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篇1
發動機裝配技術狀態數據模型的定義
以下對發動機裝配技術狀態在時間條件約束下的物料、工藝、檢驗等信息進行定義。定義1：航空發動機裝配技術狀態模型，C={M，PAC，R，T}。其中M為物料信息集合、PAC為工檢信息集合、R為關系集合、T為時間。當物料信息集合為整臺發動機的物料信息時，C表示單臺次發動機T時刻的技術狀態；當物料信息為整臺發動機物料信息子集時，C表示相應部件、組件等的技術狀態。定義2：物料節點集合M：航空發動機某一時刻物料集合為：M={m1，m2，m3…，mn}，n∈N，N為自然數；mi={IDmi，a1，a2，a3，…，ak}，k∈N，mi∈M。M中mi可以是產品、部件、組件或者零件，為產品任意級物料節點。mi中IDmi為物料節點的唯一標識，a1，a2，a3，…，ak為這一物料節點屬性，比如關鍵尺寸、物料壽命、是否為關重件的標識等，可靈活的根據需要進行實例化。定義3：工檢信息集合PAC：PAC={pac0，pac1，pac2，…，pacl}，l∈N；Paci={IDpaci，b1，b2，b3，…，bl}，t∈N，paci∈PAC。由上面的分析可知，雖然物料信息和工藝信息節點不是同級一對一的關系，對于具體的發動機產品，工藝及檢驗信息節點也總是伴隨著唯一的物料節點出現，這里不妨將相對應的兩種節點合并為工藝及檢驗信息節點，也是適應了許多先進發動機制造廠商實行的“工檢合一”的需要。對于每一個工藝及檢驗信息節點paci，IDpaci為工藝及檢驗信息節點的唯一標識。類似于定義1，b1，b2，b3，…，bt亦為paci（1≤i≤l）工藝信息節點的屬性，當paci為不同級別的工藝信息節點時，屬性可以實例化為工藝版本、關鍵工序標識等。當paci為工序級節點，若bj={IDbj，CheckContentbj，CheckStandardbj，CheckValuebj}表示一個子檢驗項，其中，IDbj唯一標識了該子檢驗項，CheckContentbj為子檢驗項的具體內容，CheckStandardbj為檢驗項的規定值，CheckValuebj為檢驗項的實際值，該屬性可給出單件產品由于每次裝配產生的檢驗項信息，一般表示執行一個工步產生的檢驗信息。定義4：關系集合R=MR∪PR∪MPR其中：MR={r|r=（mi,mj）,若堝mi和mj的父子關系，mi,mj∈M};PR={r|r=（paci,pacj）,若堝paci和pacj的父子關系，paci,pacj∈PAC}；MPR={r|r=（mi，pacj），若堝mi和pacj的對應關系，mi∈M，pacj∈PAC}；該集合可以確定出技術狀態模型中存在的物料信息節點之間、工藝及檢驗信息節點之間、物料信息節點與工藝及檢驗信息節點之間三種關系。圖2展示了一個簡化了的技術狀態模型的具體例子，該模型具有三層物料信息結構。左面的部分為單臺發動機產品的物料狀態，右邊的部分為與之相對應物料的工檢信圖1航空發動機裝配技術狀態息，用連線表示存在相關的關系。
發動機裝配技術狀態數據模型的基本操作
篇2
Key words: aero-engine；fuel system；digital electronic control；plan
中圖分類號：V233文獻標識碼：A文章編號：1006-4311（2011）17-0023-02
0引言
航空發動機的燃油系統用來供給發動機主燃燒室和加力燃燒室的燃油，數子電子控制時，工況燃油流量受電子控制器控制，并要求其在所有工作狀態下，保證供給發動機燃油并自動調節供入發動機主燃燒室所需的燃油量。當數控系統發生故障時，液壓機械備份調節系統可平穩同步接替數控系統工作自動調節主燃油流量。
1調節規律實現
現代航空發動機大都為雙轉子，且多為全權限數控系統。為了保持左、右發動機的匹配性，討論發動機全權限數控系統演示驗證樣機采用的調節規律跟原液壓機械調節規律基本一致。
1.1 穩態調節計劃發動機穩態調節計劃見表1。當低壓轉子轉速N1
1.2 過渡態調節計劃
1.2.1 起動控制
2主燃油供油裝置控制回路分析
圖1為某型數控發動機主燃油控制邏輯原理圖。
航空發動機燃油系統在工作時，電子控制器將理論上計算的燃油流量對應的隨動活塞位置電信號輸出到電液伺服閥，通過電液伺服閥來控制隨動活塞的位置，隨動活塞的位置由LVDT反饋給電子控制器，這樣便構成閉環回路。當兩者有差值時就繼續輸出信號直止驅動隨動活塞到給定位置，通過改變斜盤角度來控制燃油流量。圖2給出了高壓可變柱塞泵在不同轉速下，LVDT電量與燃油流量、高壓可變柱塞泵轉速之間的二維關系曲線。
由圖2中曲線可看出，在高壓可變柱塞泵轉速一定的情況下，燃油流量隨LVDT電量的增加而增大；當LVDT電量一定時，隨著柱塞泵轉速的增加，燃油流量也在增大。從發動機的工作情況來看，柱塞泵是由發動機高壓轉子經多級減速后而帶轉，其減速比為定值2.561，柱塞泵轉速的大小也代表著高壓轉子轉速的大小。當高壓轉子轉速增大時，發動機所需的熱能也要增大即燃油流量在增大。從該曲線可以看出，發動機的燃油系統可以實現較好的控制。
參考文獻：
[1]航空發動機設計手冊,第15冊，控制及燃油控制系統.
[2]馮正平，孫健國.航空發動機小偏差狀態變量模型的建立方法.推進技術,Vol.22，No.1，2001.
篇3
在航空發動機研制過程中，要經過大量整機試驗和科研試飛才能最終確定燃油與控制系統的性能、可靠性和操縱性。在整機試驗和科研試飛中，臺面儀表僅顯示了發動機狀態和告警參數，幾乎沒有監控顯示燃油與控制系統的相關參數。如果不對燃油與控制系統進行測試改裝，在整機試驗和科研試飛中則無法預估燃油與控制系統的安全可靠性，也不利于燃油與控制系統的故障排查。為了降低整機試驗和科研試飛的風險，必須加強燃油與控制系統的全面監控，保障試驗安全可靠的進行。
2 燃油與控制系統組成
燃油與控制系統主要由離心式增壓泵、低壓燃油濾、燃油調節器、電子控制器、燃滑油散熱器、超轉放油閥、各類傳感器及電纜等附件組成。
3 燃油系統測試
燃油系統由離心式增壓泵、低壓燃油濾、燃油調節器、燃滑油散熱器及超轉放油閥等附件組成，其作用是將燃油輸送到燃燒室，保證航空發動機各種工作狀態下所需的燃油。飛機或臺面儀表僅監控燃油濾堵塞和燃油壓力低兩個發動機燃油系統告警信號。因此，必須對燃油系統進行相應的測試改裝，才能全面監控燃油系統的工作狀態，保證試驗安全進行。
3.1增壓泵進出口燃油壓力和燃油溫度的測試
燃油系統組成元件，尤其是燃油調節器只能在特定的進口燃油壓力和溫度范圍內正常工作，否則工作異常，給發動機正常工作造成一定的影響。通過對增壓泵進出口燃油壓力和溫度進行測試監控，可以避免燃油系統在燃油壓力和溫度規定值外工作，如圖1所示。燃油壓力開關雖然具有燃油壓力低告警功能，但是不能對燃油壓力數值進行監控。通過在燃油壓力開關和燃油管路連接處增加一個三通的管接頭，既不影響燃油壓力低告警功能，又可以監控燃油壓力的實際值。在試驗過程中，一旦發現增壓泵后燃油壓力數值異常，便提醒操作員降低飛行高度或者打開飛機油箱增壓泵，避免造成不必要的損失。
3.2計量燃油流量和計量燃油壓力的測試
燃油系統首要的任務就是保證航空發動機各種工作狀態下的燃油需求，燃油調節器便是完成該任務的執行機構。電子控制器根據發動機狀態輸出計量油針給定信號至泵調節器，泵調節器接收到信號后輸出相應的燃油，并將計量油針反饋信號傳輸給電子控制器。泵調節器理論供油流量和實際供油流量有一定的誤差，誤差超出一定范圍時就會影響發動機正常工作。通過對泵調節器出口對計量燃油流量和燃油壓力進行測試監控，實現泵調節器實際供油流量和理論供油流量的對比分析，實時監控泵調節器的工作特性。當發動機出現超轉現象時，電子控制器控制超轉放油閥按照既定規律工作，可以避免飛機因發動機超轉停車而失去動力。在超轉放油閥出口測試監控燃油特性，不但可以監控超轉放油閥的工作狀況，也可以監控發動機噴嘴前的燃油壓力。
4控制系統測試
控制系統集信號采集與處理、故障診斷與對策、控制方法與控制規律于一體，主要由傳感器、電纜和電子控制器等組成，其中電子控制器軟件和硬件結合在一起成為控制系統的核心部件。
在正常使用過程，電子控制器將發動機狀態參數和控制系統故障告警信號輸送至臺面儀表，但是傳感器和電子控制器的工作特性無法監控。為了在整機試驗和科研試飛時，實時掌握控制系統工作狀態，便于故障的排查和分析，可以對控制系統進行測試改裝，具體如圖2所示。在電子控制器方案設計時，便充分考慮了整機試驗和科研試飛測試改裝的需要，對其通訊端口進行了余度設計。
在發動機整機試驗時，電子控制器和監控計算機進行通訊，實時監控發動機及控制系統工作狀態。監控計算機能實時顯示信號參數及試驗曲線、開關量狀態、故障告警信息等，還具有數據存儲功能，具體如圖3所示。
在科研試飛時，電子控制器可以和飛機遙測系統進行數據傳輸，但是飛機遙測系統只能將少量關鍵信息傳輸至地面監控系統，實現航空發動機及控制系統的實時監控。通過將整機試驗監控計算機通訊接口處安裝一個控制系統數據記錄儀，可以詳細記錄存儲試驗過程燃油與控制系統的信息，以便進行曲線回放和分析，也為燃油與控制系統安全性評估及故障排查提供依據。
5 試驗驗證
燃油與控制系統隨發動機整機試驗過程中，出現發動機起動失敗現象。經過對測試數據進行分析，發現燃油與控制系統實際供油流量比理論供油流量低，引起發動機起動失敗，如圖4所示。
燃油與控制系統隨發動機裝飛機科研試飛時，控制系統向飛機座艙儀表輸出導葉電磁閥故障。通過分析控制系統數據記錄儀存儲的數據，發現因導葉給定信號和反饋信號偏差超出規定值，引起控制系統報導葉電磁閥故障。
6 結語
通過對航空發動機燃油與控制系統參數進行測試監控，可以全面掌控在航空發動機整機試驗和科研試飛中燃油與控制系統的工作狀態，也能預先評估燃油與控制系統的安全可靠性，保證試驗順利進行。測試監控存儲的數據也為燃油與控制系統的故障排查和分析提供了依據，保障航空發動機燃油與控制系統研制工作順利開展。
參考文獻：
[1] 孫建國.現代航空動力裝置控制[M].北京：航空工業出版社，2001.
[2] 樊思齊，徐蕓華.航空推進系統控制[M].西安：西北工業大學出版社，1995.
[3] 廉小純，吳虎.航空發動機原理[M].西安：西北工業大學出版社，2006.
篇4
Abstract：In order to overcome the modeling errors existing in the controller design of flight control system and the influence of interference during the flight， this paper completed the controller of a certain type battle fuel machine control system by adopting LQG/LTR robust control method. And in order to improve the control precision of the fighter and to solve the limitations of selection of the weight matrix Q and R， genetic algorithm was added to find the optimal online . Simulation results show that， compared with PID controller based on genetic algorithm， LQG/LTR control system based on genetic algorithm has good robustness， rapid response， and high control accuracy， which can meet the flight control requirements of the fighter.
Key words：LQG/LTR；robust control；genetic algorithm；PID；Matlab/Simulink
1引言
航空發動機是一個結構極其復雜、工作環境極為惡劣、強非線性的被控對象。在實際工作過程中， 航空發動機特性會隨著負荷或飛行條件的變化而發生變化。近年來，航空發動機控制性能改善方面發展了許多新方法，文獻[1]針對航空發動機分布式控制系統，提出了基于魯理論容錯控制，針對系統的參數擾動，不確定時延等不確定性問題進行控制調節，取得了良好的控制效果；文獻[3]針對發動機的非線性和不確定性，采用徑向基神經網絡逼近系統的方法，驗證了其有效性；文獻[4]采用基于遺傳算法的PID控制具有良好的尋優特性，在不同飛行條件下獲得了較好的控制效果；文獻[5]通過遺傳算法對LQR權矩陣Q和R進行優化，進而提升控制效果。可見，遺傳算法在航空發動機控制過程中，因其具有良好的尋優性，同時克服了單純形法對參數初值的敏感性的優勢，應用比較廣泛，且取得了良好的尋優效果。
LQG/LTR（Linear Quadratic Gaussian with Loop Transfer Recovery）方法作為魯棒控制系統中，研究比較多的方法，這種設計方法具有計算簡單，控制器結構簡單、魯棒性能好等優點，在工程應用中價值很高。本文采用LQG/LTR控制方法，利用遺傳算法在線尋優，設計了某型戰斗機的燃油控制系統的控制器，分別用該方法和基于遺傳算法的PID控制方法等對不同馬赫數和高度下的飛行情況進行仿真，同時為了驗證該算法對系統參數攝動不確定性，也進行了相關仿真。
2基于遺傳算法的LQG/LTR控制器的設計
基于遺傳算法的LQG/LTR控制方法，包括LQG/LTR控制器設計，同時與遺傳算法結合，適應度函數選取跟誤差積分以及u2（t）相關，同時增加了懲罰手段，減少階躍響應超調量。通過遺傳算法迭代，對權矩陣Q和R進行優化進而得到最優的狀態反饋矩陣，代入simulink仿真模塊，進而得到仿真結果。
2.1LQG/LTR控制器的設計
LQG/LTR是近年來魯棒控制發展的重要理論之一，可應用于單輸入-單輸出（SISO），也可應用于多輸入-多輸出（MIMO）系統，它以分離原理為核心。通過設計一個Kalman濾波器和一個最優反饋控制器來完成。
選擇合適的參數W，V使圖1中的I′處卡爾曼濾波器的回比函數HI′的奇異值曲線形狀滿足系統的魯棒性要求；再設計一個LQR調節器，通過調節Q，R直至I處的HI的主增益曲線足夠地趨近于卡爾曼濾波器回比函數HI′的主增益曲線。因此，應用LQG/LTR設計方法時，只需要設計好I'處的卡爾曼濾波器的回比函數，然后通過LTR就可以使系統性能得到保證。但是一般情況下，LQR調節器中的Q，R權矩陣的選擇是通過專家經驗，一步步試驗得到，工程計算量大，實際上很難達到最優，論文在這個問題上加入了遺傳算法進行在線尋優。
2.3遺傳算法多目標尋優
LQG/LTR設計方法中，決定閉環系統性能的回比矩陣奇異值圖的形狀只能通過對LQR加權矩陣Q和R的不同選擇來調整，如何去選擇，并沒有解析方法，只能定性的去選擇矩陣參數，實際上很難達到最優，故調整范圍有一定的局限性，直接影響了控制性能和魯棒穩定性。為克服該局限性，本文提出一種LQG/LTR改進方案。
論文應用遺傳算法，將LQG/LTR方法中的LQR調節器權矩陣Q和R作為優化對象，以控制系統的e（t），u（t），ts（階躍響應上升時間）作為性能指標，組成適應度函數，通過全局搜索能力，對加權矩陣進行優化設計，以提高LQR的設計效率和性能。圖2為基于遺傳算法的LQG/LTR控制的流程圖。
從上述仿真曲線可知：
1）由圖4.1可看出，隨著種群代數的不斷增加，最優個體的適應度函數值不斷的減小，也就是說，遺傳算法搜索到的適應度函數值也越來越小，更符合我們的控制要求。
2）由圖4.2可明顯看出，基于遺傳算的LQG/LTR控制下的系統階躍響應時間很快，波形穩定，沒有穩態誤差，上升時間有明顯的優勢。同時，四種飛行條件下的曲線對比，階躍響應并沒有隨著馬赫數和高度的增加而呈現明顯的趨勢變化，但在馬赫數為0，高度為0 km的情況下，控制效果更好，響應時間更快。
3）由圖4.3至圖4.6可看出，曲線①控制效果一般，響應時間較其他兩種控制方法較長，只有在圖3情況下，響應時間最快，但是卻有明顯的超調現象；曲線②控制效果較好，響應時間較長，但是一直沒有超調不明顯；曲線③控制效果最好，響應時間最短，超調也不明顯，沒有穩態誤差。
4）圖4.8和圖4.9可看出，即使是在參數不確定的情況下，基于遺傳算法的LQG/LTR控制仍然能夠保持很好的控制效果，具有很好的魯棒性和抗干擾能力。
5）根據不同馬赫數和高度下四個系統的控制效果參數對比，以及對其參數不確定性和外部干擾仿真，基于遺傳算法的LQG/LTR控制均具有比較良好的控制效果，具有很好的魯棒性和抗干擾能力。
5結論
本文通過LQG/LTR方法，設計了模型戰斗機的燃油系統的控制器，解決了LQG/LTR在設計LQR調節器時，權矩陣Q和R的選取困難的問題，提出了基于遺傳算法的LQG/LTR控制算法，并與經典控制理論基于遺傳算法的PID控制算法相比較，進行了不同飛行條件下的控制試驗，同時針對航空發動機建模的參數不確定性以及外部干擾試驗，經試驗結果證明，基于遺傳算法的LQG/LTR控制不僅魯棒性好，控制精度高，而且階躍響應靈敏，反應快速，同時具有很好的抗干擾能力，更能滿足戰斗機快速反應的要求，具有很好的現實意義和應用前景。
參考文獻
[1]王磊，謝壽生，彭靖波，等. 航空發動機分布式控制系統不確定性魯棒H∞容錯控制[J].推進技術，2013， 34（6）：836-842.
[2]傅強，樊丁. 模糊自適應整定PID在航空發動機中的應用研究[J]. 計算機仿真，2006， 23（3）：54-57.
[3]傅強，智能PID控制器在航空發動機控制中的應用研究[D].2005
[4]彭靖波，謝壽生，胡金海. 基于遺傳算法的某型渦扇發動機數字PID控制器設計[J]. 燃氣渦輪試驗與研究，2008 ，21（1）：47-50.
[5]郭一峰，徐趙東，涂青，等. 基于遺傳算法的LQR算法中權矩陣的優化分析[J].振動與沖擊，2010，29（11）.
[6]MACIE JOWSKI J M. Multivariable feedback design [M].British：AddisomWesley Publishers Ltd，1989.
[7]樊思齊.航空發動機控制[M].西北工業大學出版社，2008：422-476.
[8]薛定宇. 控制系統計算機輔助設計――MATLAB語言及應用[M].北京：清華大學出版社，2011.
[9]黃輝先，李燕，莊選，等.基于LMI的滑?？刂圃诤娇瞻l動機中的應用[J].計算機工程與科學，2014，36（6）：1198-1203.
[10]苗卓廣，謝壽生，吳勇，等. 基于改進粒子群算法的航空發動機狀態變量建模[J]. 推進技術，2012，33（1）：73-77.
[11]李述清，詹濟民，李明，等. 魯棒PID設計在渦扇發動機中的應用[J]. 計算機仿真，2011，28（3）：106-109.
[12]孫健國. 面向 21 世紀航空動力控制展望[J]. 航空動力學報， 2001， 16（2）： 97-102.
[13]郭虹. 航空發動機控制系統的發展趨勢[J]. 沈陽航空工業學院學報， 1997， 14（1）：70-74.
篇5
發動機發生喘振時，氣流會沿壓氣機軸向發生低頻率高振幅的氣流震蕩，這種震蕩會帶動壓氣機的葉片產生強烈的震動，使葉片在短時間內發生嚴重損壞或斷裂，導致發動機流道受損，嚴重導致報廢。所以消喘系統的完好性對發動機至關重要。
2 發動機消喘系統工作原理
2.1 消喘系統的功用
發動機出現喘振時能自動退出喘振狀態，所采取的措施如下：（1）短時間接通消喘系統的同時，轉動高壓壓氣機可調導向器葉片；（2）增大尾噴口臨界截面積；（3）接通遭遇起動，隨后恢復發動機原來的工作狀態。
2.2消喘系統的組成
（1）綜合調節器。綜合調節器防喘保護通道的功用是，當發動機出現喘振和超溫時，通過控制發動機燃油通道和幾何通道，來消除發動機喘振和超溫，并將發動機恢復到原穩定狀態。（2）空氣壓力受感部?？諝鈮毫κ芨胁拷邮崭邏簤簹鈾C后的空氣總壓（P02）和靜壓（P2），并把空氣總壓和靜壓輸送到喘振信號器。安裝位置在高壓壓氣機九級整流葉片中間的通道內。（3）喘振信號器。喘振信號器為變壓器式，測量壓差工作范圍0.1～2.2f/2。測量壓差PCK的數值和符號，并向防喘保護裝置傳輸電信號。安裝位置在外涵道前機匣上。（4）執行機構。通過接收喘振信號，完成一系列消喘動作。
2.3 消喘系統電氣附件工作過程
當發動機出現喘振征兆時，喘振信號器的輸出電壓發生變化，該輸出電壓被傳輸到發動機綜合調節器的防喘保護裝置。
喘振信號器的輸出電壓有兩個分量：正比于壓差平均值PCK1的不變分量和正比于壓力脈動PCK2的交變分量。在防喘保護裝置內，按照PCK1和PCK2來測量輸出電壓。
如果高壓壓氣機轉速n2
在解除“К1”指令后，“К1”指令在發動機起動自動器內保持（8±1.6）秒。當n2
2.4消喘系統機械液壓部分工作過程
2.4.1噴管臨界截面面積重調機構的工作
當發動機消除喘振系統工作時，油泵調節器輸出定壓油信號，該定壓油作用在噴管重調機構活塞下腔?；钊谟蛪毫ψ饔孟?，克服彈簧力帶動傳動撥桿上移，由于傳動撥桿與差動機構齒輪軸不在一個平面內，使傳動撥桿繞齒輪軸轉動，通過差動機構帶動帶誤差凸輪的齒輪轉動，并使誤差凸輪也轉動，誤差凸輪杠桿再帶動分油活門襯筒上移，打開活塞上腔的回油路，使分油活門上移，開大噴管臨界截面面積，增大發動機壓氣機的穩定裕度。
2.4.2高壓壓氣機導流葉片調節系統的工作
當消除喘振系統工作時，電磁活門通電，定壓活門來油輸入到高壓壓氣機導流葉片重調器重調機構活塞右腔，使活塞左移，通過杠桿機構帶動分油活門右移，作動筒活塞左腔來油，右腔回油，作動筒活塞右移，使導流葉片朝減小發動機空氣流量方向轉動，增大了發動機的穩定工作裕度。當電磁活門斷電時，電磁活門切斷定壓活門的來油，重調機構活塞在彈簧力作用下，恢復到原工作狀態。
3故障定位及原因分析
某日某單位，發動機地面試車檢查消喘系統時，發動機轉速n2由85.7%下降到44.2%，渦輪后溫度下降180℃，經過約13秒鐘后發動機參數恢復正常。進行主泵調節器放氣，經多次檢查故障現象未消失。
分析故障原因有以下幾種可能性：
3.1綜合調節器故障
綜合調節器收到地面檢查儀發出喘振信號后，向電磁活門發出周期性指令：接通1.5±0.2秒，斷開0.5±0.2秒。由于綜合調節器質量問題導致發出消喘指令持續時間出現問題，電磁活門接通時間過長，導致發動機切油過深。
3.2主泵調節器故障
主泵調節器液壓繼電器從結構上保證當切油時間過長時切斷齒輪泵后高壓燃油通往主燃油分配器油路，避免發動機因切油時間過常停車。綜合調節器收到地面檢查儀發出喘振信號后，向電磁活門發出周期性工作指令。液壓繼電器時間調整層板節流器依據本身流量調節發動機切油時間長短。如果層板節流器堵塞或者液壓繼電器分油柱塞卡滯，運動不靈活將會導致發動機因切油時間過深而導致發動機停車。
3.3燃油分配器故障
油泵調節器中的定壓活門的油液通往分配器活門右邊，放油斷流活門左移，切斷了分配器活門右邊回油路，因而有壓力升高，分配器活門左移切斷了通往主、副輸油圈的油路，燃燒室供油中斷。當發動機喘振信號消失時，發動機停車活門退出工作，切斷了油泵調節器定壓活門通往分配器活門右邊的油路，放油斷流活門在左邊彈簧力作用下右移，打開分配器活門右邊的回油路，分配器活門右邊壓力下降，在其左邊油壓作用下右移，打開了通往主副輸油圈的油路，恢復向燃燒室的供油。
外場先后更換綜合調節器、主泵調節器后，地面試車檢查故障現象再現，說明該故障不是由二者引起。后更換燃油分配器后地面試車檢查消喘系統正常，確定該故障是由燃油泵分配器故障引起的。
4結語
航空發動機作為飛機的心臟，被譽為“工業之花”，它直接影響飛機的性能、可靠性及經濟性，是一個國家科技、工業和國防實力的重要表現。而發動機內部的每個分系統也都直接的影響發動機的性能，所以消喘系統也是保證發動機、飛機以及駕駛人員安全性的重要組成部分。本論文對航空發動機消喘系統進行了原理上的講解以及結合具體故障對涉及該系統的各個附件進行了分析，為以后遇到此類故障提供了排故思路，也為以后其他型號的發動機的研發和設計提供了經驗。
篇6
我國科學技術日新月異發展的背后潛伏著不可小覷的隱憂?！坝行菬o芯”：“北斗”遨游太空占盡風光，但接收終端的導航芯片長期依賴國外進口。近年來雖然國內企業已經研發出具有自主知識產權的芯片，但生產的芯片水平不盡如人意，這是衛星導航領域的院士們最為擔憂的“心病”，也是“北斗”產業的“短板”?！坝袡C無心”：航空發動機被喻為飛機的“心臟”，當中國的殲-15艦載機、殲-10戰斗機、殲-20戰斗機及近日首飛的殲-31戰斗機藍天展翅的時候，同樣存在著“短板”――發動機是進口的。對這種制造業的“心病”，中國工程院院士徐匡迪有精準的概括：“在產業上，我們有規模，但缺乏實用；在產品上，我們有數量，但缺乏水平；在生產上，我們有速度，但缺乏效益；在技術上，我們有引進、仿制，但缺乏原創?！?/p>
諸多專家為中國飛機的“心臟”先天不足把脈，主要病象是：基礎研究薄弱，技術儲備不足，試驗設施不健全；對發動機的研制規律認識不足；基本建設戰線過長、攤子過大、力量過散、低水平重復；管理模式相對落后，缺乏科學民主的決策機制和穩定、權威的中長期發展規劃。就筆者的經歷而言，這正是中國機械工業的通病，諸如大自汽車、拖拉機、坦克的發動機，小至手機、手表、精密儀器等產品的核心部件，盡管這些年來投入相當可觀，卻始終不能成為產品的問鼎者，只因沒有掌握核心技術而受制于人。當然也有創新的范例，“中星微”推出“星光工程”，結束中國“無芯”的歷史。按照鄧中翰博士的說法，也只是“瞄準市場空白，而不是填補技術空白；要做能夠占領市場的產品，而非實驗室產品?！?/p>
創新是一個民族的靈魂。在諳熟中國中國航空制造業的專家看來，“研制高性能航空發動機比登月還難”！ 航空技術行業嚴重缺乏對機械產品悟性深刻的設計師和技術工人。“悟性深刻”意謂需要有“靈魂”的創新人才。設計師需要有個“聰明的腦袋瓜子”，不僅會模仿，更重要的是“靈魂出竅”，玩出別開生面的花樣。要允許設計師異想天開，特別是思想自由，天馬行空。遺憾的是國內在培養人才方面還存在著欠缺。王石美國留學歸來后，談到舊金山和紐約的高度發展，原因在于這兩座城市匯聚了“聰明的腦袋瓜子”。疾呼“國內的教育制度不改革，無法培養出精英的腦袋瓜子”。心靈手巧的高級技師同樣重要。航空發動機的零部件數以萬計，種類繁多、結構復雜，其裝配主要采用手工方式，裝配精度和質量依賴于裝配技師的操作經驗和熟練程度。長期以來我們的教育對技術工人重視不夠，對“中國制造”誰來制造的問題熟視無睹，為此吃了大虧。小學玩奧數，中學看分數，大學混文憑，讀博重論文，培養的學生多是眼高手低不如“機器人”。中國的輿論陣地，即使是所謂的“國臉”“名嘴”們，玩的也多是“政治術語”、“游戲人生”，誤導青年去爭當“公務員”、做“明星夢”。
中國需要更多的“耐得住寂寞，經得住喧鬧”的科技人才。倘若改變中國“缺心”、“少芯”的局面，關鍵是要挖掘有“靈魂”的人才。在培養尖端人才方面，力度、廣度和深度都嫌不夠，說到肯綮處，還是對人才的認知度不夠。面臨美歐日韓創新產品的層出不窮，如果我們還是走引進、仿制甚至“山寨”的老路，那只能是“填空補缺”、“望其項背”，很難“并駕齊驅”，也就更談不上達到“獨樹一幟”登頂而“一覽眾山小”的佳境。
篇7
在航空發動機結構中，高壓壓氣機轉子后軸承屬主軸軸承，工作時支撐著發動機的高速旋轉轉子，屬高速旋轉件，亦是關鍵件，工作時最高轉速達17626r/min，對發動機的安全可靠工作起著非常重要的作用。高壓壓氣機轉子后軸承為內圈無擋邊的圓柱滾子軸承，軸承內環與高壓壓氣機轉子軸頸過盈量最大達到0.038mm，其主要分解工藝方法是采用拔卸工具。因此，在常溫下任何分解操作不當都易造成高壓壓氣機轉子后軸頸外表面產生嚴重拉傷、拉溝、甚至報廢，嚴重影響航空發動機的生產交付。
感應加熱是一種典型的電加熱。主要是利用電磁感應的方法在被加熱工件的內部產生電流（即渦流），通過渦流產生的渦流熱來加熱工件。該方法具有加熱效率高、節能；溫度易控制和調節；升溫快；無明火，可控性好等優點。特別適用于圓筒形導電物體的加熱，在軸承分解中使用方便。
1.感應加熱原理及設備參數選擇
1.1感應加熱的基本工作原理
如圖1所示，導電物體被置于交變電磁場中，利用電磁感應的渦流及磁滯所產生的熱量加熱，它是電磁感應、渦流的集膚效應及熱傳遞三項基本原理的實際應用。集膚效應表明：電流或電壓以頻率較高的電子在導體中傳導時，會聚集于導體表層，而非平均分布于整個導體的截面積中。頻率越高，趨膚效用越顯著。電流在表面流動，中心則無電流。同時，渦流的電流密度由物體的表面向內部方向按指數規律衰減。
1.2分解工藝方法
由于高壓壓氣機轉子后軸承內環感應加熱后，向軸頸傳遞熱量較快，因此分解過程應迅速。通過研究分析，若在加熱過程中，將高壓壓氣機轉子后軸頸置于豎直向下，軸承內環感應加熱后在自重作用下能夠實現自動脫落。采用該方式，保證軸承內環分解迅速，不會造成高壓壓氣機轉子后軸頸外表面產生機械損傷。但加熱后應保證軸承內環溫度不能超過最高允許溫度。
1.3設備基本參數確定
感應加熱器的設備參數一般根據工藝要求的功率、軸承內環的外形尺寸、材料性能等來計算線圈的匝數、導線的截面、加熱頻率大小及磁路的結構等。
1.3.1 線圈匝數
因影響因素較多，常采用如下經驗公式來確定線圈的匝數：
3.檢測
3.1殘磁檢測
對于航空軸承而言，若殘磁量較大，對航空發動機的安全使用存在很大隱患。不同于電阻加熱、電弧加熱等其它加熱方法，軸承內環經過感應加熱后存在殘磁。經檢測，軸承內環殘磁值符合GJB 269A-2000《航空滾動軸承通用規范》中，軸承外徑﹥50～120mm，殘磁最大值不大于0.6mT的規定。
3.2硬度檢測
為了檢測高壓壓氣機后軸承內環在感應加熱后機械性能的變化情況，本論文對實驗件進行了硬度檢測。檢測結果表明，軸承內環感應加熱前、后，硬度無明顯變化。并符合GJB 269A-2000《航空滾動軸承通用規范》中，同一零件的硬度差不超過1HRC的規定。
結束語：
本論文研制的中頻感應加熱設備，工作穩定，體積小，經加熱后的軸承內環殘磁值小于0.2mT，表面硬度無明顯變化，完全符合GJB 269A-2000標準。該設備除用于小型軸承的分解外，也可用于其它具有類似配合的導電工件分解，如隔圈、軸外襯套等，并廣泛用于汽車、機床、鐵路等行業。
篇8
航空發動機是飛機的關鍵部件，而葉片類零件則是航空發動機的核心零件之一，也是發動機研制和批產的“瓶頸”環節。其特點是結構復雜、品種、數量繁多，對發動機的性能影響大、設計和制造周期長、工作量大。由于葉片類零件種類多，葉型、榫頭的形狀復雜，其工裝設計也相對復雜。有效的工裝設計可以提高工裝設計效率、提高工裝(包括零部件)重用度、縮短工裝制造周期、降低工裝制造成本。
目前工裝設計選擇的cad平臺主要以電子圖板方式在企業工裝設計領域使用，即人工進行工裝結構設計、參數計算，然后利用cad軟件平臺進行繪圖、出圖。其中大部分企業采用二維cad基本上只解決工裝繪圖問題，起到了電子圖板的作用，但是參數化功能不足，設計效率低。而極少數采用三維cad軟件的企業由于三維實體造型速度慢，三維實體模型虛擬裝配繁瑣，輸出符合國標的二維工程圖速度更慢等因素并沒有在工裝設計中切實的發揮出三維cad軟件強大的實體造型和參數化驅動等功能。
基于上述的工裝設計的實際情況，提出以壓氣機葉片為對象，開發工序數模驅動的葉片類零件的工裝設計系統。本系統的設計思想是基于航空發動機中不同級的葉片，很大一部分在拓撲結構上一樣，裝夾方式也相同，只在尺寸上有差異，如圖1所示。因此設計這些葉片的工裝時，采用基于實例的三維工序驅動的設計方法，即實現工序數模驅動下的工裝數模自動進行尺寸調整，形成新的工裝數模，并通過設計者局部小的修改后，形成最終的滿足要求的新工裝。
1系統特點
本系統與翼寵cad彰工裝設計相比，具有以下的特點。
1．1實現工藝工裝并行設計
傳統的工藝過程設計和夾具設計過程是相分離的，通常由工藝設計部門進行零件的工藝設計，生成詳細的加工工序后，將有關信息傳遞給工裝設計部門，由它完成工裝設計。然而，建立基于面向工裝設計的工藝成熟度模型，在pdm產品數據管理平臺上，直接使用同一數據源三維模型，定制工藝、工裝并行設計業務流程，從而實現工裝工藝的并行設計。
1．2三維工序數模驅動工裝設計
其核心思想是通過工序數模中包含的工藝特征信息(如基準特征信息、定位及夾緊基準信息、精度特征信息、材料特征信息和管理特征信息等)來驅動工裝中的相關組件，使這些組件在空間位置和尺寸上做相應的調整，從而達到自動生成新工裝的目的。
1．3基于pdm的集成化工裝數據管理
基于pdm平臺，建立單一數據源的工裝數據庫，保證工裝數據的唯一性、實時性、有效性和安全性。工裝基礎數據和信息包括：產品信息、工藝信息、已有工裝信息、工裝標準件庫、典型構架．結構庫、加工設備接口信息，工裝設計經驗知識等。通過對工裝基礎數據和信息的有效組織和利用，創造能讓工裝設計人員迅速、有效地掌握和借鑒已有工裝設計經驗的環境，從而提高工裝設計速度。
2系統體系結構
基于上述特點，本系統以oracle為底層數據庫，以tcenterprise(pdm)為數據管理平臺，以ugnx3．0為cad支撐系統，采用ug／openapi對ug進行二次開發，運用參數化建模方法和專家系統等技術，實現工裝的快速設計；所有工裝數據全部基于pdm系統實現統一管理，保證工裝數據的唯一性、實時l生、有效性和安全性。
基于以上思路，本系統由工序模型設計子系統、工裝設計子系統、工裝實例添加子系統三部分組成，具體系統體系結構，如圖2所示。
3系統工作流程
系統采用工序數模驅動的工裝設計方法，其工作流程，如圖3所示。
3．1建立新的工序數模
這是新工裝設計的驅動力，是工裝模型進行自適應變化的信息來源。
3．2建立典型工裝裝配體模型
這是新工裝設計的基礎，即典型實例模型將根據新工裝數模中的信息做相應的變化，形成新的工裝模型。
3．3新工裝的形成過程
新工裝的形成過程主要是在新工序數模驅動下的自動化過程。首先，需要找到合適的典型工裝；然后，將這個工裝裝配體模型另存為新名字，同時修改各組件的名字；再次，將新工序數模裝配進去，執行相關程序，使裝配體各個組件及相互配合關系發生改變；最后，手動進行某些細節的修改，從而形成最終的新工裝。
4系統功能
系統的功能主要分為三部分：工序數模設計功能、基于實例的工裝設計功能、實例添加向導功能。
4．1工序數模設計模塊
主要提供計算機輔助造型、數模屬性添加兩類功能。具體功能：(1)葉片零件模型葉身截型線造型功能；(2)葉身數據處理完成葉身的造型功能；(3)葉身的葉根葉尖的延伸功he；(4)凸臺的造型功能；(5)榫頭的造型功能；(6)對工序模型各部分進行布爾并運算生成工序模型；(7)向工序模型添加相關屬性等功能。
4．2工裝設計模塊
三維工序驅動的工裝設計系統的功能主要為：工裝設塊提供基于工序數模的工裝設。工序數模驅動的工裝設計，其核心思想是通過工序數模中包含的信息來驅動工裝中的相關組件，使這些組件在空間位置和尺寸上做相應的調整，從而達到自動生成新工裝的目的。改設計思想中包含有三個關鍵的技術：工序數模包含的信息、工裝組件數模包含的信息、工裝裝配體的相關約束。
要達到上述目的，需要提取一些信息：
(1)工裝與工序數模之間的裝配信息，包括裝配元素和裝配關系。其中裝配元素是指裝配關系中直接裝配的那些組件的幾何元素，如工序數模的葉盆表面，工裝中定位銷球形表面等。裝配關系是指裝配元素之間以什么關系裝配在一起，如對齊、面貼合等。
(2)工裝裝配體組件之間的尺寸關聯信息。由于采用數模驅動的設計方法，所以當用一個新的工序數模驅動工裝裝配體實例時，與工序數模直接接觸的那些組件會根據工序數模包含的信息進行自動的適應性調整，包括空間位置和尺寸。這就要求其它組件也必須在空間位置和尺寸上做相應的變化。為此，工裝裝配體各個組件之間需要建立尺寸關聯關系。建立關聯關系的原則是：當一個組件的尺寸變化后，會影響到哪些組件的尺寸，如何影響。建立的尺寸關系用ug中的表達式進行記錄，包括兩種：裝配關系中的距離表達式和組件所對應的part文件中的特征表達式。
4．3工裝實例添加功能
這是一個向導工具，引導操作人員定義新典型工裝裝配體，并對添加相應的屬性。
工裝實例庫中的實例是相對典型的和穩定的工裝裝配體。實例庫的建立需要在pdm平臺下完成，要考慮實例庫和pdm之間的管理關系，以及實例庫中的實例與pdm中產品bom之間的關系。實例庫中工裝實例的添加、刪除、修改和查詢功能均需在pdm環境中完成。
工裝實例庫的建立需要兩方面的工作：
(1)以葉片類零件為應用對象，對典型工裝設計知識進行總結歸納，包括：典型且可以重用的零組件、零組件的尺寸參數、技術規格、圖形、設計流程，形成相應的夾具零組件庫和工裝實例庫。
(2)工裝實例庫的構造使用相關參數化造型等技術，在典型工裝或專用工裝設計完成之后，任何新的工裝設計如果滿足一定的相似條件，就可以快速的從庫中實例派生出新的工裝設計，從而解決快速設計的需求。
5系統實現
本系統是以ug／nx3．0為開發平臺，下面具體介紹系統功能的實現過程。
從工藝部門接到工裝設計任務后，進入ug軟件進行工裝設計。典型工裝在pdm下進行管理，根據制造bom的結構，這些工裝的part文件與使用它們的那些物料關聯在一起，并建立屬性信息，表明該工裝是哪道工序使用的。生成的工序模型，如圖4所示。
下面以壓氣機葉片毛坯鍛件的第一道工序—銑進排氣邊的工裝夾具設計為例，進行描述。首先，根據工藝規程和葉片毛坯鍛件圖，利用ug二次開發的參數化工序建模菜單，輸人參數和屬性添加進行工序建模，生成的工序模型和各部分名稱信息，如圖4所示。根據建好的三維工序模型，在pdm下的工裝實例庫選擇工裝類型；緊接著，在ug中打開選好工裝類型模型，然后在裝配環境下調入三維工序模型，進入ug二次開發的工裝設計菜單，根據對話框提示指出葉盆或葉背(定位點在葉盆就指定葉盆，在葉背就指定葉背)，接著通過遍歷工序模型得到工序數模驅動的新工裝模型，最后通過適應性裝配和局部小的修改得到完全滿足需求的新工裝模型。系統各菜單和葉片工序數模驅動的新工裝，如圖5所示。
篇9
“一個科研項目選得是否好，關鍵要有技術需求，要老百姓認可?？萍脊ぷ髡卟粌H要發表優質的紙質論文，還要把科研成果寫在大地上、轉化為生產力?！辟F州大學教授、貴州省果樹工程技術研究中心主任樊衛國對產業研結合的重要性深有體會。
2014年，貴州科技獲獎成果產業化成效顯著，應用研究與產業化項目64項，占所有獲獎項目的71.1%，貴州大學牽頭完成的貴州優質柑橘產業化技術集成與轉化項目僅是其中之一。這些項目主要圍繞全省經濟社會發展中急需解決的關鍵、共性技術和重點、難點問題展開，累計新增產值120.6億元，新增稅收14.8億元，新增利潤30.8億元。
越來越多的科學技術轉化為生產力，為貴州跨越發展提供了有力支撐。在這輪新的科技創新浪潮中，和以往政府主導科研項目不同，企業逐步成為技術創新主體，獨立完成或者以第一完成單位參與的科技轉化項目尤為引人矚目，一批對產業發展有重大影響的成果脫穎而出。
由際華三五三七制鞋有限責任公司、四川大學、中國人民總后勤部軍需裝備研究所等完成的“鞋用橡膠高效硫化新技術開發與應用”科技成果，2009年在際華三五三七制鞋有限責任公司進行全面產業轉化與推廣。經過4年多的全面推廣應用。如今企業膠鞋生產效率和生產能力提高1倍以上，年產7000萬雙以上，在全國至少有30%的市場占有率，產品的物理性能提高，膠鞋使用壽命延長，同時又減少了廢棄物環境污染。
由貴州黎陽航空動力有限公司研制的民用航空發動機風扇軸制造技術攻克飛機“心臟”難題，技術水平達到國際先進水平，為我國自主研制民用航空發動機奠定了基礎。同時，這一項目也為貴州形成大型民機制造基地及航空零部件轉包生產基地，從而今后融入國家大飛機制造領域奠定基礎。在今年2月召開的全省科技獎勵大會上，該項目獲得貴州省科技進步獎一等獎。
篇10
在現代工程應用中，PID控制以其結構簡單、穩態無靜差、魯棒性強等優點一直處于主導地位。但PID控制在面對“黑箱”、非線性或時變對象時，其控制品質卻不盡理想。航空發動機是存在一定不確定性的多輸入多輸出的對象，在整個飛行包線內，其特性變化很大，難以用線性模型精確描述。要保證發動機控制系統在飛行包線內穩定且具有良好的動、靜態性能非常困難，單純地依靠傳統的PID控制難以達到所需的技術指標。模糊控制是近十幾年來發展迅速的一項技術，與神經網絡及專家控制并稱為智能控制，該控制無需知道被控對象的數學模型就可以對對象進行研究，具有良好的魯棒性，在被控對象的參數和結構發生小范圍內的變化時仍能很好地工作，但其克服穩態誤差的能力較弱。采用模糊控制和經典PID控制相結合并進行改進的控制策略，可以使系統既有PID控制精度高的特點，又有模糊控制靈活、適應性強的特點。因此，研究這種新的控制方法對實際工程應用具有非常重要的意義。
2模糊PID控制原理簡介
進一步研究發現，針對發動機不同工況整定PID參數后的控制器的控制品質可以達到所要求的技術指標，在此基礎上發展出了變參數PID控制器。但這類控制器的切換邏輯比較復雜，適應性也不夠理想。
我們運用模糊數學的基本理論和方法，把變參規則的條件、操作用模糊集來表示，并把這些模糊控制規則以及有關信息(如評價指標、初始PID參數等)作為知識存入知識庫中，然后計算機根據控制系統的實際運行情況(即專家系統的輸入條件)，運用模糊推理，即可自動實現PID參數的最佳在線調整，這就是模糊自適應PID控制。模糊自適應PID控制器可以有多種結構形式，但其工作原理基本一致。我們所設計的自適應模糊PID控制器以誤差e和誤差的變化率ec作為輸入，以不同的e和ec為依據對PID參數進行自整定。
3控制策略的實現
模糊自適應整定PID控制器結構如圖1所示。
PID參數模糊自整定是找出kp、ki、kd三個參數與e和ec之間的模糊關系，在運行中通過不斷檢測e和ec，根據模糊控制原理來對3個參數進行在線修正，以使控制系統有良好的動、靜態性能。在參數整定過程中，要充分考慮在不同時刻三個參數的作用以及相互之間的互聯關系。一般情況下要經過充分的實驗和仿真研究，以便獲得準確的模糊控制規則。
參數調整的基本原則為:
(1)當|e|較大時，取ki=0，分離積分項，這樣既可以及時消除瞬時變大的誤差e，又避免出現較大超調，產生積分飽和。這時所用的控制器實質上就是模糊自適應整定PD控制器。
(2)當|e|和|ec|中等大小時，為使系統具有較小的超調，k取小一些，ki取值適當，kd要大小適中，以保證系統響應速度。這時所用的控制器實質上就是模糊自適應整定PID控制器。
(3)當|e|較小接近設定值時，為使系統具有良好的穩態性能，分離模糊控制項。這時所用的控制器實質上就是經典PID控制器。在上述的控制方案中，控制策略的改變是通過改變模糊規則來實現的，實質上是使用了三種控制策略完成對整個過程的控制，從而使系統具有良好的動、靜態性能。
4控制器的設計
如前所述，模糊自整定PID是在PID算法的基礎上，通過計算當前系統誤差e和誤差變化率ec，利用模糊規則進行模糊推理，查詢模糊矩陣表進行PID控制器的參數調整。模糊控制器設計的核心是總結工程設計人員的技術知識和實際操作經驗，建立合適的模糊規則表，也即得到分別整定kp、ki、kd三個參數的模糊整定表，進而根據如下方法進行kp、ki、k的自適應校正:
將系統誤差e和誤差變化率ec變化范圍定義為模糊集上的論域。其模糊子集為e，ec={NB，NM，NS，O，PS，PM，PB}子集中元素分別代表負大、負中、負小、零、正小、正中、正大。設e，ec和kp、ki、kd均服從正態分布，由此可得出各模糊子集的隸屬度，根據各模糊子集的隸屬度賦值表和各參數的模糊控制模型，應用模糊合成推理設計修正PID參數的模糊矩陣表，查出修正參數代入下式計算:kp=kp′+!kp，ki=ki′+"ki，kd=kd′+#kd(1)其中$kp={ei，eci}p，%ki={ei，eci}i，&kd={ei，eci}d，可分別由kp、ki、kd的模糊規則表得出。而kp′、ki′、kd′為修正前的參數量值。在線運行過程中，系統通過模糊邏輯規則的處理、查表和運算，完成對PID參數的在線自校正，由于控制計算工作量較小，該算法的實時性良好。
轉貼于
5設計的控制器在某型彈用渦扇發動機
控制中的應用由于彈用渦扇發動機的結構無尾噴口面積調節機構，故選用的控制規律為:mfn=const(2)約束條件為:mf"mfmax(3)’mf"(mfmax(4)式中，mf為發動機燃油流量，n為發動機轉速，mfmax為燃油流量上界值，)mf為單位時間內燃油增量，*mfmax為單位時間內燃油增量的上界值。
發動機的穩態數學模型可以采取按照飛行包線的范圍，把飛行包線區域分成許多小的區域，在這些區域中找一個點，算出在該點的小偏離化模型，以表示發動機在此小區域內的特性方法，從而建立一系列的發動機小偏差數學模型。方便起見，下文選取兩個點做比較研究。
根據某型彈用渦扇發動機在H=0km、Ma=1的飛行條件下的試車數據，通過辨識的方法建立該發動機在某兩個點的數學模型:
其中:A2=0.76A1，B2=1.05B1，C2=1.48C1，D2=0.84D1。圖2為經典PID控制器和模糊PID參數自整定控制器對某型彈用渦扇發動機在某兩個工作點進行控制的轉速響應仿真曲線，其輸入量為發動機燃油流量。
曲線a、b為同一個PID控制器在綜合考慮工作點1、2控制效果下的控制結果，曲線c、d為模糊PID參數自整定控制器在綜合考慮工作點1、2控制效果下的控制結果。
控制器作用下的燃油流量曲線如圖3所示。其中，A、B、C、D是對應于轉速響應曲線a、b、c、d的燃油流量曲線，E為單位時間內燃油增量的界限，F為燃油流量的上界值。
從仿真曲線可以看出:在被控對象參數發生變化時，經典PID控制器難以同時在兩個工作點下取得理想的控制結果，而設計的模糊PID控制器比經典PID控制器具有更強的適應被控對象特性參數大幅度變化的能力，且能保持良好的控制品質。
6結束語
將經典PID控制和模糊控制結合起來，設計了模糊PID參數自適應整定控制器。通過對某型彈用渦扇發動機的仿真實驗，所設計的控制器具有控制過程無超調、調節時間短、無穩態誤差、對被控對象特性變化適應性強等良好的動、靜態品質。
參考文獻
1樊思齊等.航空推進系統控制.西安:西北工業大學出版社，1995.
2馮冬青，謝宋和.模糊智能控制.北京:化學工業出版社，1998(9).
篇11
重大裝備的各類故障中，因結構裂紋導致的失效占60%以上。裂紋這一“隱形殺手”被形象地稱為重大裝備安全運行的“癌癥”，具有難發現、易擴展、強破壞的特點。何正嘉帶領課題組于上世紀90年代中后期重點研究裂紋動態定量診斷新技術，經過10余年的潛心研究和探索，發現并揭示了裂紋位置、裂紋深度與裂紋動態響應信號之間的內在聯系，發明了基于小波有限元模型的三線相交結構裂紋的動態定量診斷方法，實現了大型回轉機械結構裂紋動態定量診斷，解決了裂紋動態定量診斷這一國內外故障診斷領域的前沿與挑戰性難題。
在研究過程中，何正嘉首先建立了適宜結構裂紋故障診斷的小波有限元理論，采用多分辨多尺度小波函數替代傳統有限元的多項式插值函數，實現了結構裂紋的高精度建模。最終何正嘉研發出了機械結構裂紋定量診斷儀，可應用于汽輪機和航空發動機轉子等結構的裂紋診斷，對關鍵設備安全運行與避免災難性事故產生意義重大。
目前，該成果從基礎理論、技術實現到儀器開發，已經形成了一整套技術，在東方汽輪機公司、某航空發動機維修廠、西門子信號有限公司、上海寶鋼等50余家企業得到應用，獲得了良好的經濟效益與社會效益。針對某型號航空發動機高壓轉子內部裂紋因探頭不可到達而難以無損探傷的問題，利用小波有限元建模和動態測試，實現了裂紋定量診斷，成為某廠航空發動機安全保障中一種重要檢測技術。實踐證明，何正嘉所研制的機械結構裂紋定量診斷儀對裂紋位置與深度的定量識別誤差均在5%以內。這一成果填補了國內外在機械結構裂紋動態定量診斷領域的技術空白，能夠確保設備安全運行，避免因裂紋引起的災難性事故發生。
在裂紋動態定量診斷新技術研究的同時，何正嘉的主攻方向是機械故障非平穩高精度診斷領域。他在長期的研究中發現，傅里葉變換、小波變換、第二代小波變換、多小波變換等的共同本質是數學上的內積變換，由此揭示了不同機械故障高精度診斷的內積變換數學原理，并指出，構造和運用性能優良的基函數與動態信號進行內積變換，是提高機械監測診斷合理性和準確性的關鍵技術。
何正嘉率先將先進的非平穩信號處理方法引入機械監測診斷領域，提出了變工況非平穩機械設備運行故障診斷方法，從多尺度、多分辨時頻域提取故障信號特征，克服了采用傳統平穩信號診斷方法難以準確提取變工況運行設備非平穩故障特征的不足；最終開發了機械故障非平穩高精度診斷系列新技術。開發了機車走行部、發電機組等關鍵機械設備運行監測診斷系列實用技術和在線監測診斷網絡系統，開拓了機械故障非平穩高精度診斷的新領域。
繼往開來科研團隊促發展
何正嘉教授治學嚴謹，倡導團隊精神，在學術梯隊建設方面成績突出。擔任機械制造系統工程國家重點實驗室系統監控與診斷方向學術帶頭人，負責建設機械基礎實驗教學國家級示范中心。創建的“裝備智能診斷與控制”科研教學團隊擁有教授16名，其中教育部長江學者1名、教育部新世紀優秀人才6名、全國百篇優秀博士論文獲得者1名、交大騰飛教授3人；承擔國家級精品課程3門。為裝備制造學科發展凝聚了CAD/CAM、數控技術、故障診斷和減振降噪等一批骨干力量。他為人師表，舉賢薦能，甘為人梯，樂于奉獻，扶持青年學者成長為學科發展帶頭人，支持和幫助青年骨干教師主持或參與各類重大項目申報，在教學科研方面多次取得國家級成果獎勵。教學中，他負責并組織建設了機械基礎實驗教學國家級示范中心和3門國家級精品課程，何正嘉教授獲2008年陜西省師德標兵稱號、2010年全國優秀科技工作者稱號。
何正嘉在指導研究生的過程中投入巨大的精力，同步嚴格要求研究生不斷提升道德品質和學術水準。培養的博士研究生陳雪峰獲得了2007年全國百篇優秀博士學位論文，2008年入選教育部新世紀人才、2009年入選陜西省科技新星、2010年入選西安交通大學騰飛人才，陳雪峰教授已成為我校機械工程學科的教學科研骨干，主持2項國家自然科學基金、1項863項目以及多項橫向合作課題。培養的博士研究生訾艷陽教授2010年入選教育部新世紀人才，主持3項國家自然科學基金、1項863項目以及多項橫向合作課題，2009年當選機械工程學院分黨委副書記。培養的博士研究生向家偉先后以德國洪堡學者和日本JSPS學者的身份，出國深造。培養的胡橋博士2006年畢業后在西安705所工作，工作業績突出，目前擔任總工程師助理；祁克玉博士在212所勤奮工作，獲得了單位高度好評。
在科研中，他以西安交通大學機械裝備診斷與控制研究所所長、機械制造系統工程國家重點實驗室系統監控與診斷方向學術帶頭人的身份，領導開創了諸多創新性理論、技術與系統，推動了中國機械設備故障診斷的發展，被評為“全國優秀科技工作者”。他從事工礦企業設備狀態監測、故障診斷研究及應用四十余年，在機械設備結構裂紋定量識別、非平穩信號故障診斷和智能預示等方面開展基礎理論研究和重要工程應用，取得創新性成果。主持2項國家自然科學基金重點項目“大型復雜機電系統早期故障智能預示的理論與技術”(50335030，2004―2007)和“關鍵設備故障預示與運行安全保障的新理論和新技術”(51035007，2011―2014)以及4項國家自然科學基金面上項目；主持2項高等學校博士學科點專項科研基金資助項目“小波有限元理論與轉子橫向裂紋故障診斷的研究”（20040698026，2005―2007）和“優良特性多小波構造原理與機電設備復合故障診斷”(200806980011，2009―2011)；參加2項國家973項目“數字化制造基礎研究（2005CB724100, 2006―2010）”和“超高速加工及其裝備基礎研究”(2009CB724405，2009-2014)；負責20余項與企業合作項目。以第一完成人獲國家技術發明二等獎1項(2009年)、國家科技進步三等獎1項(1999年)和省部級一等獎2項、二等獎1項。授權發明專利6項。出版著作7部，350篇，其中SCI收錄72篇、EI收錄100篇，論著被國內外引用3613次。
篇12
1.簡介
現動機在結構和技術上的進步引領了新型涂層的發展并對以前應用的涂層進行了改良。發動機的前半部分即冷卻端，包括風扇和壓氣機，典型應用耐磨蝕涂層和密封涂層。就現動機來說，像風扇葉片、壓氣機葉片和葉輪等這種冷卻端零部件，都是由復合材料、鈦鋁合金、鈦和耐熱鋼制造而成。但在發動機的受熱端，包括燃燒室區域和渦輪部分，應用的是熱障涂層（TBCs）和高溫密封涂層。本論文的目的是展示作者本人在鋁化物擴散涂層、熱障涂層和耐侵蝕、腐蝕涂層方面的研究。
2.鋁化物擴散涂層沉積方法
要增強渦輪零部件尤其是動、靜葉片和燃燒室的耐久性和提高服役溫度，可以通過應用防護涂層來實現。高溫合金零部件對各種涂層的需求導致涂層在30多年來的應用中迅猛發展。涂層的演變同時還伴隨著結構材料的發展?，F如今，工程師和制造師有多種涂層沉積技術可供使用，能制備出黏結、擴散和粘擴散涂層，其中大多數都是由通用技術發展改進的，例如化學氣相沉積（CVD）、物理氣相沉積（PVD）或熱噴涂技術。
2.1 包埋滲法
擴散涂層主要在擴散滲鋁過程中，或在滲透復合物Al-Cr、Al-Si、Pt-Al、Ti-Al過程中沉積而成。在粉末滲透過程中，將待涂鍍零件置于特定容器內，然后用專用的粉末混合劑將零件包埋，該混合劑含有像Al2O3、鋁化物粉末或合金以及化學活化劑等中性添加物。接下來將容器密封好置于爐內，化學活化劑在700℃～1050℃的限定工藝溫度范圍內會產生輸送蒸汽源。擴散滲鋁工藝以這種方式通常持續工作長達20個小時，并要嚴格控制以防止粉末混合劑氧化。要獲得不同厚度或Al濃度的涂層可采用多種類粉末工藝。所說的多種類粉末可以分為高度、中度和低度活化粉末。在鋁化物涂層沉積過程中，在高溫約1050℃下生成低鋁含量NiAl相（低活性過程），而在700℃下則生成高鋁含量NiAl相（高活性過程）。
2.2 非接觸式滲
非接觸式滲是將待滲零件置于容器內，避免其與粉末混合劑相接觸，該混合劑通常呈顆粒狀。此工藝過程是在甑式爐或真空爐內完成的。在整個涂層沉積過程中需向容器內供應額外的中性運載氣體，以輸送出沉積涂層時產生的混合氣體?，F有幾種不同的非接觸式滲透法正在被應用，包括負壓滲透工藝、由SNECMA研發的脈沖氣相滲鋁工藝以及用兩種不同化學成分的混合物進行的滲透工藝似乎最具吸引力。該方法的主要益處如下：無需待滲材料與粉末接觸，這一點能顯著提高涂層的表面質量；可對整個工藝過程實施更多的控制；工藝過程更加整潔（與粉末工藝相比）；以及鋁化物涂層可以通過添加元素進行改良以提高其耐熱性能。圖1所示為鉑改良鋁化物涂層的顯微結構，該結構是在鍍鉑和鍍鋁過程中獲取的。
鉑改良鋁化物涂層能提高耐熱性能，已在1100℃下1小時循環的試驗室抗氧化循環試驗中得以證實。
2.3 CVD滲鋁技術
化學氣相沉積技術由上述鋁化物擴散涂層沉積技術演變而來。化學氣相沉積過程中將渦輪葉片置于甄內，并向甄內供應在外部反應器內生成的AlCl3+H2氣體。AlCl3氣體是在含有鋁化物的受熱生成器內與HCI發生反應后形成的。然后預熱AlCl3+H2，在溫度約達1000℃時供應到甄內。裝有氣體的化學氣相沉積甄通常在鐘罩式爐、均熱爐或升降式爐內加熱到工作溫度。存留在甄內的反應氣體用特殊氣體中和系統進行處理。滲鋁法能同時涂覆渦輪葉片的內外表面，尤其是冷卻通道，該區域用其他涂覆方法就比較難處理。除此之外，應用該工藝還可以調節冷卻率，這對幾種鑄造高溫合金熱工作參數的計算至關重要。
3.熱障涂層制備工藝
由于燃燒室零部件和動靜葉片上采用熱障涂層，所以進口溫度可以有所增加。與涂有陶瓷涂層的材料表面溫度相比，采用熱障涂層能使所應用的高溫合金表面溫度降低170℃左右。此外，熱障涂層能降低必需的冷卻空氣量，同時能保持恒定的排氣溫度，而且能顯著提高零部件的耐久性和抗熱變能力。
熱障涂層是由含有ZrO2xY2O3的陶瓷面層和含有MCrAlY（M=Ni，Co，Fe）的黏結層構成的。較低的導熱性再結合陶瓷材料的特性能降低黏結層之上的層間溫度，這就能使熱障涂層的抗氧化性和抗高溫腐蝕性有所提高。
最通用的熱障涂層制備技術有APS（空氣等離子噴涂）、LPPS（低壓等離子噴涂）或EB-PVD（電子束物理氣相沉積）。熱噴涂技術通常用來制備燃燒室零部件及靜葉片上應用的TBCs（熱障涂層），而動葉片上應用的熱障涂層一般采用EB-PVD技術制備。
用空氣等離子噴涂技術和EB-PVD技術制備的TBCs在結構和性能上各有不同。等離子噴涂的涂層顯示為帶狀結構，而EB-PVD制備的涂層以柱狀結構為特征。等離子噴涂的熱障涂層易受熱應力影響，有大量的微裂紋產生和生長從而導致出現裂解現象，這也有可能致使涂層完全剝落。眾所周知，在陶瓷層與MCrAlY層之間形成的TGO（熱生長氧化物）層對熱障涂層的耐久性有很大的影響。TGO層對熱障涂層性能的影響，尤其是對結構和厚度的影響，成為當前研究的主要課題。
采用EB-PVD技術制備出的熱障涂層結構在實際應用中顯示出更強的抗熱應力能力。不僅僅是因為在沉積過程中形成的有特點的柱狀結構在熱循環期間起到較好的應力補償作用，還有這種結構能防止涂層基底出現裂紋。
4.耐侵蝕、腐蝕涂層制備工藝
應用防護涂層可以防止航空發動機零部件遭受腐蝕損傷。發展PVD技術目的在于提高涂層的性能并擴展其應用范圍。由目前研發的PVD技術獲得的涂層成為航空發動機壓氣機葉片最具吸引力的涂層制備技術之一。用于這種特殊結構件的防護涂層必須符合多方面要求，既包括機械性能的還包括耐腐蝕和耐磨損方面的。
Arc-PVD屬于PVD技術的一種，制備出的防護涂層種類廣泛，當然也包括多層涂層。該技術以高的電離度和相對高的沉積能力為特征。Arc-PVD的主要優勢在于制備出的涂層不僅非常堅固耐磨，而且耐腐蝕性極強。
由PVD技術制備的涂層中，氮化鉻涂層較其它氮化物涂層的耐腐蝕性相對更高一些，原因在于該涂層結構精細密實且密度高?？梢酝ㄟ^應用鉻或鋁夾層來提高氮化鉻涂層的密度，其密度的高低在很大程度上決定了涂層的耐腐蝕性能。
Arc-PVD技術制備的鉻涂層對鋼基合金的粘結性最強，高達80N，另外，它能對之后的Cr/CrN多層涂層中較硬的氮化鉻層提供完美的粘結效果。除此之外，也一直在嘗試制備鋁粘結層和Al/AlN多層涂層。
鋁基涂層是最具發展前景的陰極保護涂層。通過磁控管濺射獲得的涂層顯示出良好的耐腐蝕性，但是這種涂層的摩擦性能卻很差。采用PVD技術制備出的涂層具有較強的耐腐蝕性當然是最合理也是最可取的，尤其是在自動化和飛機制造業領域。沉積到鋼質材料上的Al、AlMg、Cr、Cr/CrN和Cr/CrN/Al涂層有望取代主要以電沉積工藝制備的鎘涂層。
Arc-PVD制備的多層涂層由氮化鉻組成且包含鉻夾層，其具有很高的耐腐蝕性。這種涂層也被公認為靈敏涂層，因為它們的結構能根據作業條件決定磨損強度。經證實葉片進氣邊上相對軟的鉻涂層很少遭受損傷，而排氣邊上的氮化物硬化層能提供有效的防腐蝕保護。
結論
篇13
該零件外形均由曲面構成，壁厚為3.175mm，外圓型面上有八個大島嶼與一個小島嶼，在前端面有144處孔，徑向孔有20處。在零件后端面有160處孔，徑向孔有21處，并有21處花邊。針對零件在加工中受到零件材料難加工，及零件型面復雜的制約，我們進行了大量的研制工作。本篇論文論述了高壓渦輪機匣加工研制的整個過程。
本論文內容主要包含以下兩個部分：
a.概述部分：介紹GE公司大型鈷基高溫合金機匣的結構特點和加工工藝難點；
b.工藝路線及機械加工：針對零件結構特點和加工難點論述零件加工工藝和機械加工過程。
1 零件及加工概述
1.1 零件結構
高壓渦輪機匣為鈷基高溫合金環形靜止零件，輪廓以曲面為主，最大外徑尺寸φ1137mm，高116.497mm，型面壁厚3.619mm，型面上有八個大島嶼及一個小島嶼；零件分前后端面，前端面有114個通孔，徑向孔有20處。在零件后端面有160處孔，徑向孔有21處，并有21處花邊。零件整體如圖1
1.2 零件材料及特點
1.2.1鈷基高溫合金
高壓渦輪機匣材質為RENE41，毛料為鈷基高溫合金模鍛件，含有金屬主要成分有鎳、鉻、鎢和少量的鉬、鈮、鉭、鈦等合金元素。鈷基高溫合金具有較高的強度、良好的抗熱疲勞、抗熱腐蝕、和耐磨腐蝕性能。用于制作航空噴氣發動機、工業燃氣輪機、艦船燃氣輪機的渦輪增壓器。正是由于這種性能，該材料用于高壓渦輪機匣。
1.2.2 加工特點
鈷基高溫合金材料由于成分的原因，材質硬難于切削，在加工時受切削力影響變形不大。零件的結構特點對工藝路線、刀具及加工的方法有所要求，在新件的研制階段需要合理安排工藝路線及安排合理的加工方法。
1.3 工藝難點
該零件從設計圖紙進行工藝分析，從工藝路線、加工、刀具三個方面對加工難點進行論述。
1.3.1 機械加工
零件的材料硬度大，型面復雜：
切削零件材料時，零件材料硬度大，型面加工長。在進行半精車時進行深槽加工，普通刀具難于加工該處。
銑加工表面：在進行粗銑削加工時，零件型面余量大，最大處達到19mm余量，加工時需用大量刀具。
2 加工工藝研究
2.1 工藝路線
通過以上的分析制定工藝路線，編制工藝規程，由于零件整體結構比較復雜，加工路線已先車加工零件外形，后進行粗銑加工去余量，然后進行熱處理工序。再進行精銑加工零件的型面，后焊接，再進行零件的精車加工，后對零件進行銑花邊及鉆孔，最后對零件內部進行噴涂。
2.1.1 工藝路線制定
工藝路線：№0毛料—№5車后端面基準—№10粗車前端及型面—№15粗車后端及型面—№20粗銑外型面—№25去應力熱處理—№30修后端面基準—№35半精車前端及型面—№40半精車后端及型面—№50精銑外型面—№55去毛刺—№60焊接連接座—№70修基準—№75精車前端—№80精車后端—№85鉆前端面孔、徑向孔并銑端面槽—№90鉆后端面孔、徑向孔并銑端面槽—№100攻螺紋—№105標印—№110清洗—J115中間檢驗—120熒光檢查—125清洗—130集件—135裝配—140清洗—145噴涂—150車涂層—155修噴涂表面—J160最終檢驗—165入庫
2.1.2 工裝和刀具選擇
工裝：主要根據GE公司提供的車床和銑床夾具結構圖紙進行設計并制造，檢測用約束測具為自主設計制造。
刀具的選擇：鈷基高溫合金是一種難切削材料，刀具本身成分內含有鈷成分，在加工中，刀具材料容易與零件材料產生親和，刀具很容易磨損，故選用刀具時，應選用耐磨涂層，防止零件在加工時，刀具磨損，使得刀具有更高耐磨性，零件得到更好的表面質量且延長刀具壽長。
2.2 車加工
車加工共有9道工序：№5車后端面基準—№10粗車前端及型面—№15粗車后端及型面—№30修后端面基準—№35半精車前端及型面—№40半精車后端及型面—№70修基準—№75精車前端—№80精車后端
№5車后端面基準：本道工序車加工零件的內孔及外圓，用于下一道工序的找正及壓緊；
№10粗車前端及型面：去除大部分余量為精加工單邊留有3mm余量；
№15粗車后端及型面：去除大部分余量為精加工單邊留有3mm余量；
№30修后端面基準：熱處理后，進行修基準工序，為下道車加工做準備。
№35半精車前端及型面：在零件型面處加工到零件設計圖尺寸，端面留有余量1mm余量。（在NO20工序應力釋放后，型面加工到零件設計圖尺寸）
№40半精車后端及型面：在零件型面處加工到零件設計圖尺寸，端面留有余量1mm余量。（在NO20工序應力釋放后，型面加工到零件設計圖尺寸）
№70修基準：車零件的止口端面及外圓，用于零件的裝夾找正。
№75精車前端：將零件端面尺寸加工到零件最終尺寸，并扎槽。
№80精車后端：將零件端面尺寸加工到零件最終尺寸，并扎槽。
2.3 銑加工
零件的精銑加工：
零件的精銑加工，在精銑加工時，注意合理的安排零件的加工路線，加工的先后順序，加工時的走刀路線。具體精銑的加工路線如下：
第一步：加工零件型面，在加工零件型面時，采用切線進刀，在加工零件型面時，采用上下往復銑加工，保證零件的表面質量，零件的表面粗糙度，銑削零件的型面。
第二步：銑加工島嶼凸臺表面，用Φ20刀具銑加工凸臺表面，在零件表面方向進刀切削
第三步：加工島嶼大孔及島子臺階。
第四步：清理大島嶼兩側，用Φ20R3進行清理島嶼兩側。
第五步：清理小島嶼，在小島嶼外層走兩次，將零件銑型面的殘余清除。
第六步：清理小島嶼下部，用R6球刀進行清根，清根時需注意刀具的磨損。
2.4 關鍵和難點
高壓渦輪機匣加工的關鍵在于車加工的車槽及銑加工的工藝路線。
2.4.1 進行粗銑零件型面，注意走刀路線的刀路，在粗銑時，大量去除零件余量。
2.4.2 除零件余量后需要對零件進行熱處理，將零件粗車及粗銑時的殘余應力釋放。
2.4.3 后進行車基準及半精車加工。在半精車時，先用R2.5球刀進行粗扎槽，在用R2球刀進行精車。在遇到特殊槽型時，選用非標刀片進行車加工零件的型面。
2.4.4 進行精銑加工時，注意零件的走刀路線，合理的安排刀路，加工出零件的型面。
3 加工工藝總結和推廣
隨著民用航空飛機的發展，類似鈷基高溫合金被越來越多的應用，鈷基合金材料應用領域的越來越廣泛，必將對制造業提出更高的要求，對特種合金加工工藝的研究也會更加深入。
此次對鈷基高溫合金類大型機匣件工藝方法的第一次探索嘗試，發現了一些鈷基高溫合金的加工工藝方法，如合理安排零件工藝路線，選用合適刀具進行加工，安排合理的走刀路線；除此之外，也對刀具對零件加工中應用的重要性有所認識，這些方法和措施也會推廣到其他GE公司的大型機匣合金類零件的研制中去，不斷摸索創新。
參考文獻
[1]金屬切削手冊[M].技術中心金屬研究室.
[2]金屬切削技術指南[M].山特維克可樂滿.
