引起的信号波动等硬故障和传感器飘移、随机噪声引起的信号变化等软故障。因此，系统设计时必须采取故障检测与隔离措施，并采用容错控制及余度控制技术，以保证系统的正常工作。在航空航天领域内，控制系统的可靠性尤其重要，有时极其微小的故障也会带来灾难性的后果。美国“挑战者号”航天飞机空中爆炸，欧洲“阿利亚娜号”火箭发射失败，以及世界各国飞 机的飞行事故都说明了系统可靠性的重要。只有成功地解决了可靠性问题，才能避免事故的发生。 ３.可维护性要求

可维护性是航空发动机控制系统设计的重要要求之一，发动机状

态监控与故障诊断即是对维护性的重大发展。控制系统设计时必须把系统的可维护性放在首要位置考虑。在外场使用时必须便于检查，而在返修时必须便于分解，便于对有故障零部件和老化零部件的更换，便于重新安装与调试。不具有可维护性的系统实际上是降低了它的使用寿命，在经济上是一种损失。 ４.重量要求

控制系统的重量应尽可能轻，以满足发动机推重比要求，而推重比是发动机最重要的性能指标。为此，控制系统设计时应选择性能好的轻质元器件和材料。控制系统结构尽可能简单。为了提高航空发动机的性能必须采用更为先进的控制模式和控制方法，然而先进的控制模式和控制方法的实际应用绝非一项轻而易举的工作，需要经过方案拟定、航空发动机数学模型研究、控制软件研究、硬件设计、控制系统仿真试验、台架试验、高空台试验、飞行试验等各个阶段的研究，最后才能对所设计的控制系统进行评估。其中每一阶段都需要进行大量的工作。在可靠性要求的实现方面必须经过可靠性设计、元部件可靠性试验及系统可靠性试验等。总之，先进的航空发动机控制系统设计是一项庞大的系统工程，涉及许多研究机构、从事各方面工作的研究人员以及他们协调一致的工作，从开始研制到投入使用往往需要几年，乃至十几年的时间。

1.2 控制系统的功能

航空发动机的工作过程是极其复杂的气动 热 力 过 程，它 的 工 作 范 围 是 如 图 1.1所 示 的 整 个飞行包线，图中横坐标表示飞行马赫数 MA，纵坐标表示飞行高度 H，在飞行 包线内，航空 发 动机随着其环境条件和工作状态（如最大状态、巡 航状 态、加 力 状 态、加 速 及 减 速 状 态 等）的 变 化，它的气动热力过程将发

生很大的变化。对这样一个复杂且变化多的过程如不加以控制，航

空发动机是根本不能正常工作的。航空发动机控制系统的功能和目的就在于使其在任何环境条件和任何 工作状态下都能稳定、可靠地运行，并且充分发挥其性能效益。

以下对进气道、发动机及喷管控制的功能分别作简要介绍。 1.进气道

早期的飞机由于飞行速度不高，进气道均采用亚声速进气道，对这种进气道一般不需要控 制。飞行马赫数 MA>1.5的飞机必须采 用 超 声 速 进 气 道。超 声 速 进 气 道 的 性 能 受 进 口 条 件 的影响很大，飞机飞行速度和飞行高度的变化、飞行姿态的变化以及武器发射等都将引起进气 道气动阻力、总压损失发生很大的变化，甚至导致进气道工作不稳定。为保证超声速进气道在 任何条件下都能处于良好的工作状态，必须对其进行控制。

对超声速进气道的控制就是当进口条件变化时，调节进气道的通道几何面积，以调节通过 进气道的空气流量，使其与通过发动机的空气流量相匹配，减小进气道外阻力和总压损失。

2.发动机

随着飞行条件和发动机工作状态的变化，发动机特性将发生很大的变化，在一定的条件下

发动机可能出现不稳定的工作情况，如压气机喘振、燃烧室熄火、加力燃烧室振荡等。为此，必须对发动机进行控制，以保证发动机工作稳定，并保证发动机在任何条件下性能最佳。

图1.1飞机的飞行包线

发动机控制就是利用选择的控制量（如燃油流量、尾喷口面积等）的控制作用，使发动机的 某些参数（如发动机转速、压气机出口空气压力、涡轮进 口 燃 气 温 度 等）按 需 要 的 规 律 变 化，从而保证发动机的性能。

3.喷管

早期的航空发动机采用简单的收敛喷管，喷管的出口面积根据发

动机的工作状态（如慢车 状态、巡航状态、最大状态及加力状态等）加以确定，当飞行条件变化时对喷口面积不再进行调 节。后期发展

的航空发动机采用了收扩喷管（拉伐尔喷管），以便进一步提高排气速度，使发动 机获得更大的推力。对于带有收扩喷管的发动机，随飞行条件的变化，喷管的喉部面积和出口 面积也须相应地变化，以保证发动机稳定工作，同时使推力损失最小。

传统的喷管仅产生反作用推力，现代飞机不仅要求产生正向推力，还要求产生矢量推力和 反推力，即根据飞机的不同飞行状态要求产生不同方向的推力，以便对飞机提供不同飞行姿态 所需要的力和力矩，这对提高飞机的机动性和缩短 起 飞 与 降 落 距 离 有 着 十 分 重 要 的 意 义。由于矢量推力与飞机性能密切相关，因此矢量推力必须与飞机进行综合控制。

1.2.1航空发动机对控制系统的要求

（1）飞机飞行状态的变化，如滑跑、起飞、爬高、平飞、加速飞行、减速飞行、下滑以及各种机动飞行，将引起航空发动机工作状态和特性产生很大的变化，控制系统应保证航空发动机在上 述各种飞行状态下工作正常且可靠。

（2）保证发动机在最大非加力状态和作战状态下性能最优；在非加力时部分载荷巡航飞行 时耗油率低，以提高经济性，增加航程和巡航时间；慢 车 状 态 时 在 保 证 发 动 机 加 速 时 间 短 和 发 动机工作稳定可靠的前提下使推力最小。

（3）当航空发动机由一种工作状态过渡到另一种工作状态时（如发动机加速、减速、接通与 切断加力等），能快速操纵，过渡时间要短，且不喘振、不熄火。

（4）当航空发动机受任何形式的干扰作用时（如 强 气 流 冲 击、武 器 发 射 等），控 制 系 统 应 保 证航空发动机不失稳，

且能尽快地恢复到原状态。

（5）在飞行包线内，当航空发动机在任何条件下 工 作 时，控 制 系 统 应 保 证 航 空 发 动 机 安 全 工作，发动机不超温、不超转、不超功率。

总之，控制系统应保证发动机工作稳定、安全可靠，达到发动机各 种 工 作 状 态 控 制 规 律 的 要求。

第二章 控制系统的基本类型

航 空 发 动 机 控 制 系 统 按 其 采 用 控 制 器 的 类 型 是 机 械 液 压 式 控 制 器 还 是 数 字 式 电 子 控 制 器，分为机械液压式控制系统和数字式电子控制系 统。现 对 这 两 种 控 制 系 统 的 基 本 组 成 与 工 作原理作一简单介绍。

2.1 机械液压式控制系统

简单的航空推进系统机械液压式控制方式的基本原理图如图2.1所示。它是由进气道控 制系统和发动机控制系统组成的。

1.进气道控制系统的基本控制原理

在这一控制系统中进气道作为被控对象。控制器由压力比传感器、

放大器、电液伺服阀、作动筒、进气道斜板及斜板位置传感器组成。压力比传感器感受压气机出口静压力ｐｓ，３与进口静压力ｐｓ，２ 之比ｐｓ，３／ｐｓ，２信号。实际上这一信号即是压气机的增压比，它反映通过发动机的空气流量。该信号经传感器后转换为相应的斜板希望位置信号。斜板希望位置信号与斜板位置传感器测量的斜板实际位置信号比较后，产生误差信号ｅ１。误差信号ｅ１经放大器和电液伺服阀放大后，推动作动筒，作动筒将输出力和位移进一步放大后推动进气道斜板，使斜板角度δ２向希望的位置变化。δ２的变化使进气道喉部面积和进气量变化，从而控制了通过进气道的空气流量 ｑｍ，ａ，使其与通过发动机的空气流量相匹配，保持进气道总压恢复系数为一定值。

在这一系统中，被控制参数为通过进气道的空气流量ｑｍ，ａ，执行机构为进气道斜板，斜板角度δ２为控制量。由于通过进气道的空气流量难以测量，因此只能利用作动筒位置信号进行

反馈。飞行马赫数Ｍａ 为进气道进口扰动量，发动机进口总压ｐ２ 对进气道是一反压，并作用于进气道.

图2.1 航空推进系统机械液压式控制方式原理图

2. 发动机控制系统基本控制原理

图2.2利用模型和跟踪滤波器直接控制发动机的推力和失速裕度的原理图

图2.2所示的发动机控制系统包括发动机转速 控 制 系 统、加 力 控 制 系 统 和 尾 喷 口 操 纵 系 统。图中，ＰＬＡ（ＰｏｗｅｒＬｅｖｅｒＡｎｇｌｅ）表示发动机油门操纵杆角度，一定的油门操纵杆位置对应 发动机一定的转速，也即对应发动机一定的工作状态。当 ＰＬＡ一定时，飞行条件的变化通过调 节燃油流量ｑｍ，ｆ 来保持发动机转速不变。当改变 ＰＬＡ 时，通过状态给定装置改变转速参考输入ｎｒ。它与机械离心 式 转 速 传 感 器 测 量的发动机实际转速ｎ比较后产生误差信号ｅ２，该误差信号经机械液压式 放 大 器 放 大 后 改 变 燃油泵的燃油流量，以控制发动机的转速ｎ，并将ｎ调整到转速参考输入值ｎｒ 上。内回路的 负 反馈作用是改善系统的稳定性和动态品质。当迅速推动油门操纵杆改变 ＰＬＡ使发动机加速 时，加 速 控 制 装 置 给 定 加 速 控 制 规 律，使 燃油流量按给定的规律变化，使发动机按ｑｍ，ｆ 的变化规律进行加速。当发动机加力时，油门操纵杆推至加力位置。压 力

比 测 量 装 置 感 受 压 气 机 出 口 压 力 ｐ３ 和 涡轮出口压力ｐ５，压力比测量装置输出反映涡轮实际膨胀比πＴ 的信号。该 信号 与保证发动 机 为最大转速的给定 涡 轮 膨胀比πＴｒ 比 较后 产生误差信号ｅ３，该信号经机 械液 压式放大器 放 大 后，控制加力燃油泵的加力供油量ｑｍ，ｆａｆ，使发动机处于加力工作状态。

一定的 ＰＬＡ对应一定的喷口面积。当需要改变喷口面积时，首先改变油门操纵杆位置，然 后通过喷口面积给定装置给出一个与给定面积相应的 信 号。该 信 号 与 反 映 实 际 喷 口 面 积 的 反 馈信号比较后产生误差信号ｅ４，该误差信号随喷口面积操纵装置工作。喷口面积操纵装置利用 液压泵输出的高压油推动作动筒，作动筒带动执行 机 构，改 变 喷 口 鱼 鳞 板 位 置，从 而 改 变 喷 口 面积，使其与给定面积相等。

由以上分析可知，进气道控制系统为开环控制系统，发动机转速控制系统和加力控制系统 为闭环控制系统，尾喷口控制系统为开环操纵系统。

2.2数字式电子控制系统

航空发动机数字式电子控制系统由传感器、数字式电子控制器执行机构、供油装置、油泵 及被控对象组成，如图2.3所示，图中被控对象为双轴涡轮喷气发动机。

数字式电子控制系统的主要功能是在整个飞 行 包 线 内 实 现 发 动 机 稳 态 （慢 车、巡 航、最 大 和加力状态）和过渡态（起动、加速、减速、接通与切断加力状态）全权限控制和安全保护要求。

传感器测量发动机各有关参数，测量的各模拟信号经 A/D转换后输入到数字式电子 控 制 器。控制器实现各控制算法的计算，包括基准点 调 节、稳 态 控 制 算 法、过 渡 态 控 制 算 法 及 各

种 保护逻辑。计算结果经 D/A 转换为模拟信号，输 入 到 各 执 行 机 构，使 控 制 量 按 控 制 器 计 算 的 规律变化，以控制发动机的各种工作状态。

主燃油控制和加力燃油控制的执行机构是两个电液伺服阀分别驱动主燃油计量装置和加 力燃油计量装置。两个计量装置的位置分别控制主燃油泵和加力燃油泵输入到发动机主燃烧室和加力燃烧室的燃油流量。两个计量装置的位置 分 别 由 两 个 位 置 传 感 器 测 量，测 量 的 信 号 反馈到数字式电子控制器，构成局部反馈，以提高系统的稳定性和动态品质。

图2.3航空发动机数字式电子控制系统原理图

喷口面积控制执行机构为液压作动筒。它的 运 动 由 电 液 伺 服 阀 进 行 控 制，并 利 用 喷 口 液 压泵输出的高压油加以驱动。液压作动筒的位置决 定 喷 口 面 积 的 大 小，该 位 置 由 位 置 传 感 器 测量，测量的位置信 号 反 馈 到 数 字 式 电 子 控 制 器，构 成 局 部 反 馈，以 便 提 高 控 制 精 度 和 动 态 品质。

图2.3所示的系统是一个比较简单的数字式电子控制系统，它所实现的控制规律如下：

（１）非加力稳态控制是主燃油流量ｑｍ，ｆ

控制发动机低压转子转速ｎＬ＝ 常数；喷口面积Ａ８ 控制低压涡轮出口温度Ｔ５ ＝ 常数。 （２）加力稳态控制是ｑｍ，ｆ

控制ｎＬ ＝ 常数；当发动机进口温度Ｔ２＜２８８Ｋ时，Ａ８ 控制涡轮

膨胀比πＴ ＝ 常数，当Ｔ２ ≥２８８Ｋ时，Ａ８ 控制Ｔ５ ＝ 常数；由操纵杆位置确定加力燃油流量

ｑｍ，ｆａｆ，以确定发动机加力比；当飞行条件变化时，根据高压压气机出口压力ｐ３ 对加力燃油流量

进行开环补偿控制，以使加力比保持不变。

（３）加速与减速控制是按照数字式电子控制器中预先设定的主燃油流量变化规律控制发动机低压转子转速，使其按一定规律变化。 此外，在发动机工作过程中，需要对高压压气机出口压力ｐ３ 和高压转子转速ｎＨ 加以限

制，以保证发动机安全工作。

从控制规律可以看出这是一个双变量控制系统。两个控制量分别为主燃油流量ｑｍ，ｆ 和喷

口面积Ａ８；两个被控制参数分别为低压轴转速ｎＬ 和低压涡轮出口温度Ｔ５ 或涡轮膨胀比πＴ 。

数字式电子控制器中的控制算法可以采用现代控制理论中的有关控制方法，也可以采用经典

控制理论中的ＰＩＤ（ＰｒｏｐｏｒｔｉｏｎａｌＩｎｔｅｇｒａｔｉｏｎａｌＤｉｆｆｅｒａｎｔｉａｌ）控制方法。当采用ＰＩＤ控制方法

时，需要考虑双变量控制系统的解耦问题。

当数字式电子控制器有故障时切换到备份的机械液压式控制器。这是一个简单的控制

器，仅保证发动机能运行并返航。

以上仅介绍了简单的双轴涡轮喷气发动机数字式电子控制系统，对多变量涡轮风扇发动

机数字式电子控制系统，由于控制变量的增加和控制规律的复杂，控制系统将变得复杂。在推

进系统综合控制和飞行／推进系统综合控制中，数字式电子控制系统将更为复杂。

第三章 控制系统的典型故障分析

3.1滑油系统故障分析

发动机滑油系统故障可能直接威胁到发动机及飞机的安全。例如：滑油用完的情况下几分钟内发动机就会完全损坏。因此，滑油系统的压力、温度、滑油消耗量、滑油渗漏都要进行监控。 滑油消耗量过高：

滑油消耗量过大是指发动机滑油消耗量超过规定值。主要是由于涨圈、篦齿在工作过程中磨损使得挡油能力降低，螺栓、管路接头松动渗油，因转子不平衡引起的封严失效等造成的。 滑油压力不正常：

滑油压力不正常主要表现为压力偏高、偏低和压力脉动。引起滑油压力不正常的因素有活门卡死、油滤堵塞、滑油泄露管路破裂、释压活门或滑油泵出现故障等。 滑油温度过高：

滑油温度过高，会使滑油粘性降低，润滑效果变差，最终导致齿轮和轴承磨损加快、滑油泵效率降低、滑油喷嘴和散热器管路局部堵塞。引起滑油温度过高的主要原因是空气、滑油热交换器的冷却表面过脏使热效率降低所致。 3.2 空中停车故障分析

发动机空中停车(包括因故障引起的自动停车和人工关车)，直接威胁着飞行安全，甚至造车飞行事故。空中停车率是评估发动机可靠性的一项重要指标，目前先进民航发动机的空中停车率为0.01~0.05次/1000工作小时。 空中停车发生起因：

1.结构疲劳断裂、结构腐蚀、外来物损伤。

2.喘振、不平衡振动过大。 3.超温烧腐、超转。 4.滑油系统故障。 3.3 EGT超温故障分析

发动机EGT超温是民用发动机外场维护中的常见故障，危害极大，且影响因素复杂，给排故工作带来较大难度。 3.3.1 EGT超温故障原因:

测量出EGT温度4~6个探头的平均温度，可以防止因探头位置差异及个别探头失效导致的误信号。影响EGT的因素很多： 1.核心机气路原因 2.燃油系统的原因 3.故障方面的原因 4.人为因素致EGT升高

5.外界环境变化引起EGT升高

(1)核心机气路原因:指气流通过压气机、燃烧室及涡轮时，由于个别单元或整个核心机使用时间增加导致效率下降，从而引起EGT升高。例如：压气机的叶型损失；级间损失；叶端损失及喘振；放气门关闭不严；燃烧室的富油燃烧；外部冷却不均；涡轮冷却不良及间隙控制不好。以上各种情况都能引起气路效率下降、EGT超温。 (2)燃油系统的原因:燃油系统故障。例如：喷嘴位置误差或积碳导致雾化不良会造成局部超温；燃油计量单元故障或EEC感受错误信息使燃油量增大会导致EGT超温现象。

(3)故障方面的原因:例如：鸟击或外来物导致叶片损伤；起飞滑跑时发生喘振；提前关闭放气活门或不该打开时打开。

(4)人为因素致EGT升高:EGT超温大多是人为因素造成的。例如：机组人员违反操作规程推动油门杆过快或操作引发的EGT超温；

(5) 外界环境变化引起EGT升高:高海拔低气压地区、严寒条件或空气含水分、盐分及微尘过高等，会使起动缓慢形成富油燃烧，或使叶片腐蚀、封严损坏等致使核心机效率下降，都会使EGT升高。 3.3.2 提高EGT裕度的主要措施

研究EGT影响因素是为了提高EGT的裕度，改善发动机的性能，从而延长发动机的使用寿命。EGT的裕度定义为红线温度与最大功率时EGT的差值。生产厂家选择新型耐高温材料制造涡轮或采用更为有效的冷却系统；也可采用耐高温涂层或更合理的气路设计，是发动机能长时间高效率工作来改善EGT裕度。

发动机客户主要通过降低排气温度的方法来提高EGT裕度，目前有效措施：高压涡轮主动间隙控制;减功率起飞;发动机冲洗;风扇叶片及防磨带检查;大修中改进EGT裕度.

EGT是发动机性能参数中最为重要的一个，通过对其分析、可监控、预测发动机运行状态，对快速排故有很大帮助。因此，应对发动机建立故障档案，进行追踪分析，才能提出最为有效的改进和预防措施来提高EGT裕度.

第四章 航空发动机控制系统的发展以及国内发展概况

4.1 航空发动机控制系统的发展

随着航空发动机的不断发展，航空发动机控制也在不断发展。这一发展可以大体归纳为： 由基于经典控制理论的单变量控制系统发展到基于现 代 控 制 理 论 的 多 变 量 控 制 系 统，由 机 械 液压式控制系统发展到数字式电子控制系统，由进气道、发动机及喷管各部分单独控制发展到 由三者组成的推进系统综合控制以及飞行／推进 系 统 综 合 控 制。未 来 的 航 空 发 动 机 控 制 将 会 由集中式控制系统发展为分布式控制系统。

4.1.1 航空发动机单变量控制和多变量控制

早期的航空发动机，由于飞机的飞行速度不 高，发 动 机 的 推 力 不 大，所 以 在 航 空 推 进 系 统 中采用亚声速进气道和收

敛喷管，并且不需要对进 气 道 和 喷 管 控 制。这 时 的 航 空 发 动 机 采 用 的控制方案是当飞行条件变化时，根据测量的发动 机 进 口 压 力，调 节 燃 油 流 量，保 持 发 动 机 转 速基本不变的开环控制方案。由于这种控制方案的 控 制 精 度 不 高，因 此 在 以 后 的 发 动 机 控 制 中不再作为主要的控制方案。

随着对发动机性能要求的提高和经典控制理论的完善，到２０世纪50年代初，在发动机控 制中应用了经典控制理论的闭环反馈控制原理，并成功 地 设 计 与 实 现 了 发 动 机 转 速 反 馈 的 闭 环控制，使控制系统的控制精度和动态性能得到了很大的改善，发动机性能有了较大的提高。

经典的反馈控制理论在发动机控制中的应用是发动机研制与发展的一个重要阶段 。虽然 这种控制理论仅解决了单输入／单输出控制系统的设计，但这种设计方法简单，易于实现，并能 保证发动机在一定使用范围内有较好的性能，因此，这种控制方法仍然应用于目前的许多发动机控制中。

现代航空发动机的工作范围在不断扩大，并要求在全飞行包线内都具有最佳性能，如高的 控制精度，良好的稳定性，大的推力，低的耗油率，飞行条件变化或发动机工作状态变化时的动 态过程时间尽可能短等。在这种情况下，仅用一个控制量控制发动机的一个参数的单输入／单输出控制系统是不可能实现这些要求的，为此，必须采用更多的控制变量以控制发动机更多的 参数，这就构成了多输入／多输出的多变量控制系统。控制参数越多，控制回路就越多，在多回 路控制系统中，任何一个回路中参数的变化，都将影响到其他回路，因此，各回路之间的交互影 响成为多变量系统设计中的一个重要问题。利用经典的反馈控制理论虽然也可以设计多个单 一反馈回路组成的多回路系统，然而这种多回路系统不仅结构十分复杂，而且难以解决多回路 的交互影响，也就不可能保证系 统 的 稳 定 性 及 动 态 性 能。20世 纪 60年 代 以 来 发 展 的 现 代 控 制理论为解决多变量控制系统设计奠定了理论基础，并且很快地 在 发 动 机 控 制 中 进 行 了 应 用 研究。

20世纪70年代初，美国对 F100发动机进行了多变量控制系统研究。为了 保证控制精 度 和发动机最佳性能，选择了5个需要控制

的发动机参数。这5个参数是风扇转速、高压压气机 转速、主燃烧室进口压力、加力燃烧室进口压力和主燃烧室燃油需用油量。在非加力状态下相 应地选择了5个控制输入量，即主燃烧室燃油供油流量、喷口面积、风扇导流叶片弯度、高压压气机静子叶片 安 装 角 和 高 压 压 气 机 放 气 活 门 放 气 面 积 （控 制 放 气 量 ）。美 国 的 四代 发 动 机F119有14个控制回路。

如果希望发动机在起飞和超声速飞行时能产生最大推力，而在飞行时耗油率最小，最好的方案是改变发动机的热力循环过程，使其在巡航飞行时按涡轮风扇发动机原理工作，以降 低耗油率，而在起飞和超声速飞行时，通过改变发动 机 的 几 何 通 道 面 积 来 改 变 内、外 涵 的 流 量 比（即涵道比），转为涡轮喷气发动机的工作状态，以 产 生 最 大 推 力，这 就 是 变 循 环 发 动 机。这 种发动机的被控参数往往在20个以上，相应的控制变量也大大增加。仅仅作为控制变量的几 何通道可调参数就包括尾喷管喉部面积及出口面 积、涡 轮 导 向 器 面 积、外 涵 道 出 口 面 积、压 气 机放气活门面积、压气机静子叶片安装角、风扇导流叶片弯度等，还包括主燃油流量、加力燃油 流量、涡轮间隙冷却空气量等。整个系统是异常复杂的多变量控制系统。

4.1.2 航空发动机机械液压式控制器和数字式电子控制器

1.机械液压式控制器的发展及局限性

航空发动机问世以来，一直采用机械液压式控制器。随着航空发动机的不断发展，机械液 压式控制器的设计与制造技术也在不断发展，由于对控制功能要求的不断扩大与提高，使控制 器的结构不断完善，目前机械液压式控制器已发展为能 够 实 现 比 较 复 杂 的 发 动 机 控 制 规 律 和 具有较高控制精度的“计算装置”。此外，机械液压式控制器还具有抗电子干扰能力强的优点。 当前正在应用的许多航空发动机，其控制系统仍然采用机械液压式控制器，因此这种控制器目 前仍然有着重要作用。

机械液压式控制器在实现航空发动机单变 量 控 制 中 具 有 一 定 的 优 越 性。但 是，正 如 前 文所讲的，现代航空发动机要求控制更多的参数（变 量），以 提 高 其 性 能，若 仍 利 用 机 械 液 压 式 控 制器实现多变量控制，其结构将十分复杂，并且无法 实 现

多 回 路 解 耦 控 制，也 无 法 实 现 现 代 控 制理论中各种复杂的控制方法。

2.全权限数字式电子控制

随着电子计算机科学技术及其应用研究的不 断 发 展，将 计 算 机 应 用 于 控 制 器 则 完 全 可 以 实现航空发动机多变量控制。因此，在20世纪60年代，即开始研究并实现了以模拟式电子计 算机作为控制器的发动机控制系统。例如，奥林巴斯593发动机控制系统，它的主要参数由模 拟式电子计算机控制，只附加了某些机械液压式保 护 装 置 和 辅 助 控 制 器。这 种 控 制 器 的 控 制 性能超过了机械液压式控制器。但是，模拟式电子计算机作为控制器，则存在电子元件漂移较 大、对环境因素比较敏感等问题，使控制精度受到很 大 影 响，同 时 存 在 模 拟 式 电 子 元 件 可 靠 性 较差以及程序修改受硬件限制等问题。因此，模拟式电子控制器并未得到进一步发展，在很短 的时间内即被放弃使用。

近20年来，许多国家大力从事将数字式电子计算机应用于航空发动机控制器———数字式 电子控制器———的研究，并取得了巨大

的进展和成果。数字式电子计算机的强大功能在于：（1）数字式电子计算机具有高速运算和高速存 储 能 力，并 具 有 大 的 存 储 容 量，能 够 实 现 现代控制理论中各种复杂而先进的控制算法，因此，将 数 字 式 电 子 计 算 机 应 用 于 控 制 器 时，可 保 证航空发动机的高性能指标和高的控制精度要求。（2）数字控制软件和控制算法易于修改和更换，极 大 地 方 便 了 控 制 系 统 的 设 计、试 验 和 实 际应用，从而缩短控制系统研制周期，降低研制费用。（3）数字式电子计算机的逻辑判断功能使控制 系 统 的 各 种 限 制 与 保 护 措 施、故 障 隔 离、容 错控制、控制器切换等易于实现，因而可保证航空发动机工作的可靠性。

数字式电 子 控 制 器 可 实 现 发 动 机 全 部 功 能 的 控 制，即 全 权 限 数 字 式 电 子 控 制 ,它是 利 用 数 字 式 电 子 控 制 系 统 的 极 限 能 力 来 完 成 系 统 所 规 定 的 全 部 任 务。 FADEC可在整个飞行包线内对发动机 没 有 限 制 性 规 则，保 证 按 照 飞 行 员 的 意 愿 操 纵 发 动 机。 对军用涡轮风扇发动机来讲，FADEC的 主 要 功 能 是 保 证 实 现 发 动 机 所 要 求 的 控 制 规 律 和 不 同的控制模式；实现对发动机全部

控制变量（主燃油流量、加力燃油流量、尾喷口喉部面积及出 口面积、风扇导流叶片弯度和压气机静子叶片安装角等）的准确控制；实现容错控制、状态监视 和发动机超转、超温、失速／喘振等各种保护功能，以 保 证 发 动 机 运 行 安 全；实 现 发 动 机 燃 烧 室 火焰探测、自动点火、自适应起动和飞行条件变化的自动补偿等功能。

正因为数字式电子控制器所具有的优点，目前 航 空 技 术 先 进 的 国 家 新 研 制 的 发 动 机 均 采 用全权限数字式电子控制器，例 如，美 国 的 第 四 代 飞 机 F22的 F119发 动 机，即 采 用 双 通 道 容 错控制的全权限数字式电子控制。

随着发动机 FADEC的发展，发动机控制与状态监视的一体化已成为现实，这标志着不 仅 发动机控制，而且发动机状态监视和故障诊断已达到一个更高的水平。

4.1.3 航空推进系统各部分独立控制与综合控制

对于航空推进系统来讲，进气道、发动机和 喷 管 各 部 分 的 工 作 密 切 相 关、相 互 影 响。进 气 道工作的不稳定必然影响到下游发动机的压气机及燃 烧 室 等 部 件 的 工 作；发 动 机

各 可 变 几 何 面积的变化以及压气机的失速与喘振也必然影响到上 游 进 气 道 的 工 作；喷 管 节 流 面 积 的 变 化 和推力方向的变化也将影响发动机性能。

对于飞机来讲，飞机的飞行速度、攻角、侧滑角对进气道进出口参数、总压恢复系数和进气 道工作稳定性有很大的影响，而进气道出口参数的变化和工作稳定性又进一步影响到发动机； 发动机推力的变化又直接影响着飞机的性能，例如飞行速度、爬升率、机动性和飞机的稳定性。第四代作战飞机所追求的目标是能够超声速巡航和在大攻角过失速状态下亚声速机动飞 行。在大攻角过失速状态下亚声速飞行时，由于飞行速度低，空气动力作用在飞机舵面上产生 的力矩不大，因而飞机不可能有良好的机动性。为了 获 得 飞 机 高 度 机 动 飞 行 所 需 要 的 力 和 力 矩，就必须依靠喷管，使其不仅能提供沿飞行方向的推力，而且能提供不同方向的推力，即矢量 推力。矢量推力能产生比飞机舵面大得多的力 矩，足 以 保 证 飞 机 机 动 飞 行 的 要 求。矢 量 推 力 通过改变喷口气流方向而获得，这种喷管称为 矢 量 喷 管。因 此，对 第 四 代 作 战 飞 机，其 性 能 与 矢量喷管的工作及矢量推力控制有着直接关系。

通过以上分析可以知道，推进系统的各部分之间、飞机与推进系统之间存在着复杂的交互 作用。传统的航空推进控制系统设计一般是各部分 分 别 独 立 设 计 的，形 成 了 各 自 独 立 的 控 制 系统；传统的飞行控制系统设计也是将飞机控制与推进系统控制分别设计，形成了飞机控制系 统、进气道控制系统和发动机控制系统。对于这 样 的 控 制，当 某 一 个 系 统 处 于 最 佳 状 态 时，其他系统不一定是最佳的，分析某一系统的工作时必须考虑到其他系统最差的工作情况，因而在 系统设计时不得不将每一个系统的工作裕量加以 放 大。最 重 要 的 是 系 统 之 间 的 交 互 影 响，在一定条件下可能首先导致其中某一系统工作不稳定，并可能进一步导致整个系统工作不稳定。 由此可知，各部分独立设计时，一般很难使航空推进 系 统 或 飞 机 整 体 性 能 最 优，甚 至 不 可 能 保 证整个系统的稳定性。为了使整个系统性能最优和稳定性最好，就必须对各个部分进行综合控制，也称为一体化 控制。对于进气道、发动机及喷 管 的 综 合 控 制 称 为 推 进 系 统 综 合 控 制 ,对于飞机与推进系统的综合控制称为飞行／推进综合控制器。

在推进系统综合控制研究方面，美国于 1973——1976年利用 安 装 在 F111飞 机 上 的 进 气 道 和 TF30发动机进行了研究，研究结果证明了采用推进系统综合控制所带 来的 效益，包括飞 行 范围的扩大、快速节流响应的提 高 以 及 推 力 的 加 大 等。1978年 在 YF12C飞 机 上 采 用 推 进 系 统综合控制提高了进气道稳定性，在保证推力的情况下降低了涡轮进口温度。

4.1.4 航空发动机 FADEC集中式控制与分布式控制

当前航空发动机 FADEC均 采用 集 中式 控制系统，即将数字式电 子控制器集中放置在 专 门设计的机箱中。传感器测量的信号通过导线传送 至 数 字 式 电 子 控 制 器，数 字 式 电 子 控 制 器 按照 一 定 的 算 法 计 算 后，将 输 出 信 号 再 通 过 导 线 传 送 至 执 行 机 构。信 号 处 理、控 制 算 法 的 执 行、通信、存储、余度管理完全由一台数字式电子 控 制 器 完 成。这 样 的 控 制 系 统 称 为 集 中 式 控 制系统。

采用集中式控制系统存在的主要问题如下： （1）传感器分布在发动机的不同位置，传感器测 量 的 信 号 通 过 导 线 传 送 至

电 子 控 制 器，电子控制器的信号再通过导线将信号传送至发动机 不 同 的 执 行 机 构。为 消 除 电 磁 信 号 干 扰，导 线还需要屏蔽，这样的结构中导线的重量非常可观，它约占系统总重量的１

６％

。

（2）集中式控制系统的大部分工作主要由一台计算机完成。随着发动机控制参数的增加， 控制算法愈来愈复杂，容错控制要求的提高，使系统 复 杂 程 度 增 加，计 算 机 的 工 作 负 荷 将 越 来 越大，对 CPU的要求越来越高，这将使数字控制系统研制难度增加，成本提高。

航空发动机 FADEC未来的发展将可能采用分布式控制系统。分布式控制 系统由一台 计 算机（对有冗余备份的可以是多台计算机）、智 能化传 感 器 和 智 能 化 执 行 机 构 组 成。这 些 智 能 化传感器和智能化执行机构本 身 带 有 CPU，具 有 部 分 信 号 处 理 与 计 算 的 功 能，在 工 作 过 程 中可以独立完成部分控制任务。

分布式控制系统的优点如下： （1）由于智能化传感器和执行构

能独立完成部分控制任务，因而可以大大减少与计算机之间的连接

导线，这将使控制系统的重量大大降低。

（2）由于智能化传感器与执行机构具有信号处 理 与 转 换、故 障 诊 断、超 限 检 查 和 自 检 以 及 计算功能，大大减轻了计算机的负担。

（3）智能化传感器和智能化执行机构均可以模块化，即传感器和执行机构与电子模块组装 在一起，构成标准化电子模块。系统设计时可根据需要选择不同的模块，这将使数控系统的设 计与研制难度降低，并使系统的可靠性和可维护性提高。

由于智能化传感器和智能化执行机构须直接安装在发动机上，它们的工作环境恶劣，尤其 是处于高温下的电子模块，还需要解决模块耐高温的问题，而当前使用的硅芯片还满足不了这 样的要求，这是分布式控制在实际应用中需要解决 的 核 心 技 术 之 一。为 解 决 这 一 问 题 需 要 研 究耐高温的半导体材料，例如，砷化镓和铝化镓等，它们都是很有前途的耐高温半导体材料。

光纤技术在发动机控制中有着广泛的应用 前 景。光纤电缆极 轻极薄，信 号 能 够 在 光 纤 中 双向同时传播，无须接地回 路 和 没 有 产 生 电 火 花 的 危 险，光 纤 电 缆 不 受 外 界 电 磁 等

干 扰 的 影 响。所有这些优点对于提高发动机的推重比、控制算法实时计算、安全可靠工作都起着十分关 键的作用。

一旦耐高温半导体材料的计算机芯片研制成功，将会使发动机分布式控制得以实现，同时 将光纤技术应用于发动机控制系统，这将促进 发 动 机 控 制、飞 行／推 进 系 统 综 合 控 制 技 术 的 应 用获得巨大的发展。

4.2 航空发动机控制系统在国内的发展概况 4.2.1机械液压式控制系统发展概况

我国在航空发动机控制研究方面已有５０多年的历史。20世纪 50年代中 期，国内某发 动 机控制器设计与制造工厂即开始了机械液压式控制器的研制，之后，不断地改进、改型，并先后 不断地研制了各种新型号的发动机控制器。几十年 的 发 展，使 我 国 对 机 械 液 压 式 控 制 器 的 研 制经验积累丰富，技术水平已较高。目前我国正在使用的大部分型号的发动机，其控制器均为 国内研制。对于高性能发动机的控制器，其中转 速 高、流 量 大 而 重 量 轻 的 燃 油 泵，精 度 高 的 燃 油计量装置以及实现复杂控制规律的关

键部件的设计技术，正在开展进一步研究。

4.2.2 数字式电子控制系统发展概况

国内对于航空发动机数字式电子 控 制 的 研 究 开 始 于

20世 纪 70年 代。1997年 西 北 工 业 大学首先开展了该项研究 工作，并在发动机试验台上对 PT20发动机进 行了 数字控制试 验， 取得了成功，这是国内对航空发 动 机 数 字 式 电 子 计 算 机 控 制 的 开 创 性 研 究。20世 纪 80年 代中期，该校又对JT15D涡 轮 风 扇 发 动 机 开 展 了 进 一 步 的 数 字 式 电 子 控 制 试 验 研 究。与 此 同 时，某研究所对某型发动机也进行了数字式电子控制试验研究。

20世纪80年代后期，国内有关研究所、工厂及学校合作开展了航 空发动机数字式电子 控 制系统研究，为全面突破航空发动机全权限数字式电子控制系统各项关键技术，制订了研究与 发展计划。该计划确定以某型发动机为验证机，研 制 数 字 式 电 子 控 制 系 统样 机。经过各单位 的努力与合作在完成了样机研制后，进行了发动机地面台架试验。

20世纪90年代以来，我国某航空动力控制系统研究所完成了设计比 较完 善、技术比较 成 熟的全权限数字式电子控制系统的研制，之后，对该系统进行了各项试验和试飞验证。所做的 研究工作和取得的研究成果表明，我国已掌握了发动机数字控制技术，研制的数控系统已达到 工程应用水平。

国内对现代控制理论在 航 空 发 动 机 控 制 中 的 应 用 研 究，开 始 于 20世 纪 80年 代 初 期，20 余年来对航空发动机自适应控制、鲁棒控制、神经网 络 控 制、性 能 优 化 控 制 以 及 非 线 性 控 制等进行了较多的理论和应用探讨，取得了—定的进展。

总结：

在飞行包线内，航空发动机随着工作环境和工作状态的变化，其气动热力过程将发生很大的变化，航空发动机控制的目的就是使其在任何变化的条件下都能稳定、可靠地工作，并充分发挥发动机的性能效益。由于航空发动机工作过程复杂多变，因此对发动机控制问题的

研究比一般控制系统更为困难，尤其是随着飞机性能的日益提高，对航空发动机提出了更高的要求；而高性能的航空发动机，其控制系统则需要应用新的控制理论进行设计.

航空发动机随着其环境条件和工作状态（如最大状态、巡航状态、加力状态、加速及减速状态等）的变化，它的气动热力过程将发生很大的变化。对这样一个复杂且变化多的过程如不加以控制，航空发动机是根本不能正常工作的。航空发动机控制的目的就在于使其在任何环境条件和任何工作状态下都能稳定、可靠地运行，并且充分发挥其性能效益.

致谢：

在本次论文设计过程中，郭老师对该论文从选题，构思到最后定稿的各个环节给予细心指引与教导, 严格要求、热情鼓励，使我得以最终完成毕业论文设计。在学习中,郭老师严谨的治学态度、丰富渊博的知识、敏锐的学术思维、精益求精的工作态度以及侮人不倦的师者风范是我终生学习的楷模，指导老师们的高深精湛的造诣与严谨求实的治学精神，将永远激励着我。在此，我向我的指导师以及在毕业设计过程中给予我很大帮助的老师、同学们致以最诚挚的谢意！

最后，我要向百忙之中抽时间对本文进行审阅，评议和参与本人论文答辩的各位老师表示衷心的感谢！

参考文献：

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【 14 】 《航空发动机控制》下册。 【 15 】 图书馆相关资料。 【 16 】 网络相关资料。

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