涡轮螺旋桨发动机建模与控制仿真
飞机涡扇发动机的建模与仿真研究
飞机涡扇发动机的建模与仿真研究随着航空工业的不断发展，涡扇发动机已经成为了现代飞机最常用的动力装置。
在不同飞行工况下，涡扇发动机的性能和特性都有所不同，因此开展相关的建模和仿真研究显得尤为重要。
本文将着重讨论飞机涡扇发动机的建模与仿真研究。
一、涡扇发动机的构成与特点涡扇发动机是由高压压气机、低压压气机、燃烧室、涡轮和推力增强器5个部分构成的。
其中高压压气机和低压压气机共同驱动大的涡轮，形成推力，而燃烧室则是将油气混合物燃烧后产生高温高压的气体，驱动涡轮并产生动力输出。
涡扇发动机的特点是节省燃料、具有高速度、较大推力和低噪音等优点。
二、涡扇发动机建模的理论基础涡扇发动机建模是在对发动机实现物理建模的基础上建构的一种数学模型。
涡扇发动机建模的主要理论基础包括控制工程、热力学和流体力学等。
其中，控制工程主要用于分析和控制模型中的运动状态，热力学主要用于分析和描述发动机燃气流动和能量转换特性，而流体力学则主要用于分析和描述发动机漩涡流动、冷却通道和涡轮叶片的流场特性等。
三、涡扇发动机建模的关键技术涡扇发动机建模的关键技术包括建立数学模型、选取仿真软件和分析仿真结果三个方面。
建立数学模型时，需要考虑到发动机各部分之间的相互作用关系，并选择适当的数学变量进行描述。
选取仿真软件时，需要考虑软件的功能和性能，同时也需要考虑成本和易用性等方面因素。
分析仿真结果时，需要对仿真结果进行分析、比较和总结，并提出相应的优化方案。
四、仿真实验的设计和实施为了更加准确地进行涡扇发动机的建模和仿真研究，需要进行一系列的仿真实验。
在实验设计和实施过程中，需要注意以下几点。
首先，需要选取适当的实验工况，包括不同推力和高度等。
其次，需要选取相似理论，将实验所涉及的参数归一化。
最后，在实施实验时，需要精确控制实验环境，包括温度、气压等。
五、涡扇发动机的建模与仿真研究的应用涡扇发动机的建模与仿真研究在现代航空工业中应用非常广泛。
其中，主要包括发动机设计、发动机性能评估和飞行控制等方面。
涡扇发动机主燃油控制系统建模与仿真研究_程涛
1998年6月收稿;1999年3月收到修改稿。
**男 33岁 博士 北京航空航天大学406教研室 100083第14卷 第3期航空动力学报V ol .14No .31999年7月Journal of Aerospace Power July 1999涡扇发动机主燃油控制系统建模与仿真研究北京航空航天大学 程 涛** 祁 英 孟庆明【摘要】 以某型涡扇发动机及其主燃油系统液压机械式调节器为研究对象,在对发动机调节规律进行分析的基础上,建立了转速控制系统、加速控制系统的模型,以及温度传感器和温度放大器、叶片控制系统的元部件的模型。
根据所建立的数学模型,利用M A T L A B 中的仿真工具SIM U L IN K ,对各系统进行了仿真,为发动机主燃油系统的进一步改进提供了理论基础。
主题词: 涡轮风扇发动机 燃油调节器 模型 仿真 分类号: V 233.753该发动机为具有共同加力燃烧室和全状态超音速可调喷管的涡扇发动机,其燃油与控制系统采用混合式控制方案,主燃油控制系统采用机械液压式调节器,该调节器性能先进、功能完备、可靠性高。
加力及喷口调节采用结构简单、性能好的数字式电子控制系统,主要包括加力燃油计量装置,喷口控制装置及数字式电子控制器附件。
该发动机采用了全程多元复合调节的调节计划,在不同的工作状态和不同的工作条件下有不同的调节计划。
主燃油系统的功能是向主燃烧室供给燃油并自动保持发动机的给定工作状态。
1 闭环转速控制系统 发动机的闭环转速控制系统由发动机和转速控制器组成,控制器包括测量元件、放大元件和执行元件。
转速控制系统的任务是当油门操纵杆位置不变而发动机的外界条件变化时,自动保持慢车到最大工作范围内转子的给定转速并按温度修正;当油门操纵杆位置改变时,自动调节燃油流量,使发动机转速随油门操纵杆的位置而变化,转速控制器按上述要求实现供油量的自动调节。
1.1 转速测量元件 在节流工作状态下,高压转子的转速调节由离心式调节器来完成,其输入为弹簧压缩量h 和转速n 2,输出为导杆位移y 。
涡轮增压柴油机平均值模型建模及模型校核方法研究
涡轮增压柴油机平均值模型建模及模型校核方法研究
涡轮增压柴油机的平均值模型建模及模型校核是研究如何对涡轮增压柴油机进行数学建模，并校核模型的有效性和准确性的方法研究。
涡轮增压柴油机是一种通过涡轮增压系统提高进气量和气缸充填效率的内燃机。
平均值模型建模是通过对柴油机的各个子系统进行建模和描述，以推导出模型的数学表达式和方程。
这些子系统包括气缸、进气系统、燃油系统、排气系统等等。
建模过程需要考虑模型的物理原理、参数表达和各个子系统之间的相互作用关系。
模型校核是指通过与实际测试数据对比，验证模型的准确性和有效性。
校核方法可以采用计算机模拟和实验验证相结合的方式。
计算机模拟可以使用数值计算方法，将建立的模型进行数值求解，并与实际测试数据进行对比。
实验验证可以通过在实际涡轮增压柴油机上进行测试，获取实际数据，并与模型的预测结果进行比较。
在进行模型校核时，需要考虑多个因素，如不同工况下的模型准确性、模型可靠性和模型复杂度等。
模型校核的目标是不断改进和优化模型，使其能够更好地预测和描述涡轮增压柴油机的工作性能和特性。
总结起来，涡轮增压柴油机平均值模型建模及模型校核方法研究是对涡轮增压柴油机进行数学建模，并通过与实际测试数据
对比验证模型准确性和有效性的研究。
它对于涡轮增压柴油机的设计、优化和性能预测具有重要的意义。
飞行器动力系统的动态建模与仿真
飞行器动力系统的动态建模与仿真在现代航空航天领域，飞行器动力系统的性能和可靠性至关重要。
为了更好地设计、优化和预测飞行器动力系统的工作特性，动态建模与仿真是一种不可或缺的工具。
飞行器动力系统是一个复杂的多学科交叉领域，涵盖了热力学、流体力学、燃烧学、机械工程等多个学科的知识。
其主要组成部分包括发动机、燃料供应系统、进气系统、排气系统等。
发动机作为核心部件，又可以分为多种类型，如喷气式发动机、涡轮螺旋桨发动机、火箭发动机等，每种类型都有其独特的工作原理和性能特点。
动态建模是对飞行器动力系统的物理过程和行为进行数学描述的过程。
通过建立精确的数学模型，可以捕捉到系统中各种参数之间的关系，以及它们随时间的变化规律。
例如，对于喷气式发动机，建模需要考虑空气的吸入、压缩、燃烧、膨胀和排出等过程。
在建模过程中，需要运用各种数学方法和理论，如微分方程、偏微分方程、数值分析等。
在建立模型时，首先要对系统进行合理的简化和假设。
这是因为实际的飞行器动力系统非常复杂，如果不进行简化，建模将变得极其困难甚至无法实现。
然而，简化也需要谨慎进行，以确保模型能够准确反映系统的主要特性和关键行为。
例如，在建模燃烧过程时，可以假设燃烧是均匀的、完全的，但同时需要考虑实际中可能存在的燃烧不完全、火焰传播速度等因素的影响。
模型的参数确定是建模过程中的一个关键环节。
这些参数通常包括物理常数、几何尺寸、材料特性等。
获取参数的方法有多种，如实验测量、理论计算、参考已有文献和数据等。
实验测量可以提供最直接和准确的参数值，但往往受到实验条件和设备的限制。
理论计算则基于物理定律和数学公式，可以在一定程度上预测参数值，但计算过程可能较为复杂。
参考已有文献和数据可以节省时间和成本，但需要对数据的可靠性和适用性进行评估。
建立好模型后，接下来就是进行仿真。
仿真就是利用计算机软件对建立的模型进行数值求解，以得到系统在不同工况下的性能参数和输出结果。
仿真软件通常包括专业的航空航天仿真工具，如MATLAB/Simulink、ANSYS Fluent 等。
027-基于AMESim的涡扇发动机控制系统综合仿真
第25卷第12期2010年12月航空动力学报Journal of Aerospace PowerVo l.25No.12Dec.2010文章编号:1000 8055(2010)12 2816 05基于AMESim 的涡扇发动机控制系统综合仿真任新宇1,王建礼2,赵小龙2(1.西北工业大学动力与能源学院,西安710072;2.中国航空工业集团公司西安航空动力控制公司,西安710077)摘 要:以A M ESim 为平台,采用模块化的设计方法,分别建立航空发动机、传感器、燃油系统、电子控制器和执行机构数学模型.将模块封装打包建立涡扇发动机控制系统模型库,并将之组成为完整的发动机及调节器系统综合仿真平台.以主燃油控制系统为例,介绍了各仿真模块的建立过程,仿真结果表明,系统模型能反映各子系统之间的复杂集成和耦合关系,利用系统模型仿真进行组合优化能够有效提高系统性能.关 键 词:航空发动机;控制系统;AM ESim 仿真;系统仿真;模块化建模方法中图分类号:V411 8 文献标识码:A收稿日期:2010 04 25;修订日期:2010 08 16作者简介:任新宇(1978-),男,辽宁凌源人,讲师,博士后,主要研究方向为航空发动机及控制系统建模仿真.Simulation of turbofan engine main fuel control systembased on AMES imREN Xin yu 1,WANG Jian li 2,ZHA O Xiao long 2(1.School of Pow er and Ener gy,Northw estern Poly technical U niv er sity,Xi an 710072,China;2.Xi an Aero eng ine Controls Com pany ,Aviation Industry Cor poration of China,Xi an 710077,China)Abstract:Based on the AM ESim sim ulation environment,a turbofan engine contro l system simulation platform w as dev elo ing the mo dular ization mo deling method,the system w as subdivided into different subsy stems,such us sensors,fuel sy stem,electronic controller,actuators and the engine itself.Every module w as built,tested and encapsula ted into the aero eng ine contro l sy stem mo dule library.With the module library,the eng ine system m odel co uld be established easily.Taking main fuel contr ol system,for example,the m odularity m odeling methods w as descr ibed.T he results show that system mo del can reflect the co mplex integr ation and coupling of subsy binato rial optimization using system m odel can impr ove the sy stem capability.Key words:aero engine;co ntro l sy stem;A MESim simulatio n;system sim ulation;m odularizatio n modeling metho d目前国际上航空发动机系统设计研制工作正逐渐开始由以大量试验为前提的传统设计向以计算机仿真为主的预测设计转变,在已有的软件基础上,引进并吸收国外的一些先进软件,建立一套中国自己的设计软件体系和数字仿真系统,采用预测设计方式设计发动机控制系统能有效缩短研第12期任新宇等:基于A M ESim 的涡扇发动机控制系统综合仿真制周期和减少研制成本[1 4].AMESim 作为一种基于直观图形界面的多学科复杂系统建模和仿真软件,在液压、机械、电子、控制和热力系统等方面提供了丰富的模型库.基于AM ESim 开发发动机及调节器系统仿真模型具有开发速度快、对流体的瞬变过程特别是压力脉动等细节信息仿真精度高等优点[5].但由于无法利用AM ESim 的现有模块建立航空发动机模型,目前航空发动机领域的AM ESim 仿真分析主要应用于子系统或零部件的设计验证及方案优化上.尚没有形成完整的系统,无法仿真部件结构参数对整体系统的影响和控制系统各环节之间的耦合关系[6 7].本文以AMESim 为平台,采用模块化方法进行设计.利用AMESet 的二次开发功能将其航空发动机实时动态仿真代码移植到A MESim 标准平台,开发得到了AMESim 航空发动机动态仿真子模型;结合AM ESim 本身的液压元件库、机械库建立了发动机燃油系统和执行机构数学模型;利用AM ESim 的信号控制库建立了电子控制器数学模型.将各模块打包获得发动机控制系统模块库,并组建了发动机及主燃油控制器系统综合仿真平台.可以对发动机控制系统进行整体仿真,研究发动机各子系统之间的耦合影响.1 发动机控制系统模块库由于航空发动机的控制系统非常复杂[8 9],建立的模型过大,在模型中查找组件和修改参数变得比较困难.为解决这一问题可以使用AM ESim 提供的超元件工具进行打包,将某一模块的一组元件打包成一个图标代表的超元件,使所建模型更加直观.首先对所建立的各个模块进行仿真验证,确保其正确性,再进行系统分析,确定仿真时需要重点考虑的状态变量频率范围,忽略其中对仿真精度影响很小却耗时较多的计算模块,改变这些模块的计算方法,减少模型运行时间,提高系统仿真的计算速度.再利用超元件工具对每一仿真模块打包获得航空发动机控制器仿真元件库.本文以主燃油控制系统为例进行研究,仿真元件库相关元件的结构和建模过程叙述如下.1.1 发动机实时数学模型AMESim 子模型编辑工具AM ESet 提供了二次开发功能,用户可以通过AM ESet 提供的综合化、图形化的用户界面,创建新的图标和模型扩充AMESim 应用库.本文利用AM ESet 将航空发动机实时动态仿真代码移植到AMESim 标准平台,利用C 语言编写代码,进行底层开发得到航空发动机动态仿真模型[10 12].模型的输入输出参数结构如图1所示,其输入量为主燃油流量m f 、风扇导叶角度 f 、压气机导叶角度 c 、尾喷管面积A 8和加力燃油流量m faf 等控制量.状态变量为发动机高压转子转速n h 和低压转子转速n l .输出参数包括n h ,n l ,T 2,T 55,p 3,p 55,p h 等传感器参数;机械液压执行机构仿真中所需的尾喷管、风扇和压气机作动筒力F A 8,F af ,F ac 和主燃烧室、加力燃烧室压力p f ,p faf 等参数.图1 A M ESim 发动机动态模型F ig.1 AM ESim dy namic mo del of aero eng ine局部仿真时,发动机模型可以用其内部提供的控制规律取代部分控制输入进行仿真计算.1.2 传感器模型传感器模型根据发动机动态模型计算出的实际被测参数,考虑传感器特性影响,计算传感器输出参数.其中温度传感器的测量滞后性影响最大.温度传感器模型可由式(1)计算T55s =T 55-T 55sT tp(1)其中T tp 为时间系数,有T tp =1.033p 20.7f (n h,cor )发动机加速过程涡轮后温度输出结果如图2所示.本文将传感器模型放在图1所示的发动机模型中加以计算,该模型输出的传感器测量参数已经包含了传感器模型.2817航 空 动 力 学 报第25卷图2 加速过程T 55真实值与测量值对比Fig.2 T 55measur ed v alue vs T 55true valuein acceleratio n1.2 机械液压执行机构机械液压执行机构按照占空比电磁阀的输入信号调节随动活塞位移,改变计量开关面积.1.2.1 随动活塞控制装置随动活塞控制装置模块由限制活门、静态活塞和随动活塞等装置组成.其功能是将高速电磁阀提供的占空比信号转化为随动活塞的位移.其中限制器活门将活门上腔压力转化为静态活塞上腔的指令压力,主要起到滤波和稳压作用,防止由占空比电磁阀的快速开关造成的燃油压力脉动.静态活塞的移动和通过层板节流器燃油流量的大小会改变随动活塞上腔燃油容积,引起随动活塞移动.该系统为2阶柔性反馈系统,其主要动态性能由主层板节流器流量决定,仿真结构如图3所示.图3 随动活塞控制装置仿真模型Fig.3 A M ESim submodel o f ser vo pisto n co ntr oller1.2.2 高速电磁阀高速电磁阀有效节流面积和频率随占空比大小变化,当占空比为50%时频率最高,其频率为占空比S 的函数:F req =f (S ).电磁阀按照占空比大小快速开关节流嘴挡板,其仿真结构如图4所示.图4 高速电磁阀模型Fig.4 A M ESim submodel o f high speed magnetic v alve1.3 燃油系统数学模型燃油系统负责供给发动机与计量活门面积相对应的燃油.其主要由齿轮泵、定压差控制器、燃油分配器等部件组成.其中齿轮泵流量随转速变化.1.3.1 定压差活门组元件活门组元件由定压差活门、安全活门和回油活门等部件组成,其作用是保持计量活门前后压差恒定,使供给发动机的燃油流量只与计量活门开度有关,安全活门在齿轮泵压力超过规定值时打开回油路,保证其压力不超过其允许的极限值.其仿真结构如图5所示.图5 定压差活门组元件F ig.5 A M ESim submo del of constant pr essuredifference valv e gr oups1.3.2 燃油分配器燃油流量分配器可以看成控制器供油路上的节流装置,分配器按照进口燃油流量大小,改变主、副油路流通面积.计算模块根据流出计量开关的燃油流量和燃烧室反压计算分配器进口燃油压力,其系统仿真结构如图6所示.2818第12期任新宇等:基于A M ESim的涡扇发动机控制系统综合仿真图6 燃油分配器仿真模型Fig.6 A M ESim submodel o f fuel dist ributor1.4 电子控制器模型电子控制器按照测量得到的发动机进口总温T 2,按照发动机调节规律能够得到当前飞行条件下的低压转子最大转速n lmax 、高压转子最大转速n hmax 和低压涡轮后最高燃气温度T 55max .以及由油门杆角度确定的高压转子期望转速n h,r 再与相应的当前状态下的测量参数比较,并进行信号调理可得到偏差信号.最大值选择器选择其中偏差信号中最接近于极限值的一个,即偏差值最大的一个作为失调信号.该信号经校正电路校正后输入宽脉冲调制器,提供给占空比调节器进行控制.电子控制器仿真模型如图7所示.图7 电子控制器仿真模型Fig.7 A M ESim submodel o f electro nic co ntr oller2 系统仿真利用控制器仿真元件库和航空发动机模型建立AMESim 系统综合仿真模型,对发动机飞行包线内各种工作状态进行仿真.由于本文仅以主燃油控制系统为例进行仿真分析,因此输入信号中只有主燃油流量是有效信号,其他输入信号由模型本身根据控制规律计算得到.系统仿真模型如图8所示.其中电子控制器、占空比电磁阀、随动活塞控制装置、定压差活门组件、燃油分配器等图标为封装好的AM ESim 仿真模块.图8 航空发动机控制系统仿真模型F ig.8 A M ESim mo del of aero eng ine contro l system对系统进行小偏离加速过程动态仿真,计算当输入参数油门杆角度小幅度阶跃变化时,系统的动态响应.利用AM ESim 的批处理功能观察相关结构参数对系统性能的影响.其中图9为随动活塞控制装置主层板节流器流量为0.9L/m 电子控制器增益系数分别为0.08,0.1,0.12,0.14时系统的动态响应,图10为电子控制器增益系数为图9 n h 调节过程随电子控制器增益系数变化F ig.9 n h contr ol pr ocess v ersus g ain factor ofelectr onic contro ller2819航 空 动 力 学 报第25卷0.1时,主层板流量分别为0.7,1,1.3,1.6L/m 时,系统的动态响应情况.通过系统仿真可以发现,系统的动态性能与主层板流量和电子控制器参数均密切相关.电子控制器与机械液压执行机构之间存在明显的耦合,在设计控制器过程中必须同时考虑两者之间的相互关系,进行系统优化,确定控制器结构参数.图10 n h 调节过程随主层板流量变化Fig.10n h contr ol pr ocess ver sus the flow of main throttle3 结 论本文通过模块化建模方法,建立了包括发动机、控制系统、燃油系统、执行机构等子系统的仿真模型.所建立的控制模块库在今后的工作中可以不断扩展,逐步包括国内外各控制器的典型结构单元.可以方便地选用模块完成系统建模.在整机测试之前通过系统仿真全面反映各子系统之间的复杂集成和耦合,了解系统性能,为整机物理试验作好充分准备,可以避免重复工作,尽可能地减少对物理试验的依赖,进一步加快产品开发流程.参考文献:[1] Rab bath C A,Bens ou dane E.Real time modeling an d simulation of a gas turbin e engine control system[R].AIAA2001 4246,2001.[2] Kimu ra A,M aeda I.Developm ent of engin e control systemu sing real time s imulator [C ] Proceedings of the 1996IEEE In ternational Sym posium on Computer Aided C on trol System Des ign.Dearb orn,M I,USA:IEEE ,1996.[3] Xie Z,S u M ,Weng S.Exten sible object model for gas turbin e engin e simulation[J].Applied T hermal Engineerin g,2001,21(1):111 118.[4] Visser W P J,Broomh ead M J.A generic object orientedgas turb ine s imulation en viron ment [R].National Aero s pace L aboratory NLR TP 2000 267,2000.[5] 付永领,祈晓野.AM ESim 系统建模和仿真[M ].北京:北京航空航天大学出版社,2005.[6] 任新宇,郭迎清,姚华廷.基于AM ES im 的航空发动机防喘调节器性能仿真研究[J ].航空动力学报,2004,19(4):572 576.REN Xinyu ,GUO Yingqing,YAO Hu ating.A sim ulation of th e anti surgin g regulator performance for th e aero engine using AM ES im [J ].J ournal of Aeros pace Pow er,2004,19(4):572 576.(in Ch ines e)[7] 陈宏亮.X 8航空发动机燃油调节系统建模仿真研究[D].西安:西北工业大学,2006.CH EN H ongliang.M odeling and simulation of X 8aero engine oil s ystem [D].Xi an :North w estern Polytechnical U nivers ity,2006.(in Chin es e)[8] 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.[9] 曾俊英.航空动力装置控制[M ].北京:航空工业出版社,1995.[10] 廉小纯,吴虎.航空燃气轮机原理[M ].北京:国防工业出版社,2000.[11] Reed J A,Afjeh A pu tational simu lation of gas turbin es:Part 1!Foundations of componen t based models [R ].Indiana:International Gas Turb ine and Aeroengine Congr ess and Exhibition,1999.[12] Cao Y,J in X,M en g G,et pu tational m odular modellibrary of gas turbine[J].Ad vances in Engineering Soft w are,2005,36(2):127 134.2820。
微型涡轮发动机控制系统仿真及台架试验_张天宏
2006年10月第27卷 第5期推 进 技 术J OURNAL OF PRO PUL SI ON TECHNOLOGYOct 2006V ol 27 No 5微型涡轮发动机控制系统仿真及台架试验*张天宏,黄向华,曹 谦(南京航空航天大学能源与动力学院,江苏南京210016)摘 要:在某微型涡轮发动机控制系统开发过程中,为研究该发动机控制规律,提出一种半物理仿真和台架试验结合的研究方法。
设计了包含电子控制器在回路的半物理仿真试验,通过分析原控制逻辑以及起动过程存在的问题,提出对起动控制规律的改进和优化,开展了基于原配电子控制单元和工控机的台架试验,验证了优化后的控制规律,并将其应用于控制器开发。
本文提出的方法可避免大量的实物台架试验,缩短控制器的研制周期。
关键词:微型涡轮发动机+;控制系统;半物理仿真;台架试验中图分类号:V 235 1 文献标识码:A 文章编号:1001-4055(2006)05-0445-05* 收稿日期:2005-10-15;修订日期:2005-12-29。
基金项目:国防科研基金(K1601060711)。
作者简介:张天宏(1968 ),男,副教授,博士,研究领域为航空发动机控制、建模与故障诊断。
Control syste m si m ulati on and bed test for m icro tur bi ne e ngi neZHANG T ian -hong ,HUANG X i a ng -hua ,CAO Q i a n(Coll of Energy and Pow er ,N an jing U niv of A e ronautics and A stronautics ,N an ji ng ,210016,Chi na)Abstrac t : A m ethod co m bini ng se m -i physical s i m u l a tion and bed test w as proposed for study i ng the contro l sche m e i n the deve lopment process o f the contro l syste m fo rM icro T urb i ne Eng ine(M TE).The exper i m ent p l a tfor m w as deve loped w it h E l ectronic Contro lU n it(EC U )i n l oop .A fter ana l y zi ng the o rig i nal contro l log ic and t he prob l em s encounte red i n the startup process ,t he i m provem ent and opti m i za ti on o f t he sta rt control schem e w ere proposed and ver ified by the bed testw it h the or i g-i nal EC U and an i ndustry co m puter i n l oop ,respecti ve l y.T he who l e control sche m e i m proved w as adopted by the ne w l y deve-l oped contro ll e r .The me t hod proposed has sho rt deve l op m ent per i od for the fact that a l o t of i gn iti on expe ri m ents are avo ided .K ey word s : M icro turb i ne eng i ne +;Contro l syste m;Se m -i phy si ca l si m u lati on ;B ed test1 引 言微型涡轮发动机(MTE )体积小、重量轻、结构紧凑,在高速微型无人驾驶飞机上具有重要的应用前景[1~4]。
基于数值模拟的航空发动机涡轮叶片气动热仿真分析
基于数值模拟的航空发动机涡轮叶片气动热仿真分析随着科技的不断发展，人类探索未知事物的能力也在不断提升。
作为人类发明的最伟大的机器之一，航空器的发展速度也越来越快。
而其中的关键部件之一就是航空发动机。
航空发动机可以看作是一个高速运动的机器人，它不仅需要提供动力，还需要对飞行气流进行调节。
而为了保证其运行的高效性和安全性，对发动机的研究也越来越深入。
本文将结合数值模拟的方法，对航空发动机涡轮叶片的气动热进行仿真分析。
一、数值模拟的基本原理数值模拟是指通过计算机模拟现实中的物理过程，以获取物理量的数值解。
在模拟航空发动机的过程中，数值模拟的方法得到了广泛应用，因为它可以有效地模拟出发动机各个部件的性能。
在数值模拟中，通常需要考虑流体运动的各种物理效应，如流体力学、传热学、化学反应等。
其中，流体力学是数值模拟中最关键的一部分。
二、航空发动机涡轮叶片的气动热涡轮叶片是航空发动机中的重要部件之一，主要负责将高温、高压的燃气能量转化为机械能，来驱动飞机进行飞行。
在发动机工作时，由于气流高速通过涡轮叶片，叶片表面会受到高温高压的冲击，会导致叶片变形、磨损和疲劳。
因此，对发动机涡轮叶片的气动热进行仿真分析非常有必要。
三、基于数值模拟的航空发动机涡轮叶片气动热仿真分析在对航空发动机涡轮叶片的气动热进行仿真分析时，需要考虑流场性质和热传导状态。
在考虑流场性质时，通常会采用 Reynolds 平均 Navier-Stokes(RANS) 方程和 Unsteady Reynolds 平均 Navier-Stokes(URANS) 方程模拟气流的流动情况。
同时，在进行气动热分析时，还需要考虑叶片表面与气体的传热和热辐射传输。
通常采用热传导方程、流体传热方程、热辐射方程等方法分析气动热问题，以了解叶片的表面温度和温度分布情况，以及叶片受到气流冲击时的变形情况。
四、基于数值模拟的航空发动机涡轮叶片气动热仿真分析的应用基于数值模拟的航空发动机涡轮叶片气动热仿真分析在飞机制造和维护过程中具有非常重要的应用价值。
船舶推进系统的建模与仿真
船舶推进系统的建模与仿真1. 引言船舶在现代社会中扮演着重要角色，承担着贸易、运输和旅游等任务。
船舶推进系统作为船舶的核心部件之一，其性能的优化对船舶的航行效率和安全都至关重要。
为了改善船舶推进系统的设计和优化过程，建立船舶推进系统的模型并进行仿真成为一种重要的方法。
2. 船舶推进系统的基本组成船舶推进系统由推进器、发动机、传动装置和控制系统等组成。
推进器主要包括螺旋桨、喷水推进器和水喷射推进器等类型。
发动机则包括内燃机、涡轮机和电动机等。
传动装置用于传递发动机产生的动力，通常包括传动轴、齿轮箱和联轴器等。
控制系统则用于控制船舶推进系统的运行状态，包括油门控制、转向控制和速度控制等。
3. 船舶推进系统的建模方法为了研究船舶推进系统的性能，建立准确的模型是必要的。
船舶推进系统的建模方法可以分为理论建模和实验建模两种。
- 理论建模理论建模是通过对船舶推进系统的物理原理和动力学方程进行分析，建立数学模型。
例如，对于螺旋桨推进系统，可以基于流体动力学原理建立相应的力学模型，以描述推力和效率等参数与转速、螺旋桨几何形状之间的关系。
- 实验建模实验建模是通过实际的试验数据和观测结果，通过拟合曲线或统计方法建立模型。
实验建模可以提供更加真实的系统特性，但也受到实验条件和测量误差等因素的影响。
4. 船舶推进系统的仿真方法船舶推进系统的仿真是基于建立的模型进行计算和模拟，以评估不同工况下的系统性能。
船舶推进系统的仿真方法包括数值仿真和物理仿真。
- 数值仿真数值仿真是利用计算机数值计算方法，对船舶推进系统的模型进行求解和分析。
通常，通过将船舶推进系统的数学模型转化为计算机可处理的方程组，利用数值算法进行求解，得到系统在不同工况下的性能指标，如推力、功率和效率等。
- 物理仿真物理仿真则是通过建立实际的物理模型，采用实物装置进行推进系统的测试和验证。
通过改变实际系统的工作条件，观察和记录不同参数的变化，以验证数值模型的准确性和可行性。
- 1、下载文档前请自行甄别文档内容的完整性，平台不提供额外的编辑、内容补充、找答案等附加服务。
- 2、"仅部分预览"的文档,不可在线预览部分如存在完整性等问题,可反馈申请退款(可完整预览的文档不适用该条件!)。
- 3、如文档侵犯您的权益，请联系客服反馈,我们会尽快为您处理(人工客服工作时间：9:00-18:30)。
26 00
航 空动力学报
第 25 卷
动机的动态加速性能.
1 建模过程
1. 1 涡轮螺旋桨发动机核心模型建模
航空涡桨发动机一体化模型由发动机核心模 型、燃油调节器模型和螺旋桨及其负载调节机构 模型组成. 系统框图如图 1 所示[ 1-3] . 将负载信号 和燃油量信号传递给 发动机核心模 型计算出转 速, 螺旋桨负载调节器和燃油调节器同时接受转 速信号, 计算出新的负载信号和燃油量信号, 形成 闭环控制系统.
1. 4 发动机转速影响螺旋桨负载的建模分析
使用笛卡尔右手系规定扭矩方向. 发动机输
入给螺旋桨机构扭矩为 M 1, 弹性轴 上的扭矩为
Ms , 传递到减速器轴上扭矩是 M 2 , 扭矩经过减速
器传到螺旋桨( 参看图 3) . 在负载桨距角不变时,
发动机的转速 n1 是主动输入量. 列出方程组
M1( t) - M s( t) =
T IA N Chao1 , H U AN G Xiang- hua1 , DENG Zh-i w ei1, 2
( 1. Co lleg e of Ener gy and P ow er Eng ineering , Nanjing U niversit y of Aeronaut ics and Ast ronaut ics, N anjing 210016, China;
第 25 卷 第 11 期 2010 年 11 月
航空动力学报
Journal of Aerospace Power
Vo l. 25 No . 11 Nov . 2010
文章编号: 1000- 8055( 2010) 11-2599- 07
涡轮螺旋桨发动机建模与控制仿真
田 超1 , 黄向华1 , 邓志伟1, 2
图 3 螺旋桨测扭和负载调 节机构简化 Fig. 3 M o deling scheme fo r pro peller tor que measurement and load regulation mechanism
26 02
航 空动力学报
第 25 卷
发动机输出轴和减速器输入轴通过弹性轴连 接, 可以简化成刚体弹簧机构; 减速器简化为刚体 齿轮啮合机构; 测扭机构和空气对螺旋桨阻力作 用可简化成刚体- 阻尼机构[ 6-9] .
设计发动机闭环比例- 积分- 微分控 制器( PID 控制器) , 添加前馈 环节, 抑制 发动机功率超调. 比较台架试 车数
据和模型仿真结果, 验证模型可靠性和精度.
关 键 词: 涡桨; 建模; 仿真; 前馈; 加速性; 模型验证确认; 超调
中图分类号: V2311 3
文献标识码: A
Modeling and simulation research of turboprop engine control technology
Key words: t urbo pro p; modeling; simulat ion; feed- fo rw ar d; accelerat ion; m odel validatio n; overshoo t
航空涡桨发动机具有耗油率低、功率大等特 点. 国内装备某型飞机的涡桨发动机, 采用机械液 压控制器. 这种控制器最初设计时, 没有考虑飞机 短距起飞加速性能要求, 并且控制器一旦设计好, 更改参数或控制规律很困难. 将机械液压控制器 改为电子控制器, 可以降低设计改进控制器的难
1. 3 螺旋桨负载调节模块的建模
如图 1 所示, 发动机核心模型和螺旋桨机构 间相互作用机理包括两个关系: ¹ 以螺旋桨机构
为子系统, 发动机转速 n 为输入, 负载桨距角 B作 为输出, 形成转速 n 影响负载桨距角 B的关系; º 以发动机核心模型为子系统, 螺旋桨反馈负载桨 距角 B为输入, 发动机转速 n 为输出, 形成负载桨 距角 B影响转速 n 的关系. 为充分利用台架试车 数据中的扭矩压力数据, 验证模型的可靠性, 除了 上述两个关系之外, 需要建立螺旋桨实际扭矩和 测量扭矩的关系模型, 参看图 2.
( 1. 南京航空航天大学 能源与动力学院 , 南京 210016; 2. 中国航空工业集团公司 中航工业航空动力控制系统研究所, 无锡 214063)
摘
要: 建立某型航空 涡轮螺旋桨发动机 核心模型, 分析其加速性特点 . 详细分 析发动机核心模型 与螺
旋桨负载机构之间的调节关系, 建立核心发动机 、燃油调节 和螺旋桨一 体化模型. 并在一 体化模型 的基础上,
管出口处, 设计气流速度小于当地声速, 气体完全 膨胀且马赫数小于 1. 0, 气流处于亚临界状态, 喷 管出口处气流静压等于外界大气静压 p amb [ 4] . 流 量平衡方程残差 E1 、功率残差 E2 、压力平衡残差 E3 的理想值均为零. 求解这样的非线性方程组的传 统方法是牛顿方法( 又称 N- R 法) [ 1, 5] .
螺旋桨稳态功率是通过液压测扭机构测量扭 矩压力 p , 再通过式( 5) 计算[ 6-8] 得到的.
N ppl = K p n
( 5)
其中 n 表示发动机速, K 是构造常数, 与测扭 机构的结构有关, 图 2 中机构间相互关系可简化 成如图 3 所示刚体- 阻尼- 弹簧机构.
图 2 涡桨发动机减速机构配置( 含测扭机构) Fig. 2 T ur bo pr op eng ine deceler ator mechanism ( t orque measurement mechanism included)
( 4b)
J 1 为发动机转子转动惯量, J 2 为螺旋桨经过减速
器后与发动机转子共轴的换算转动惯量.
图 1 一体化模型框图 Fig . 1 System contro l block diag ram o verv iew
第 11 期
田 超等: 涡轮螺旋桨发动机建模与控制仿真
260 1
1. 2 燃油量调节模块建模
2. China A viat ion M ot or Contr ol Sy st em Inst it ut e, A viat ion Indust ry Corporat ion of China, Wux i 214063, China)
Abstract: T he accelerat ion f eat ures o f a t urbopro p engine w ere analy zed based o n a core engine mo del, and t he reg ulat ion analysis w as carr ied o ut . T he com binat ion of a core eng ine model and fue-l propeller int eg rated mechanism w as est ablished. F ue-l propeller int egrat ed model w as built up for f urt her desig n of propo rt ional integ ral diff erent ial ( PID) co nt ro ller . Based on t he int eg rat ed model, a close- loop cont ro ller eng ine w as designed. A feed- for ward sect ion w as added t o t he syst em f or engine pow er overshoot co nst raint . Sim ulat ion validat ion w as evaluat ed and verified by compar ing t he exper im ent al rigps t est data and simulat ion output dat a.
( 2)
E3 =
D3 ( W f , P*c , P*t ) =
p8 - 1 p amb
( 3)
式中 W c + W f 为压气机的计算流量与燃烧室加入
燃油流量之和, W tur 表示涡轮计算流量. Pt 表示
涡轮产生功率, P c + Pppl 表示压气机和螺旋桨消
耗的功率. p 8 表示计算出口静压. 由于涡桨发动 机燃气做功主要用于驱动螺旋桨机构, 所以在喷
图 1 中描述了燃油调节方法. L a 表示油门杆 角度, W f 表示燃油量, n 表示转速. 当 L a 小于 3b 时, 燃油调节 PID 控制器接入调节 回路, 螺旋桨 负载调节 P ID 控制器断开, 始终给定 7% 额定负 载, 给定 85% 额定转速( 即慢车转速) , 燃油量- 转 速闭环调节, 计算输出燃油量 W f 输入发动机核 心模型. 当 L a 大于 3b时, 燃油调节 PID 控制器断 开, 根据 W f = f ( L a ) 开环供油, 负载调节 P ID 控 制器接入调节回路, 负载桨距角- 转速闭环调节, 给定转速为 100% 额定转速( 设计点转速) .
某型航空涡桨发动机是单转子发动机. 采用 部件法建立发动机核心模型[ 1] . 式( 1) ~ ( 3) 分别 约束流量平衡、功率平衡和压力平衡.
E1 =
D1 ( W f , P*c , P*t ) =
Wc+ Wf W tur
-
1
( 1)
E2 =
D2 ( W f , P*c , P*t ) =
Pt - 1 P c + P ppl
J 1 &H1 ( t ) =
J1
P 30
Ûn1 ( t)
( 6)
Ms ( t) = G[ H1 ( t ) - H2 ( t) ]