涡扇发动机部件级建模与起动控制技术研究

发布时间：2020-09-28 21:53

　　航空发动机控制系统是保证发动机在整个飞行包线内安全、稳定工作的前提。随着飞机对推进系统要求的不断提高,可靠且稳定的控制系统开发正变得越来越难,而利用航空发动机部件级模型进行控制系统设计并结合快速原型技术进行仿真验证能够有效的提高系统开发效率、降低研制成本。本文围绕控制系统设计验证展开研究,主要内容包括部件级起动建模、发动机地面起动及慢车以上状态模型修正、全数字仿真平台及快速原型仿真平台开发和验证。论文首先对航空发动机建模及控制技术发展趋势做了阐述,对航空发动机起动及慢车以上状态部件级建模技术、部件级模型修正方法和发动机控制系统设计及验证平台等发展现状做了概括。其次,针对NASA公开的JT9D大涵道比涡扇发动机慢车以上状态部件级模型,本文分析了其建模思路及方法,并以此为基础采用部件特性外推、冷转动状态建模、起动机建模及改进求解算法等手段补充建立了JT9D发动机地面起动过程部件级模型。应用国际民航组织(ICAO)公开的数据进行了模型仿真结果与试车数据的对比,结果显示最大相对误差在7%以内,表明了建模方法的有效性和准确性。接下来,针对前一章建立的JT9D地面起动过程模型,应用燃烧室燃烧效率修正、部件总压恢复系数修正、转子阻力模型修正及部件特性修正等方法对起动模型进行了手动修正,通过与试车数据的对比,将起动过程的最大仿真误差从7%降低到了5%以内。针对发动机慢车以上状态模型,本文从优化的角度出发,构造了部件特性优化因子及优化目标并采用遗传算法迭代求解最佳优化因子进而修正发动机部件特性数据。模型修正后的仿真结果显示最大相对误差在1%以内,表明了针对发动机不同工作阶段采用不同的模型修正技术能够进一步提高部件级模型的仿真精度。最后,本文开展了控制系统软、硬件设计研究,包括起动控制规律优化设计、基于互联网的多用户协同数字仿真工作平台搭建及控制系统快速原型仿真平台的开发。应用C代码生成技术集成了修正后的JT9D发动机模型至全数字仿真平台和快速原型仿真平台后,进行了具体的起动控制规律优化仿真。两个平台仿真结果的对比充分验证了起动控制规律的有效性。
【学位单位】：南京航空航天大学
【学位级别】：硕士
【学位年份】：2018
【中图分类】：V235.13
【部分图文】：

发动机,慢车,定压,视情维护

图 2. 1 JT9D 发动机结构图发动机采用状态监控、视情维护，不规定整机使用寿命，只规定关键零部检查时间。实际使用中表明发动机空中停车率为0.1/1000飞行小时，总行小时。1980年单台JT9D发动机估价为200万美元，至1982年初已出厂245间4200万小时。为了提高性能以满足不同宽体客机的使用要求，JT9D发经定型使用的就有20余个，并成功装机波音767、波音747、空客A300航空飞机。围绕JT9D发动机慢车以上工作状态展开，详细介绍如何通过各部件的气整的发动机慢车以上状态稳态及动态模型。而如何建立准确的起动过程研究内容。级建模问题分析学的角度来看，航空发动机是一种近似布雷顿循环的热机，即空气在风等熵压缩过程，在燃烧室中为定压加热过程，在高/低压涡轮中为等熵膨管排出，并在外界环境中进行定压放热完成整个循环。如果把各部件看

特性图,特性图,风扇,插值

温为Tt2，总压为Pt2，已知风扇设计点转速nLd与总温Tt2d，此公式2-8计算得到换算转速nFcor：2 2( / ) / ( / )Fcor L t Ld t dn = n T n TRline就可从特性图中插值出流经风扇的气体换算质量流量W口气体热力参数便可以用特性图插值之后的数据进一步计算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面的油气比far21为0。H21为风扇出口实际焓值，由变比热法求

特性图,低压涡轮,特性图,发动机

处的的焓再计算进口处的熵S48，由熵通过低压涡轮的膨胀比可，同样由理想状态下的熵可以计算出理想状态下的焓，进而利用际的出口焓，进一步可以计算出低压涡轮出口处的总温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等换算转速线等效率线8

【参考文献】