航空发动机电子控制器动力学特性分析

王鑫

（重庆市忠县中学高2 0 1 7级1 8班，重庆 4 0 4 3 0 0）

航空发动机电子控制器动力学特性分析

王鑫

（重庆市忠县中学高2 0 1 7级1 8班，重庆 4 0 4 3 0 0）

本文介绍了航空发动机电子控制器，阐述了其功能，并从模块板动力学建模与仿真、模块板的试验模态分析两个角度入手对电子控制器的力学特性进行了深入的分析。

航空发动机；电子控制器；动力学特性

科学技术的发展使得电子技术水平不断提高，在此环境下，种种电子设备逐渐被应用到了以航空为主的各个领域当中，并为各领域的发展带来了巨大的价值。航空发动机电子控制器属航空领域电子设备的一种，是航空发动机性能与稳定性提高的支撑性因素，且在力学性质方面，体现出了极大的优势。

1 航空发动机电子控制器功能

飞信器功能较强，部件较多，电子设备属于重要部件之一。飞行器容易产生载荷，根据其工况的不同，其载荷类型也存在一定的差别：在航空器运行过程中，发动机工作会产生一定的载荷，以振动载荷为主，而在飞行器着陆时，其所产生的载荷则以冲击载荷为主。上述载荷会对飞行器各设备造成一定的影响，如设备或飞行器本身结构存在问题，很容易在飞行或着陆的过程中，受到更加严重的损害，极大的影响飞行器质量及使用寿命。以电子设备为例，如上述载荷发生，电子设备较容易出现失效的问题，或设备结构被直接破坏，或电子设备中的元件失灵、参数不准确等。

航空发动机电子控制器是现代飞行器中电子设备的主要组成部分，功能在于实现对发动机本身的控制，从性能、稳定性等多角度出发，对其各方面参数加以控制，是确保飞行器稳定飞行与着陆的主要途径。在过去很长一段时间内，行业内通常采用增强控制器结构强度的方法，避免发动机等部件受过大的不良影响，但实践证明，上述方法虽在一定程度上能够达到保护结构不被破坏的目的，但容易增加设备重量，最终导致有效荷载降低，影响飞行器及其各部件的性能。采用相应分析方法，对控制器力学参数进行分析，可寻找到最优解，进而最大程度的提高控制器设计合理性，为航空发动机性能的有效发挥提供保证。

2 模块板动力学建模与仿真

插件模块板属于航空发动机电子控制器的主要组成部分，控制器的质量及性能如何，在很大程度上取决于模块板的性能，因此，可从模块板动力学建模与仿真的角度入手，实现对航空发动机电子控制其力学特性的分析。

2.1 有限元法

有限元法是目前应用的分析航空发动机电子控制器力学特性的主要方法之一，且具有较强的稳定性及准确性特点。该方法的关键在于，将连续体离散化，使其成为一定数量的单元在，相邻的单元件，可以通过节点相互连接。此时，各个节点应作为未知数而存在，采用函数的方法，解出未知数，便可完成分析。有限元分析方法在航空发动机电子控制器动力学特性分析中的应用，需要采用计算机作为主要媒介来完成。可在计算机中装设相应有限元分析软件，并将相应数据以及信息输入到软件之中，便可完成分析。就目前的情况看，A NS Y S、NA S T RA N以及A V A QUS等，都属于主要的有限元分析软件。

2.2 建模及仿真

航空发动机电子控制器模块板的建模，包括空白模块板建模、锁紧条建模、电气插头有限元建模与板载元器件建模四部分内容具体如下。

（1）空白模块板。空白模块板的建模，首先应从模块板的选择开始：①选取空白模块板（未安装元器件）。②测量其质量，并将质量与冷板质量相见，得出P C B质量。③计算出P C B密度。④完成模型建立过程。建立后的空白模块板有限元模型材料密度与弹性模量如表1。（2）锁紧条。鉴于锁紧条结构的复杂性，应将其几何模型简化，在去除结构开孔之后，将其重新整合，最终完成建模。建立后的锁紧条有限元模型材料密度与弹性模量如表2。（3）电气插头有限元建模。与锁紧条相同，电气插头结构同样具有复杂性的特点，因此同样应在将其简化之后，实现对模型的建立。建立后的电气插头有限元模型材料密度与弹性模量如表3。（4）板载元器件建模。简化后，板载元器件有限元模型密度与弹性模量如表4。（5）仿真。利用计算机，将相应数据整理并设计，实现了仿真，最终建立了与实物各方面参数等均相符的仿真模型。模型能够实现对模块板的替代，通过模型分析模块板的各方面力学参数，便能够由此得出航空发动机电子控制器的力学参数，并了解其力学特性。

表1 空白模块板有限元模型材料密度与弹性模量

表2 锁紧条有限元模型材料密度与弹性模量

表3 电气插头有限元模型材料密度与弹性模量

表4 电气插头有限元模型材料密度与弹性模量

3 模块板的试验模态分析

采用有限元方法建模，能够为实现对控制器力学特性的分析提供依据以及基础，但从整体上看，其在准确度方面仍存在一定的缺陷，模板库试验模态分析的目的在于弥补上述缺陷，提高力学特性分析的准确度。

3.1 设备与方法

（1）设备。模块板试验设备以激励设备为主，对此，可根据实际情况，合理选择力锤激励与激振器激励两种方法。两种激烈设备实现激励的方法各不相同，其均具有其各自的优势，以后者为例，其优势在于激励能量大，因此效果相对较好，但却具有精确度低的缺陷。为避免上述问题发生，本次实验主要以力锤激励为主，实现了激励。（2）方法。①试件安装。综合试件安装标准，完成试件的按照，为实验做好准备。②参数调整。连接好各仪器，并做好参数的调整工作。③考虑实际实验需求，定义网络。④开始测试并扫描。⑤获取数据，完成实验。

3.2 模态测试结果

在模态测试完成之后，分别得到了空白模块自由边界条件、带锁紧条的空白模块自由边界以及安装边界条件、带锁紧条与插头的空白模块自由及安装边界条件。在上述基础上，得出了成品模块板的自由边界条件（表5）。

表5 成品模块板的自由边界条件

3.3 模型的修正与改进

（1）模型的修正。可在灵敏度测试理论的前提下，对模型加以修正。从模块板P C C B材料参数的修正入手，同时对其模型参数以及安装边界条件参数进行修正，以提高参数的准确度。（2）模型的设计。模型的设计应以电子设备的抗震设计为主，通过对载荷对电子设备的影响来划分，可将设备故障分为以下几点：第一，设备结构直接损坏。第二，元件被损坏。第三，元件电气功能失效。

针对上述问题，可采取以下方法实现对模型的设计：（1）优化电子设备机箱设计，提高机箱的稳定性，确保其在载荷过大的情况下，不会受到过多的影响，以此保护设备避免被损坏。（2）优化电路板结构设计。可从提高其抗震性能入手来实现。（3）可从切断振动传输途径的角度入手，解决问题。可采用隔震手段，降低振动载荷对设备产生的影响。可改变模块板的安装位置，将其安装在箱体之中，并提高箱体的稳定性。在箱体上安装减震器，使振动载荷能够在减震器的作用下，得以大大减少，这对于航空发电机电子控制器抗震性能的提高具有重要价值，同时也能够避免其在飞行器飞行以及降落的过程中，受过大载荷的影响而出现故障，这对于飞行器基本功能的实现具有积极的现实意义。

4 结语

在飞行器飞行或降落的过程中，航空发电机电子控制器会受载荷影响而出现被损坏等的故障。可采用有限元方法作为其力学特性的主要分析方法，建立相应的仿真模型，并从测试等角度入手，提高模拟准确度，以此为基础，采取合理措施，提高控制器抗震性能，避免其在飞行器不同工况下，受载荷影响，而出现故障。

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