航空发动机转速传感器失效下转速限制保护的控制方法

针对转速传感器失效时航空发动机转速控制系统的输出响应会严重偏离设定点。在传感器失效下,提出将限制保护控制技术用于转速控制系统输出响应的控制。依次向系统注入偏置、漂移、开路、短路及周期性干扰等故障,在传感器失效下对比转速控制与限制保护控制的系统。仿真结果表明,传感器失效后,限制保护控制的系统,其输出响应并未受到严重影响,转速响应及燃油流量始终维持在设定值附近。     

基于数学模型的航空发动机控制系统安全性评估方法

为了对航空发动机控制系统失效所产生的影响开展初步的安全性评估,探索了一种以发动机整机模型为基础、同时耦合控制系统模型的安全性分析方法,建立了非线性、多变量的航空发动机整机数学模型,分析了典型工作状态下压气机流量控制系统和涡轮主动间隙控制系统失效对发动机推力的影响程度并确定了失效等级。结果表明:起飞状态下,放气活门开度超过60%会对发动机产生重大影响;巡航状态下,静子叶片正向调节角度过大、放气活门开度过大或过小、涡轮间隙变化过大会对发动机产生重大影响;慢车状态下,放气活门开度过小和涡轮间隙变化过大会对发动机产生重大影响。     

民用航空涡轮发动机负加速度适航符合性分析

负加速度会对民用航空涡轮发动机的正常工作产生不利影响,因此CCAR25部对安装于民用飞机上的发动机,在负加速度条件下的工作特性做了严格规定。本文分析了负加速过载对涡轮发动机的具体影响,结合相关条款,分析了负加速度飞行试验需满足的试验条件和注意事项,对民用航空涡轮发动机安装于飞机后的负加速度适航取证具有重要的参考价值。     

基于故障树-蒙特卡罗模拟的航空发动机控制系统适航审定安全性分析方法

为航空发动机控制系统（FADEC系统）初始适航审定安全性分析提供一种方法.通过将FADEC系统出现故障导致发动机LOTC事件作为系统的失效状态,分析FADEC系统导致LOTC事件的系统单元,建立FADEC系统单元之间的可靠性模型,求出系统失效状态的最小割集,然后在时域内模拟系统状态的随机游走;通过计算机仿真来实现利用蒙特卡罗模拟对系统状态之间的转移时间和转移结果进行抽样来得到大量具体的系统状态,系统失效的概率用抽样得到的系统失效的频率来估计。计算单元修复率为1次/时、0.8次/时和0.5次/时三种情况下的FADEC系统瞬时LOTC率和平均LOTC率.结果表明单元修复率为0.5次/时FADEC系统不满足适航要求的平均LOTC率水平,但其他情况均可以满足要求。可见该方法计算得到的保留故障要求与航空器MMEL适航文件一致。     

民用航空涡轮发动机装机后的外来物适航符合性分析综述

民用航空涡轮发动机作为飞机的最重要系统,是一个气动力作用系统和高速旋转机械系统,外来物的进入和撞击将对气动型面和转子叶片等造成物理损伤,从而影响发动机功能甚至造成空中停车等安全性问题,分析适航条款对发动机外来物的要求无论是对发动机取证,还是飞机上的动力装置取证都具有很重要的意义。     

考虑应力松弛的涡轮盘蠕变-疲劳寿命快速预估方法

对于航空发动机涡轮盘来说,主要存在蠕变失效和疲劳失效这两种失效模式;在循环工作条件下,蠕变损伤和疲劳损伤不断累积,且蠕变损伤和疲劳损伤存在交互作用.此外,由于金属材料在高温和高应力下存在明显的蠕变变形,从而造成涡轮盘存在应力松弛现象.因此,蠕变-疲劳损伤分析就成为涡轮盘寿命预测的重要组成部分.基于线性损伤累积理论,提出了在典型梯形循环转速谱作用下考虑应力松弛的涡轮盘蠕变-疲劳寿命的工程化快速算法.并利用算例验证了该方法的有效性.     

基于LTO循环航空发动机排气污染物NOx排放适航审定计算方法

 航空器要获得商业营运许可,必须取得适航证,适航要求是航空器安全飞行的最低法规性的保障,因此研究航空发动机排放适航审定方式是非常有必要的。为解决中国民用航空发动机测试数据处理方式中的技术难点,使飞机发动机排气污染物符合适航审定标准,参考国际民航组织(ICAO)颁布的“飞机发动机排放”条例的规定,设计了民用航空发动机排气污染物测量系统。测量系统的精度按标准规定用燃气分析测出的油气比与发动机实测油气比进行比较小于10%—15%的属于合格。本研究的测量值与发动机所测的油气比的误差小于7%,证明测量系统和测量技术是切实可行的。基于ICAO标准的起飞着陆(LTO)循环概念,采用ICAO计算方法得出航空发动机NO_x的排放指数。根据中国民航规章34部(China Civil Aviation Regulations,CCAR—34),验证得出航空发动机JT3D—7的NO_x排放符合现行的适航标准。根据ICAO计算方式,利用MFC开发了NO_x适航审定系统,可快速算出发动机NO_x排放指数,并可对发动机进行NO_x排放适航审定。     

民用航空发动机限寿件适航符合性方法

 针对中国民用大涵道比涡扇发动机型号取证的需要,开展发动机限寿件适航符合性方法研究.分析欧美航空发动机限寿件适航要求的安全目标,对AC33.70-1和AMC515发动机限寿件定寿方面的适航符合性要求进行读解分析.以典型航空发动机为例,研究了限寿件的判定方法,分析发动机限寿件适航审定过程中的关键环节,从发动机载荷谱制定、材料性能数据、安全寿命制定3个方面给出航空发动机限寿件适航符合性验证的关键流程和方法.参考国外设计标准给出限寿件应力分析和试验方案设计流程,给出限寿件寿命散度系数的获取方法.本研究为编制航空发动机限寿件的适航指南提供参考依据.     

航空发动机涡轮冷却原理分析

燃气涡轮技术包括涡轮气动设计技术、传热分析、冷却技术、工艺材料技术和实验技术等许多技术,它是一个高、新、精技术的综合体。本文介绍了航空发动机涡轮冷却控制系统及其故障检查方法,该系统功用是在接近发动机最大工作状态下,提供和撤销冷却涡轮用的附加空气流量,保证涡轮正常工作。     

航空发动机涡轮流动及噪声数值模拟

发展可靠、高效、低噪声的发动机是航空工业不懈的追求. 涡轮作为航空发动机核心部件之一. 其流动及换热问题始终是贯穿航空发动机设计、制造的核心问题. 随着航空发动机风扇和喷流噪声得到大幅控制, 涡轮噪声逐渐凸显. 并日益受到关注. 为推动航空发动机涡轮流动换热及噪声数值模拟方法的工程应用, 首先. 以航空发动机涡轮中复杂湍流及流动换热问题为主线. 分别阐述了旋转盘腔、旋转叶片流动及换热问题数值模拟的研究现状; 其次. 对航空发动机涡轮噪声研究现状进行分析. 总结了常用涡轮噪声预测方法和存在的问题. 在此基础上. 面向工程实际需求. 对航空发动机涡轮流动、换热与噪声数值模拟进行了展望.     

基于AT89S52单片机红外遥控温度控制系统设计

为了使温度保持在某一范围,利用温度传感器DS18B20的特点,与AT89S52单片机构成实时温度监测系统,通过红外遥控进行温度上下限的参数设置,并通过LCD1602液晶显示相关数据。当温度超过上下限时,进行报警,通过控制继电器的通断控制加热,并通过LN298控制风扇转动进行降温,使温度控制在设定的范围之内,较好地实现了温度的监控。     

基于MSP 430 F 149的温/湿度检测系统

介绍了基于MSP 430单片机的温湿度检测系统的设计方案.系统以MSP 430 F 149单片机为核心,采用集成温湿度传感器AD 590和HM 1500,给出温湿度检测系统的软硬件设计.该系统具有结构新颖、电路简单和控制方便等优点,并可根据需要设置温度的上、下限,系统具有超过设置上、下限温度自动报警等功能.实验证明该系统成本低、可靠性高,有着很高的实用价值.     

基于MC9 S12 XS128的水温加热控制系统设计

本系统设计以温度传感器DS18B20[3]、电桥测重传感器和MC9S12XS128最小系统[2]为核心[1],使用220V AC电源加热水壶中的水。本设计具有温度测量功能、液位测量功能,可显示温度和液位数值。测温分辨误差不大于0.5℃,液位测量误差不大于5mm。具有液位上限、下限报警功能,可以设置报警点,液位低于下限或高于上限时,发出声音报警并禁止加热。具有分段程序控制功能,可分段设置控温值和保温时间,升温速度不小于10℃·min-1,控温误差不大于0.5℃。     

航空发动机主轴-轴承系统温度场分析

在对航空发动机主轴-轴承系统热力学分析基础上,对主轴-轴承系统的发热、传导、对流、辐射等进行了分析,利用热路网络热流量平衡原理,建立了相应的热平衡方程组,并用数值分析方法对系统温度场进行了数值求解。实例计算和试验测试结果对比分析表明：所选节点温度的计算值和实测值之间相差不足1．2％,反映出本文建立的航空发动机主轴-轴承系统温度场计算数学模型具有很高的精确度,完全适用于一般的主轴-轴承系统温度场理论计算与分析。     

高精度温度控制系统的研究

设计并实现了一种基于自动优化的PID算法控制技术和16位单片机(SCM)SPCE061A的高精度水温控制系统.由传感器PT_1000和16位AD LTC1606获取温度信号,使用U'nsp IDE环境提供的API函数进行控制程序设计,通过SPCE061A实现温度实时控制.实验结果表明该系统可实时精密的控制水温,且稳定迅速、操作简单并能语音播报和显示温度值.可广泛应用于工业、农业、食品等部门的温度控制部分.     

基于触摸屏的温控系统设计

介绍了一种基于触摸屏和数字温度传感器的新型温度控制系统．以单片机为控制核心,数字式温度传感器为测量元件,固态继电器为执行元件,通过PID控制算法,实现对象的温度控制．采用触摸屏为人机界面,完成温度值的设定和显示,简化了电路结构,提高了系统的可靠性．实验效果表明,系统具有较好的温度跟随性．     

航空发动机测温系统动态特性改善方法研究

温度是航空发动机运行过程中一个重要的状态参数,需准确、快速地测量。但当前航空发动机温度测量存在较大的滞后问题,致使执行机构动作不及时,导致故障的发生。为解决温度测量中的滞后问题,在分析了温度传感器数学模型的基础上,设计了合适的传感器校正方案;并进行了温度传感器校正系统的仿真。仿真计算结果表明,所采用的校正方案可明显改善温度测量系统的动态响应特性,准确、快速地跟踪被测温度。所提出的温度传感器校正算法具有适应性良好、抗干扰能力强等突出优点,为解决航空发动机温度测量问题提供重要参考。     

一种基于热电偶的温度测量的线性拟合方法

用热电偶作为温度传感器,在应用中要进行参考端补偿及线性化处理。过去常规的方法是靠硬件补偿和校正非线性,误差较大,现今以89S51MCU为核心的水浴温度控制系统,采用线性拟合算法来处理这两个问题,可以达到相当高的测量准确度,从而使水浴温度恒定。     

基于铂电阻Pt100的高精度温度测控系统设计

工业生产在一定的温度条件下才会按照预定的方向进行,所以温度控制是保证生产过程正常的必需条件.介绍了一种基于铂电阻Pt100的高精度温度测控系统设计方案,系统以Pt100铂电阻作为测温传感器,采用中值平均滤波消除采样值偏差,用逐次逼近法来消除温控系统的非线性,PID算法通过PWM控制执行机构,从而保证了在－200～601 ℃范围内0.1 ℃的测量分辨率,±0.5 ℃的控制精度.