1、了外环内环的控制形式，以提高系统的稳态性能和动态性能，其中外环为喷口喉道面积伺服控制回路，内环为喷口分油活门伺服控制回路。系统进行喷口喉道面积闭环控制的原理如图所示。控制器根据喷。另外，如果喷口喉道面积传感器也出现故障，此时已无法对喷口进行闭环控制，只能通过开环控制喷口电液伺服阀电流，使得喷口面积处于最大或者最小位臵。仿真及试验验证在标准状态下，对发动机从慢车状态加速到中间状态中间状态加速到全加力状态全加力状态减速到中间状态中间状态减速到慢车状态进行了全数字仿真半物理模拟试验和台架试车试验对比，如图图所示，可看出全数的影响航空航天工程论文。当出现传感器故障后，使用个故障调整逻辑，改变航空发动机调节计划，使用正常的传感器继续控制航空发动机，允。

2、活门位移传感器容错有效控制的影响航空航天工程论文位臵信号解析余度参与的执行机构控制不可行。结束语本文提出了航空发动机喷口分油活门位移传感器容错控制方法，已经通过半物理模拟试验验证，能够保证在出现喷口分油活门位移传感器故障时，航空发动机控制不降级，仍能保持正常控制，且保证系统具有较强的稳态性能和动态性能，提高了航空发动机系统的容错控制能力。这种容错控制方法的创新点在于，当内环发生故障条件下，发动机的加减速半物理模拟试验曲线，试验结果如表所示，通过分别对比图与图和表可以看出，无故障时的正常控制和有故障时的容错控制，系统都是稳定的。无故障时加减速的风扇转速超调量为，风扇转速下掉量为有故障时超调量和下掉量有所增加，但增加量不大，能保持在以下，在发动。

3、图，容错控制加减速曲线针对喷口分油活门位移传感器故障还有另外种容错控制方案采用传感器解析余度，即使用执行机构的模实现对喷口分油活门位移传感器容错有效控制的影响航空航天工程论文腔的燃油流量，控制喷口作动筒位臵，达到期望的喷口喉道面积。实现对喷口分油活门位移传感器容错有效控制的影响航空航天工程论文。航空发动机系统中的传感器由于工作在高温及强振动的环境中，属于系统中可靠性比较薄弱的环节之。由于受到航空发动机质量和体积的限制，不能大量采用传感器硬件余度，需要研究软件容错算法，在出现传感器故障时仍能保证航空发动机安全错算法，在出现传感器故障时仍能保证航空发动机安全，。航空发动机喷口闭环控制原理目前我国在研喷口可调节的航空发动机系统中，喷口执行机构均采。

4、乎丧失殆尽，无法保证飞机安全返航，满足不了飞机对航空发动机的使用要求。关键词全权限数字电子控制系统容错控制控制方法航空发动机容错控制的目的是当系统发生故障时，在适当降低系统性能指标的前提下，保证整个控制系统稳定。容错控制是提高系统可靠性和安全性的种新途径，任何系统都可能会有故障发生，因此，航空动力学报，黄开明，尹泽勇，杨征山涡轴发动机转速信号故障对策研究及试车验证航空动力学报，黄向华航空发动机智能容错数字控制应用基础与工程科学学报，姚华涡轴发动机数控系统控制规律及容错控制航空动力学报，王松，高亚辉，王振华航空发动机转速大闭环控制方法研究动力控制，姚华，王国祥航空发动机全权限数控系统研究和试飞验证航空动力学报，袁春飞，姚华传感器实现对喷口分油。

5、航空发动机喷口分油活门位移传感器容错控制研究测控技术，。实现对喷口分油活门位移传感器容错有效控证系统具有较强的稳态性能和动态性能，提高了航空发动机系统的容错控制能力。这种容错控制方法的创新点在于，当内环发生故障时，调整控制形式由外环内环变为单外环控制，虽然控制性能会有所降低，但是能保证较好的喷口控制能力。所提出的容错控制方法，完全适用于喷口可调节的航空发动机，且实施方便实施效果好，对提高航空发动机系统的工作可靠性具有掉量有所增加，但增加量不大，能保持在以下，在发动机允许范围之内。在全包线的各典型点上也进行了全数字仿真及半物理模拟试验验证，如图和图所示，上述控制方法在全包线都是适用的。图标况下容错控制加减速曲线表试验结果图，容错控制加减速曲线。

6、许控制性能有所降低，但要保证航空发动机的安全，。航空发动机系统中的传感器由于工作在高温及强振动的环境中，属于系统中可靠性比较薄弱的环节之。由于受到航空发动机质量和体积的限制，不能大量采用传感器硬件余度，需要研究软件容要作用。参考文献阎成鸿航空发动机容错控制系统设计微计算机信息，蒋平国，姚华，孙键国航空发动机数控系统执行机构回路故障诊断和容错控制方法航空动力学报，黄开明，尹泽勇，杨征山涡轴发动机转速信号故障对策研究及试车验证航空动力学报，黄向华航空发动机智能容错数字控制应用基础与工程科学学报，姚华涡轴发动机数控系统控制规律及容错控制航空动力学报，王松，高亚辉型输出值替代真实传感器值，继续进行内环控制。但是由于伺服阀受零偏等因素的影响，数学模型。

7、允许范围之内。在全包线的各典型点上也进行了全数字仿真及半物理模拟试验验证，如图和图所外环内环变为单外环控制，虽然控制性能会有所降低，但是能保证航空发动机安全，并具有较好的喷口控制能力。为了提高在没有喷口分油活门位移传感器反馈情况下，容错控制的稳定性，将控制器由控制器调整为控制器。另外，如果喷口喉道面积传感器也出现故障，此时已无法对喷口进行闭环控制，只能通过开环控制喷口电液伺服阀电流，使得喷口面积处于当出现传感器故障后，使用个故障调整逻辑，改变航空发动机调节计划，使用正常的传感器继续控制航空发动机，允许控制性能有所降低，但要保证航空发动机的安全，。另外，航空发动机处于大状态时，喷口直接放到最大，也容易使风扇转子超转，对发动机造成损伤。为了解决。

8、外，航空发动机处于大状态时，喷口直接放到最大，也容易使风扇转子超故障下的航空发动机机载自适应模型重构航空动力学报，高亚辉，俞刚，王松种航空发动机转差控制方法王松，高亚辉，王振华，尤成新航空发动机喷口分油活门位移传感器容错控制研究测控技术，。实现对喷口分油活门位移传感器容错有效控制的影响航空航天工程论文。该方法只考虑了航空发动机的安全性，未考虑飞机对航空发动机的使用要求。无论航空发动机处于任何状态，出现喷口分，调整控制形式由外环内环变为单外环控制，虽然控制性能会有所降低，但是能保证较好的喷口控制能力。所提出的容错控制方法，完全适用于喷口可调节的航空发动机，且实施方便实施效果好，对提高航空发动机系统的工作可靠性具有重要作用。参考文献阎成鸿航空发。

9、以上问题，使得当出现喷口分油活门位移传感器故障时，保证航空发动机不丧失推力，可以使喷口喉道面积控制进入另种喉道面积控制计划代表期望的航空发动机风扇转速期望值与实际测量的喷口喉道面积之间的误差，闭环运算当前期望的喷口分油活门位移随后根据喷口分油活门位移期望值与实际测量的喷口分油活门位移，闭环运算当前所需的液压执行机构电液伺服阀驱动电流喷口分油活门在电液伺服阀的驱动下，调节进入喷口作动筒有杆腔和无杆，王振华航空发动机转速大闭环控制方法研究动力控制，姚华，王国祥航空发动机全权限数控系统研究和试飞验证航空动力学报，袁春飞，姚华传感器故障下的航空发动机机载自适应模型重构航空动力学报，高亚辉，俞刚，王松种航空发动机转差控制方法王松，高亚辉，王振华，尤成。

10、错有效控制的影响航空航天工程论文喷口作动筒位臵，达到期望的喷口喉道面积。图容错控制示意图可以看出，该方案通过改变调节计划，将已无法形成闭环的控制回路剔除，控制形式由外环内环变为单外环控制，虽然控制性能会有所降低，但是能保证航空发动机安全，并具有较好的喷口控制能力。为了提高在没有喷口分油活门位移传感器反馈情况下，容错控制的稳定性，将控制器由控制器调整为控制器可以把容错控制看成是保证系统安全的最后道防线。该方法只考虑了航空发动机的安全性，未考虑飞机对航空发动机的使用要求。无论航空发动机处于任何状态，出现喷口分油活门位移传感器故障，均将喷口喉道面积放至最大，导致航空发动机推力几乎丧失殆尽，无法保证飞机安全返航，满足不了飞机对航空发动机的使用要求。。

11、动机容错控制系统设计微计算机信息，蒋平国，姚华，孙键国航空发动机数控系统执行机构回路故障诊断和容错控制方法，上述控制方法在全包线都是适用的。图标况下容错控制加减速曲线表试验结果图，容错控制加减速曲线图，容错控制加减速曲线针对喷口分油活门位移传感器故障还有另外种容错控制方案采用传感器解析余度，即使用执行机构的模型输出值替代真实传感器值，继续进行内环控制。但是由于伺服阀受零偏等因素的影响，数学模型不可能与执行机构致，试验已证明使用模型作为执行机构大或者最小位臵。仿真及试验验证在标准状态下，对发动机从慢车状态加速到中间状态中间状态加速到全加力状态全加力状态减速到中间状态中间状态减速到慢车状态进行了全数字仿真半物理模拟试验和台架试车试验对比，如图图。

12、可能与执行机构致，试验已证明使用模型作为执行机构位臵信号解析余度参与的执行机构控制不可行。结束语本文提出了航空发动机喷口分油活门位移传感器容错控制方法，已经通过半物理模拟试验验证，能够保证在出现喷口分油活门位移传感器故障时，航空发动机控制不降级，仍能保持正常控制，且保字仿真半物理模拟试验与真实的台架试车试验具有很高的致性。图加减速全数字仿真图加减速半物理模拟试验图加减速台架试验图为喷口分油活门位移故障条件下，发动机的加减速半物理模拟试验曲线，试验结果如表所示，通过分别对比图与图和表可以看出，无故障时的正常控制和有故障时的容错控制，系统都是稳定的。无故障时加减速的风扇转速超调量为，风扇转速下掉量为有故障时超调量和实现对喷口分油活门位移传感器容。

参考资料：

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[18]论社会思潮和文学观念对古代图书出版的影响以宋代词总集为例（新闻出版论文）（第5页，发表于2023-05-09）

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