航空发动机试验燃油流量测量滞后故障仿真与排除
航空发动机故障诊断与预测模型研究
航空发动机故障诊断与预测模型研究航空发动机是飞机飞行过程中最为重要的组成部分之一。
如何提前诊断和预测发动机故障，对于保障飞行安全、降低维护成本具有重要意义。
因此，航空发动机故障诊断与预测模型的研究成为了当前航空领域的热点问题之一。
本文将探讨航空发动机故障诊断与预测模型的研究进展和未来发展趋势。
首先，航空发动机故障诊断与预测模型的研究目的是通过分析发动机运行数据，提前识别潜在的故障，并根据诊断结果预测故障的发生时间和程度。
这种预测模型的研究有助于航空公司制定维护计划，合理安排维修资源，提高飞机的可用性和维修效率。
在航空发动机故障诊断与预测模型的研究中，数据驱动方法和物理模型方法是两种主要的研究方向。
数据驱动方法通过分析海量的发动机运行数据，建立数据集与故障之间的关系模型，实现故障的诊断与预测。
而物理模型方法则是基于发动机运行原理与结构特点，建立数学模型，通过模拟发动机运行状态来进行故障诊断与预测。
这两种方法各有优劣，可以相互结合，提高预测精度和可靠性。
具体来说，数据驱动方法中的机器学习算法是常用的手段之一。
例如，基于支持向量机（SVM）、多层感知机（MLP）、卷积神经网络（CNN）等算法的研究，实现了对航空发动机故障的自动识别和预测。
这些算法通过对大量发动机运行数据进行学习和训练，建立了从数据到故障的映射关系，实现了发动机故障的智能化预测。
另外，物理模型方法中的数学模型也在不断完善和发展。
通过建立发动机的动力学模型、传热模型、流体力学模型等，仿真发动机在不同工况下的运行状态，从而诊断与预测故障。
这种方法不依赖于大量的数据集，具有较高的可解释性和通用性，适用于不同型号、不同工况下的发动机。
除了机器学习和数学模型方法，航空发动机故障诊断与预测模型的研究还涉及到数据采集与处理、特征提取、模型评估等环节。
例如，数据采集与处理方面，可以通过传感器、数据采集系统等手段实时监测和记录发动机运行数据，确保数据的准确性和完整性。
涡扇发动机主燃油流量监控模型的建立及验证
涡扇发动机主燃油流量监控模型的建立及验证郝晓乐;申世才;齐海帆;高扬【摘要】The flight test of single-engine aircraft installed with new engine was highly risky. As one of the important engine performance parameters, the fuel flow could reflect potential faults to a certain extent. A main fuel flow monitoring model of a turbofan engine should be established for the safety in the flight test. The monitoring model was established based on the data of bench test and the characteristic of the main fu-el metering devices, and was verified through comparing with the installed engine ground test data. The re-sults indicate that the monitoring model is accurate and common, and is capable of finding the potential faults and failures to ensure the safety of flight test.%单发飞机装配新型发动机试飞具有较高的风险，作为发动机重要性能参数的燃油流量，可在一定程度上反映发动机的潜在故障。
为确保某型涡扇发动机飞行试验安全，需对发动机主燃油流量建立监控模型。
1ZR-FE发动机气门正时过于提前或过于滞后或系统性能故障的诊断和排除
1ZR-FE 发动机气门正时过于提前或过于滞后或系统性能故障的诊断和排除摘要随着人工智能的不断发展和工业自动化水平的快速提高，汽车发动机各系统的机电化功能不断增强，电子控制技术在现代汽车上的应用越来越广泛，致使发动机结构越来越复杂，系统故障的潜在发生点急剧增多，对其可靠性测试水平和智能化故障诊断水平还有故障排除技术的提高显得越来越重要。
因此，发展汽车电子控制新技术，加快汽车电子化速度，是振兴和发展汽车工业的重要手段。
关键字：发动机，电子控制技术，故障诊断，故障排除一、工作原理凸轮轴正时控制是根据图1所示的进气量、节气门位置、发动机冷却液温度等状态来执行的。
发动机电控单元根据来自多个传感器的信号控制凸轮轴正时机油控制阀总成。
VVT控制器使用通过凸轮轴正时机油控制阀总成的机油压力，调节进气凸轮轴转角。
最终，凸轮轴和曲轴之间的相对位置达到最佳，从而使各种行驶条件下的发动机转矩增加，燃油经济性得到改善，废气排放量减少。
发动机电控单元使用来自凸轮轴和曲轴位置传感器的信号检测实际进气门正时并执行反馈控制。
发动机电控单元就是这样来校验进气门的目标正时。
ECM图1 凸轮轴正时控制二、故障现象及判断思路凸轮轴正时提前：发动机暖机且发动机转速在550r／min和4 000r／min之间时，同时存在满足下面条件：（1）当前进气门正时固定（5s内正时变化小于5°）：（2）VVT控制器正时变化超过30.5°，即正时提前故障（最大正时延迟），这时出现DTC P0011。
凸轮轴正时延迟：发动机暖机且发动机转速在550r／min和4 000r／min之间时，同时存在满足下面条件：（1）当前进气门正时固定（5s内正时变化小于5°）：（2）VVT控制器正时变化小于或等于30.5°，即正时滞后故障（最大正时延迟），这时出现DTC P0012。
可能的故障部位如下。
（1）进气侧凸轮轴止时机油控制阀总成。
航空推力系统中的故障诊断与故障排除研究
航空推力系统中的故障诊断与故障排除研究航空推力系统是航空发动机的核心部件，其运转状态直接影响着飞机的安全和性能，因此航空推力系统的故障诊断和排除是航空领域中的一个重要课题。
本文将从推力系统的故障类型、故障诊断的方法和故障排除技术三个方面进行探讨。
一、推力系统的故障类型航空推力系统故障种类繁多，包括以下几种：1. 油门阀故障。
油门阀故障会导致飞机推力不稳定、失去推力甚至发生火灾等。
2. 燃油故障。
燃油故障会导致燃烧不完全，产生有害气体，也会导致推力不足，影响飞行安全。
3. 空气滤清器故障。
空气滤清器故障会引起发动机进气不足，导致发动机不稳定。
4. 密封件故障。
密封件故障会导致燃气泄露，甚至会引发爆炸。
5. 发动机润滑系统故障。
发动机润滑系统故障会导致发动机失去润滑，加速磨损，最终导致飞机的失效。
二、故障诊断的方法1. 经验法。
这种方法是利用工程师的经验进行故障判断和分类，但是这种方法缺乏科学性和可靠性。
2. 传统的机械故障检测方法。
这种方法主要是通过检查零部件的磨损、腐蚀程度、燃料泄漏等因素判断故障。
3. 振动传感器故障诊断法。
振动传感器能够实时检测发动机运行状态，通过分析振动信号可以获得故障特征，进而判断故障。
4. 基于模型的故障诊断法。
这种方法是基于发动机推力系统的数学模型，通过分析模型输出的特定参数，判断是否存在故障。
三、故障排除技术1. 换件法。
如果发现某个零部件出现故障，可以直接更换该零部件，但是这种方法成本较高。
2. 软件升级法。
将系统或控制器的软件升级，并进行重新校准，从而解决某些故障问题。
3. 实时故障诊断法。
利用现代的信息技术，通过分析数据，实现对发动机推力系统的实时监控，及时发现问题并解决。
总体来说，航空推力系统的故障诊断和排除是一个较为复杂的问题，需要多种技术手段综合运用。
未来，随着先进技术的发展，故障诊断和排除技术将会更加完善，为飞行安全保驾护航。
航空能源技术使用故障排除与维修指南
航空能源技术使用故障排除与维修指南航空能源技术在现代航空领域起着至关重要的作用。
然而，即使是最高级别的航空能源技术也可能出现故障。
在这篇文章中，我们将探讨航空能源技术的常见故障，并提供一份维修指南，以帮助航空工程师准确快速地排除故障。
第一步，当我们遇到航空能源技术故障时，最重要的是保持冷静。
航空工程师应该对故障现象进行仔细观察，并进行全面的检查，以确定问题的具体原因。
以下是一些常见的航空能源技术故障以及相应的解决方法。
1. 燃料系统故障当燃料系统存在问题时，航空工程师首先应检查燃油供应是否正常。
他们可以检查燃油舱门、导管和燃油泵等部件是否损坏或阻塞。
如果发现问题，应及时维修或更换损坏的部件。
此外，还应注意检查燃油滤清器是否清洁，以确保燃料供应的纯净度。
2. 发动机故障当发动机存在故障时，航空工程师应先检查点火系统。
他们可以检查点火线圈、火花塞和点火系统的连接是否正常。
如果点火系统没有问题，接下来应检查燃油喷射系统和空气滤清器是否正常工作，以确保燃油和空气的适当混合。
如果发现故障，应及时进行维修或更换。
3. 电力系统故障电力系统故障可能导致飞机电器设备无法正常工作。
航空工程师在排除电力系统故障时，应检查电池是否充电正常。
他们可以使用电池测试仪来检查电池的电压和容量。
如果电池正常，应检查发电机和配电系统是否运行正常，确保电力正常供应给各个设备。
4. 空调系统故障航空器上的空调系统故障可能会导致航空器内部温度异常，给航班乘客和机组人员带来不适。
航空工程师在处理空调系统故障时，应先检查冷凝器和蒸发器是否损坏或堵塞。
他们还可以检查压缩机和冷却剂的压力是否正常。
如果发现故障，应进行相应的修理或更换。
在故障排除的过程中，航空工程师应始终记住安全第一。
他们应遵循相关的安全操作规程，并佩戴适当的个人防护装备。
在任何时候，如果工程师感到自己无法解决问题或存在安全隐患，应立即停止操作，并与相关专业人士寻求帮助。
此外，预防维护也是确保航空能源技术可靠工作的关键。
某航空发动机压气机角度卡滞故障研究
某航空发动机压气机角度卡滞故障研究摘要：本文主要对某航空发动机高压压气机角度卡滞故障进行研究，通过控制系统的工作原理，结合故障树分析方法，查明故障原因为作动筒的方型密封圈没有起到支承作用，导致作动筒筒体与活塞工作过程中活塞与筒体不同心，筒体与活塞异常碰摩，摩擦阻力增加，有杆腔与无杆腔互相通油，使两腔无法迅速建立起有效压差，进而引起卡滞故障。
关键词：航空发动机；高压压气机；卡滞；0 引言某航空发动机为全权限数字式电子控制系统，也称为FADEC系统（Full Authority Digital Electronic Control），是指利用计算机为核心的数字式电子控制系统来完成发动机对控制系统所规定的全部任务。
它以数字电子控制器为核心，与液压机械执行机构及传感器共同来完成控制系统所规定的全部任务，下文简称为电调控制系统。
在整个飞行包线范围内，在发动机所有稳态和过渡态工作时实现各种控制功能、参数的极限限制、防喘、消喘、故障诊断、隔离与重构、状态监视等功能[1-3]。
航空发动机的高压压气机是最重要的部件之一,其性能在很大程度上决定航空发动机的稳定裕度和性能指标.为了使航空发动机高压压气机发挥出优良的性能和更大的裕度, 当代大多数涡轮风扇发动机一般都会设计为高压压气机进口导流叶片角度具备可调节功能，会根据发动机的转速控制高压压气机的角度，进而控制进气流量与发动机的燃油流量相匹配。
本文主要压气机角度可调的工作原理以及出现卡滞故障时如何排除。
1 控制原理为实现电调状态时的控制功能，在主泵调节器内部的α2分油活门外部设计了活动衬套，并增加占空比电磁阀（电液转换装置）。
在电调系统工作正常时，数字电子控制器根据软件中的控制规律向占空比阀发出电信号，改变活动衬套控制腔的油压，活动衬套移动改变控油窗口与高压油源及低压回油油路的连通面积，使α2作动筒两腔压力发生改变，通过角位移传感器将作动筒活塞杆的移动信号反馈至电子控制器，实现闭环控制。
航空发动机高空模拟试验燃油流量原位校准系统设计与检验
航空发动机高空模拟试验燃油流量原位校准系统设计与检验赵涌;侯敏杰;陈冕;郭杰【摘要】为满足现代航空发动机高空模拟试验燃油流量高精度、快速度的测量要求，针对涡轮流量计不能长期保持校准曲线的缺陷，提出了原位校准技术。
重点介绍了原位校准系统的技术要求、主要功能、工作原理、校准装置、工作模式，以及不确定度评估，并进行了对比检验试验。
研究结果表明：该系统主要技术指标满足发动机试验需要，测量不确定度满足要求，主要设备具有高的工作可靠性、可控性和稳定性，可实现原位校准和冗余测量功能。
%In order to meet the requirements of high accuracy and quick measurement of the fuel flow rate in altitude simulation test, an in-situ calibration technology has been introduced since the flowmeter cannot be able to keep steady state for a longtime after calibration. The technology requirements, main functions, operation principle, calibration device, operation mode, and the uncertainty estimation were introduced. At the same time, experiments comparison was conducted. The results show that the main specifications of the system could meet the requirements of the engine test, and the uncertainty is satisfied. Meanwhile, the sys⁃tem is of high reliability, controllability and stability that could realize in-situ calibration and redundancy measurement.【期刊名称】《燃气涡轮试验与研究》【年(卷),期】2013(000)001【总页数】5页(P5-8,39)【关键词】航空发动机;高空模拟试车台;燃油流量测量;不确定度;冗余测量;原位校准技术【作者】赵涌;侯敏杰;陈冕;郭杰【作者单位】中国燃气涡轮研究院航空发动机高空模拟航空科技重点实验室，四川江油621703;中国燃气涡轮研究院航空发动机高空模拟航空科技重点实验室，四川江油621703;中国燃气涡轮研究院航空发动机高空模拟航空科技重点实验室，四川江油621703;中国燃气涡轮研究院航空发动机高空模拟航空科技重点实验室，四川江油621703【正文语种】中文【中图分类】V263.4+5redundancy measurement；in-situ calibration technology高空模拟试车台(简称高空台)是测试航空发动机高空性能的大型地面设备。
211038302_通用飞机燃油供油流量试验方法研究
- 73 -工 业 技 术0 引言飞机燃油系统在飞机允许的所有飞行状态和工作条件下必须不间断地向发动机提供正常工作所需压力和流量的燃油。
飞机燃油系统的功能是否正常与飞机飞行安全紧密相关，在飞机研制和取证过程中，燃油流量地面试验是其中的重、难点环节。
民机和军机常进行飞机燃油系统的全尺寸地面模拟试验[1-2]，其搭建的地面模拟试验台具有测试系统复杂、周期长和成本高昂等特点，难以在通用飞机领域广泛应用。
中国民用航空规章CCAR-23-R3中第23.955燃油流量条款规定[3]必须在供油和不可用油量为最临界的状态下，表明燃油系统能以本条规定的流量和足以保证发动机正常工作的压力向发动机供油；每台活塞发动机的每个泵压供油系统（主供油和备用供油）的燃油流量必须是发动机在批准的最大起飞功率状态下要求燃油流量的125%，当主燃油泵和应急燃油泵同时工作时，燃油压力不能超过发动机燃油进口压力限制。
1 飞机燃油系统介绍某型飞机为双发四座全复合材料飞机，是活塞发动机螺旋桨拉力式飞机，使用温度-30 ℃~60 ℃，升限5480 m，过载系数-1.52~3.8。
该型飞机发动机采用泵压供油，使用3号喷气燃料，左右油箱分别位于左右机翼内部，由机翼的前梁、后梁和上下蒙皮围成，油箱总容积为300 L，左右油箱内部、靠近翼根附近各设计了一个集油盒，燃油只能向集油盒流动，油泵的出油口始终维持一定的油面，以保证飞机机动飞行时发动机供油正常。
左右发动机各具有一台高压齿轮燃油泵，为高压共轨系统提供燃油。
如图1所示，左右发动机的燃油系统相互独立且相同。
以左侧发动机燃油系统为例：当燃油选择阀处于“打开”模式时，电动增压泵将左机翼油箱内的燃油输送至左发，途中依次经过燃油选择阀、电动增压泵、单向阀、过滤器组件和发动机高压燃油泵；当燃油选择阀处于“交输”模式时，电动增压泵将右机翼油箱内的燃油输送至左发，即一侧发动机可以使用另一侧发动机燃油箱的燃油，以平衡长时间运行可能导致的横向燃油装载差；当出现火情等需要切断燃油供应时，燃油选择阀处于“关闭”模式。
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航空发动机试验燃油流量测量滞后故障仿真与排除赵涌;郭杰;姜海良【摘要】To deal with hysteresis, vibration and repetition of the fuel flow measurements happened in aero-engine starting tests, a numerical simulation model was built for measurement system and fuel control system at altitude test facility (ATF). The analysis results show that the compressive air in fuel supply pipe is the main reason for failures above. Through failure reproduction tests, the effect of air in pipe on fuel flow measurement was quantified by instrument, and the simulation result was validated. According to the re-search efforts, the fuel pipe structure is improved, so is the operating program. Finally, the failure is elimi-nated.%针对某型航空发动机起动燃油流量测量滞后、振荡及重复性较差的故障，建立了高空台燃油流量测试系统和发动机燃油控制系统数学模型，并进行了数值仿真分析，得出了供油管路内可压缩性气体是测量滞后的主要原因。
通过故障再现试验，定量检验了管路内气体对燃油流量测量的影响，验证了仿真分析结果的正确性。
依据仿真与验证试验结果，改进设计了燃油管路和操作程序，排除了故障。
【期刊名称】《燃气涡轮试验与研究》【年(卷),期】2014(000)005【总页数】6页(P53-57,62)【关键词】航空发动机;高空台;涡轮流量计;起动燃油流量;动态特性【作者】赵涌;郭杰;姜海良【作者单位】中国燃气涡轮研究院航空发动机高空模拟航空科技重点实验室，四川江油621703;中国燃气涡轮研究院航空发动机高空模拟航空科技重点实验室，四川江油621703;中国燃气涡轮研究院航空发动机高空模拟航空科技重点实验室，四川江油621703【正文语种】中文【中图分类】V231.3为保证飞机有全天候升空能力，必须制定合理的航空发动机起动供油规律[1]。
高空台是调试、测试及评定航空发动机高空工作功能、性能的大型地面设备，在模拟飞行包线范围内，可准确模拟不同高度下标准天和非标准天的大气条件[2]。
因此，可通过高空台调试和检验发动机在不同机场、不同天气条件下的起动特性。
燃油流量是起动控制的主要控制量，高空台起动燃油流量测量数据是调整供油规律的直接比照。
起动过程中，发动机参数变化迅速，燃油流量调整速度快，这就要求燃油流量测量系统具有较好的动态特性。
此外，燃油流量是评定发动机稳态性能的主要参数，要求其具有较高的稳态测量精度。
因此，高空台燃油流量测量系统必须同时具备较好的快速性和稳定性。
在某型发动机高空模拟试验中，多次出现起动燃油流量测量滞后、振荡、重复性较差等现象，燃油流量测量动态特性不能满足起动试验需求。
为此，进行了系统建模、试验仿真、试验验证和系统改造等工作，有效改善了燃油流量测量的动态特性，最终其品质满足试验需求。
我国高空台可试验多种型号发动机，燃油流量范围宽，为保证测量精度，采用不同量程的涡轮流量计进行分段组合测量，如图1所示。
试验时，随着发动机燃油流量的变化，通过控制管路电磁阀来实现不同量程流量计的组合和切换。
涡轮流量计输出的频率信号和密度计输出的密度信号，经测量转换后进入测试网络，并计算得到燃油流量。
除最大量程受安装位置限制只有一个涡轮流量计外，其余每个量程都串联两个涡轮流量计，其信号分别进入过渡态采集系统和稳态采集系统。
试验时两系统各有侧重又互为备份。
稳态采集系统是低通系统，转换速率低但稳态特性较好；过渡态采集系统频带宽、信号转换速率快且动态特性较好。
本文主要针对过渡态系统出现的滞后、振荡现象进行研究。
燃油流量测量曲线与发动机控制系统给定的起动供油规律差异较大，且多次试验结果间的重复性差；燃油管路切换时，偶尔存在燃油流量和发动机供油压力大幅振荡的异常现象。
这严重影响发动机起动供油规律调整及对发动机工作状态的准确判读。
某型发动机两次起动过程中的燃油流量变化曲线如图2所示，图中流量比为燃油流量与燃烧室设计燃油流量之比。
可见：①起动过程中，涡轮出口温度及发动机转速正常，说明燃油管路系统基本正常，满足发动机起动需求；②两次试验在相同环境压力、温度和起动供油规律条件下进行，但燃油流量测量曲线有明显差异，不能为起动供油规律调整提供支撑；③测量燃油流量1没有反映出正常的燃油激增、加速和超调、回调过程，测量燃油流量2接近发动机给定燃油流量曲线；④测量燃油流量1、测量燃油流量2和发动机给定燃油流量，在慢车稳定后差异较小。
对比分析多次起动试验的给定燃油流量、计量活门前后压差、燃油总管压力、燃烧室进口总压、燃烧室出口温度等重要起动参数后得出，发动机控制系统重复性良好，起动供油规律未曾改变，每次试验喷入燃烧室的燃油流量曲线一致。
故将故障定位在高空台燃油流量测量系统上。
经查证，该发动机试验期间，燃油测试系统未曾更换仪器、仪表及校准参数。
由图2中可知，起动过程结束后，测量流量与发动机给定流量基本重合，证明燃油流量测量具有较好的稳态性能，但动态特性差异较大。
燃油管路切换过程是验证燃油流量测量动态特性的典型工况，试验时发现测量滞后总是伴随管路切换振荡现象发生。
因此可大致判断，系统内部存在可压缩环节和惯性环节，使得燃油流量测量滞后、振荡[3]。
发动机高空模拟试验是高风险、高能耗试验，不能用带故障的试验来排查故障，因此有必要建立系统模型并进行数值仿真分析。
4.1 试验过程建模简化高空台供油管路，如图3所示，图中可压缩性气体管路(实测)为DN150，高0.8 m，最多可存储0.014 m3气体。
分别建立管路、快速阀、气体腔室、涡轮流量计及发动机与燃油流量控制有关的数学模型。
4.1.1 发动机燃油流量模型发动机通过恒压差活门控制计量活门前后压差保持定值，同时通过电液伺服阀或快速阀等执行元件调整燃油计量活门开度控制流量[4]。
因此，通过计量活门的流量与活门开度成正比；但在实际起动和加减速等流量剧烈变化的工况下，受系统压力不足和恒压差活门运动滞后的影响，计量活门前后的压差并不恒定。
为保证燃调在特定流量区域有足够的分辨精度，活门窗口通常设计成三角形、梯形等变径窗口[5]。
非燃油加降温试验时，燃油温度变化不大，可忽略燃油密度变化的影响。
发动机燃油流量模型可简化为：式中：Wf1(t)为发动机给定燃油流量；k1为修正系数，由稳态燃油流量辨识得到；A(t)为计量活门开口面积；θ(t)为计量活门开度；pzh(t)为计量活门前压力；pz(t)为计量活门后压力。
试验时，燃油流量除受计量活门前、后压力和角位移测量结果影响外，还受活门变形、燃油密度、燃油粘度等因素影响，所以公式(1)的计算结果精度不高。
但燃油计量活门是燃油流量调节的执行机构，离发动机燃烧室近，其动态特性、重复性及可靠性较好，在台架测量燃油流量出现故障时可作为衡量其动态测量特性的标准信号。
4.1.2 涡轮流量计模型涡轮流量计每转扇出的流体体积相等，转数与扇出的体积成正比[6]，故转速与体积流量、等效面积成正比，转速与磁电转换器所产生的脉冲频率成正比。
涡轮流量计是节流元件，其流量与前后压差成正比，将此比例系数定义为流量压差系数。
因此涡轮流量计的特性方程式为：式中：k2为涡轮流量计流量与转速间的转换系数，由校准试验得到；Wf2(t)为涡轮流量计流量；c为涡轮流量计的流量压差系数，由稳态试验数据辨识得到；p1(t)为涡轮流量计前压力；p2(t)为涡轮流量计后压力。
利用试验时测量的涡轮流量计前后压差和燃油流量，根据公式(2)反算涡轮流量计的流量压差系数。
图4结果根据某次起动过程实测燃油流量和涡轮流量计前后压差关系反算得到。
可见，燃油流量在测量范围内变化时压差系数基本保持不变，证明了公式(2)的正确性。
4.1.3 可压缩气体模型当系统中可压缩气体膨胀时，将挤出部分燃油，气体体积增加，压力下降，同时使得发动机进口油压下降；气体体积的变化等于流入、流出燃油流量之差；压缩过程为逆过程。
故有：式中：p3(t)为气体压力，V3(t)为气体体积，ΔV3(t)为气体体积的变化量，ρ为燃油密度，g为重力加速度，h为液柱高度，R为常数。
4.1.4 能量平衡模型涡轮流量计切换引起燃油流量剧烈振荡，试验证明小流量涡轮切换到大流量涡轮，比大流量涡轮切换到小流量涡轮振荡更为剧烈，切换过程一般在几秒内完成，而振荡现象一般持续几十秒。
因此，重点分析小流量涡轮切换到大流量涡轮后的振荡过程。
小流量涡轮流阻明显大于大流量涡轮，切换后管路压力上升。
将油库简化为无穷压力源，大流量涡轮打开瞬间，受流阻突然减小影响，管路流速阶跃上升(与涡轮后压力变化量有关)。
切换过程是燃油动能G2(t)、气体压力势能G3(t)及燃油高度势能G4(t)间相互转换的过程，同时因摩擦和机械振动等因素逐渐转化为其他形式的能量G5(t)，从而达到新的平衡。
选取管路燃油瞬时加速完成点为零点进行仿真，其能量守恒方程为：式中：G20为零点燃油动能，G30为零点气体压力势能，G40为零点燃油高度势能。
零点方程为：式中：A为管路面积；m为油库至气体腔室间的管路燃油质量，假设为定值；为零点燃油流量；p30为气体零点压力；V30为气体零点体积；h0为液柱零点高度。
燃油动能与质量、流量平方成正比；气体压力势能变化与气体压力和体积的变化量有关；燃油高度势能变化与燃油密度、管路面积、高度及其变化量有关；转化为其他形式的能量与燃油流速平方成正比。
其关系模型为：式中：k2为能量衰减系数，与涡轮流量计、管道直径等多种因素有关，由试验过渡态过程的实测燃油流量数据辨识得到[7]。
4.2 试验过程仿真为研究可压缩气体对燃油流量测量的影响，以试验实测的计量活门开度和计量活门前、后压力数据作为发动机流量模型的输入，将发动机流量模型的输出流量视为发动机燃油流量的给定值，利用上述模型，对初始气体体积V进行0～0.004 m3的遍历仿真。
涡轮流量计测量流量仿真结果如图5所示，发动机供油压力仿真结果如图6所示。