国外涡桨发动机控制技术的发展

陈怀荣，王曦

（北京航空航天大学能源与动力工程学院，北京100191）

国外涡桨发动机控制技术的发展

陈怀荣，王曦

（北京航空航天大学能源与动力工程学院，北京100191）

概述了国外涡桨发动机的发展状况，分析了涡桨发动机控制系统相关的若干关键技术，包括不同类别涡桨发动机的工作参数、特点、性能、螺旋桨模型、控制系统设计方法、故障诊断技术等。主要剖析了早期的G arret公司Y T76单轴涡桨发动机液压机械控制系统的自适应燃油控制逻辑、实现方法，此外，对PW加拿大公司3轴涡桨发动机从第1代具有监控功能的数字电子控制系统及液压机械备份PW 120发动机控制系统到具有双通道全权限数字电子控制功能的PW 150发动机控制系统的发展历程进行了重点分析，旨在为国内涡桨发动机控制系统的技术发展提供1条清晰的思路。

涡桨发动机；螺旋桨模型；控制系统；故障诊断；自适应燃油控制

0 引言

涡轮螺旋桨（简称涡桨）发动机是1种主要依靠螺旋桨产生的拉力或推力驱动飞机的航空动力装置，具有耗油率低、单位功率大、起飞推力大、推进效率高、对飞机场要求低、使用成本低等优点，在军用中小型运输机、民用支线客机和通用飞机等领域有着广泛的应用前景。随着螺旋桨设计、制造技术的进步，涡桨飞机在高亚声速飞行时的耗油率进一步降低，推进效率大大提高，涡桨发动机因此被誉为“明天的绿色动力”[1]。飞机对发动机性能要求不断提高，现代控制理论日趋完善，健康管理技术有了长足发展，涡桨发动机控制系统也由液压机械式控制系统发展到全权限数字电子控制(Full Authority Digital Electronic Control，简称FADEC)系统。传统的涡桨发动机控制系统采用将发动机控制系统和螺旋桨控制系统分开设计的方式，而由欧洲国际涡轮螺旋桨发动机股份有限公司(EPI)研制出的TP400-D6涡桨发动机FADEC系统则首次采用了多变量控制技术，将发动机控制系统和螺旋桨控制系统综合起来进行设计[2]。FADEC技术不断进步，飞机/涡桨发动机一体化控制及健康管理技术成为未来涡桨发动机控制系统的发展方向。近年来，中国通用航空产业呈现出蓬勃发展的趋势[3]。涡桨发动机在高亚声速飞行时所具有的诸多优点，势必给其带来新的发展机遇。目前，国内缺乏对涡桨发动机的研究，螺旋桨技术水平仅限制在测绘仿制阶段，涡桨发动机控制系统仍以传统的液压机械式为主，更缺乏对涡桨发动机控制系统传感器、执行机构的故障诊断研究，自主研发能力相对国际先进水平有较大差距。

本文以国外涡桨发动机技术发展状况为出发点，分析了与涡桨发动机控制系统相关的若干关键技术。

1 涡桨发动机技术发展状况

目前，30～70座级民航支线涡桨飞机绝大多数都配装了PW100系列涡桨发动机。针对90座级民航支线涡桨飞机，PWC公司正在研制功率为3307.5～5880 kW的新一代支线涡桨(NGRT)发动机。通过提高压气机增压比和发动机循环效率，使NGRT发动机的耗油率(SFC)降低了20%。

为了与PWC公司的PT6A-60系列发动机在公务及通用航空领域动力市场竞争，GE公司开展1470 kW级先进涡桨发动机(ATP)项目。ATP具有双转子结构，采用3-D离心式压气机和4级轴流式压气机，使压气机增压比达到16，并采用反流式燃烧室、2级高压涡轮和3级低压涡轮，大大提高了发动机效率。在同等海拔高度下，与PT6A-60系列发动机相比，ATP的功率提高了10%，耗油率降低了20%，翻修期延长了30%，大修间隔时间也提高至4000 h。此外，GE公司研制的新型3675 kW级涡桨发动机即将问世。

自1942年英国研制出世界上第1台涡桨发动机“曼巴(Mamba)”以来，涡桨发动机进入了1个快速发展阶段，成功研制出Dart、PT6A系列、AI-20、AI-24、NK-12等第1代涡桨发动机，主要采用了液压机械式控制系统。但相比于涡扇发动机，涡桨发动机存在噪声大、飞行速度低等问题，导致其相关的技术研究基本处于停滞状态。20世纪70年代中期能源危机爆发，低耗油率的涡桨发动机迎来发展机遇，英、美等国航空研究机构在提高桨叶气动性能等方面进行大量研究工作，先后研制出新翼型的桨叶，如ARA-D翼型，该翼型特点是最大厚度前移，前缘半径增大，尾缘加厚[4]，从而提高了翼型的临界马赫数、巡航效率、螺旋桨拉力，这一时期涡桨发动机主要有PW120、CT7、TPE331-12、TVD-10等，主要采用具有机械液压备份的电子控制系统。随后，由于突破了一系列螺旋桨设计关键技术，涡桨发动机性能有了很大提升,AE2100、PW150、TV7-117S第3代涡桨发动机相继问世，控制系统主要采用具有状态监视系统的双通道FADEC系统。随着设计、制造、控制、健康管理等多学科技术的发展，P400-D6、TV7-117S等第4代涡桨发动机应运而生，控制系统主要采用具有发动机监控监视系统的双通道FADEC系统，代表了目前世界范围内的先进水平，不但在耗油率和环境污染方面占优，而且在飞行速度和噪声水平上有很大提高，可与涡扇型飞机相媲美。4代典型型号的涡桨发动机重要技术性能参数见表1[1,5-6]。

表1 典型型号的涡桨发动机技术性能参数

2 螺旋桨数学模型

涡桨发动机控制系统的研究对象是带有大惯性螺旋桨的涡桨发动机。螺旋桨主要靠发动机轴驱动，其需求功率与拉力负载特性在不同的飞行条件和工作状态下变化很大，对涡桨发动机和飞机的整机性能产生直接影响[7]。在设计控制系统时，需要建立精确的螺旋桨数学模型，计算在不同的飞行条件、转速和桨叶角的条件下螺旋桨所需的功率、效率和拉力，以获得螺旋桨的负载模拟特性，用于涡桨发动机控制系统的动态性能仿真研究中。用于定义螺旋桨数学模型的接口参数如图1所示。

图1 螺旋桨数学模型接口参数

有关螺旋桨数学建模方法的文献较少。20世纪30年代美国国家咨询委员会(NACA,NASA前身)给出了螺旋桨进距比、功率系数、推力系数、扭矩系数和螺旋桨效率等参数的计算方法[8]；Quentin R.Wald[9]在此基础上，进一步分析了螺旋桨动力学相关特性；1948年，Marcus F.Heidmann等以某型单轴涡桨发动机为研究对象，探讨涡桨发动机最佳功率分配问题[10]，提出涡桨发动机稳态性能的计算方法；随着螺旋桨理论的发展，提出了各种计算螺旋桨性能的方法，如涡流理论（片条理论，standard strip analysis）[4]、涡格法[11]、面元法[12]和升力面法[13]等；Changduk Kong等[14-15]以PT6A-62涡桨发动机为研究对象，基于MATLAB/SIMULINK环境建立双轴涡桨发动机数学模型，但未公开其建模方法；邓志伟等[16-17]基于片条理论建立螺旋桨实时模型，验证了其有效性；黄家勤等[18]分别以片条理论和升力面法建立了螺旋桨数学模型，并与试验数据（源自FLUENT仿真数据）对比，验证了2种方法的有效性，得出如下结论：稳态时，基于升力面法所建立的螺旋桨数学模型精度高于基于片条理论所建立的螺旋桨数学模型，但前者不满足模型实时性条件；时培燕等[19]利用试车数据，基于辨识原理建立螺旋桨实时模型。上述方法有的需要详细的螺旋桨设计参数、算法复杂和大量的迭代过程，有的需要试车数据，代价较高，难以应用于工程实际。因此，面向工程应用的螺旋桨数学模型成为目前涡桨发动机控制系统设计的1项关键技术。

3 涡桨发动机控制系统

3.1 涡桨发动机调节规律

为了系统地反映涡桨发动机工作特性、零部件的载荷和热负荷，通常选用转速、当量功率和涡轮前燃气温度作为控制系统的被调参数。在不同大气环境条件和飞行状态下，这些被调参数采用以下3种调节规律获得其期望的性能。

3.1.1 等动力涡轮转速调节规律

等动力涡轮转速调节规律可使发动机在各工作状态下保持动力涡轮转速恒定。一方面，动力涡轮转速恒定能够使发动机在动态和稳态工作过程中远离压气机喘振边界，保证发动机稳定工作；另一方面，当涡桨发动机加、减速时，由于大惯性的螺旋桨转速保持不变，可以改善发动机的加、减速性能。在慢车状态下，由于慢车转速尚未达到这一调节规律所设定的转速，转速调节器不起作用，通过改变供油量使发动机达到慢车状态。

由于螺旋桨惯性大，负载特性响应慢，为此采用等动力涡轮转速的调节规律，通过改变螺旋桨桨叶角使负载功率发生相应变化。在涡桨发动机中，通常设置2种控制杆：功率杆(PLA)和变矩手柄(CLA)，功率杆用于燃油控制回路中，以确定涡桨发动机螺旋桨负载功率或需求功率，变矩手柄用于恒速装置控制回路中，以设定螺旋桨转速指令。在正常飞行期间，PLA通过调节供油量控制动力涡轮输出功率，而CLA设定期望的螺旋桨转速。以PW150涡桨发动机为例[20]分析如下：

（1）当CLA设定为1020 r/min时，自动设定为正常起飞功率；

（2）当CLA设定为900 r/min时，自动设定为最大爬升功率；

（3）当CLA设定为850 r/min时，自动设定为最大巡航功率。

涡桨发动机在不同工作状态下，通过改变CLA来设定不同的螺旋桨转速，是提高涡桨发动机工作可靠性、延寿的有效途径。

当PLA在慢车状态以下，飞行员通过“β控制模式”直接控制螺旋桨的桨距。

3.1.2 等当量功率调节规律

当涡桨飞机以某一速度飞行时，对应1个限制高度，从地面到该限制高度的范围内，采用等当量功率调节规律进行调节，能使涡轮前燃气温度逐渐升高，并接近最大允许值，以保持当量功率基本不变。涡桨发动机在地面工作时，按等当量功率调节规律进行调节，涡轮前燃气温度较低，未充分利用热部件的热负荷能力，涡桨发动机经济性有所降低，但提高了发动机的工作可靠性和使用寿命。

3.1.3 等涡轮前燃气温度调节规律

在涡桨发动机工作状态超出其限制高度的情况下，采用等涡轮前燃气温度调节规律，以保持涡轮前温度始终为最大允许值，此时发动机的热负荷达到了该状态允许的最大程度，能够充分利用发动机热部件能力，得到最大可能的高空功率。

上述3个调节规律可作为设计涡桨发动机稳态功率管理系统的参考依据。

3.2 涡桨发动机控制系统

3.2.1 涡桨发动机控制系统基本结构

涡桨发动机控制系统基本结构如图2所示。包括功率管理系统、控制系统、执行机构、传感器（图2中未标）和涡桨发动机。

图2 涡桨发动机控制系统基本结构

3.2.2 涡桨发动机控制系统类型

3.2.2.1 涡桨发动机液压机械式控制系统

1968年，M.F.Keck[21]等设计1种涡桨发动机液压机械式控制系统（如图3所示），因具有高耐污染性和自适应燃油控制（此处表示为无论供给何种类型和质量的燃油，通过增加或减少燃油量，能满足螺旋桨功率需求，实现3.1节中的调节规律）的特点，解决了当时燃油脏和因供给燃油的类型和质量不同引起功率失衡的2个复发性问题，并成功用于Garret公司的YT76单轴涡桨发动机上。

图3 涡桨发动机液压机械式自适应燃油控制原理

其工作原理为：通过拨动速度杆和功率杆，设定整个控制系统指令值，转速传感器将涡桨发动机转速传递给转速反馈凸轮，与转速指令比较，将其偏差信号传递给螺旋桨调速器，通过相关液压执行机构调节螺旋桨桨叶角，从而使螺旋桨负载功率发生变化，调节的结果最终使发动机转速趋于目标值（螺旋桨控制部分未在图3中表示出）。同时，通过压气机进口温度传感器获得发动机进口温度，以此对涡桨发动机转速进行换算，并通过换算转速和功率杆设定值的大小带动扭矩计划凸轮转动，算出需求扭矩。另外，根据环境压力传感器得到大气环境压力，将需求扭矩进行换算，通过换算扭矩和换算转速共同算出燃油计划凸轮的转角，通过燃油计划凸轮的变化控制燃油流量。利用差分扭矩传感器感受当前扭矩与需求扭矩的偏差，通过乘性积分器对输出的燃油流量进行修正，最后通过燃油流量计量阀伺服机构将所需的燃油流量输往涡桨发动机主燃烧室，整个涡桨发动机液压机械式控制系统逻辑结构归纳如图4所示。图中，θ表示相对温度，δ表示相对压力，下同。

图4 涡桨发动机自适应燃油控制逻辑结构

3.2.2.2 涡桨发动机控制回路

涡桨发动机输入为燃油流量和桨叶角，主要输出为螺旋桨功率和螺旋桨转速。涡桨发动机控制系统包含2个控制回路，在理想情况下，一是通过燃油流量控制螺旋桨功率，二是通过桨叶角控制螺旋桨转速。但实际上，当桨叶角不变时，增加燃油流量，涡轮产生功率增大，导致剩余功率增大，螺旋桨转速随之增加，同时，螺旋桨功率也会增大；当燃油流量不变时，改变桨叶角，螺旋桨转速和功率也会随之变化。因此，涡桨发动机是2输入2输出的系统，而且2个回路中的输出量都彼此对另1个回路产生相互作用，具有干扰耦合性。在多输入多输出系统中，控制系统因存在多个回路而产生回路间耦合干扰，使多变量控制系统的设计变得复杂，基于现代多变量控制理论所设计的控制器的阶次很高，实现起来比较麻烦。考虑涡桨发动机工程应用的灵活性和简单性，采用分散控制策略，即通过解耦方式，首先将多输入多输出的系统解耦成几个单输入单输出的控制回路，然后对每个回路进行控制器设计，这种先解耦后设计的方法适用于涡桨发动机控制系统设计[22]。涡桨发动机双回路控制原理如图5所示。图中，Npropcmd为螺旋桨功率指令值；npropcmd为螺旋桨转速指令值；G11、G12、G21、G22为涡桨发动机输入到输出的传递函数矩阵分块阵；Wf为燃油流量；φprop为桨叶角。

图5 涡桨发动机双回路控制原理

随着多变量控制技术的发展，EPI公司率先将之前分开设计的螺旋桨控制系统和发动机控制系统综合起来，进行多变量综合控制系统设计，实现了涡桨发动机全权限数字电子控制系统中的复杂控制算法（多变量控制计划、控制规律、控制逻辑），如TP400-D6控制系统。

霍尼韦尔TPE331是目前使用最广泛的单轴涡桨发动机，在42000 r/min的最大转速下，发动机输出的轴功率约为662 kW，其工作原理如图6所示[20]。

图6 TPE331单轴涡桨发动机工作原理

从图中可见，发动机输出功率控制回路与螺旋桨转速控制回路采用分开控制的设计方式，发动机输出功率控制回路是通过燃油控制器按照功率杆PLA指令、压气机进口总压PT2、总温TT2、压气机出口静压P3和转速n反馈当前值的，以及变矩手柄CLA发出的转速指令进行计算，闭环调节输往发动机的燃油流量，使发动机的输出功率满足螺旋桨所需的负载要求，而螺旋桨转速控制回路则通过调节桨叶角，使螺旋桨转速达到设定值并保持不变。

3.2.2.3 功率管理系统

功率管理系统为涡桨发动机双回路控制系统提供顶层管理指令，包括螺旋桨功率管理计划、前馈桨叶角计划、螺旋桨转速计划和前馈燃油计划。

螺旋桨功率管理计划如图7所示。目标螺旋桨功率是功率杆和飞行条件的函数，首先按功率杆基准插值出标准大气条件下的螺旋桨功率，再根据不同的飞行条件对其进行修正，以适应于飞行包线范围内非标准条件下的螺旋桨需求功率。

前馈桨叶角计划如图8所示。依据目标螺旋桨功率和螺旋桨实际转速，并考虑飞行条件的影响因素，根据螺旋桨特性计算需要补偿的前馈桨叶角。

图7 螺旋桨功率管理计划

图8 基于螺旋桨功率反算桨叶角

螺旋桨转速计划如图9所示，燃油计划通过变矩手柄插值出目标转速。

前馈燃油计划定义为功率杆和飞行条件的函数，如图10所示。涡桨发动机有2个输入量，且需匹配，否则涡桨发动机不能正常工作。因此，功率管理系统除了输出给定目标值外，其前馈燃油计划模块还起到前馈环节作用。

图9 螺旋桨转速计划

图10 前馈燃油计划

PW加拿大公司PA6A系列涡桨发动机功率管理系统包含功率管理组件、燃油测量组件、螺旋桨接口组件等模块环节，采用与上述情况不同的定义处理方法，作为方法对比的研究，可参考文献[23]。

3.2.2.4 改进型功率管理系统

上述功率管理系统中存在1个工程实际问题，即由于前馈燃油计划是按标准燃油条件下设计的，但实际应用中会出现各种类型的燃油，对应的前馈燃油计划会存在功率不匹配问题，导致等当量功率调节和等涡轮前温度调节这2个调节规律不能实现。

解决功率不匹配问题的办法是对螺旋桨功率管理计划、前馈燃油计划和螺旋桨功率计划进行改进，改进型螺旋桨功率管理计划如图11所示。螺旋桨功率管理计划考虑了换算转速的影响因素，以适应于过渡态控制。

改进型前馈燃油计划如图12所示。对比图10的前馈燃油计划，改进型前馈燃油计划将功率杆和飞行条件的2元函数关系替换为目标螺旋桨换算功率和换算转速的2元函数关系，在全飞行包线范围内能够快速满足目标螺旋桨功率所需求的燃油流量，实现控制系统快速调节跟踪。

图11 改进型螺旋桨功率计划

图12 改进型前馈燃油计划

整个改进型功率管理系统如图13所示。

图13 改进型螺旋桨功率管理

J.Považan等[24]针对双转子涡桨发动机提出了涡桨发动机的发动机推力管理系统(ETMS)，类似于涡扇发动机推力管理系统，发动机推力与PLA呈线性关系。当给定ETMS飞行条件和PLA时，可得到高压转子转速指令值nHcmd和螺旋桨转速指令值npropcmd，如图14所示。

图14 ETMS内部结构

应于上述控制计划的双转子转速控制回路如图15所示。对于高压转子转速控制回路采用调节燃油流量Wf，改变高压转子转速nH，使之快速跟踪目标指令转速nHcmd的闭环回路控制方案。对于螺旋桨转速回路采用了串级双闭环的控制方案，外层回路为螺旋桨转速大闭环，内层为螺旋桨桨叶角φprop回路。

图15 涡桨发动机转速控制回路

4 涡桨发动机控制系统典型案例剖析

PW100系列涡桨发动机是PWC公司研制的3轴涡桨发动机。从第1代PW120发动机控制系统采用了具有监控功能的数字电子控制系统和液压机械式备份，发展到配置了双通道FADEC控制系统的第3代PW150涡桨发动机，其性能参数见表2[25]。

表2 PW100系列发动机性能参数

PW100系列涡桨发动机控制技术发展历程如下：从PW100发动机项目开始，PWC公司希望利用电子控制技术的优势，提高发动机操作性和减轻飞行员工作负荷。起初，低功率版发动机使用1个源自JT15-D系列发动机的单电子控制系统，包含1个8比特处理器和8000字节的存储器，能够提供完整的液压机械控制系统备份，执行机构采用力矩马达。

PW127涡桨发动机控制系统采用全权限数字电子控制系统+液压机械备份的设计方案，包含1个16比特处理器和1个32000字节存储器，用于实现控制规律和故障诊断，当电子控制系统发生故障时，采用冻结力矩马达的方式保持燃油流量不变，飞行员可以选择人工控制模式进入液压机械备份控制。

随着涡桨发动机的发展，对控制系统的性能要求也越来越高，早期发动机控制基于高压压气机转速变化率调节，发展型是基于扭矩的闭环控制，定型产品采用功率闭环控制技术，控制系统使用美国航空无线电公司（Arinc）429和RS422数据总线，可供驾驶舱通讯、螺旋桨电子控制和地面诊断系统使用。为了满足大功率发动机引气要求，控制系统通过力矩马达来调节可操纵的引气阀。

PW150发动机结构如图16所示[25]。包括3级轴流式低压压气机、单级离心式压气机、回流式燃烧室、1级高压燃气涡轮、1级低压燃气涡轮和2级自由涡轮。

图16 PW150发动机结构

PW150发动机使用不带液压机械备份的双通道FADEC系统。故障诊断系统采用大量的冗余通道、冗余传感器和冗余输入技术。同时配置了涡桨发动机系统监控装置（EMU），用以记录发动机实际运行数据，便于发动机进行如趋势分析、故障定位、事件分析、参数超标和寿命循环因子计数分析等技术分析，EMU是地面诊断系统的主要接口，连接驾驶舱，在驾驶舱内可显示发动机重要参数的变化情况。

由于采用发动机与螺旋桨分开控制的方案，PW150发动机螺旋桨电子控制器(PEC)使用电子-液压-机械布局代替常规的全液压-机械布局，PW150涡桨发动机燃油和螺旋桨控制系统原理如图17所示[20]。

5 故障诊断

安全性和可靠性是航空发动机设计时主要考虑的问题。涡桨发动机控制系统日趋复杂化，如TP400-D6发动机控制系统软件复杂程度甚至比A380客机发动机控制系统的高出数倍[2]，控制变量数目越来越多，传感器种类繁多、数目增加，且大部分传感器处在高温、高压、强振动的恶劣条件下工作，其故障发生率较高。为了能够实时诊断出传感器故障，提高控制系统安全性和可靠性，避免发生一些灾难性事故，涡桨发动机控制系统传感器故障诊断技术十分重要。

图17 PW150涡桨发动机燃油和螺旋桨控制系统原理

有关涡桨发动机控制系统传感器故障诊断方面研究的资料较少，Changduk Kong[26-27]等以PT6A-67涡桨发动机为研究对象，进行了相关故障诊断研究。对其他类型航空发动机故障诊断研究得较深入，如神经网络[28]、支持向量机[29]、卡尔曼滤波器[30-31]等故障诊断算法。其中，卡尔曼滤波器在航空发动机故障检测与诊断问题中得到验证[30]，且目前广泛应用于航空发动机故障诊断中，但是在Kalman滤波过程中要求动态系统的噪声符合高斯正态分布，而事实上，由发动机模型的偏差、外界飞行环境等因素引起的非结构性模型不确定性问题，可能会使系统模型不满足白噪声干扰假设条件，导致故障诊断率不高、虚警率多的问题。为此，国外学者提出了基于未知输入观测器(Unknown Input Observer，简称UIO)的鲁棒故障诊断方法[32]，国内王曦、覃道亮、何皑等[33-34]将UIO技术应用到某涡扇发动机控制系统执行机构和传感器故障诊断的相关研究中，这对于涡桨发动机UIO故障诊断的研究奠定了一定基础。

6 结束语

中国自主研制的AG600大型水陆两栖飞机总装已下线，国产涡桨发动机技术状态发展缓慢，缺少动力装置的支持，与世界先进的涡桨发动机相比差距很大。本文分析了国外涡桨发动机控制系统的发展历程，重点分析螺旋桨数学模型、涡桨发动机控制系统设计方法和故障诊断技术，对于借鉴国外涡桨发动机技术发展经验，开展先进涡桨发动机控制系统的研究和研制具有重要的参考价值。

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Development of Turboprop Engine Control Technology in the West

CHEN Huai-rong,WANG Xi
（School of Energy and Power Engineering,Beihang University,Beijing 100191,China）

Development situation of turboprop engine in western countries was over viewed,and several key technologies related with the control system of turboprop engine were analyzed,including working parameters,features,performance,propeller model,design method of control system,fault diagnosis technology of different types of turboprop engines and so on.The adaptive fuel control logic and implementation method of the hydro-mechanical control system of Garret early YT76 single spool turboprop engine were mainly analyzed.In addition,the development process of Pratt&Whitney Canada three-spool turboprop engine from the first generation of supervisory digital electronic control with mechanical back up system of PW120 engine to the dual channel full authority digital eletronic control system of PW150 engine was selective analyzed.These efforts are intended to provide a clear idea for the technological development of domestic turboprop engine control system.

turboprop engine;propeller model;control system;fault diagnosis;adaptive fuel control

V 233.7

A

10.13477/j.cnki.aeroengine.2016.06.002

2016-08-09

陈怀荣（1990），男，在读硕士研究生，研究方向为航空发动机建模、控制系统设计和传感器故障诊断；E-mail：chenhuairong211@163.com。

陈怀荣，王曦.国外涡桨发动机控制技术的发展[J].航空发动机，2016，42（6）：1-9.CHEN Huairong,WANG Xi.Development of turboprop engine control technology in the West[J].Aeroengine,2016,42（6）：1-9.

（编辑：赵明菁）