航空发动机加力控制系统
军用发动机
罗尔斯·罗伊斯公司『RR』 TF41 系列TF41牌号TF41用途军用涡扇发动机类型涡轮风扇发动机国家美国厂商罗尔斯·罗伊斯公司/艾利逊发动机公司生产现状停产装机对象单发攻击机A-7D(空军型)、A-7E(海军型)、A-7H及其教练型TA-7H研制情况TF41是美国艾利逊公司和英国罗尔斯·罗伊斯公司联合研制和生产的涡轮风扇发动机。
该发动机是英国罗尔斯·罗伊斯公司斯贝RB168-25的一种改型，用来装A-7攻击机。
1966年美空军与这两家公司签订合同，艾利逊公司负责研制和生产TF41发动机特有的零部件，罗尔斯·罗伊斯公司提供技术合作和与斯贝发动机通用的零部件。
TF41-A-1发动机于1967年10月首次试车，1968年6月通过试飞前规定试验。
1969年6月正式完成定型试验。
在研制过程中，发动机积累了3600h以上的试验。
经过多年的修改设计，使发动机翻修寿命达到1500h。
主要改型有TF41-A-1、TF41-A-2和TF41-A-100/-A-400。
结构和系统(TF41-A-1)进气口整体钢机匣。
无进口导流叶片。
风扇及外涵3级轴流式。
水平对开机匣。
全外涵。
低压压气机2级轴流式，与风扇同轴。
高压压气机11级轴流式。
燃烧室环管形。
有10个火焰筒和10个双油路喷嘴。
高压涡轮2级轴流式。
2级导向器叶片和第1级转子叶片气冷。
低压涡轮2级轴流式。
尾喷管内、外涵气流经简单混合在喷管排气段内混合后排出。
控制系统机械液压式。
转速和加速自动控制，应急时人工超控。
技术数据(TF41-A-2)起飞推力(daN) 6679最大起飞耗油率[kg/(daN·h)] 0.66推重比 4.97空气流量(kg/s) 119.3涵道比 0.74总增压比 21.4涡轮进口温度(℃) 1155直径(mm) 1004长度(mm) 2900质量(kg) 1370RTM322RTM322系发动机结构牌号RTM322用途军用涡轴发动机类型涡轮轴发动机国家法国厂商罗尔斯·罗伊斯公司/透博梅卡生产现状研制完毕，准备投入批生产装机对象RTM322-01 EH-101、AS322/AS.532、NH90、AH-64A、S-70C、UH-60A/B、SH-60B、WS-30、A129、卡-62R。
航空发动机之乌克兰
航空发动机之乌克兰АИ-25(AI-25)АИ-25涡轮风扇发动机结构牌号АИ-25用途军用涡扇发动机类型涡轮风扇发动机国家乌克兰厂商扎波罗日“进步”机械制造设计局生产现状生产装机对象АИ-25 雅克-40。
АИ-25TЛ L-39。
研制情况АИ-25是前苏联伊伏琴柯设计局(现乌克兰扎波罗日“进步”机械制造设计局)设计的一种双转子涡轮风扇发动机1967年开始批生产。
该发动机结构简单维修方便经济性好。
大约70%零件的材料为钛合金重量占30%。
总寿命为30000h出口型保证寿命为21000h。
空中停车率为0.5/1000发动机飞行小时非定期拆换率为0.2/1000发动机飞行小时。
主要改型有АИ-25TЛ1973年开始生产用于捷克教练机L-39。
与АИ-25的区别在于涵道比减为2.0压气机增加到9级压比提高到9.5采用气冷转子叶片进口温度提高到1037℃采用延伸筒内外涵共用喷管。
进气口由钛合金板材制成。
风扇3级轴流式由低压涡轮驱动。
盘鼓结构钛合金叶片用销钉与盘连接。
机匣为镁合金。
压比1.7转速10560r/min。
高压压气机 8级轴流式。
盘鼓结构叶片用燕尾形榫头与盘连接。
机匣系铝镁合金。
转速16640r/min。
燃烧室环形12个带稳定器的燃烧室头部。
高压涡轮单级轴流式气冷导向叶片。
带冠的实心叶片用枞树形榫头与盘连接。
低压涡轮 2级轴流式。
转子叶片带冠。
尾喷管固定面积的收敛喷管无混合器。
控制系统机械液压式综合式涡轮和燃油控制器。
燃油系统1个齿轮式燃油泵。
燃油规格JetA JetA-1JP-1T-1TC-1。
滑油系统回路系统齿轮泵综合式滑油系统。
滑油规格MIL-L-6081MIL-L-7808MK-8MK-22/MC-20。
起动系统CB-25空气涡轮起动机由地面气源、机载АИ-9辅助动力装置或另1台发动机的放气起动。
点火系统高能点火系统2个火炬点火器。
(АИ-25)起飞推力(daN) 1471АИ-25TЛ 1687 巡航推力(H=6000m, V=550km/h, daN) 434 起飞耗油率[kg/(daN·h)] 0.57АИ-25TЛ 0.59巡航耗油率[kg/(daN·h)] 0.80推重比 4.69АИ-25TЛ 4.92空气流量(kg/s) 30涵道比 2.2АИ-25TЛ 2.0总增压比 8.0АИ-25TЛ 9.5涡轮进口温度(℃) 933АИ-25TЛ 1037长度(mm) 1993宽度(mm) 820高度(mm) 896质量(kg) 320АИ-25TЛ 350Д-18T(D-18T)Д-18T三转子涡轮风扇发动机结构牌号Д-18T用途军用/民用涡扇发动机类型涡轮风扇发动机国家乌克兰厂商扎波罗日“进步”机械制造设计局生产现状生产装机对象Д-18T 安-124和安-225。
航空发动机解析
动能而产生反作用力，推动飞机前进。
特点：完全依赖燃气流产生推力，速度较高，油 耗比涡扇发动机高，采用了涡轮驱动压气机，因 而在低速时也有足够的压力来产生强大的推力， 但是又限制了飞机速度。
涡喷发动机
航空发动机类型（三）
• 涡扇发动机
• 工作原理：燃气发生器出口的燃气在低压涡轮中进一 步膨胀做功，用于带动外涵道风扇，使外涵道气流的 喷射速度增大，剩下的可用能量继续在喷管中转变为 高速排气的动能
燃烧室
涡轮机
• 作用：使高温高压燃气膨胀做功，把 燃气中的部分热能转换为机械能，输 出涡轮功带动压气机和其他附件工作 • 分类：轴流式和径流式 • 特点：轴流式，尺寸小、流量大、效 率高，适用于大功率的动力装置 径流式，级功率大，工作可靠 性好，对于小流量的涡轮还具有较 高的效率
• 作用：进一步压缩空气，为燃烧，冷 却等方面提供压缩空气。 • 基本类型：轴流式 离心式 混合式
压气机
• 设计要求：
• （1）满足发动机性能的各项要求，性能稳 定，稳定工作范围宽； • （2）有足够的强度，适宜的刚度和更小的 振动； • （3）结构简单，尺寸小，重量轻； • （4）工作可靠，寿命长； • （5）维修性、检测性好，性能制造成本比 高
航空发动机
小组成员：王晨 赵丹 周玉鑫 李龙
概要
• • • • • 航空发动机发展史 航空发动机类型 核动力在航空中的应用 航空发动机结构组成 国内航空发动机发展
航空发动机发展史（一）
• 1.活塞式发动机时期:
莱特兄弟（1903） 8.95 kW的功率，重量81 kg，功重比为0.11kW/daN 伊斯潘诺-西扎V型液冷发动机 功率 130~220kW, 功重比为0.7kW/daN左右。飞行速度超 过200km/h，升限6650m 双排气冷星型发动机 功率600~820kW， 飞行速度已超过500km/h，飞行高度达10000m，功 重比超过1kW/daN 狄塞尔循环活塞式发动机 功率为150 kW； 耗油率0.22 kg/(kW· h)
《航空发动机适航规定》(CCAR-33R2
中国民用航空局令第207号《航空发动机适航规定》（CCAR-33R2）已经2011年1月30日中国民用航空局局务会议通过，现予公布，自2012年1月1日起施行。
局长李家祥二〇一一年三月十五日航空发动机适航规定A章总则第33.1条 适用范围（a）本规定规定颁发和更改航空发动机型号合格证用的适航标准。
（b）按照中国民用航空规章《民用航空产品和零部件合格审定规定》（CCAR-21）的规定申请航空发动机型号合格证或申请对该合格证进行更改的法人，必须表明符合本规定中适用的要求，并且必须表明符合中国民用航空规章《涡轮发动机飞机燃油排泄和排气排出物规定》（CCAR-34）。
［2002年4月19日第一次修订］第33.3条 概述每一个申请人必须表明该型航空发动机符合本规定中适用的要求。
第33.4条 持续适航文件申请人必须根据本规定附件A编制中国民用航空局可接受的持续适航文件。
如果有计划保证在交付第一架装有该发动机的航空器之前或者在为装有该发动机的航空器颁发适航证之前完成这— 1 —CCAR33—R2些文件，则这些文件在型号合格审定时可以是不完备的。
第33.5条 发动机安装和使用说明手册每一个申请人必须备有在型号合格证颁发之前可供中国民用航空局应用，在发动机交付时可供用户使用的经批准的发动机安装和使用说明手册。
该说明手册必须至少包括下列内容： （a）安装说明（1）发动机安装构件的位置，将发动机装接到航空器上的方法及安装构件和相关结构的最大允许载荷；（2）发动机与附件、管件、导线和电缆、钢索、导管及整流罩连接的位置和说明；（3）包括总体尺寸的发动机轮廓图；（4）定义发动机与航空器和航空器设备，包括螺旋桨（如适用）的物理和功能界面;（5）如果发动机系统所依靠的部件不是发动机型号设计的组成部分，而发动机型号合格审定又要基于这些部件，则其界面条件和可靠性要求必须在发动机安装说明手册中直接规定，或者规定参考适当的文件;（6）必须给出发动机控制所需的仪表清单，包括控制发动机工作的仪表精度和瞬态响应的所有限制值，以评估在装机条件下该仪表的适用性。
中国涡扇系列-涡扇 -9 ( WS-9 )
中国涡扇系列-涡扇 -9 （ WS-9 ）资料来源：西北工业大学涡扇 -9 （ WS-9 ）：用途军用涡扇发动机类型涡轮风扇发动机国家中国厂商西安航空发动机公司生产现状用英国毛料试制成功，现进行部分国产化生产装机对象歼击轰炸机概述：涡扇 9 发动机是我国 70 年代中期根据从英国罗尔斯·罗伊斯公司购买的“斯贝”MK202 型涡扇发动机的生产许可证生产的一种中等推力发动机，也是我国第一种从西方国家以许可证方式引进的发动机，提高了我国航空发动机的研制水平。
“秦岭”发动机( 涡扇 -9)是英国斯贝 MK202 发动机的国产型。
MK202 曾是英国皇家空军 F-4 “鬼怪”式战斗机的标准发动机“斯贝”MK202 型是英国在 60 年代中期研制的一种性能较为先进的涡扇发动机，长 5025 毫米，直径 1093 毫米，重 1850 千克，最大推力 54.5 千牛，加力推力 91.1 千牛，推重比 5.05 ，最大军用耗油率 0.684 千克 / 牛·小时，最大加力耗油率 2.0 千克/牛·小时，涵道比 0.62 ，与当时国内的涡喷发动机相比，具有推力大、耗油低、可维护性好、使用寿命长的特点。
历史：70 年代，我国航空发动机工业受到“文化大革命”的影响，这个时期所生产的航空发动机的质量明显下降，性能上与当时的国际先进水平相比存在着很大差距。
对这种不利的状况，周恩来总理在 11 月份召开的航空产品质量座谈会上语重心长地指出，“飞机的关键在发动机，发动机是心脏，心脏不好，问题不解决，何以打仗”。
周总理的话一针见血。
会后，全国包括航空发动机厂在内的航空制造单位开始了全面的质量整顿，以保证现阶段研制生产的航空产品的质量要求，并考虑从国外引进先进技术的问题。
从当时的国际环境看，要从国外航空发达国家引进先进发动机是有很大困难的，直接引进较先进的军用航空发动机的可能性较小。
1972 年，我国开始与英国接触，讨论引进其“斯贝”MK511 型民用涡扇发动机的可能，并考虑引进后再在其基础上发展出自己的军用型涡扇发动机。
《航空发动机适航规定》(CCAR-33R2
中国民用航空局令第207号《航空发动机适航规定》（CCAR-33R2）已经2011年1月30日中国民用航空局局务会议通过，现予公布，自2012年1月1日起施行。
局长李家祥二〇一一年三月十五日航空发动机适航规定A章总则第33.1条 适用范围（a）本规定规定颁发和更改航空发动机型号合格证用的适航标准。
（b）按照中国民用航空规章《民用航空产品和零部件合格审定规定》（CCAR-21）的规定申请航空发动机型号合格证或申请对该合格证进行更改的法人，必须表明符合本规定中适用的要求，并且必须表明符合中国民用航空规章《涡轮发动机飞机燃油排泄和排气排出物规定》（CCAR-34）。
［2002年4月19日第一次修订］第33.3条 概述每一个申请人必须表明该型航空发动机符合本规定中适用的要求。
第33.4条 持续适航文件申请人必须根据本规定附件A编制中国民用航空局可接受的持续适航文件。
如果有计划保证在交付第一架装有该发动机的航空器之前或者在为装有该发动机的航空器颁发适航证之前完成这— 1 —CCAR33—R2些文件，则这些文件在型号合格审定时可以是不完备的。
第33.5条 发动机安装和使用说明手册每一个申请人必须备有在型号合格证颁发之前可供中国民用航空局应用，在发动机交付时可供用户使用的经批准的发动机安装和使用说明手册。
该说明手册必须至少包括下列内容： （a）安装说明（1）发动机安装构件的位置，将发动机装接到航空器上的方法及安装构件和相关结构的最大允许载荷；（2）发动机与附件、管件、导线和电缆、钢索、导管及整流罩连接的位置和说明；（3）包括总体尺寸的发动机轮廓图；（4）定义发动机与航空器和航空器设备，包括螺旋桨（如适用）的物理和功能界面;（5）如果发动机系统所依靠的部件不是发动机型号设计的组成部分，而发动机型号合格审定又要基于这些部件，则其界面条件和可靠性要求必须在发动机安装说明手册中直接规定，或者规定参考适当的文件;（6）必须给出发动机控制所需的仪表清单，包括控制发动机工作的仪表精度和瞬态响应的所有限制值，以评估在装机条件下该仪表的适用性。
航空飞行器推进系统
2.1.3传感器的基本特性
在测量过程中, 要求传感器能感受到被测量 的变化并将其不失真地转换成容易测量的 量。被测量一般有两种形式: 一种是稳定的, 即不随时间变化或变化极其缓慢的信号, 称 为静态信号; 另一种是随时间变化而变化的 信号, 称为动态信号。由于输入量的状态不 同, 传感器所呈现出来的输入—输出特性也 不同, 因此, 传感器的基本特性一般用静态 特性和动态特性来描述。
3、冲压式发动机：特点是没有涡轮和压气机。它是利用高速迎面气 流的冲压作用压缩空气。冲压式喷气发动机结构简单，无转动部件、 质量轻、高速飞行时效率高，但是它不能
自行启动。它适合作高超音速航空飞行器的动力装置。
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第二节 活塞式航空发动机
一、 发动机基本构成及工作原理
活塞式航空发动机多为4行程、往复式汽油内燃发动机。其主要构件 包括气缸、活塞、曲轴、连杆、进气门、进气阀、排气门、排气阀、 机体等，作为推进系统还包括燃料系统、润滑系统、冷却系统、点火 和启动系统等。此外，在发动机前部装有减速器，用于调节输出轴的 转速，多数发动机在机体后部装有增压器，用于提高发动机的高空性 发动机工作时，燃料与空气 混合并在气缸内燃烧，产生的高温高压燃气驱动活塞往复直线运动， 由曲轴上输出机械功，经减速器调节转速带动螺旋桨或旋翼旋转而产
第一节 航空发动机的类型及演变
一、 航空发动机主要类型
二、 航空发动机各类型性能特点及演变
1、活塞式航空发动机：活塞式航空发动机是由一般汽油发动机发展 而成，是早期应用在飞机或直升机上的动力装置，由活塞式发动机驱 动螺旋桨或旋翼产生拉力(或升力)
2、燃气涡轮发动机：燃气涡轮发动机所包括的四种发动机在结构上 有共同的特点，即都有压缩器(压气机)、燃烧室和涡轮组成的核心机 (亦称燃气发生器)。 (1) 涡轮喷气发动机 (2) 涡轮风扇发动机 (3) 涡轮 螺旋桨发动机 (4) 涡轮轴发动机
AMESIM软件在航空发动机中应用
AMESIM软件在航空发动机中的应用【摘要】航空发动机控制系统的发展方向是全权限数字式电子控制（fadec）。
数控系统的执行机构和供油装置仍然是液压机械装置。
由于液压机械装置结构复杂、设计制造周期长、成本高，为了缩短研制周期，节约成本，对液压机械装置进行建模仿真是十分必要的。
通过建模仿真可以及早发现并修正系统设计中的缺陷，确定最佳的设计方案；确定改进该型和优化方向；缩短产品研制周期。
【关键词】航空发动机建模仿真 amesim发动机控制系统在航空发动机系统中占有非常重要的地位，其性能的优劣直接影响发动机及飞机的性能。
航空发动机数控系统是由电子控制器、液压机械装置、传感器、电气部件组成的。
其中液压机械装置设计、加工困难，加工周期长，对介质要求较高，为了提高液压机械装置的性能和可靠性并缩短研制周期，必须在设计阶段对液压机械装置进行仿真分析[1]，通过对液压机械装置仿真可以及早发现并修正系统设计中的缺陷，确定最佳的设计方案。
另外，计算机仿真技术还可用于复现试车、试飞中出现的故障，验证排故措施，提出合理可行的排故方案，减少试验次数，有效避免实际试车的危险[2]。
早期对液压机械装置的仿真常采用经典的仿真方法，取得了宝贵的成果和经验，总结经验，该领域的研究工作还存在一些不足之处，如：以往的建模仿真主要是基于流量连续方程和力平衡方程方程，建模过程忽略了介质本身特性变化，影响了仿真结果的准确性[3]；花费大量时间在编写程序上；模型的通用性和可扩展性不强，通常只针对某一具体型号或特定类型的发动机，通用性不够，仿真系统也不完善。
为了将主要精力放在分析、设计上，而不是繁琐的编程、调试上，我们需要一种面向对象的、模块化、图形化、扩展容易的建模仿真软件。
1 国内外研究现状西方工业国家，机械cad已应用相当广泛，为了解决液压机械装置复杂的设计问题，已建立了先进的设计和分析手段。
如美国波音公司根据工程需要，开发了专业的动态系统仿真分析软件easy5（engineering analysis system）；美国麦道公司开发了用来预测液压元件和系统工作性能的afss仿真软件包；德国亚琛工业大学也投入了大量精力开发出了dsh仿真软件。
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航空发动机控制系统
加力控制
一、关于加力
加力时的推力与非加力时的推力之比为加力比。
有时为满足飞机各种飞行状态的需•加力是指复燃加力。
一般在最大转速、最高涡轮前燃气温度的前提下，通过复燃加热，提高涡轮后的燃气温度，使喷气速度增加，从而提高发动机的推力。
•加力时的推力与非加力时的推力之比为加力比。
有时为满足飞机各种飞行状态的需要，希望加力比可以调节。
二、加力控制的要求
过渡态的加力接通和关闭控制
•加力控制需要解决
––加力状态调节过程
•对于加力状态调节过程的控制要求是
–按照给定的加力比，提供合适的推力
–同时能够根据外界条件的变化，控制加力燃烧室的供油量或者
尾喷口的面积，保证发动机转子不超转，涡轮不超温
–最好达到，保持核心发动机的工作状态不变。
这可通过控制不变，使其与不加力时的最大状态一样，这种调节器就是落压
比调节器
*T
二、加力控制的要求
对于加力过程的过渡态，要考虑加力接通、关闭时，发动室点火源（油路接通）
达到燃烧条件时加力燃烧室点燃（点火）
喷口按一定的规律打开（扩喷口）
落压比调节器投入工作，调节加力供油量，使落压比不变（控制）预燃室供油，切断点火系统，接通过程结束（切断点火源）
•机工作的稳定可靠
•加力接通一般是按照一定的时序和逻辑关系由协动操纵盒控制的
•一个加力接通程序的例子：
–加力燃烧室点火系统接通(通电)
–加力预燃供油系统喷油，加力预燃室点燃，形成可靠的加力燃烧室点火源（油路接通）–加力燃油开关打开，使供油量逐渐增加，当加力燃烧室的油气比达到燃烧条件时加力燃烧室点燃（点火）–喷口按一定的规律打开（扩喷口）–落压比调节器投入工作，调节加力供油量，使落压比不变（控制）–涡轮膨胀比趋于稳定，加力燃烧室进入稳定工作状态时，停止向预燃室供油，切断点火系统，接通过程结束（切断点火源）
二、加力控制的要求•某发动机加力接通过程的动态响应曲线
尾喷口面积
加力供油量
三、加力控制的方案
•
控制量可选择•
被控制量可选择•控制原理可以是开环控制，闭环控制或者复合控制
faf Ae m ，*af
*T T ，
三、加力控制的方案
•
单转速控制回路为什么不可取？•目前加力控制方案主要有三种
1.
闭环转速控制＋开环压气机进口总压补偿2.
闭环转速控制＋闭环涡轮落压比控制3.闭环转速、落压比控制＋开环压气机总压补偿
r n f W fAB
W 1t T 1
t P n 2
t T tAB T 加力发动机单回路控制结构图
加力发动机单回路控制结构图
三、加力控制的方案
•闭环转速控制＋开环压气机进口总压补偿
fAB W tAB
T 1
t P 1t T 转速闭环＋加力燃油开环控制
三、加力控制的方案
•闭环转速控制＋闭环涡轮落压比控制
1t P 1
t T tTr
()e fAB A W 双变量控制
三、加力控制的方案
•闭环转速、落压比控制＋开环压气机总压补偿
1t P 1
t T 气压调节器双变量闭环＋开环补偿控制
四、加力系统数字电子式控制
•组成
–数字电子控制器、执行元件、传感器
思考题
作业：
1.加力的目的和方法
2.加力控制的要求
3.加力控制的方案有哪些
4.加力燃油量和喷口面积是如何影响涡轮落压比的？
5.落压比闭环加力控制系统的工作原理
6.开环和闭环加力控制器是如何协同工作的？作业：1.加力燃油量和喷口面积是如何影响涡轮落压比的？
2.什么是加力比，加力控制回路如何工作？。