航空發動機電子控制器動力學特性分析

王鑫

（重慶市忠縣中學高2 0 1 7級1 8班，重慶 4 0 4 3 0 0）

航空發動機電子控制器動力學特性分析

王鑫

（重慶市忠縣中學高2 0 1 7級1 8班，重慶 4 0 4 3 0 0）

本文介紹了航空發動機電子控制器，闡述了其功能，并從模塊板動力學建模與仿真、模塊板的試驗模態分析兩個角度入手對電子控制器的力學特性進行了深入的分析。

航空發動機；電子控制器；動力學特性

科學技術的發展使得電子技術水平不斷提高，在此環境下，種種電子設備逐漸被應用到了以航空為主的各個領域當中，并為各領域的發展帶來了巨大的價值。航空發動機電子控制器屬航空領域電子設備的一種，是航空發動機性能與穩定性提高的支撐性因素，且在力學性質方面，體現出了極大的優勢。

1 航空發動機電子控制器功能

飛信器功能較強，部件較多，電子設備屬于重要部件之一。飛行器容易產生載荷，根據其工況的不同，其載荷類型也存在一定的差別：在航空器運行過程中，發動機工作會產生一定的載荷，以振動載荷為主，而在飛行器著陸時，其所產生的載荷則以沖擊載荷為主。上述載荷會對飛行器各設備造成一定的影響，如設備或飛行器本身結構存在問題，很容易在飛行或著陸的過程中，受到更加嚴重的損害，極大的影響飛行器質量及使用壽命。以電子設備為例，如上述載荷發生，電子設備較容易出現失效的問題，或設備結構被直接破壞，或電子設備中的元件失靈、參數不準確等。

航空發動機電子控制器是現代飛行器中電子設備的主要組成部分，功能在于實現對發動機本身的控制，從性能、穩定性等多角度出發，對其各方面參數加以控制，是確保飛行器穩定飛行與著陸的主要途徑。在過去很長一段時間內，行業內通常采用增強控制器結構強度的方法，避免發動機等部件受過大的不良影響，但實踐證明，上述方法雖在一定程度上能夠達到保護結構不被破壞的目的，但容易增加設備重量，最終導致有效荷載降低，影響飛行器及其各部件的性能。采用相應分析方法，對控制器力學參數進行分析，可尋找到最優解，進而最大程度的提高控制器設計合理性，為航空發動機性能的有效發揮提供保證。

2 模塊板動力學建模與仿真

插件模塊板屬于航空發動機電子控制器的主要組成部分，控制器的質量及性能如何，在很大程度上取決于模塊板的性能，因此，可從模塊板動力學建模與仿真的角度入手，實現對航空發動機電子控制其力學特性的分析。

2.1 有限元法

有限元法是目前應用的分析航空發動機電子控制器力學特性的主要方法之一，且具有較強的穩定性及準確性特點。該方法的關鍵在于，將連續體離散化，使其成為一定數量的單元在，相鄰的單元件，可以通過節點相互連接。此時，各個節點應作為未知數而存在，采用函數的方法，解出未知數，便可完成分析。有限元分析方法在航空發動機電子控制器動力學特性分析中的應用，需要采用計算機作為主要媒介來完成。可在計算機中裝設相應有限元分析軟件，并將相應數據以及信息輸入到軟件之中，便可完成分析。就目前的情況看，A NS Y S、NA S T RA N以及A V A QUS等，都屬于主要的有限元分析軟件。

2.2 建模及仿真

航空發動機電子控制器模塊板的建模，包括空白模塊板建模、鎖緊條建模、電氣插頭有限元建模與板載元器件建模四部分內容具體如下。

（1）空白模塊板。空白模塊板的建模，首先應從模塊板的選擇開始：①選取空白模塊板（未安裝元器件）。②測量其質量，并將質量與冷板質量相見，得出P C B質量。③計算出P C B密度。④完成模型建立過程。建立后的空白模塊板有限元模型材料密度與彈性模量如表1。（2）鎖緊條。鑒于鎖緊條結構的復雜性，應將其幾何模型簡化，在去除結構開孔之后，將其重新整合，最終完成建模。建立后的鎖緊條有限元模型材料密度與彈性模量如表2。（3）電氣插頭有限元建模。與鎖緊條相同，電氣插頭結構同樣具有復雜性的特點，因此同樣應在將其簡化之后，實現對模型的建立。建立后的電氣插頭有限元模型材料密度與彈性模量如表3。（4）板載元器件建模。簡化后，板載元器件有限元模型密度與彈性模量如表4。（5）仿真。利用計算機，將相應數據整理并設計，實現了仿真，最終建立了與實物各方面參數等均相符的仿真模型。模型能夠實現對模塊板的替代，通過模型分析模塊板的各方面力學參數，便能夠由此得出航空發動機電子控制器的力學參數，并了解其力學特性。

表1 空白模塊板有限元模型材料密度與彈性模量

表2 鎖緊條有限元模型材料密度與彈性模量

表3 電氣插頭有限元模型材料密度與彈性模量

表4 電氣插頭有限元模型材料密度與彈性模量

3 模塊板的試驗模態分析

采用有限元方法建模，能夠為實現對控制器力學特性的分析提供依據以及基礎，但從整體上看，其在準確度方面仍存在一定的缺陷，模板庫試驗模態分析的目的在于彌補上述缺陷，提高力學特性分析的準確度。

3.1 設備與方法

（1）設備。模塊板試驗設備以激勵設備為主，對此，可根據實際情況，合理選擇力錘激勵與激振器激勵兩種方法。兩種激烈設備實現激勵的方法各不相同，其均具有其各自的優勢，以后者為例，其優勢在于激勵能量大，因此效果相對較好，但卻具有精確度低的缺陷。為避免上述問題發生，本次實驗主要以力錘激勵為主，實現了激勵。（2）方法。①試件安裝。綜合試件安裝標準，完成試件的按照，為實驗做好準備。②參數調整。連接好各儀器，并做好參數的調整工作。③考慮實際實驗需求，定義網絡。④開始測試并掃描。⑤獲取數據，完成實驗。

3.2 模態測試結果

在模態測試完成之后，分別得到了空白模塊自由邊界條件、帶鎖緊條的空白模塊自由邊界以及安裝邊界條件、帶鎖緊條與插頭的空白模塊自由及安裝邊界條件。在上述基礎上，得出了成品模塊板的自由邊界條件（表5）。

表5 成品模塊板的自由邊界條件

3.3 模型的修正與改進

（1）模型的修正。可在靈敏度測試理論的前提下，對模型加以修正。從模塊板P C C B材料參數的修正入手，同時對其模型參數以及安裝邊界條件參數進行修正，以提高參數的準確度。（2）模型的設計。模型的設計應以電子設備的抗震設計為主，通過對載荷對電子設備的影響來劃分，可將設備故障分為以下幾點：第一，設備結構直接損壞。第二，元件被損壞。第三，元件電氣功能失效。

針對上述問題，可采取以下方法實現對模型的設計：（1）優化電子設備機箱設計，提高機箱的穩定性，確保其在載荷過大的情況下，不會受到過多的影響，以此保護設備避免被損壞。（2）優化電路板結構設計。可從提高其抗震性能入手來實現。（3）可從切斷振動傳輸途徑的角度入手，解決問題。可采用隔震手段，降低振動載荷對設備產生的影響。可改變模塊板的安裝位置，將其安裝在箱體之中，并提高箱體的穩定性。在箱體上安裝減震器，使振動載荷能夠在減震器的作用下，得以大大減少，這對于航空發電機電子控制器抗震性能的提高具有重要價值，同時也能夠避免其在飛行器飛行以及降落的過程中，受過大載荷的影響而出現故障，這對于飛行器基本功能的實現具有積極的現實意義。

4 結語

在飛行器飛行或降落的過程中，航空發電機電子控制器會受載荷影響而出現被損壞等的故障。可采用有限元方法作為其力學特性的主要分析方法，建立相應的仿真模型，并從測試等角度入手，提高模擬準確度，以此為基礎，采取合理措施，提高控制器抗震性能，避免其在飛行器不同工況下，受載荷影響，而出現故障。

[1]劉冬冬，張天宏，黃向華，陳建. 基于F P G A的航空發動機電子控制器設計技術研究[J]. 測控技術，2 0 1 2,0 1:5 7~6 1+6 5.

[2]楊洪，李喜發，張長龍，王繼松. 基于L a b V I E W的航空發動機電子控制器檢測系統的開發與應用[J]. 測控技術，2 0 1 0,0 7:3 3~3 5+4 5.

V 2 3 3.7

A

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