但志宏，侯敏杰，石小江，张 松

(1.南京航空航天大学 能源与动力学院，江苏 南京 210016；2.中国燃气涡轮研究院，四川 江油 621703)

1 引言

大流量航空发动机在高空台进行推力瞬变、遭遇起动、加减速等过渡态考核试验时，其状态变化异常剧烈，具体表现为：在1～2 s内，发动机空气流量变化可达80%～100%，此时进气压力控制系统受到类似大幅值阶跃信号的干扰，致使进气压力控制系统的调节品质变差，从而影响发动机进气压力模拟精度。

在航空发动机进行高空模拟试验时，保证进气参数模拟精度的唯一技术途径是改善进气调压系统的调节品质［1，2］。 因此，在现有控制系统的基础上，研究在大幅值阶跃信号干扰下的调节品质问题具有非常重要的意义。本文借鉴已有的调节经验，发展了智能控制技术 ，并在现有控制方法的基础上研究了先进复合控制技术在大流量航空发动机高空模拟试验中的应用。

2 高空台进气压力控制系统组成

高空台进气压力控制系统由机组供气压力控制系统(简称Pb控制系统)和发动机进气压力控制系统(简称Pc控制系统)组成，见图1。图中：wg为机组供气流量，wb为通过Pb控制系统各调节阀的空气流量，wc为通过Pc控制系统各调节阀的空气流量，we为被试发动机的空气流量，Pb为供气压力(即Pc控制系统的进口压力)，Tb为供气温度，Pc为发动机进气压力，Tc为机组进气温度。

图1 高空台进气压力控制系统结构图Fig.1 The inlet pressure control system of aero-engine altitude simulating test cell

Pb控制系统负责调节供气压力(控制执行机构由1号、2号阀组成)，其调节任务主要由1号液压自动调节阀完成。……