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基于模型的智能数字化发动机控制 Shrider Adibhatla 通用动力 Timothy J.Lewis 美国空军，莱特实验室 摘要 现在介绍一种用于先进燃气涡轮发动机的基于模型的控制系统，它的主要性能优点是可以通过仿真测试导出。发展建模的方法和从名义上的发动机模型反映失效的发动机的方法已知。一个通用的用于基于模型的控制定律设计定型的方法，包括线性和非线性分析，也将被介绍。执行模型的闭环控制得到的性能和可操作性参数也将通过仿真测试获得。未来飞行器包括基于模型控制的测试也将在本文的《综合高性能涡扇发动机技术》第二阶段“先进发动机技术”中提到。 术语 A14 封门面积 A16 可变旁路管路区域 A8 喉部喷口面积 A9 出口喷嘴面积 ALT 海拔 CA 控制系统及其附件 CLM 成分水平模型 EPR 发动机增压比 ETR 发动机增温比 DoD 国防部 DTAMB delta 周边温度？ Fn 净推力 HP 高压 IHPTET 综合高性能涡扇发动机技术 IRP 中等速度功率 JTDE 联合技术验证发动机 LEPR 线性发动机增压比？ LP 低压 MoBIDEC 基于模型的智能数字化发动机控制 NASA (美国)国家航空和宇宙航行局 PC 功率模态 P2 风扇进气压力 P27 压气机进气压力 PI 比例-积分控制 PID 比例-积分-微分控制 PSC 状态有哪些信誉好的足球投注网站控制 PS15 风扇涵道出气压力（静态） PS56 低压涡轮出气压力（静态） SFC 高效燃油消耗 STP2 风扇导流叶片位置 STP27 压气机定子位置 STP27D 核心驱动风扇叶尖定子位置？ T2 风扇进气温度 T27 压气机进气温度 T3 燃烧室初始温度 T56 排气温度 TMPC 燃烧室金属温度？ VABI 可变区域进气道？ WF36 燃气发生器燃料流？ WF6 燃烧后燃料流？ XM 马赫数 XNH 高压转速 XNL 低压转速 导言 背景 由空军主持的对先进发动机控制的发展与研究是以“综合高性能涡扇发动机技术计划”（IHPTET）为目标进行的。IHPTET是国防部与(美国)国家航空和宇宙航行局在世纪之交致力于倍增发动机推力的一个项目。它囊括了军方使用的各种类型的飞行器推进系统：涡扇、涡喷、涡轴、涡桨以及有限寿命发动机（导弹）等。IHPTET计划的建立强调更好地控制风险及技术转换代价使之成熟以兼顾武器系统的安装。IHPTET计划的阶段目标已列在表1中。 推重比 燃烧室温度 制造成本 维护成本 阶段I +30% +100°F —— —— 阶段II +60% +200°F -20% -20% 阶段III +100% +400°F -35% -35% 图1. IHPTET 目标 综合提高推重比和燃烧室温度使得燃油消耗减少，并戏剧性地使得飞行器尺寸和花费成本减少适应更多样化的任务。 IHPTET计划使用了基于部件的方法来完成目标。主要有六个组成部分：风扇和压气机，燃烧室和加力燃烧室，涡轮，进气道，机械系统（传动系统、密封系统和滑油系统），控制系统及其附件（CA）。每一个组成部分都有一些目标直接对应于该系统所要达到的目标水平。投资主要用于那些能达到相关技术目标的部分。 IHPTET CA 技术发展方法的目标如图2所示。 重量 设计误差 制造费用 维修费用 阶段I -20% -20% —— —— 阶段II -35% -35% -20% -20% 阶段III -50% -50% -35% -35% 图2. IHPTET CA 目标 设计误差关系到应用于发动机部分的设计的安全因数。例如包括风扇和压气机设计的迟滞误差和高压涡轮进气温度误差。这些误差限制了发动机可达到的性能水平。这些误差在早期的燃气涡轮发动机上更为显著在很大程度上归因于当时使用的流体力学燃料控制来规范发动机的控制点。typically一般来说，风扇迟滞误差控制在15-20%。压气机的迟滞误差一般大约在30%左右。极限的增加是很必要的，因为控制系统对压气机的控制是很有限的，但是可以利用变进气道来调整风扇操纵的线性精度。涡轮温度极限（定义为轴和叶片材料所能承受的最大温度量）大概在150-200°F。引入基于模型的控制提供了一种减小极限值的方法，从而