航空发动机论文范文

航空发动机论文范文第1篇

发动机装配技术状态数据模型的概念

针对航空发动机型号，现有的PDM技术已经可以较好的对其进行技术状态管理。由于实际装配中，单台航空发动机技术状态强调可追溯性，即对于每一台发动机在排故、维修、大修时需要明确其装配技术状态历史，就必须对单台发动机进行装配技术状态管理。进行单台发动机装配技术状态管理的基础是结构化的数据模型，装配环境下的技术状态数据可以分为三大部分：物料信息、工艺信息与检验信息。这里的物料信息是指产品基本信息及组成产品的各种零/组/部件的信息；工艺信息是指装配各级物料节点所执行的工艺/工序/工步的信息；检验信息是指执行装配的关键项进行检验，具体表现为相对应的检验项的规定值与实际值。物料信息、工艺信息、检验信息都可表示为树形结构。它们间也具有复杂的对应关系，其中包括：工艺与部件或组件对应、检验表与工艺对应、检验项与工序对应、子检验项与工步对应等。由于航空发动机的多装多试的特点，单台发动机在其生命周期的多次装配中会频繁的发生物料信息、工艺信息和检验信息的改变，集中表现在由于串换件、寿命件的到期等，发生各级物料（部件/组件/零件）的变化；由于采用不同版次的工艺、针对个别发动机装配下发的技术文件、技术通知、工艺更改单等会产生工艺信息的变化；物料或工艺信息改变同时也伴随产生了检验信息的变化。因此单台发动机的装配技术状态不仅与同型号同批次的其他发动机的技术状态不同，在其生命周期内本身的技术状态也随时间变化。所以，航空发动机装配技术状态数据模型必须包含两个方面，从空间上说，要用尽可能用简单的模型表示出错综复杂的物料、工艺、检验信息的对应关系；从时间上说，要准确地刻画出发动机装配技术状态随时间变化的情况。

发动机装配技术状态数据模型的定义

以下对发动机装配技术状态在时间条件约束下的物料、工艺、检验等信息进行定义。定义1：航空发动机装配技术状态模型，C={M，PAC，R，T}。其中M为物料信息集合、PAC为工检信息集合、R为关系集合、T为时间。当物料信息集合为整台发动机的物料信息时，C表示单台次发动机T时刻的技术状态；当物料信息为整台发动机物料信息子集时，C表示相应部件、组件等的技术状态。定义2：物料节点集合M：航空发动机某一时刻物料集合为：M={m1，m2，m3…，mn}，n∈N，N为自然数；mi={IDmi，a1，a2，a3，…，ak}，k∈N，mi∈M。M中mi可以是产品、部件、组件或者零件，为产品任意级物料节点。mi中IDmi为物料节点的唯一标识，a1，a2，a3，…，ak为这一物料节点属性，比如关键尺寸、物料寿命、是否为关重件的标识等，可灵活的根据需要进行实例化。定义3：工检信息集合PAC：PAC={pac0，pac1，pac2，…，pacl}，l∈N；Paci={IDpaci，b1，b2，b3，…，bl}，t∈N，paci∈PAC。由上面的分析可知，虽然物料信息和工艺信息节点不是同级一对一的关系，对于具体的发动机产品，工艺及检验信息节点也总是伴随着唯一的物料节点出现，这里不妨将相对应的两种节点合并为工艺及检验信息节点，也是适应了许多先进发动机制造厂商实行的“工检合一”的需要。对于每一个工艺及检验信息节点paci，IDpaci为工艺及检验信息节点的唯一标识。类似于定义1，b1，b2，b3，…，bt亦为paci（1≤i≤l）工艺信息节点的属性，当paci为不同级别的工艺信息节点时，属性可以实例化为工艺版本、关键工序标识等。当paci为工序级节点，若bj={IDbj，CheckContentbj，CheckStandardbj，CheckValuebj}表示一个子检验项，其中，IDbj唯一标识了该子检验项，CheckContentbj为子检验项的具体内容，CheckStandardbj为检验项的规定值，CheckValuebj为检验项的实际值，该属性可给出单件产品由于每次装配产生的检验项信息，一般表示执行一个工步产生的检验信息。定义4：关系集合R=MR∪PR∪MPR其中：MR={r|r=（mi,mj）,若埚mi和mj的父子关系，mi,mj∈M};PR={r|r=（paci,pacj）,若埚paci和pacj的父子关系，paci,pacj∈PAC}；MPR={r|r=（mi，pacj），若埚mi和pacj的对应关系，mi∈M，pacj∈PAC}；该集合可以确定出技术状态模型中存在的物料信息节点之间、工艺及检验信息节点之间、物料信息节点与工艺及检验信息节点之间三种关系。图2展示了一个简化了的技术状态模型的具体例子，该模型具有三层物料信息结构。左面的部分为单台发动机产品的物料状态，右边的部分为与之相对应物料的工检信图1航空发动机装配技术状态息，用连线表示存在相关的关系。

发动机装配技术状态数据模型的基本操作

单台发动机单次装配执行其间，发动机装配技术状态会因装配的执行随时间动态变化着，表现为技术状态模型中各集合元素的变化。集合元素的变化可以归结为两种基本操作，令Ci={Mi，PACi，Ri，Ti}为Ti时刻的产品/部件/组件的技术状态，Ci={Mi+1，PACi+1，Ri+1，Ti+1}为Ti+1时刻的技术状态，Cpa1={Mpa1，PACpa1，Rpa1，Tpa1}为pa1部件/零件某时刻的技术状态，用两种算子进行表示：加法操作算子+：+（Ci，Cpa1）={Mi∪Mpa1，PACi+1，Ri∪Rpa1∪Rst，Ti+1}加法操作为发动机装配时增加技术状态物料节点的操作，附带了工艺节点的增加和对应关系的增加。减法操作算子-：-（Ci，Cpa1）={Mi-Mpa1，PACi+1，Ri-Rpa1-Rst，Ti+1}减法操作为拆卸发动机零部件的操作，该操作会产生发动机技术状态物料节点的减少，而且附带了工艺节点的减少和对应关系的消失。由以上的两种基本操作函数，可以得到更加复杂的技术状态改变的操作。例如，对于航空发动机的换件技术状态变化，可视为经过了-（Ci，Cpa1）和+（Ci，Cpa2）操作，用pa2替换了pa1部件。对于单台发动机的每段或每次装配，可以认为其技术状态经历了数个加法、减法操作。例如C1为某次装配前的产品的技术状态，C1={{m1，m2，m3，m4，m5}，{pac1，pac2}，（{m1，m2），（m1，m3），（m2，m4），（m2，m5），（pac1，pac2），（m1，pac1），（m2，pac2），T1}，首先拆卸掉部件，pa1，Cpa1={{m2，m4，m5}，{pac2}，（{m2，m4），（m2，m5），（m2，pac2）}，T1}，即进行了操作-（C1，Cpa1），得到C1′={{m1，m3}，{pac1′}，（{m1，m3），（m1，pac1′）}，T1′}；然后进行了操作+（C1′，Cpa2），装配上部件pa2，pa2的技术状态为Cpa2={{m6，m7，m8}，{pac6}，（{m6，m7），（m6，m8），（m6，pac6）}，T2}；得到C1={{m1，m3，m6，m7，m8}，{pac1″，pac6}，（{m1，m6），（m1，m3），（m6，m7），（m6，m8），（pac1″，pac6），（m1，pac1″），（m6，pac6）}，T2}；如图3所示。实际中的操作可能会拆卸到零件级，这里适当简化为拆卸到部件级。4沿时间轴发动机装配技术状态快照序列的生成单台发动机首次装配自T0时刻开始，在其生命周期内会经历数个加法、减法操作，形成关于时间轴TS=（T0，T1，T2，T3，…）的发动机单机技术状态快照序列CS=（C0，C1，C2，C3，…）。首次装配过程中，零件装配成组件，组件装配成部件，进而装配成发动机整机，这期间发生的对装配技术状态的操作体现为大量的加法操作，由零部件的技术状态合成为发动机的技术状态；非首次装配，则还会发生大量技术状态减法操作，最终表现为整机技术状态随时间不断的更新。与其他复杂产品不同，航空发动机生命周期中要经历多次拆卸-装配的过程。这样可以把时间轴划分为若干个阶段，包括新机一装、新机二装、旧机排故的一、二装、旧机大修的一、二装等。TS中时间Ti的取值不同，会引起技术状态记录详细程度不同。记录的密度越大，对技术状态追踪的也就越详细，但占用的存储空间就越多。当Ti取值为装配执行过程中若干时刻时，序列CS可以对装配过程进行记录。现设Ti为每次装配结束的时间，（Ti-1，Ti）时间段则为两次装配间的时间段，在本时间段内，假定不对微小的技术状态变化进行记录，得到的覆盖全时间轴技术状态快照序列如图4所示。

应用举例

航空发动机论文范文第2篇

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申明:本网站内容仅用于学术交流，如有侵犯您的权益，请及时告知我们，本站将立即删除有关内容。 2015年莫斯科国际航空航天展上的外国公司展台

航空装备中，最受关注的就是飞机的心脏――航空发动机。

被称为“工业之花”的航空发动机，是典型的技术、知识双密集型高科技产品。在军用航发领域，只有美、俄、英、法四家可以独立研制和发展一流水平的发动机，而民用航空发动机市场的门槛更高。

目前真正具有技术和商业优势的只有美、英、法三国的四家公司：美国通用电气航空集团公司（GE航空）、普惠公司（P&W）、英国罗罗公司（R&R）以及法国斯奈克马公司（SNECMA）。

“这四家公司在全世界民用发动机市场份额接近90%。”国防973首席科学家、北京航空航天大学能源与动力工程学院院长丁水汀告诉《t望东方周刊》。

上世纪80年代，当美国F-15战斗机已经开始安装推重比达到8的F-110发动机，而同一时期的中国还在落后的涡喷发动机上苦苦挣扎。如今，即便我们在四动机上取得了巨大进步，“但这种差距仍达到30年。”丁水汀说。

作为世界第一制造大国，为什么中国此前造不出性能先进的航空发动机？航空发动机的难点究竟在哪里？

内部压力三倍于三峡大坝底部

“航空发动机是经典力学在工程应用上逼近极限的一门技术，本身具有超常的难度。”北京航空航天大学航空发动机结构专家杜发荣告诉《t望东方周刊》。

喷气式飞机发动机就像是一个两端都开口的圆筒，从前端吸入的空气经过压气机、燃烧室等一系列内部结构，变为高温、高速燃气从后端喷射出去，产生向前的反推力。

“因此，航空发动机需要在高温、高压、高速旋转的条件下工作，对研制的要求很高。”丁水汀研发团队成员刘江补充。

以罗尔斯公司为A380生产的发动机为例，起飞时，4台发动机可以产生近18万匹马力，相当于上千辆普通家用轿车的动力，其内部最高温度在1700摄氏度以上，大大超过发动机涡轮叶片镍基合金的熔点。

同时，发动机内部压力达到50个大气压，相当于3倍的蓄满水后三峡大坝底部压力;涡轮叶片就像一个冰块，在高温炉中旋转，上面还挂着四辆奔驰轿车。这些都对发动机叶片、轴承的材料提出了严峻挑战。

而面对经过压气机而来的高速气流，燃烧室的火焰如何保持稳定亦是一大难点。“打个比方，要保持燃油火焰在每秒100多米高速流动的高压气流中稳定燃烧，与在狂风中保证手中火炬不灭一样困难。”刘江说。

另外，航空发动机的主轴承，也是关键部件之一，要在高速、高温、受力复杂的条件下运转，其质量和性能直接影响到发动机的性能、寿命、可靠性。目前，国外发达国家航空发动机主轴承的寿命均能达到1万小时以上，国内基本在900小时以内。

单独来看，高温、高压和高速，的确可以通过一些技术手段解决，但航空发动机还有“体积要小、重量要轻、寿命要长、可以重复使用”的要求，这意味着难度成倍增加。

比如，宇宙飞船、火箭同样面临高温的难题，但因其不用过于考虑体积限制，因此可以在高温处覆盖隔热瓦;海洋装备面临着高压问题，但可以把发动机做得大一点，解决压力、强度问题;导弹动力、火箭动力虽然也有不少相通的要求，但其都是一次性使用，航空发动机则不可以。

“设计航空发动机，就是要在这些苛刻、甚至互相矛盾的约束条件下使性能得到最大发挥。”杜发荣解释。

必须“烧钱”试验

航空发动机的另一个难点在于，这是一项涉及空气动力学、工程热物理、机械、密封、电子、自动控制等多学科的综合性系统工程，“到现在都还不能从理论上给予详尽而准确的描述，只能依靠大量的实际发动机试验。”丁水汀解释。

因此，一款航空发动机设计制造出来后，必须做大量的试验进行验证，以充分暴露问题。

“包括零件试验、部件试验、系统试验、核心机试验、整机试验等等，一级一级往上做，一项都不能少。”杜发荣说。

比如美国、英国的航空发动机的地面试验和飞行试验所用发动机台数少则50台、多则上百台，发动机地面试验都要上万小时，最高达16000小时以上，飞行试验则需5000小时以上。

判断高性能航空发动机的主要指标，最常用的有推力、推重比、发动机效率和燃油消耗率、加速性能、工作稳定性、环境适应性、隐身性、寿命，还可以加上发动机噪声、污染、维修性、保障性以及几何尺寸、重量和价格等。

由于航空装备的特殊性，这些数据只能靠自己试验获得，绝对无法照抄。可以说，“航空发动机不单是设计出来的，更是反复试验出来的，一定程度上就相当于直接‘烧钱’”。刘江说。

“比如，做整机试验时需要几千小时，甚至上万小时，真的‘烧’发动机。”刘江说，“按照规范，一些疲劳寿命等性能指标，试验累积不到一定时数，就无法知道达不达标。试验暴露出的问题，改进后还要继续试验。”

“有些就是破坏性试验，需要破坏零件或整机。如涡破裂试验，做完就报废，而且一做就是几十个盘，因为要累积数据。再比如民用飞机发动机中的风扇包容试验和鸟撞试验，试验需要损毁整台发动机。”刘江说。

这些，意味着巨额的研发投入。

据统计，过去50年，美国投入航空发动机预研经费就超过1000亿美元。装备美国第四代飞机F-22的F119发动机，从最初的部件研究到具备完全作战能力，历经32年，其中仅验证机研制和原型机研制就投入31亿美元。

“不过，研发过程虽然‘烧钱’，但是最终成果应用的时间也会很长，一款定型的航空发动机甚至可以用三四十年。”杜发荣说。

发动机装配主要采用手工方式

作为一项难度极大的系统工程，高性能的航空发动机要通过不断进行结构创新，才能达到先进的总体设计和高循环参数要求。

而这些挑战极限的参数要求，最终都要落实到发展尖端的材料、制造工艺上，比如高强度、耐高温材料――钛、镍、铝、镍基、钴基超耐热合金等。

此外，“在实验室制造一片发动机叶片与批量生产数以千计标准化且性能可靠的叶片是两回事。”杜发荣说，一台喷气式发动机往往需要400～500片各类叶片，稳定的量产质量是发动机制造业的必需。

在产品制造的最后环节，装配质量在很大程度上决定了产品的最终质量。“为了保证装配完成后达到规定的结构强度、空气动力性能等指标，航空发动机对装配的要求非常高，尤其是结构装配。”刘江补充说。

由于航空发动机零部件型号规格相似、数目繁多、结构外形复杂，装配工艺也非常繁复，加上发动机装配还主要采用手工方式，装配精度高低和装配质量稳定依赖于装配工人的操作经验和熟练程度。

以前我们对装配工作重视不够，也吃了不少亏。可以说，“航空发动机就是现代技术和传统技艺的集成。”杜发荣解释。

与材料和工艺技术的差距相比，中国自主发展航空发动机的更大难题是航空发动机人才的缺失与工业基础薄弱。

作为典型的传统工科专业，这一领域的院士都年龄偏大，最小的也超过70岁，且面临后继乏人的困境。

“你看现在年轻人谁喜欢报考机械专业？中国顶尖工程技术人才严重短缺的局面短期内无法缓解。”身为高校院长的丁水汀说。

随着现代技术水平不断提升，航空发动机的复杂性和集成度在不断提升，今后再想通过仿制来完全掌握先机发动机技术的可能性越来越小。 位于法国塔纳河畔维勒米尔的新赛峰集团旗下拥有通讯、航天设备、国防安全设备、飞机发动机四大部门，在这些领域处于国际公认的领先地位

航空发动机论文范文第3篇

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申明:本网站内容仅用于学术交流，如有侵犯您的权益，请及时告知我们，本站将立即删除有关内容。 1996年8月2日，贵州黎阳航空发动机公司工人正在安装涡轮13系列的发动机

“没有制定国家层面、统一的长远发展规划，缺乏充足的资金投入和稳定的政策支持，这是导致中国航空发动机长期落后的重要原因之一”

2016年5月，整合40多家单位的中国航空发动机集团有限公司（简称中国航发）正式注册成立。

这是中国近年来加速航空发动机自主研发的最新缩影。

自上世纪开始，美国便把航空发动机列为仅次于核武器的第二大军事敏感技术。航空发动机的重要性，从此可见一斑。

2013年，国务院办公厅印发的《促进民航业发展重点工作分工方案的通知》指出，引导飞机、发动机、机载设备等国产化，形成与中国民航业发展相适应的国产民航产品制造体系，建立健全售后服务和运行支持技术体系。

2015年全国两会期间，国务院总理在政府工作报告中，首次将发展航空发动机、燃气轮机列入国家战略新兴产业。

“中国航空工业经过60年的发展，取得了举世瞩目的巨大成就。然而，与世界航空强国相比，航空发动机领域仍是我们的‘软肋’。”国防973首席科学家、长江学者特聘教授、北京航空航天大学能源与动力工程学院院长丁水汀告诉《t望东方周刊》。

当中国希望建造自己的大型客机时，却发现没有一颗可用的“中国心”――“中国几乎所有民航飞机发动机都依赖进口，军用发动机则是仿研+引进为主，自主研制的型号少。”丁水汀说。

不过，这一局面正在发生变化。

“对我们来说，最艰难的时候已经过去。”丁水汀说。

一边建厂，一边试制

中国的航空发动机从军机起步，历经了引进修理、测绘仿制和改进改型三个时期，现处于自主发展的起步阶段。

“中国真正开始预研发动机是在上世纪70年代，更早的五六十年代，我们只是做一些航空发动机的修理和跟踪研制。”北京航空航天大学航空发动机结构专家杜发荣告诉《t望东方周刊》。

1951年组建的哈尔滨、沈阳、株洲三个航空发动机修理厂，成为中国航空发动机制造业的基础。

其中，株洲航空发动机厂前身是个炮弹厂，刚建厂时一千多职工都不熟悉航空技术，仅有的100台设备也很陈旧。从中不难看出，新中国航空发动机工业可谓白手起家。

“当时国家给予充分支持，还有苏联提供技术援助，自主摸索下，一年后就基本掌握了当时M-11发动机的全套修理技术。”杜发荣说。

不过，依靠外部援助毕竟不是办法。“当时中国从苏联引进航空发动机，对方只转让生产图纸，而且是其即将淘汰的发动机型号。”杜发荣说，“比如从苏联引进涡喷-5发动机的时候，苏联的轴流式发动机已经出来了，离心式都已经面临淘汰。”

当时，有关部门要求，发动机要在1957年国庆节前试制成功，并投入生产。为了实现这一目标，沈阳航空发动机修理厂一边建设新厂，一边试制。

“最终，这批涡喷-5发动机于1956年6月就通过了鉴定，批量生产时间比原计划提前近一年多，主要用于国产歼-5战斗机。”杜发荣回忆，“这一时期，中国从活塞式发动机发展到喷气式发动机，是当时世界上为数不多的几个可以批量生产喷气式发动机的国家之一。”

飞机研发需“动力先行”

不过，由于上世纪80年代初期，中国空军装备体制发生变化，歼-9、强-6等飞机计划相继下马，作为配套的涡扇-6也失去了使用对象，研制计划于1984年初正式取消。

“这导致中国在航空动力方面与世界先进水平的差距逐渐拉大，一度达到二三十年以上。”杜发荣说。

航空发动机研制极其复杂、投入庞大，产品和技术开发周期长，一代航空发动机从最初技术预研、立项，到定型批产至少需要15～20年，甚至30年之久。

据统计，国外第一代喷气式战斗机飞机研制周期约4年，发动机研制周期为5年左右。二代战机研制周期为5～7年，发动机研制需7～8年。三、四代战机研制周期为6～10年，发动机研制周期10～15年。

因此，为了满足飞机的研制进度，航空发动机须先行立项，相对独立地开展研制工作。

从研发机制来说，“动力先行”也是国外航空发动机发展的一个基本客观规律。

但是，中国长期沿袭的基本原则是：飞机立项后，发动机才立项。没有飞机型号，就没有发动机型号，也没有关键技术研究所需的经费。这种飞机和发动机“绑定”的做法，使发动机不能提前安排独立发展，必然会拖飞机的“后腿”。

另一个问题是，往往上了型号还不知道支撑型号的技术在哪里。此前，整个行业重型号、轻技术，人力、物力、财力都围绕型号，忽视对技术的获取。导致型号的研制没有坚实的技术支撑，造成型号研制周期长，耗资大，性能、寿命、可靠性、安全性都难以达标。

为何要抵制国际“诱惑”

“纵观中国航空发动机半个世纪的历程，我们没有掌握关键技术以支撑先进发动机的研制，这是最大的失误。”丁水汀认为。

实际上，早在上世纪，中国在坚持完全自主创新的路径上就曾有过成功的先例。 2013年11月5日，参观者在上海新国际博览中心参观一台国产飞机发动机模型

上世纪70年代末，中国航空发动机专家陈懋章被派往英国帝国理工学院从事航发研究，归国后，陈懋章大胆提出一个当时被外国光环笼罩而无人质疑的问题，并在此基础上研制了新型装置，保证发动机在整个飞行包线内稳定可靠工作，从而排除空中熄火故障。

研发成功后，配装了这种发动机的某歼击机曾两次参加珠海国际航展飞行表演，获得成功，而这一项目也于1999年获国家技术发明二等奖。目前，利用这种技术的发动机已用于多种飞机，至今仍是中国装备部队最多的一种发动机。

另一关键技术则是航空发动机压气机和机理研究，同样出自陈懋章团队。这种技术用于国内某直升机发动机上后，顺利完成了包括试飞在内的多项严格试验考验，大幅度提高了直升机性能。中国成为世界上两个掌握该项技术自主知识产权的国家之一。

但是，总的来看，目前中国航空发动机的核心技术掌握依然相当不足。

这其中有一点原因不可忽视。

“国外航空大国总在中国发展航空发动机的关键时刻抛出‘橄榄枝’，导致我们总在采购、测仿和自主研发之间徘徊，甚至陷入反复‘测绘仿制’的怪圈，无法完全走自主发展的道路。”丁水汀说。

“可以说，实际上是国际‘诱惑’把中国的航空发动机投入死地。”杜发荣说。

“小发”也艰难

2002年，研制周期长达18年的“昆仑”发动机被国家军工产品定型委员会正式批准定型，用于装备歼-7、歼-8飞机。作为中国第一个完全自主知识产权的发动机，昆仑发动机结束了中国长期以来只能测绘测仿、改进改型的历史。

更受关注的是2005年12月28日通过定型审查的“太行”涡轮风扇发动机。“太行”发动机早在1987年就已立项，不仅是当时研制的“新歼”配套动力，也是苏-27国产化型号的后继动力。这一型号完全由国内自主研制，几乎应用了当时国内航发领域掌握的最先进技术，加上对应了核心机先进技术，具备相当不错的技术指标。

目前，经历近30年的故障排除及性能改进，脱胎换骨的“新太行”发动机已经成熟稳定，并且开始批量生产装备。

“不过，相比依靠国家支撑的大发动机，通航用的小型发动机，国家几乎没有投入。”丁水汀研发团队成员刘江告诉《t望东方周刊》，“后果是，如果中国企业不坚持，这一块产业就没了。”

“‘小发’主要应用于航模、高速无人机、通用航空等。”刘江说，“‘小发’与‘大发’的工作原理、设计研制基本矛盾都是一致的。不仅战斗机、民航用的大发动机很难做，小发动机也有自身的难点。”

2004～2010年，丁水汀团队一直在做航空发动机基础研究，“那时‘小发’的需求没有现在这么旺盛，行业里基本就是全球采购，照着样机，没有脱开仿制的套路。”丁水汀说。

事实上，最初丁水汀团队也是仿制样机，不到一年时间就做出了样机，但性能达不到要求。后来，他们抛弃了样机的限制，把十几年基础研究的成果应用到自己的型号上，基于国产化的材料和工艺，全新研制，历时5年研制成功。“现在看来，这些买样机测绘的，没有一个做成的。”丁水汀说。

“应用研究需要漫长的过程，光砸钱是买不到的。”丁水汀说，“很多年轻人经不住资本的诱惑，在商业化过程中变成了技术的二道贩子。”

“我们团队最初十六七个人，漫长枯燥的研发过程中走得只剩七八个人。有两位元老级团队成员前后坚持了8年时间，挣的钱还没有‘二道贩子’多。”刘江补充，“最难的时候，大家觉得还不如给人画图去。”

到2010年，丁水汀团队把核心技术难题全部解决了。不过，这只是基础研究工作的结束，下一步是研制整机产品。

政府主导，各尽所能

中国的航空发动机开始于修理和测仿，这一环节对总体（设计、材料、制造、试验、验证、使用、维护等全产业链总体）的依赖度低，这导致中国缺乏对航空发动机系统性和全局性规划。

航空发动机这样的高精尖领域，远非市场能够独立解决问题。在各个国家，航空发动机的研制基本形式都是政府主导，工业界、学术界各尽所能。

一些国家，虽然研制主体是企业，但大量投资来自政府。“政府往往直接向企业投资研制军用发动机，获得的技术再间接向民用发动机领域转移。”

“美欧俄采取的产学研合作模式非常有效，各个环节既有明确合理的分工，又有利于发挥各自的优势。在全产业链中，我们有做得好的部分，也有不好的地方，总体来说还有很大提升空间。”刘江认为。

比如，一个关键性的问题在于，“中国还没有类似美国NASA这样的机构，没有专门的队伍从事基础研究工作，这是当前组织体系中的缺失。”杜发荣说。

美国NASA及其下属的格林中心、苏俄的CIAM等机构，不直接承担型号研制任务，但为型号研制提供科学技术支持，根据国家战略需求对预先研究的顶层设计规划，承担科研任务。

从基础研究起步的丁水汀团队，目前的自我判断是“已经走过了最艰难的时光”。

航空发动机论文范文第4篇

是空军工程大学航空宇航推进理论与工程国家重点学科首席教授、空军科技领军人才，为了战机“心脏”的强健，创建了一个部级重点实验室和军队重点实验室，长期从事航空发动机运用工程及其与等离子体技术交叉领域的研究，在新型战机发动机高原适应性与监控诊断、激光冲击强化与延寿、机动飞行适用性与等离子流动控制前沿技术研究方面取得多项创新成果，为战机飞行安全和高原使用做出了突出贡献。

他，就是空军工程大学等离子体动力学部级重点实验室和飞机推进系统军队重点实验室主任、专业技术少将李应红教授。

战机发动机高原起动和

监控诊断研究取得突出成就

1963年，李应红出生于重庆奉节县的山区，艰苦的生活造就了他吃苦耐劳的品格。1978年，15岁的他考入空军工程学院航空发动机专业，很快便因虚心好学、刻苦用功成为学习上的佼佼者。

那个年代，我国飞机发动机故障诊断主要依靠人的经验判断，准确性差、效率低且费时费力，导致一些战机长期待在“机窝”里。大学期间李应红参加了故障诊断研究，提出采用新兴的模糊数学诊断飞机发动机故障，在老师指导下发表了国内第一篇用模糊数学对航空发动机进行故障论断的研究论文，他们的研究被科学巨匠钱学森先生评价为模糊数学在中国应用有重要影响的成果之一。

本科毕业时由于部队人才稀缺，空军统一规定本届毕业生不允许报考研究生。再加上院校缺乏青年教师，李应红服从组织安排，走上三尺讲台成了一名普通军校教员，一边教学一边继续从事发动机监控诊断研究。期间，由于深感知识的不足，他申请了三次，最终获准到南京理工大学攻读自动控制理论及应用专业硕士学位。不同专业的学习给李应红的科研发展打下了良好基础，在监控诊断领域，他参与编著的我国第一本航空发动机监控与诊断原理的研究生教材，被多所高校选用；带领学生提出的故障图理论，被誉为具有原创性；出版的《支持向量机的工程应用》一书是我国第一本面向工程应用的支持向量机著作。

上世纪90年代初，我国引进新一代战机，但发动机故障多、性能调整困难。时任发动机教研室领导的李应红，带领同事们在缺乏技术资料、没有样机参照的条件下，不到半年便改建成某引进发动机试车台，比工业部门修建的试车台早了三年，创造了花费少、建设速度快的奇迹。试车台在该型发动机故障诊断、性能调整、检修等方面发挥了重要作用。此外，李应红领导的故障诊断专家系统和性能调整等研究工作，为我国新一动机研制提供了有益借鉴。

90年代中期，我国需要在平均海拔4000米以上的青藏高原机场装备使用新型战机，但如同人有高原反应一样，飞机到了高原也有“高原病”。当时从俄罗斯引进的两种新型战机就存在飞机起降速度超过轮胎强度限制、4000米以上禁止放起落架、发动机不能起动和状态监控困难以及飞行模拟器和检测设备缺乏等一系列高原使用问题。引进谈判时我国曾提出高原使用需求，但未获得满足。俄专家认为：发动机高原起动，必须要更大功率起动机。不少人断言，以中国当时的技术水平，短期内研制不出更大功率的起动机，解决问题还为时尚早。

作为飞机与发动机工程系主任，李应红被任命为先进战机高原作战工程研究技术总负责人，他带领课题组多次奔赴青藏高原，克服无资料、无设备及工作环境恶劣等困难，经过刻苦攻关，完成引进第三代战机高原性能改进、试飞及设备研制，解决了一系列技术难题，用行动回应了外界的质疑。他组织研制的移动式试车系统，在不同海拔高度机场进行发动机试验，克服了没有高原试验设备的困难。他提出的发动机高原起动液压卸压及脉冲调宽升压控制方法，解决了起动机功率下降导致发动机不能起动的关键问题，主持研制的控制器在高原作战训练飞机上批量使用。

在故障智能诊断研究的基础上，李应红还提出了基于支持向量机和遗传规划的发动机起动建模计算和状态监控预测方法，能通过有限的高原机场实验数据获得发动机起动特性和状态监控规律，还被用于航空发动机起动仿真设计软件研制。先进战机高原作战工程研究成果使我国战机作战范围首次覆盖到青藏高原全边境，李应红也因此获得国家科技进步一等奖，空军专业技术重大贡献一等奖，被中央军委记一等功。

2008年，他又被确定为国产某型新型战机高原试飞及其配套科研的发动机技术负责人，解决了世界上海拔最高机场发动机起动超温和状态监控诊断问题，提出的起动超温控制方法还解决了我国第一型三动机平原地区高温季节起动超温的难题。

此外，针对航空发动机起动过程建模和状态监控诊断面临的高维大数据量、多分类、多元回归和不完备故障集下的新样本学习难题，李应红提出了“一类一类认识”而非“一对一分类”的覆盖点集机器学习概念，带领学生建立了覆盖机器学习理论，解决了支持向量机只能一对一分类和单一参数预测等问题。该理论用于高原起动建模和监控诊断效果优于支持向量机，被编入美国《数据挖掘与存储百科全书》（第二版）。该书主编评价称：“提出了一种新的数据挖掘学习模式，做出了突出贡献。”2013年，李应红等著《航空发动机的智能诊断、建模与预测方法》在科学出版社出版。

航空发动机部件激光冲击强化和延寿研究获得突出成果

改革开放初期，因财力有限，我军一些装备不得不延寿使用。90年代初，我军一批主战飞机因发动机涡轮叶片断裂接连发生事故，数百架正在训练的战机面临停飞危险。90年代中期时，我国四种型号发动机大修日历寿命到期，一批战机将面临无发动机可用的局面。面对部队的需求，李应红果断从监控诊断研究转入航空发动机延寿和预防叶片断裂研究，提出使用寿命可靠分析和训练状态降负荷实施方法，在团队共同努力下将某两型发动机寿命延长了一倍，并解决了涡轮叶片断裂问题。他提出“环境类比决断法”，将四种型号发动机大修期限延长了一倍，保证了部队使用需求，并节约大修经费数亿元。该项成果成功应用于1000多台发动机，李应红也因此获得国家科技进步三等奖。但他并未就此满足：“革命尚未成功，成绩只能代表过去。”带着这样的认识，他又踏上了新的研究征程。

军用航空发动机部件因振动出现高周疲劳断裂，是世界上公认的航空技术难题，我军各型战机也曾因此出现过重大事故和大面积停飞。在先进战机高原使用成果庆功会上，首长嘱咐李应红：“部队飞机发动机叶片老是断裂，你是搞发动机的著名专家，得想想办法啊！”李应红为此寝食难安，立即着手调研。他发现，激光冲击强化技术能较好地解决该问题，但当时只有美国实现了该方法的实际应用，国内此方面研究远未成熟，没有突破。

面对美国人的技术封锁、设备禁运和国内的多项技术空白，李应红带领团队从机理、工艺、设备和疲劳设计方面展开系统研究，自主突破了这一关键技术，于2008年建成我国第一条激光冲击强化工程应用示范线，解决了薄叶片、孔边、修复构件强化等一系列工艺技术问题，将激光冲击强化率先应用于航空发动机部件，解决了某系列发动机导管断裂、某型发动机涡轮叶片断裂等难题。同时他提出的焊接和激光冲击强化组合修理方法，还有效解决了某型发动机叶片修复强度不够、某系列发动机作动筒裂纹难修理等问题。激光冲击强化技术还用于新一代战机发动机研制，以及燃气轮机、自行车赛车等民用领域。

国际上曾普遍认为，激光冲击强化的机制是产生残余压应力，且会在高温下释放。因此，美国规范规定只适宜对538℃以内使用的镍基高温合金部件激光冲击强化，但这显然不能满足航空发动机涡轮部件强化需要。李应红分析认为，美国要解决的主要是在“海湾战争”等环境中因沙漠地区沙粒打伤压气机和风扇叶片造成的叶片疲劳断裂问题，可高温涡轮叶片不存在这类问题。而我国高温涡轮叶片因材料、工艺等问题疲劳断裂多，急需实施强化。

于是，李应红从材料专家对表面纳米化的研究中得到启示，带领团队进行激光冲击表面纳米化研究，提出了激光冲击表面纳米化工艺方法和参数、激光冲击表面纳米化与残余应力复合强化机制，并研究了表面纳米化在相对高温下的稳定性和对疲劳强度提升的作用，突破了美国规范限制，将激光冲击强化技术实际用于高温涡轮叶片。著名表面工程和再制造技术专家徐滨士院士评价说：“他们的研究拓宽了激光冲击强化的研究和应用领域，并发展了表面纳米化方法。”

在该领域研究上，李应红出版了《激光冲击强化理论与技术》专著，获得近20项发明专利及军队科技进步一等奖。杜祥琬院士在《创新工程技术支撑科学发展》一文中评论：“我国激光冲击强化技术实现重大突破……成为继美国之后世界上第二个可实现该项技术工业化应用的国家”。美、英、俄等国有关期刊中也高度评论：“对中国研制强健的飞机发动机、解决飞机‘心脏病’问题有重要意义。”

等离子体流动控制与发动机适用性研究不断开拓创新

1999年，国庆50周年阅兵前夕，受阅的空军某型飞机在飞行训练中发动机发生了喘振，即飞机机动飞行时发动机气动不稳定。据悉，这种因飞行过程中发动机进气不均匀、不顺畅造成的类似人的“哮喘”的问题，严重时可导致飞机空中停车和结构损伤。解决这一问题的艰巨任务又落到李应红手中，他依旧不负众望地化解了难题。

这是航空发动机使用和研制中的疑难问题，即使是航空技术发达的美国也在这个问题上遭遇过重大挫折。解决该问题的关键，除了气动设计外，还在于如何在地面对进气道和发动机流场匹配进行定量评定。90年代中期开始，随着我国新一代战斗机和发动机研制，李应红和团队着手进气道/发动机流场匹配试验研究，在老一辈专家指导下，研制了国内第一个插板式进气压力畸变试验装置，进行了进气畸变条件下发动机稳定性定量评定试验研究，掌握了核心技术，已编入有关国家军用标准。他们研制的设备以及李应红提出的发动机近失稳特征信号检测方法等，用于多种型号研制试验和解决某型发动机压气机叶片断裂问题，获军队科技进步一等奖。

“谁具有战略眼光，谁就能引领潮流。解决我国飞机‘心脏病’问题不能只是跟随，必须自主创新，提出和采用新的技术途径。”2002年以来，李应红把目光投向了新兴的等离子体流动控制技术前沿研究，这是交叉了空气动力技术与等离子体技术的研究，对于改善飞行器与发动机内外流特性，提高航空装备气动性能、动力效能等具有重大价值。2009年美国航空航天学会将其评为十项航空前沿技术之一。李应红主持了“973”、国家自然科学基金等一系列项目，他成为该领域两个“973”项目首席专家。从连续激励到脉冲激励，从微秒脉冲到纳秒脉冲，从外流到内流，从低速到高速……李应红领导的团队走在了该技术发展的前沿，成为了国内该研究领域的领头方阵。

李应红始终坚持从问题出发，大胆假设、小心求证，做前人未做之事。等离子体气动激励抑制流动分离只能在低速下起作用的问题，是制约等离子体流动控制应用的“瓶颈”。他从激光冲击强化技术研究中得到启示，认为高功率脉冲激光产生的等离子体冲击波可以使材料表面改性，如果给流场施加等离子体冲击波，就可以提高等离子体气动激励的强度和抑制失速分离的能力。他据此提出冲击波激励概念和冲击流动控制原理，带领团队以大量实验和仿真研究为基础，建立了“等离子体冲击流动控制”理论，大大提高了抑制流动分离的速度上限。项目专家组欣喜地称这是一项“难得的创新性成果”。

他和团队获得的等离子体扩大压气机稳定性等发明专利比美国GE公司、波音公司等类似专利早两年，在国际著名期刊发表研究论文，其中包括国际上第一篇压气机等离子体流动控制研究论文，应邀为国际上两本专著撰写等离子体流动控制章节，为国际流动控制杂志（英文）撰写综述。李应红团队不但引领国内等离子体流动控制研究挺进该领域的“高地”，也让我国新型飞机和发动机的设计有了新的技术选择。

29岁那年，李应红因“多余度控制系统可靠性分析、计算与优化”成果，获得省部级二等奖，同年升任副教授，33岁时成为教授，先后获国家和军队科技进步12项，授权发明专利37项，出版著作3部，应邀参编国外著作4部，190余篇论文被SCI、EI收录；任总装备部和国防科工局多个航空动力专业委员会和专业组专家，入选部级新世纪百千万人才工程、全国优秀科技工作者，获中国科协求是杰出青年奖、光华工程科技奖青年奖、军队杰出专业技术人才奖；培养的研究生获全国优秀博士论文1篇、军队优秀论文4篇，学科建设成果获部级教学成果二等奖。

辛勤耕耘数十载，李应红将一腔拳拳爱国之心化作献身飞机“心脏”科研的不竭动力，以坚定的步履和“亮剑”精神向人们展示：落后不可怕，创新无止境，贵在行健自强，勇于进取的崇高品质。

航空发动机论文范文第5篇

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申明:本网站内容仅用于学术交流，如有侵犯您的权益，请及时告知我们，本站将立即删除有关内容。 让“中国心”起飞，关键在于自主创新

近几年，中国自主研发航空发动机的步伐正日益加快。

自上世纪开始，美国便把航空发动机列为仅次于核武器的第二大军事敏感技术。当中国希望建造自己的大型客机时，却发现没有一颗可用的“中国心”――中国几乎所有民航飞机发动机都依赖进口，军用发动机则以“仿研+引进”为主，自主研制的型号较少。

作为后发国家，过去，中国的航空发动机长期以跟踪仿研为主。然而，被称为“工业之花”的航空发动机，是经典力学在工程应用上逼近极限的一门技术，本身具有超高的难度。尤其是随着第四动机问世，其设计、材料、工艺及学科的高度耦合性，使得跟随者已经很难仿制。

反观如今的航空发动机强国，无一不是靠自主研制而具备了强大的技术能力。自主研制并无捷径可走，必须苦练“基本功”：以基础研究，既要解决“知其然”，更要解决“知其所以然”的问题，由此真正掌握核心技术，进而实现创新。

让“中国心”起飞，关键在于实现由跟踪仿研主导的逆向设计研发体系向自主创新主导的正向设计研发体系的转变。而要实现这一转变，需要全产业链的协同、多学科的应用跟进、人才队伍的培养和立法的保障等全方位的支撑。这无疑需要相关领域的系统性深刻变革。

某种角度看，“中国心”是一个显著的象征。

航空发动机论文范文第6篇

关键词：航空发动机；低涡轴；清洗

中图分类号：V267 文献标识码：A

现代的航空发动机是一个典型的复杂工程技术系统，包含了众多的相关子系统，其工作过程是极其复杂的气动热力传动的过程。在众多的部件中，发动机低涡轴是航空发动机传动系统中的关键部件之一。发动机低涡轴在工作时，其表面会吸附很多杂质，影响其工作性能。在发动机修理过程中，需要对低涡轴进行超声清洗，除去其表面附着的杂质。如果这些杂质不能被彻底的清除，那么航空发动机的安全性能得不到保证。所以，对航空发动机低涡轴进行超声清洗是发动机大修过程中至关重要的一个环节。

低涡轴超声清洗机就是专门由于清洗低涡轴的设备，本文详细介绍了发动机低涡轴超声清洗机控制系统的设计过程及功能。

1 低涡轴超声清洗机总体设计

基于低涡轴超声清洗的工艺要求及超声清洗机机械设计对电气控制系统的要求，低涡轴超声清洗机电气控制系统应具备以下功能：

（1）电气系统应具有漏电保护功能。

（2）清洗机具有对清洗槽及储液槽中清洗液测温、加热及自动控温的功能。

（3）清洗机具有清洗槽中清洗液低位控制功能。

（4）清洗机能够自动设定及控制超声清洗时间。

2 清洗液测温及控温系统设计

2.1 清洗机测温功能设计

工艺要求在进行低涡轴超声清洗时，超声清洗试机清洗槽内的清洗液要一直保持在特定的温度区间内，因此设备要对清洗槽内的清洗液进行温度测量。而且由于储液槽内的清洗液根据需要会向清洗槽内补液，为防止在工作中达不到温度要求的清洗液被补进清洗槽中，影响清洗效果，所以对储液槽内的清洗液进行温度测量也是十分必要的。

铂电阻作为一种精密的温度检测元件被广泛应用于智能仪表和自动控制系统。铂电阻温度传感器是利用其电阻和温度成一定函数关系而制成的温度传感器，由于其测量准确度高、测量范围大、稳定性和复现性好等特点，被广泛用于中温（-200℃～650℃）范围的温度测量中。本试验器采用铂电阻测温方式来测量清洗槽及储液槽内清洗液的温度。

2.2 清洗机控温功能设计

由于低涡轴清洗时需要清洗液温度保持在一定范围内，而在工作过程中，清洗液的温度必然会降低，所以设备需要一套能够自动加热控温的系统。本设备采用温控表来实现温度的显示及自动控制。

现就清洗槽为例，对清洗液的加温，控温过程进行说明。工作前，将温度表的温度上下限设定好。工作时，由于清洗液的温度低于温控表的温度下限，所以温度下限报警触点闭合，加热管开始工作，清洗槽开始加温；当清洗液的温度超过温控表设定的温度下限，温度下限报警触点断开，加热管继续工作，清洗液的温度继续升高；当清洗液的温度超过温控表设定的温度上限，温度上限报警触点断开，加热管停止工作，随着超声清洗工作的进行，清洗液的温度将会降低；当清洗液的温度低于温控表设定的温度下限，温度下限报警触点再次闭合，加热管开始工作，清洗液温度升高，直到清洗液的温度超过温控表设定的温度上限，加热管停止工作。以此往复，清洗槽内的清洗液的温度将一直保持在设定的工作温度范围内。

3 超声控制系统设计

由于低涡轴为空心轴，为了能够使清洗的效果更好，所以超声系统振源分为两部分：超声振板――主要功能是使清洗槽内清洗液超声振动，清洗轴的外表面；超声振动棒――主要功能是使低涡轴内部的清洗液超声振动，清洗轴的内表面。

低涡轴的清洗工艺还要求超声清洗的时间，所以在本设备超声控制系统中采用定时器来设定超声振板及振动棒的工作时间，并且在到达工作时间后，设备自动停止超声振板及振动棒工作，达到精确控制的目的。

4 其它系统设计

4.1 漏电保护系统设计

用于清洗低涡轴的清洗液是导电的液体，加热管、超声振板及振动棒出现漏电现象，那么直接威胁着操作者的生命安全，所以设备在设计中增加漏电保护的功能。设备带有漏电保护功能的空气断路器，加热管、超声振板及振动棒出现漏电现象，漏电保护器将动作，切断该用电器主回路电源，使设备处于安全状态中，保护操作者的人身安全。

4.2 清洗液液位保护系统设计

清洗机工作时，可能出现两种清洗槽“干烧”现象。第一，工作前忘记向清洗槽中添加清洗液时就开始加热，由于清洗槽内没有清洗液造成“干烧”现象；第二，超声清洗工作时间过长，清洗液挥发严重，操作者没有及时发现造成“干烧”现象。这两种情况都会对设备造成严重的损坏，甚至发生火灾等安全事故。为避免这种情况的发生，在清洗槽中增加了液位传感器。当清洗槽中的清洗液超过液位传感器设定的下限值时，液位传感器的常开触点闭合，将这个触点串联在控制回路中，只有这个触电闭合的情况下才可以进行加热的工作。

结语

低涡轴是航空发动机的重要部件，其在发动机修理过程中超声清洗的结果，直接影响着发动机的性能及安全。所以低涡轴超声清洗机是修理航空发动机必不可缺的试验设备。通过对低涡轴的技术资料及工艺文件要求的消化理解，确定设计电气控制系统所需的技术参数，完成试验器的电气控制系统设计。设备具有自动控温、超声计时控制、清洗液液位低位控制、漏电保护等功能。超声清洗机的电气性能完全可以满足低涡轴的超声清洗工艺要求，而且系统还具有性能稳定、操作简单、维护方便、安全性高等特点。

参考文献

[1]杨帆.某型航空发动机滑油系统试验台计算机控制系统设计与实现[D].西安：西北工业大学硕士学位论文，2009.

[2]李博.航空发动机燃滑油散热器热动力性能研究[D].沈阳：东北大学硕士学位论文，2008.

[3]张鑫，等.简便而又实用的热电阻测温方法[J].电气传动自动化，2003，25（04）：61-62.

航空发动机论文范文第7篇

【关键词】航空发动机 整机试验 科研试飞 燃油与控制系统 测试技术

1 引言

在航空发动机研制过程中，要经过大量整机试验和科研试飞才能最终确定燃油与控制系统的性能、可靠性和操纵性。在整机试验和科研试飞中，台面仪表仅显示了发动机状态和告警参数，几乎没有监控显示燃油与控制系统的相关参数。如果不对燃油与控制系统进行测试改装，在整机试验和科研试飞中则无法预估燃油与控制系统的安全可靠性，也不利于燃油与控制系统的故障排查。为了降低整机试验和科研试飞的风险，必须加强燃油与控制系统的全面监控，保障试验安全可靠的进行。

2 燃油与控制系统组成

燃油与控制系统主要由离心式增压泵、低压燃油滤、燃油调节器、电子控制器、燃滑油散热器、超转放油阀、各类传感器及电缆等附件组成。

3 燃油系统测试

燃油系统由离心式增压泵、低压燃油滤、燃油调节器、燃滑油散热器及超转放油阀等附件组成，其作用是将燃油输送到燃烧室，保证航空发动机各种工作状态下所需的燃油。飞机或台面仪表仅监控燃油滤堵塞和燃油压力低两个发动机燃油系统告警信号。因此，必须对燃油系统进行相应的测试改装，才能全面监控燃油系统的工作状态，保证试验安全进行。

3.1增压泵进出口燃油压力和燃油温度的测试

燃油系统组成元件，尤其是燃油调节器只能在特定的进口燃油压力和温度范围内正常工作，否则工作异常，给发动机正常工作造成一定的影响。通过对增压泵进出口燃油压力和温度进行测试监控，可以避免燃油系统在燃油压力和温度规定值外工作，如图1所示。燃油压力开关虽然具有燃油压力低告警功能，但是不能对燃油压力数值进行监控。通过在燃油压力开关和燃油管路连接处增加一个三通的管接头，既不影响燃油压力低告警功能，又可以监控燃油压力的实际值。在试验过程中，一旦发现增压泵后燃油压力数值异常，便提醒操作员降低飞行高度或者打开飞机油箱增压泵，避免造成不必要的损失。

3.2计量燃油流量和计量燃油压力的测试

燃油系统首要的任务就是保证航空发动机各种工作状态下的燃油需求，燃油调节器便是完成该任务的执行机构。电子控制器根据发动机状态输出计量油针给定信号至泵调节器，泵调节器接收到信号后输出相应的燃油，并将计量油针反馈信号传输给电子控制器。泵调节器理论供油流量和实际供油流量有一定的误差，误差超出一定范围时就会影响发动机正常工作。通过对泵调节器出口对计量燃油流量和燃油压力进行测试监控，实现泵调节器实际供油流量和理论供油流量的对比分析，实时监控泵调节器的工作特性。当发动机出现超转现象时，电子控制器控制超转放油阀按照既定规律工作，可以避免飞机因发动机超转停车而失去动力。在超转放油阀出口测试监控燃油特性，不但可以监控超转放油阀的工作状况，也可以监控发动机喷嘴前的燃油压力。

4控制系统测试

控制系统集信号采集与处理、故障诊断与对策、控制方法与控制规律于一体，主要由传感器、电缆和电子控制器等组成，其中电子控制器软件和硬件结合在一起成为控制系统的核心部件。

在正常使用过程，电子控制器将发动机状态参数和控制系统故障告警信号输送至台面仪表，但是传感器和电子控制器的工作特性无法监控。为了在整机试验和科研试飞时，实时掌握控制系统工作状态，便于故障的排查和分析，可以对控制系统进行测试改装，具体如图2所示。在电子控制器方案设计时，便充分考虑了整机试验和科研试飞测试改装的需要，对其通讯端口进行了余度设计。

在发动机整机试验时，电子控制器和监控计算机进行通讯，实时监控发动机及控制系统工作状态。监控计算机能实时显示信号参数及试验曲线、开关量状态、故障告警信息等，还具有数据存储功能，具体如图3所示。

在科研试飞时，电子控制器可以和飞机遥测系统进行数据传输，但是飞机遥测系统只能将少量关键信息传输至地面监控系统，实现航空发动机及控制系统的实时监控。通过将整机试验监控计算机通讯接口处安装一个控制系统数据记录仪，可以详细记录存储试验过程燃油与控制系统的信息，以便进行曲线回放和分析，也为燃油与控制系统安全性评估及故障排查提供依据。

5 试验验证

燃油与控制系统随发动机整机试验过程中，出现发动机起动失败现象。经过对测试数据进行分析，发现燃油与控制系统实际供油流量比理论供油流量低，引起发动机起动失败，如图4所示。

燃油与控制系统随发动机装飞机科研试飞时，控制系统向飞机座舱仪表输出导叶电磁阀故障。通过分析控制系统数据记录仪存储的数据，发现因导叶给定信号和反馈信号偏差超出规定值，引起控制系统报导叶电磁阀故障。

6 结语

通过对航空发动机燃油与控制系统参数进行测试监控，可以全面掌控在航空发动机整机试验和科研试飞中燃油与控制系统的工作状态，也能预先评估燃油与控制系统的安全可靠性，保证试验顺利进行。测试监控存储的数据也为燃油与控制系统的故障排查和分析提供了依据，保障航空发动机燃油与控制系统研制工作顺利开展。

参考文献：

[1] 孙建国.现代航空动力装置控制[M].北京：航空工业出版社，2001.

[2] 樊思齐，徐芸华.航空推进系统控制[M].西安：西北工业大学出版社，1995.

[3] 廉小纯，吴虎.航空发动机原理[M].西安：西北工业大学出版社，2006.

[4] 张宝诚.航空发动机试验和测试技术[M].北京航空航天大学出版社，2005.

[5] 姚华.航空发动机全权限数控系统研究与试飞验证[J].航空动力学报，2004（2）.

航空发动机论文范文第8篇

【关键词】 航空发动机； 全寿命周期； 成本估算； 作业成本法

一、引言

20世纪以来，随着航空发动机技术的不断突破，其性能得到了很大的提高。与此同时，航空发动机的各相关成本也在节节攀升，而且在与其性能权衡的过程中逐步凸显出来，成为一个关键问题。

全寿命周期成本（Life Cycle Cost，

LCC）最早是由美国国防部提出的，对于航空发动机来说，LCC是指政府或者其他机构在项目的全寿命周期内所花费的全部支出，这里所提到的全寿命周期一般包括研制、生产和维护、弃置三个阶段。LCC的提出为我们进行成本管理提供了一个新的思路，它的作用至少体现在以下方面：（1）评价竞争项目；（2）寻找成本驱动因素，降低成本；（3）更加准确地预测详细成本；（4）权衡性能与成本。这四个方面的作用都要以LCC的估算为基础。

本文试图以作业成本法的思想为基础，结合已有的研究成果，提出一种新的LCC估算思路，以此改进现有的LCC估算方法。

二、文献回顾

美国国防部于20世纪60年代中期提出了“LCC”的概念，在此之后，包括武器装备在内的产品或系统的LCC估算模型和方法获得了广泛的研究。从国外的情况来看，这些研究主要是集中于美国的一些研制单位和研究机构，比如兰德（Rand）公司、美国国防分析研究所（Institute for Defense Analysese，IDA）、美国航空航天学会（AIAA）等。最早提出的方法是参数估算法（Parametric），它是以航空发动机的性能参数为基础来对LCC进行估算的，运用该方法可以在项目的方案设计阶段对项目的LCC进行估算。J.R.Nelson（1978）在《航空涡轮发动机的全寿命周期成本》一文中提到了兰德公司提出的航空发动机的LCC估算模型，这个模型便是参数估算模型的一种，它是兰德公司在研究了美国29种涡轮发动机的数据以后所建立的，模型中用到了推重比、涡轮进口温度和耗油率等参数。与参数估算法几乎同一时间出现的还有类推估算法（Analogous），这种方法是以参照发动机的LCC为基础来估算新研制发动机的LCC。Boehm（1981）在《软件工程经济》一文中提到了类推成本估算法，这种方法简单易行，通常也用于项目的早期阶段，但其估算结果很大程度上取决于新研制发动机与参照发动机的相似性。随着项目的逐步推进，详细的工程分析得以进行，这便为“自下而上（Bottom-up）”估算法的提出创造了条件。这种方法也被称为工程估算法，它是利用工程分解结构自下而上地逐项计算成本，将整个项目在寿命周期内的所有成本单元累加起来得出LCC的估计值。以上提到的三种方法是较为传统的方法，R.Curran（2004）等人在《航空工程成本模型回顾：遗传因果关系的方法》一文中对近些年来所提出的一些新的方法作了阐述，包括基于特征建模法（Feature-based modelling）、模糊逻辑法（Fuzzy logic）、神经网络法（Neural networks）、不确定性法（Uncertainty）、数据挖掘法（Data mining）。除了美国学者在这方面所作出的贡献外，英国南安普顿大学的S.V.Tammineni（2009）等人提出了基于知识的航空燃气涡轮发动机的成本建模方法，这也是一种较为新颖的方法。

国内的相关研究起步较晚，较早对这一问题进行系统研究的是李屹辉（2000），在其硕士论文《军用航空发动机全寿命费用分析研究》中，李屹辉构建了航空发动机在寿命周期各个阶段的成本估算模型，但由于数据较难搜集，没能确定模型中变量的系数。在这之后，很多学者将研究的重点放在了研制成本的估算上，比如徐哲、刘荣（2005）用偏最小二乘回归法来估算武器装备的研制成本，杨梅英、沈梅子（2006）用灰色组合模型来估算发动机的研制成本，但这两篇文章所用的数据都是美国的。也有学者由于数据较难搜集转而提出一些成本估算的框架，比如尹峰、刘劲松（2006）在《发动机研制费用的测算》一文中以工程估算法为基础构建了成本要素框架，谭云涛、郭波（2007）提出了基于CAIV的航空发动机性能与费用的综合权衡模型框架。除了以上提到的参数估算法和工程估算法，周琦、李震模（1999）用神经网络法对导弹武器系统的研制成本进行了估算。总的来说，国内的研究由于数据搜集问题较难开展。

从国内外的研究情况来看，不论是传统的估算方法，还是较新的估算方法，都有一个共同的缺陷——细化程度不够，成本估算以主要性能参数为输入，直接以LCC为输出，不能对成本形成的原因进行识别和控制。本文试图在性能参数和LCC之间架起“作业”的桥梁，以便更加准确地估算LCC和更好地进行成本控制。

三、基于作业成本法的航空发动机全寿命周期成本估算

（一）作业成本法

作业成本法（activity-based c-

osting，ABC）的基本思想最早由美国会计学者科勒在20世纪30年代末40年代初提出，随着间接费用在产品总成本中的份额越来越大，传统的成本核算方法逐渐露出弊端，作业成本法应运而生。这种方法以作业为间接费用归集对象，通过资源动因的确认、计量，将资源费用归集到作业上，再通过作业动因的确认、计量，将作业成本归集到产品上，其流程如图1所示。

（二）基于作业成本法的航空发动机全寿命周期成本估算思路

通过将作业成本法用于航空发动机全寿命周期的成本核算，我们可以建立航空发动机全寿命周期每一阶段的作业库，并且可以获得作业库中每种作业使用量的相关数据，这两者是进行成本估算的基础。由于发动机性能参数是已知的，这样，成本估算可以分成几个步骤：

航空发动机论文范文第9篇

涡轮叶栅流动和传热耦合计算曾军 卿雄杰 (1204)

球形离散颗粒抑制尾喷流红外辐射传输数值模拟张净玉 常海萍 王慧元 (1211)

激波诱导燃烧模拟中轴对称边界数值异常研究刘晨 王江峰 伍贻兆 (1219)

致密孔阵气膜冷却绝热温比和对流换热系数的数值研究谢浩 张靖周 (1229)

丙烷爆震特性的试验张彭岗 何小民 李建中 张靖周 (1236)

有、无障碍物爆震管起爆过程的CE/SE模拟孙孔倩 樊未军 杨茂林 (1242)

后掠结构对超声速燃烧斜坡喷注器性能的影响吴海燕 周进 邵艳 张顺平 (1248)

非稳态流体网络模拟新方法及其应用侯升平 陶智 韩树军 丁水汀 徐国强 吴宏伟 (1253)

超临界航空煤油喷射到大气环境的喷射特性梁获胜 高伟 许全宏 徐国强 林宇震 (1258)

密集型阵列冲击射流换热特性实验王磊 张靖周 杨卫华 (1264)

半封闭通道射流冲击孔流量系数的实验张泽远 张靖周 杨卫华 (1270)

喷嘴马赫数对涡流管性能影响的实验贾红书 吴玉庭 马重芳 葛满初 (1275)

微动疲劳寿命可靠性分析方法崔海涛 汪震 温卫东 徐颖 (1279)

航空发动机双转子-滚动轴承-机匣耦合系统动力学分析周海仑 陈果 (1284)

阻尼器切向接触刚度的有限元分析及应用史亚杰 朱梓根 (1292)

粉末冶金盘损伤容限的边界元分析魏大盛 王延荣 陆利蓬 (1299)

陶瓷轴承滚珠直径对转子临界转速的影响陈巍 杜发荣 李云清 (1305)

Z-A模型的修正及在预测本构关系中的应用张宏建 温卫东 崔海涛 徐颖 (1311)

涡轮转子随机结构的可靠性研究王新刚 张义民 王宝艳 (1316)

贝叶斯网络在动量轮地面试验可靠性分析中的应用厉海涛 金光 周经伦 周忠宝 (1321)

Gao-Yong模型用于吹气环量控制翼型的研究李志强 杜曼丽 (1326)

某型增压航空活塞发动机仿真研究林海英 龙向阳 (1332)

电动无人机动力系统建模与实验陈军 杨树兴 莫雳 (1339)

过冷水滴撞击三维机翼的数值模拟张强 胡利 曹义华 (1345)

一体化高超声速飞行器气动特性数值仿真黄伟 王振国 (1351)

复杂变截面进气道的一种设计方法周慧晨 谭慧俊 李湘萍 (1357)

孔隙射流结构对扩压叶栅出口流场特性的影响冯冬民 陈浮 陈焕龙 付丽鹏 王仲奇 (1364)

离心压气机周向槽机匣处理方案的对比分析王庆伟 刘波 宣扬 白效慧 陈云永 (1372)

低雷诺数下跨声速压气机转子失速工况时流动失稳触发过程研究周敏 王如根 白云 王学德 武卫 (1379)

非轴对称处理机匣的周向处理范围的实验刘建勇 袁巍 陆亚钧 (1385)

离子发动机栅极系统电子回流数值模拟钟凌伟 刘宇 顾左 李娟 江豪成 王海兴 汤海滨 (1389)

基于正交设计的气-气喷嘴数值模拟杜正刚 高玉闪 金平 蔡国飙 (1396)

溅板式层板喷注单元流量及混合特性的试验雷凡培 张振鹏 姚明明 付莉莉 周军 (1402)

固体火箭发动机绝热层温度场的有限元计算方法张涛 孙冰 (1407)

航空发动机二自由度鲁棒控制LMI方法研究王海泉 郭迎清 陆军 李光耀 (1413)

最小二乘支持向量回归机在发动机推力估计中的应用赵永平 孙健国 (1420)

航空发动机数控系统多故障识别刘春娟 宋华 邱红专 朱新宇 (1426)

复杂结构角系数计算方法张涛 孙冰

纳米流体强化倾斜丝网热管换热特性马琦 刘振华

超燃冲压发动机一体化设计及数值模拟李建平 宋文艳 郑亚明 罗飞腾

某型带外涵核心机进口流场的数值分析与试验肖敏 庄欢 郭昕

重型火箭下面级发动机基本参数分析李湘宁 刘宇

2009亚洲国际航空(沈阳)高峰论坛推介会在北京举行王娟

非结构嵌套网格的直升机旋翼/机身前飞流场数值模拟叶靓 招启军 徐国华

转轴裂纹扩展的可靠性灵敏度分析苏长青 张义民 马辉

一类基于颤振行列式的颤振分析新方法谷迎松 杨智春 王巍

直升机减速器滑油冷却系统的改进设计方法李林蔚 高红霞 余建祖 常莉

离心压气机通流反问题的损失模型研究马平 田晓沛 单鹏

基于弹流理论的深沟球轴承动态虚拟仿真李昌 孙志礼

Isothermal study of effusion cooling flows using a large eddy simulation approachW.P.Bennett J.J.Mc

滚动轴承摩擦力矩的乏信息模糊预报夏新涛 贾晨辉 王中宇

航空发动机小波神经网络PID控制李秋红 许光华 孙健国

微小型振荡热管的流动可视化实验屈健 吴慧英 唐慧敏

等离子体气动激励抑制压气机叶栅角区流动分离的仿真与实验吴云 李应红 朱俊强 周敏 贾敏 苏长兵 宋慧敏

内管射流占优时轴对称共轴射流结构分析周华 夏南

槽式处理机匣几何结构参数的正交试验吴艳辉 张皓光 楚武利 邓文剑

超声速燃烧气动斜坡喷注器研究吴海燕 周进 邵艳 张顺平 孙明波

边界扫描技术在电子控制器测试中的应用邓志伟 徐凯 张天宏

多种形式插板的压气机进气总压畸变实验李亮 胡骏 王志强 屠宝锋

尾迹与涡轮叶栅边界层的相互作用张伟昊 刘火星 李维 邹正平

形混合器混合效率理论计算刘友宏 谢翌

叶栅流场中的气动阻尼研究于航 李琳

预旋对蜂窝密封和迷宫密封内流动传热特性影响晏鑫 李军 丰镇平

Power plant selection in a carbon constrained world the TERA(technoeconomic environmental risk analysis)Stephen Ogaji Pericles Pilidis

基于遗传算法的航空发动机机载模型支持向量机修正方法鲁峰 黄金泉

抽吸位置对高超声速进气道起动性能的影响王卫星 袁化成 黄国平 梁德旺

固体火箭发动机喷管气固两相流动的数值模拟于勇 刘淑艳 张世军 张夏

错频叶盘结构振动模态局部化特性分析王建军 于长波 李其汉

涡低循环疲劳寿命的概率分析高阳 白广忱 张瑛莉

某型发动机高压12级转子叶尖间隙控制研究罗飞腾 宋文艳 李建平 李强

小波网络在某型航空发动机故障诊断中的应用江传尚 樊丁 马冲

高温、高应变率LY12铝压缩动态力学性能实验谢若泽 张方举 邓志方 卢子兴

2009亚洲国际航空(沈阳)高峰论坛

转子故障的连续小波尺度谱特征提取新方法陈果 邓堰

涡扇发动机加减速控制规律设计的功率提取法陈玉春 徐思远 刘振德 屠秋野 于守志

Designing a power plant with highest efficiency:results from SFB 561Dieter Bohn

自耦合射流流动特性的PIV实验研究谭晓茗 张靖周

中国航空学会第十届发动机软科学学术研讨会征文通知

利用等离子控制凸包流动分离的数值模拟刘华坪 颜培刚 陈浮

基于控制理论的压气机叶型数值优化方法杜磊 宁方飞

先进旋涡燃烧室流动与燃烧特性分析邓洋波 刘世青 钟兢军

气膜孔角度对导叶冷却效果影响的数值研究姚玉 张靖周 郭文

液体火箭发动机自然循环预冷回路的数值研究陈二锋 厉彦忠 程向华

弹用模块化Busemann进气道数值研究孙波 张堃元 武晓松

可视化航空发动机性能仿真模型王波 唐海龙 仲如浩 陈敏

世界最先进的网格生成系统GridPro进入中国

指式密封泄漏特性的实验研究白花蕾 吉洪湖 纪国剑 曹广州

一种基于模态减缩技术的整体叶盘结构失谐识别方法王帅 王建军 李其汉

高超声速半球绕流流场电磁散射特性分析陈伟芳 常雨

王保国教授的论文获第六届中国科协期刊优秀学术论文奖

气流激励下的叶片高周疲劳寿命研究的发展洪杰 张大义 陈璐璐

某复合掠形风扇设计与内外函数值模拟研究丁建国 胡骏 蔡显新

合成射流激励器阵列对共轴射流掺混的影响刘艳明 王保国 刘淑艳 伍耐明

航空电子设备冷却轴流风扇优化设计周建辉 杨春信

尾流撞击效应对轴流压气机下游叶排涡面的影响周晓勃 周盛

肋角度和出流孔位置对流动特性的影响郭涛 朱惠人 李广超 许都纯

总压畸变对风扇流场影响的全流道数值研究陶立权 孙鹏 钟兢军

角度和孔间距对双向扩张型孔流量系数影响的实验李广超 朱惠人 樊慧明

固体燃料冲压发动机旋流冷流流场数值模拟刘巍 杨涛

固体火箭发动机排气羽流对微波衰减的计算方法张硕 魏志军 王宁飞 张平

多孔纵向波纹表面气膜冷却效率实验研究常国强 常海萍 常飞 胡晓东 单学庆

过氧化氢溶液表面沸腾换热研究李茂德 程惠尔

中国航空学会第十五届燃烧与传热传质学术交流会征文通知

某涡轴发动机整机逼喘试验研究旷桂兰 姚峥嵘 王道波 吴志勇 彭文雯

用球形滚刀滚切面齿轮的理论误差赵宁 郭辉 方宗德 沈云波

微涡喷发动机主轴内冷通道传热数值研究刘友宏 单鹏

非稳态流体网络方法在发动机空气冷却系统中的应用侯升平 陶智 韩树军 丁水汀 徐国强 吴宏伟

多旋流器阵列贫油直喷燃烧室流场的数值模拟张群 徐华胜 钟华贵 侯敏杰

非牛顿特性对重载点接触热弹流的影响王燕霜 邓四二 杨海生 李云峰 王恒迪

涡轮叶片前缘气膜冷却数值模拟戴萍 林枫

磁控进气道二维性能计算郑小梅 徐大军 蔡国飙

用于篦齿封严装置的阻尼套筒减振性能研究曾亮 李琳

动载作用下管内汽水两相流传热特性赵枚 宋保银 姚秋萍

周期间歇卷吸条件下弹流油膜的实验姜培刚 陈建军 耿美香 郭峰

燃用低热值燃料燃烧室试验何敏 杨灵 冯大强 钟华贵 屈成泽

逆流冷却罗茨鼓风机涡流与排气脉动的数值分析刘正先 徐莲环 (241)

高超声速飞行器后体喷管三维构型设计徐大军 陈兵 蔡国飙 徐旭 (247)

前飞状态倾转旋翼机气弹稳定性建模薛立鹏 张呈林 (255)

一种新的蚁群算法及其在飞行器设计中的应用车竞 唐硕 王文正 何开锋 (262)

Thermodynamic cycle analysis of solid propellant air-turbo-rocket CHEN Xiang CHEN Yu-chun TU Qi (269)

无铰旋翼变截面盒型梁桨叶气弹动力学多目标优化王红州 刘勇 张呈林 (277)

两车速度对超车过程轿车气动特性的影响康宁 郑昊 蓝天 (287)

造型细节和离地间隙对轿车气动性能的影响徐晓明 赵又群 (292)

带唇口封气活门的高超侧压进气道过渡态工况气动性能吴俊琦 张堃元 (296)

槽对超声速混压式进气道性能及边界层的影响莫展 王新月 未军光 (302)

脉冲爆震燃烧室与涡轮相互作用的试验邓君香 郑龙席 严传俊 蒋联友 李娜 熊姹 (307)

气动阀式脉冲爆震发动机供油位置对爆震波峰值压力和频率的影响郑殿峰 张会强 王家骅 (313)

驻涡燃烧室燃烧性能试验何小民 许金生 苏俊卿 (318)

基于遗传算法的双层发散冷却优化时骏祥 王建华 (324)

静叶前缘气膜冷却特性的数值模拟及改进设计刘捷 安柏涛 蒋洪德 刘建军 (331)

应用瞬态液晶测量技术研究层板内部换热特性孔满昭 朱惠人 原和朋 (340)

头部气量分配对旋流杯结构燃烧室贫熄性能的影响徐浩鹏 王方 黄勇 张玉芳 (347)

应用气泡雾化喷嘴的煤油超声速燃烧试验王辽 章成亮 韦宝禧 徐旭 (353)

结构阻尼对发动机转子系统稳定性的影响程礼 范家栋 陈雪峰 (360)

浮环轴承非线性耦合动力特性杨金福 陈策 袁平 吴文峰 董春伟 (365)

机动飞行时发动机转子系统动力学统一模型祝长生 陈拥军 (371)

磁悬浮轴承金属橡胶环组合支承转子系统的动态性能谢振宇 王彤 张景亭 高华 黄佩珍 (378)

基于模糊相似比例与综合评判的发动机可靠性分配杜丽 刘宇 黄洪钟 彭伟 (385)

带金属橡胶油膜环的自适应挤压油膜阻尼器非协调响应研究马艳红 王虹 洪杰 (390)

机电集成超环面传动弱非线性自由振动研究郝秀红 许立忠 任志霞 (396)

对转压气机转差特性试验与数值模拟刘波 侯为民 陈云永 赵旭民 (403)

基于拟压缩方法的扩压器低速流场数值研究高丽敏 雷蒋 王欢 (409)

跨声速压气机低雷诺数下流动失稳机制研究王如根 周敏 赵英武 夏钦斌 曾令君 (414)

高负荷缝隙弯曲扩压叶栅展向负荷实验陈焕龙 陈浮 宋彦萍 (420)

基于多元线性回归的发动机性能参数预测宋云雪 张科星 史永胜 (427)

双级离心压气机回流器流动特点分析高星 刘宝杰 (432)

某小型涡喷发动机二维数值仿真曹志鹏 刘大响 桂幸民 邹正平 岳明 (439)

铝镁贫氧推进剂固冲发动机沉积数值模拟王德全 夏智勋 胡建新 郭健 (445)

双组元高室压脉冲火箭发动机工作特性分析梁树强 刘宇 覃粒子 王海兴 (450)

粒子群优化的粗糙集-神经网络在航空发动机故障诊断中的应用杨海龙 孙健国 (458)

航空发动机论文范文第10篇

关键词：LQG/LTR；鲁棒控制；遗传算法；PID；Matlab/Simulink

中图分类号：V2 文献标识码：A

Abstract：In order to overcome the modeling errors existing in the controller design of flight control system and the influence of interference during the flight， this paper completed the controller of a certain type battle fuel machine control system by adopting LQG/LTR robust control method. And in order to improve the control precision of the fighter and to solve the limitations of selection of the weight matrix Q and R， genetic algorithm was added to find the optimal online . Simulation results show that， compared with PID controller based on genetic algorithm， LQG/LTR control system based on genetic algorithm has good robustness， rapid response， and high control accuracy， which can meet the flight control requirements of the fighter.

Key words：LQG/LTR；robust control；genetic algorithm；PID；Matlab/Simulink

1引言

航空发动机是一个结构极其复杂、工作环境极为恶劣、强非线性的被控对象。在实际工作过程中， 航空发动机特性会随着负荷或飞行条件的变化而发生变化。近年来，航空发动机控制性能改善方面发展了许多新方法，文献[1]针对航空发动机分布式控制系统，提出了基于鲁理论容错控制，针对系统的参数扰动，不确定时延等不确定性问题进行控制调节，取得了良好的控制效果；文献[3]针对发动机的非线性和不确定性，采用径向基神经网络逼近系统的方法，验证了其有效性；文献[4]采用基于遗传算法的PID控制具有良好的寻优特性，在不同飞行条件下获得了较好的控制效果；文献[5]通过遗传算法对LQR权矩阵Q和R进行优化，进而提升控制效果。可见，遗传算法在航空发动机控制过程中，因其具有良好的寻优性，同时克服了单纯形法对参数初值的敏感性的优势，应用比较广泛，且取得了良好的寻优效果。

LQG/LTR（Linear Quadratic Gaussian with Loop Transfer Recovery）方法作为鲁棒控制系统中，研究比较多的方法，这种设计方法具有计算简单，控制器结构简单、鲁棒性能好等优点，在工程应用中价值很高。本文采用LQG/LTR控制方法，利用遗传算法在线寻优，设计了某型战斗机的燃油控制系统的控制器，分别用该方法和基于遗传算法的PID控制方法等对不同马赫数和高度下的飞行情况进行仿真，同时为了验证该算法对系统参数摄动不确定性，也进行了相关仿真。

2基于遗传算法的LQG/LTR控制器的设计

基于遗传算法的LQG/LTR控制方法，包括LQG/LTR控制器设计，同时与遗传算法结合，适应度函数选取跟误差积分以及u2（t）相关，同时增加了惩罚手段，减少阶跃响应超调量。通过遗传算法迭代，对权矩阵Q和R进行优化进而得到最优的状态反馈矩阵，代入simulink仿真模块，进而得到仿真结果。

2.1LQG/LTR控制器的设计

LQG/LTR是近年来鲁棒控制发展的重要理论之一，可应用于单输入-单输出（SISO），也可应用于多输入-多输出（MIMO）系统，它以分离原理为核心。通过设计一个Kalman滤波器和一个最优反馈控制器来完成。

选择合适的参数W，V使图1中的I′处卡尔曼滤波器的回比函数HI′的奇异值曲线形状满足系统的鲁棒性要求；再设计一个LQR调节器，通过调节Q，R直至I处的HI的主增益曲线足够地趋近于卡尔曼滤波器回比函数HI′的主增益曲线。因此，应用LQG/LTR设计方法时，只需要设计好I'处的卡尔曼滤波器的回比函数，然后通过LTR就可以使系统性能得到保证。但是一般情况下，LQR调节器中的Q，R权矩阵的选择是通过专家经验，一步步试验得到，工程计算量大，实际上很难达到最优，论文在这个问题上加入了遗传算法进行在线寻优。

2.3遗传算法多目标寻优

LQG/LTR设计方法中，决定闭环系统性能的回比矩阵奇异值图的形状只能通过对LQR加权矩阵Q和R的不同选择来调整，如何去选择，并没有解析方法，只能定性的去选择矩阵参数，实际上很难达到最优，故调整范围有一定的局限性，直接影响了控制性能和鲁棒稳定性。为克服该局限性，本文提出一种LQG/LTR改进方案。

论文应用遗传算法，将LQG/LTR方法中的LQR调节器权矩阵Q和R作为优化对象，以控制系统的e（t），u（t），ts（阶跃响应上升时间）作为性能指标，组成适应度函数，通过全局搜索能力，对加权矩阵进行优化设计，以提高LQR的设计效率和性能。图2为基于遗传算法的LQG/LTR控制的流程图。

从上述仿真曲线可知：

1）由图4.1可看出，随着种群代数的不断增加，最优个体的适应度函数值不断的减小，也就是说，遗传算法搜索到的适应度函数值也越来越小，更符合我们的控制要求。

2）由图4.2可明显看出，基于遗传算的LQG/LTR控制下的系统阶跃响应时间很快，波形稳定，没有稳态误差，上升时间有明显的优势。同时，四种飞行条件下的曲线对比，阶跃响应并没有随着马赫数和高度的增加而呈现明显的趋势变化，但在马赫数为0，高度为0 km的情况下，控制效果更好，响应时间更快。

3）由图4.3至图4.6可看出，曲线①控制效果一般，响应时间较其他两种控制方法较长，只有在图3情况下，响应时间最快，但是却有明显的超调现象；曲线②控制效果较好，响应时间较长，但是一直没有超调不明显；曲线③控制效果最好，响应时间最短，超调也不明显，没有稳态误差。

4）图4.8和图4.9可看出，即使是在参数不确定的情况下，基于遗传算法的LQG/LTR控制仍然能够保持很好的控制效果，具有很好的鲁棒性和抗干扰能力。

5）根据不同马赫数和高度下四个系统的控制效果参数对比，以及对其参数不确定性和外部干扰仿真，基于遗传算法的LQG/LTR控制均具有比较良好的控制效果，具有很好的鲁棒性和抗干扰能力。

5结论

本文通过LQG/LTR方法，设计了模型战斗机的燃油系统的控制器，解决了LQG/LTR在设计LQR调节器时，权矩阵Q和R的选取困难的问题，提出了基于遗传算法的LQG/LTR控制算法，并与经典控制理论基于遗传算法的PID控制算法相比较，进行了不同飞行条件下的控制试验，同时针对航空发动机建模的参数不确定性以及外部干扰试验，经试验结果证明，基于遗传算法的LQG/LTR控制不仅鲁棒性好，控制精度高，而且阶跃响应灵敏，反应快速，同时具有很好的抗干扰能力，更能满足战斗机快速反应的要求，具有很好的现实意义和应用前景。

参考文献

[1]王磊，谢寿生，彭靖波，等. 航空发动机分布式控制系统不确定性鲁棒H∞容错控制[J].推进技术，2013， 34（6）：836-842.

[2]傅强，樊丁. 模糊自适应整定PID在航空发动机中的应用研究[J]. 计算机仿真，2006， 23（3）：54-57.

[3]傅强，智能PID控制器在航空发动机控制中的应用研究[D].2005

[4]彭靖波，谢寿生，胡金海. 基于遗传算法的某型涡扇发动机数字PID控制器设计[J]. 燃气涡轮试验与研究，2008 ，21（1）：47-50.

[5]郭一峰，徐赵东，涂青，等. 基于遗传算法的LQR算法中权矩阵的优化分析[J].振动与冲击，2010，29（11）.

[6]MACIE JOWSKI J M. Multivariable feedback design [M].British：AddisomWesley Publishers Ltd，1989.

[7]樊思齐.航空发动机控制[M].西北工业大学出版社，2008：422-476.

[8]薛定宇. 控制系统计算机辅助设计――MATLAB语言及应用[M].北京：清华大学出版社，2011.

[9]黄辉先，李燕，庄选，等.基于LMI的滑模控制在航空发动机中的应用[J].计算机工程与科学，2014，36（6）：1198-1203.

[10]苗卓广，谢寿生，吴勇，等. 基于改进粒子群算法的航空发动机状态变量建模[J]. 推进技术，2012，33（1）：73-77.

[11]李述清，詹济民，李明，等. 鲁棒PID设计在涡扇发动机中的应用[J]. 计算机仿真，2011，28（3）：106-109.

[12]孙健国. 面向 21 世纪航空动力控制展望[J]. 航空动力学报， 2001， 16（2）： 97-102.

[13]郭虹. 航空发动机控制系统的发展趋势[J]. 沈阳航空工业学院学报， 1997， 14（1）：70-74.

[14]李h.基于多目标遗传算法的航空发动机多目标优化控制[D]. 南京航空航天大学，2007.

[15]欧鑫磊.双模态超燃冲压发动机燃油控制系统控制研究[D].湘潭大学，2012.