CN105201562B

CN105201562B - 主动间隙控制方法及系统

Info

Publication number: CN105201562B
Application number: CN201410229212.7A
Authority: CN
Inventors: 侯灵峰; 张�荣; 赵旭东; 周璞
Original assignee: AVIC Commercial Aircraft Engine Co Ltd
Current assignee: AECC Commercial Aircraft Engine Co Ltd
Priority date: 2014-05-28
Filing date: 2014-05-28
Publication date: 2017-07-04
Anticipated expiration: 2034-05-28
Also published as: CN105201562A

Abstract

本发明涉及一种主动间隙控制方法及系统，方法包括：判断航空发动机所处的当前状态，如果航空发动机处于稳态，则选用由闭环控制器实现的基于间隙相关参数调节影响涡轮间隙的执行机构的闭环控制过程；如果航空发动机处于过渡态，则选用由开环控制器实现的基于间隙相关参数调节执行机构的开环控制过程。本发明在航空发动机处于稳态时采用基于间隙相关参数的闭环控制过程，确保稳态下较高的涡轮间隙的控制精度，而在航空发动机处于过渡态时采用基于间隙相关参数的开环控制过程，使得过渡态下涡轮间隙控制响应更快，避免因响应慢而导致影响涡轮间隙的执行机构发生频繁作动，进而获得过渡态下较好的涡轮间隙的控制精度，提高主动间隙的控制效果。

Description

主动间隙控制方法及系统

技术领域

本发明涉及航空发动机领域，尤其涉及一种主动间隙控制方法及系统。

背景技术

高压涡轮主动间隙控制(High Pressure Turbine Active Clearance Control，以下简称HPTACC)技术是一种通过控制发动机高压涡轮机匣与叶片之间的间隙，以达到降低发动机耗油率、延长使用寿命的技术措施，这种技术对减少污染物的排放也同时具有较大贡献。

应用HPTACC技术的系统常采用热控制的原理，即利用从压气机或风扇中抽取的冷却空气对高压涡轮机匣及涡轮外环支撑件进行冲击冷却，通过控制冷却空气的流量和温度，改变高压涡轮机匣热膨胀量，使转子叶片与涡轮外环之间的间隙达到预期值。

由于HPTACC技术对发动机性能的提高非常明显，因此适当的控制方案十分必要，目前通常有以下几种现有的控制方法：

1、通过先进的叶尖间隙探测传感器直接获得叶尖间隙值，再反馈到控制系统中，通过自动调节执行机构(即放气阀门)来形成间隙闭环控制。这种控制方法在温度高、振动大、压力大的高压涡轮环境中，会因传感器的可靠性差而影响控制效果。

2、建立高压涡轮间隙模型，通过将放气阀门位置的反馈值和发动机相关状态参数送入高压涡轮间隙模型来计算处间隙虚拟值，再将该值与间隙目标值作比较，控制器则基于比较结果来调节伺服活门(或阀门)的位置值，从而实现涡轮间隙的闭环控制。这种方案对高压涡轮间隙模型的精度要求非常高，而由于涡轮间隙受众多参数的影响，要建立适用于全飞行包线内的高精度涡轮间隙模型是很困难的。

3、研究表明，涡轮间隙和涡轮机匣温度是存在密切规律的。因此有方案通过间接地控制高压涡轮机匣温度来控制涡轮间隙，但该方案的不足之处在于涡轮机匣温度的控制计划获取困难，更重要的是由于涡轮机匣温度传感器响应很慢，容易导致过渡态时放气阀门频繁作动，间隙控制精度变差。

4、根据发动机的不同飞行状态直接给出执行机构(即放气阀门)的位置，基于该位置进行伺服控制。这种方法简单，控制响应快，但明显的不足之处是由于很难给出全飞行包线内放气阀门目标位置和高压涡轮间隙之间的准确关系，实现上比较保守，稳态间隙控制精度差，发动机发生性能退化情况下，间隙控制效果更差。

发明内容

本发明的目的是提出一种主动间隙控制方法及系统，能够提高主动间隙的控制效果，获得较好的间隙控制精度。

为实现上述目的，本发明提供了一种主动间隙控制方法，包括：

判断航空发动机所处的当前状态，如果所述航空发动机处于稳态，则选用由闭环控制器实现的基于间隙相关参数调节影响涡轮间隙的执行机构的闭环控制过程；

如果所述航空发动机处于过渡态，则选用由开环控制器实现的基于所述间隙相关参数调节所述执行机构的开环控制过程。

进一步的，所述闭环控制器和开环控制器均采用位置式控制形式。

进一步的，所述闭环控制过程具体包括：

根据所述间隙相关参数的目标值和所述间隙相关参数的传感器实测信号值计算所述间隙相关参数的差值，并将所述间隙相关参数的差值作为输入量输入给所述闭环控制器；

所述闭环控制器根据所述间隙相关参数的差值向所述执行机构提供位置调整量，以便所述执行机构对所述涡轮间隙进行调整。

进一步的，所述开环控制过程包括：

将所述间隙相关参数的变化量和所述航空发动机性能参数的传感器实测信号值作为输入量输入给所述开环控制器；

所述开环控制器根据所述间隙相关参数的变化量和所述航空发动机性能参数的传感器实测信号值向所述执行机构提供位置调整量，以便所述执行机构对所述涡轮间隙进行调整。

进一步的，所述闭环控制器和开环控制器均采用增量式控制形式。

进一步的，所述闭环控制过程具体包括：

所述闭环控制器根据所述间隙相关参数的差值按周期向累加器输出位置调整增量；

所述累加器通过累加所述位置调整增量向所述执行机构提供位置调整量，以便所述执行机构对所述涡轮间隙进行调整。

进一步的，所述开环控制过程包括：

所述开环控制器根据所述间隙相关参数的变化量和所述航空发动机性能参数的传感器实测信号值按周期向累加器输出位置调整增量；

进一步的，所述间隙相关参数的目标值由所述涡轮间隙的预设控制目标值和所述航空发动机性能参数的传感器实测信号值确定。

进一步的，所述判断航空发动机所处的当前状态的操作具体包括：

根据所述航空发动机的转速传感器实测信号值确定旋转加速度；

根据所述旋转加速度确定当前的稳态系数，并通过比较所述当前的稳态系数和预设的稳定阈值来判断所述航空发动机所处的当前状态。

根据所述旋转加速度和上一增量周期的稳态系数确定当前增量周期的稳态系数，并通过比较所述当前增量周期的稳态系数和预设的稳定阈值来判断所述航空发动机所处的当前状态。

进一步的，还包括判断是否启用主动间隙控制过程的操作，具体包括：

判断所述航空发动机的转速传感器实测信号值的幅值是否高于预设慢车转速幅值阈值，是则启用主动间隙控制过程，否则停用主动间隙控制过程。

进一步的，还包括：

在所述航空发动机处于稳态，且所述闭环控制器发生故障时，选用由所述开环控制器实现的基于所述间隙相关参数调节所述执行机构的开环稳态备份控制过程。

进一步的，还包括：

在所述航空发动机处于稳态时，记录所述闭环控制器与开环控制器的输出值的误差，并按照预设飞行循环周期，基于所述误差对所述开环控制器的参数进行修正。

进一步的，所述间隙相关系数为涡轮机匣温度、高压转子转速或低压涡轮出口压力。

进一步的，所述执行机构为冷空气伺服活门，所述冷空气伺服活门的控制量为对应于伺服活门开度的位置调整量。

为实现上述目的，本发明提供了一种主动间隙控制系统，包括：

闭环控制单元，用于通过闭环控制器实现基于间隙相关参数调节影响涡轮间隙的执行机构的闭环控制过程；

开环控制单元，用于通过开环控制器实现基于所述间隙相关参数调节所述执行机构的开环控制过程；

发动机状态判断单元，用于判断航空发动机所处的当前状态；

控制过程选择单元，用于在所述发动机状态判断单元确定所述航空发动机处于稳态时，选用所述闭环控制单元实现的闭环控制过程，在所述发动机状态判断单元确定所述航空发动机处于过渡态时，选用所述开环控制单元实现的开环控制过程。

进一步的，所述闭环控制单元具体包括：

差值计算单元，用于根据所述间隙相关参数的目标值和所述间隙相关参数的传感器实测信号值计算所述间隙相关参数的差值；

第一闭环控制器，用于接收所述差值计算单元输入的所述间隙相关参数的差值，并根据所述间隙相关参数的差值向所述执行机构提供位置调整量，以便所述执行机构对所述涡轮间隙进行调整。

进一步的，所述开环控制单元具体包括：

第一开环控制器，用于接收所述间隙相关参数的变化量和所述航空发动机性能参数的传感器实测信号值，并根据所述间隙相关参数的变化量和所述航空发动机性能参数的传感器实测信号值向所述执行机构提供位置调整量，以便所述执行机构对所述涡轮间隙进行调整。

进一步的，所述闭环控制单元具体包括：

累加器，用于通过累加位置调整增量向所述执行机构提供位置调整量，以便所述执行机构对所述涡轮间隙进行调整；

第二闭环控制器，用于接收所述差值计算单元输入的所述间隙相关参数的差值，并根据所述间隙相关参数的差值按周期向所述累加器输出所述位置调整增量。

进一步的，所述开环控制单元具体包括：

第二开环控制器，用于接收所述间隙相关参数的变化量和所述航空发动机性能参数的传感器实测信号值，并根据所述间隙相关参数的变化量和所述航空发动机性能参数的传感器实测信号值按周期向所述累加器输出所述位置调整增量。

进一步的，所述发动机状态判断单元具体包括：

加速度确定单元，用于根据所述航空发动机的转速传感器实测信号值确定旋转加速度；

第一稳态系数比较单元，用于根据所述旋转加速度确定当前的稳态系数，并通过比较所述当前的稳态系数和预设的稳定阈值来判断所述航空发动机所处的当前状态。

进一步的，所述发动机状态判断单元具体包括：

第二稳态系数比较单元，用于根据所述旋转加速度和上一增量周期的稳态系数确定当前增量周期的稳态系数，并通过比较所述当前增量周期的稳态系数和预设的稳定阈值来判断所述航空发动机所处的当前状态。

进一步的，还包括：

主动间隙控制启用判断单元，用于判断所述航空发动机的转速传感器实测信号值的幅值是否高于预设慢车转速幅值阈值，是则启用主动间隙控制过程，否则停用主动间隙控制过程。

进一步的，还包括：

开环稳态备份控制单元，用于通过所述开环控制器实现基于所述间隙相关参数调节所述执行机构的开环稳态备份控制过程；

所述控制过程选择单元还用于在所述航空发动机处于稳态，且所述闭环控制器发生故障时，选用所述开环稳态备份控制单元实现的开环稳态备份控制过程。

进一步的，还包括：

误差记录单元，用于在所述航空发动机处于稳态时，记录所述闭环控制器与开环控制器的输出值的误差；

开环控制器参数修正单元，用于按照预设飞行循环周期，基于所述误差对所述开环控制器的参数进行修正。

基于上述技术方案，本发明在航空发动机处于稳态时采用基于间隙相关参数的闭环控制过程，确保稳态下较高的涡轮间隙的控制精度，而在航空发动机处于过渡态时采用基于间隙相关参数的开环控制过程，使得过渡态下涡轮间隙控制响应更快，避免因响应慢而导致影响涡轮间隙的执行机构发生频繁作动，进而获得过渡态下较好的涡轮间隙的控制精度，提高主动间隙的控制效果。

附图说明

此处所说明的附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本申请的一部分，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：

图1为本发明主动间隙控制方法的第一实施例的流程示意图。

图2为本发明主动间隙控制方法的第二实施例的流程示意图。

图3为本发明主动间隙控制方法的第三实施例的流程示意图。

图4为本发明主动间隙控制方法的第四实施例的流程示意图。

图5为本发明主动间隙控制方法的第五实施例的流程示意图。

图6为本发明主动间隙控制方法具体实例应用的燃气涡轮发动机实例的结构示意图。

图7为本发明主动间隙控制方法具体实例应用的HPTACC系统的原理示意图。

图8为本发明主动间隙控制方法具体实例中开闭环控制及切换方式的原理示意图。

图9为本发明主动间隙控制方法具体实例中机匣温度目标值的确定方式的原理示意图。

图10为本发明主动间隙控制方法具体实例应用到HPTACC系统的实现流程示意图。

图11为本发明主动间隙控制系统的第一实施例的结构示意图。

图12为本发明主动间隙控制系统的第二实施例的结构示意图。

图13为本发明主动间隙控制系统的第三实施例的结构示意图。

具体实施方式

下面通过附图和实施例，对本发明的技术方案做进一步的详细描述。

如图1所示，为本发明主动间隙控制方法的第一实施例的流程示意图。在本实施例中，主动间隙控制方法包括：

步骤100、判断航空发动机所处的当前状态，如果所述航空发动机处于稳态，则执行步骤200，如果所述航空发动机处于过渡态，则执行步骤300；

步骤200、选用由闭环控制器实现的基于间隙相关参数调节影响涡轮间隙的执行机构的闭环控制过程；

步骤300、选用由开环控制器实现的基于所述间隙相关参数调节所述执行机构的开环控制过程。

在本实施例中所谓的涡轮间隙是指航空发动机中涡轮机匣与涡轮叶片之间的间隙。闭环控制是指根据控制对象输出反馈来进行校正的控制方式，本实施例要求在航空发动机处于稳态时，选择由闭环控制器所实现的基于间隙相关参数调节影响涡轮间隙的执行机构的闭环控制过程，该闭环控制过程可采用现有的各种可行的闭环控制算法，后面还将在其他实施例中给出具体的闭环控制过程的示意性实施例。开环控制是指受控客体不对控制主体产生反作用的控制方式，本实施例要求在航空发动机处于过渡态时，选择由开环控制器所实现的基于间隙相关参数调节执行机构的开环控制过程。该开环控制过程可采用现有的各种可行的开环控制算法，后面还将在其他实施例中给出具体的开环控制过程的示意性实施例。

在航空发动机处于稳态时采用基于间隙相关参数的闭环控制过程，这样就能够确保稳态下较高的涡轮间隙的控制精度，而在航空发动机处于过渡态时采用基于间隙相关参数的开环控制过程，则又能使得过渡态下涡轮间隙控制响应更快，避免因响应慢而导致影响涡轮间隙的执行机构发生频繁作动，进而获得过渡态下较好的涡轮间隙的控制精度，提高主动间隙的控制效果。

无论是开环控制过程还是闭环控制过程均需要基于间隙相关参数来进行，而间隙相关参数可选择各种与涡轮间隙相关的参数，例如机匣温度、高压转子转速或者低压涡轮出口压力等参数。在这些参数中优选使用直接导致涡轮间隙发生变化的机匣温度。执行机构可以选择各种影响涡轮间隙，使涡轮间隙向希望的方向调整的执行机构，例如冷空气伺服活门，包括对接通冷空气通道的放气阀门进行开度控制的伺服机构，而冷空气伺服活门的控制量为对应于伺服活门开度的位置调整量，位置调整量可以是相对位置量或绝对位置量。执行机构也可采用其他任意适合的主动间隙控制用的执行机构，利用热空气控制涡轮间隙的热空气阀门等，这里就不再一一举例了。

在闭环控制器和开环控制器所实现的控制方式的选择上，可采用位置式控制形式，即由控制器直接向执行机构输出位置调整值的方式，也可以采用增量式控制形式，即控制器每周期输出位置调整增量，再由累加器累加后向执行机构输出位置调整值的方式。

如图2所示的本发明主动间隙控制方法的第二实施例就示出了采用位置式控制形式的闭环控制器和开环控制器所实现的控制过程。与上述方法第一实施例相比，步骤200所对应的闭环控制过程具体包括：

步骤210、根据所述间隙相关参数的目标值和所述间隙相关参数的传感器实测信号值计算所述间隙相关参数的差值，并将所述间隙相关参数的差值作为输入量输入给所述闭环控制器；

步骤220、所述闭环控制器根据所述间隙相关参数的差值向所述执行机构提供位置调整量，以便所述执行机构对所述涡轮间隙进行调整。

本实施例的具体闭环控制过程需要利用间隙相关参数的目标值和传感器实测信号值来计算差值，并依据该差值来计算执行机构的相对或绝对的位置调整量。其中间隙相关参数的目标值可以预先设定为特定的值，该值可通过多次试验或仿真确定；也可以根据航空发动机的不同阶段选择适合的目标值，或根据航空发动机性能参数的变化来确定适合的目标值。

与方法第一实施例相比，步骤300对应的开环控制过程可以具体包括：

步骤310、将间隙相关参数的变化量和航空发动机性能参数的传感器实测信号值作为输入量输入给开环控制器；

步骤320、开环控制器根据间隙相关参数的变化量和航空发动机性能参数的传感器实测信号值向执行机构提供位置调整量，以便执行机构对涡轮间隙进行调整。

本实施例的具体开环控制过程可以根据间隙相关参数的变化量和航空发动机性能参数的传感器实测信号值确定出执行机构的位置调整量，而具体的确定过程可利用预先试验或测试出的间隙相关参数的变化量、航空发动机性能参数的传感器实测信号值以及位置调整量的对应曲线或数据表，然后通过查图或查表的方式来确定出适合的位置调整量，在此过程中无需接收或处理间隙相关参数的传感器反馈值。

在其他闭环控制器和开环控制器均采用位置式控制形式的实施例中，上述具体闭环控制过程和具体开环控制过程可分别与其他可行的控制过程配合使用。

对于第二实施例来说，步骤100中判断航空发动机所处的当前状态的操作可以具体包括：根据所述航空发动机的转速传感器实测信号值确定旋转加速度，再根据所述旋转加速度确定当前的稳态系数，并通过比较所述当前的稳态系数和预设的稳定阈值来判断所述航空发动机所处的当前状态。稳态系数的计算可以根据当前的旋转加速度、衰退系数等进行计算，基于稳态系数与稳态阈值的大小关系，或者所属关系就可以确定出航空发动机处于过渡态还是稳态。

如图3所示的本发明主动间隙控制方法的第三实施例则示出了采用增量式控制形式的闭环控制器和开环控制器所实现的控制过程。与上述方法第一实施例相比，步骤200所对应的闭环控制过程具体包括：

步骤230、根据所述间隙相关参数的目标值和所述间隙相关参数的传感器实测信号值计算所述间隙相关参数的差值，并将所述间隙相关参数的差值作为输入量输入给所述闭环控制器；

步骤240、所述闭环控制器根据所述间隙相关参数的差值按周期向累加器输出位置调整增量；

步骤250、所述累加器通过累加所述位置调整增量向所述执行机构提供位置调整量，以便所述执行机构对所述涡轮间隙进行调整。

在本实施例中，关于间隙相关参数的目标值的说明可参考上述方法第二实施例，这里不再赘述。

与上述方法第一实施例相比，步骤300所对应的开环控制过程具体包括：

步骤330、将所述间隙相关参数的变化量和所述航空发动机性能参数的传感器实测信号值作为输入量输入给所述开环控制器；

步骤340、所述开环控制器根据所述间隙相关参数的变化量和所述航空发动机性能参数的传感器实测信号值按周期向累加器输出位置调整增量；

步骤350、所述累加器通过累加所述位置调整增量向所述执行机构提供位置调整量，以便所述执行机构对所述涡轮间隙进行调整。

由于本发明采用的是开环闭环控制切换的方案，如果直接由开环控制器和闭环控制器向执行机构输出位置值，则可能将开环控制的误差引入闭环控制，进而导致闭环控制输出的瞬间出现较大幅值的抖动，不利于执行机构的使用寿命。而在本实施例中，闭环控制器和开环控制器输出量均为增量，并非执行机构的输入量，因此还需要使用累加器对闭环控制器或开环控制器输出的位置调整增量进行累加，以输出对执行机构实际控制的位置调整量，这样就降低了开闭环控制切换所带来的冲击，提高了切换时刻的准确性和切换过渡的平稳性，延长了执行机构的使用寿命。

在其他闭环控制器和开环控制器均采用增量式控制形式的实施例中，上述具体闭环控制过程和具体开环控制过程可分别与其他可行的控制过程配合使用。

前面提到，间隙相关参数的目标值可由根据航空发动机性能参数的变化来确定，具体则可由涡轮间隙的预设控制目标值和航空发动机性能参数的传感器实测信号值来确定。其中涡轮间隙的预设控制目标值也可预先设定为特定的值，该值可通过多次试验或仿真确定，或者根据航空发动机的不同阶段选择适合的目标值。

在确定间隙相关参数的目标值的过程中，可以利用一些已知的数学模型来协助计算，例如图9所示的以航空发动机性能参数，例如风扇转子转速N1、压气机转子转速N2、发动机进口总温T0，压气机进口总温T25、压气机出口总温T3和总压P3、发动机排气温度EGT和涡轮出口总压P5等作为输入量的涡轮间隙模型和涡轮机匣温度模型，这两个模型可以通过运算分别输出用于运算间隙差值和机匣温度目标值。而这些数学模型的建立均可利用多次试验或仿真来实现，根据模型精度的不同可选择线性或非线性的模型。

在上述方法第三实施例中，步骤100中判断航空发动机所处的当前状态的操作可以具体包括：根据所述航空发动机的转速传感器实测信号值确定旋转加速度，再根据所述旋转加速度和上一增量周期的稳态系数确定当前增量周期的稳态系数，并通过比较所述当前增量周期的稳态系数和预设的稳定阈值来判断所述航空发动机所处的当前状态。

由于发动机转速传感器测量的转速值经过求导后可能产生噪声信号，因此在判断发动机的当前状态时，不是直接采用转速加速度值作为判断依据，而是通过一个稳态系数的值进行判断。在每个增量周期中计算稳态系数时，需要上一增量周期的稳态参数协助计算，例如在获得了转速传感器实测的信号值后，通过求取关于时间的导数值，即旋转加速度，就可以利用上一增量周期的稳态系数Sc值与当前计算出的旋转加速度，通过权值K_p进行求和，再与衰退系数K_decay求积，就可以获得当前的稳态系数Sc值了，这样如果当前的稳态系数Sc值超过预设的稳定阈值x时，就可以判断航空发动机处于过渡态，否则判断航空发动机处于稳态。在本实例中，权值K_p和衰退系数K_decay均为已知。

除此之外，之所以选择转速传感器实测的信号值来判断稳态和过渡态，是因为转速信号在求导后得到旋转加速度信号，而该加速度与向心力成正比，且向心力是导致涡轮叶片长度变化的最主要原因，因此转速信号相比于其他信号能够更准确的确定出航空发动机的当前状态。

在航空发动机的工作过程中，并不一定需要全程进行主动间隙控制，因此在图4所示的本发明主动间隙控制方法的第四实施例中，还可以在上述方法第一实施例(也可在上述方法第二或第三实施例的基础上)中，进一步包括判断是否启用主动间隙控制过程的操作，具体包括：

步骤400、判断所述航空发动机的转速传感器实测信号值的幅值是否高于预设慢车转速幅值阈值，是则执行步骤100来启用主动间隙控制过程，否则执行步骤410；

步骤410、停用主动间隙控制过程，例如关闭主动间隙控制系统，关闭执行机构，例如引气活门等。

之所以通过判断转速来确定是否进行主动间隙控制，是因为如果航空发动机的转速处于慢车转速阈值以下，则发动机不存在稳态，因此本发明主动间隙控制方法中的切换到稳态的功能无法适用，而且航空发动机处于慢车以下时的特性较不稳定，无法得到可靠的开环控制计划，因此在本实施例中可以将该阶段排除到主动间隙控制过程之外。

在另一个主动间隙控制方法实施例中，除了由开环控制器实现过渡态时的开环控制之外，还可以考虑在稳态下闭环控制器发生故障的处理方案，即图5所示的第五实施例，相比于上述方法第一实施例(也可在上述方法第二或第三实施例的基础上)，在步骤100之后，还包括：

如果在航空发动机处于稳态，且闭环控制器发生故障，则执行步骤500；

步骤500，选用由所述开环控制器实现的基于所述间隙相关参数调节所述执行机构的开环稳态备份控制过程。

在具体实现上，所有的控制器都可同时工作，只是通过一个选择器来选择一个控制器的输出来作为执行机构的输入，而在航空发动机处于稳态时，还可以进一步记录闭环控制器与开环控制器的输出值的误差，并按照预设飞行循环周期，基于所述误差对所述开环控制器的参数进行修正，以应对航空发动机性能退化所带来的涡轮间隙恶化。另外，在本实施例中，也可以包括第四实施例中的步骤400及步骤410。

下面通过图6-图10所对应的主动间隙控制方法具体实例来说明一下本发明主动间隙控制方法的实现过程。在具体实例中，主动间隙控制方法所应用的燃气涡轮发动机实例如图6所示。燃气涡轮发动机按气流轴向流动方向A，依次具有低压级(风扇a1和增压级a2)；高压压气机a3，以压缩进入核心发动机的空气流；燃烧室a4，燃油和压缩空气的混合物在该燃烧室中燃烧，以产生推进气流；高压涡轮a5和低压涡轮a6，它们由推进气流转动，分别通过高压轴a8和低压轴a9，驱动高压压气机和风扇增压级；尾喷管a7，涡轮出口气流经尾喷管高速喷出。

对应的HTPACC系统的原理如图7所示，通过抽取风扇或压气机气流，将冷却气流通过引气管路引入阀门，冲击高压涡轮机匣的表面，改变高压涡轮机匣的温度，高温涡轮机匣凸缘热变形后进而带动涡轮外环移动，从而改变涡轮间隙。温度传感器可以将机匣温度信号反馈给发动机电子控制器(Electronic Engine Controller，简称EEC)，EEC根据机匣温度信号及发动机性能参数传感器实测的性能参数信号，基于闭环或开环控制算法向伺服机构输出需要的电信号，伺服机构通过控制阀门的开度对冷却气流量进行调节，使高压涡轮机匣温度达到设定的目标值，从而间接地控制涡轮间隙达到预期值。

本发明主动间隙控制方法中所涉及的开环控制器、闭环控制器、状态判断功能、控制方法选择功能以及累加器功能等都可以由EEC实现，形式上可以是分立的多个硬件元件，也可以是EEC内部运行的多个程序。

图8示出了基于涡轮机匣温度的涡轮间隙的开环控制过程和闭环控制过程以及切换功能实现方案，其中在航空发动机稳态下使用闭环控制器(即机匣温度控制器)进行闭环控制，温度传感器将涡轮机匣温度反馈回来，与机匣温度目标值进行求差的运算，差值进入机匣温度控制器后进行运算，输出体现阀门开度的位置调整值。伺服控制机构根据机匣温度控制器的输出对放气阀门开度进行调整，改变冲击到高压涡轮机匣的冷却气流量。机匣温度控制器可采用但不限于PID算法、改进PID算法或LQR算法等。

在航空发动机过渡态下采用开环控制器进行开环控制。图8中示出了机匣温差(也可以替换成其他与机匣温差相关的发动机性能参数或由发动机性能参数计算出的参数)与开度的对应曲线图，每条曲线对应于不同的发动机转子转速(N1或N2)，该曲线图可预先通过多次试验或仿真获得，开环控制器可以根据当前的发动机转子转速选择对应的曲线，然后再根据坐标横轴上的机匣温度差值(即机匣温差)查询该曲线，确定坐标纵轴上对应的体现阀门开度的位置调整值，伺服控制机构则根据开环控制器的输出对放气阀门开度进行调整，改变冲击到高压涡轮机匣的冷却气流量。这样就达到了快速开启或关闭放气阀门的效果，消除温度传感器与传热时滞的影响。

图8中还有切换元件SWITCH，能够基于N2来判断航空发动机的当前状态，从而将对应的控制器输出接到伺服控制机构。如果开环控制器和闭环控制器采用增量式控制方式，则可在图8的SWITCH和伺服控制机构之间增加累加器。

前面提到闭环控制中用到的机匣温度目标值可利用一些已知的数学模型来协助计算，例如图9所示的以航空发动机性能参数N1、N2、T0、T25、T3、EGT、P3、P5等作为输入量的涡轮间隙模型和涡轮机匣温度模型，这两个模型可以通过运算分别输出用于运算间隙差值和机匣温度目标值。而这些数学模型的建立均可利用多次试验或仿真来实现，无需考虑HPTACC的影响，涡轮间隙模型和涡轮机匣温度模型根据模型精度的不同可选择线性或非线性的模型。间隙控制差值与机匣温度差值的关系通过N2查询预设的间隙控制差值与机匣温度差值曲线图或表而获得，该图或表可以预先通过多次试验或仿真获得。

在上面图6-图9各部分说明的基础上，通过图10对本发明主动间隙控制方法具体实例应用到HPTACC系统的实现流程进行说明。

根据发动机转速传感器所提供的转速信号，可以判断是否开启间隙控制，如果需要开启则进一步判断是否处于稳态飞行过程，如果处于稳态，则选用闭环控制器进行控制，如果未处于稳态，即处于过渡态，则选用开环控制器进行控制，在控制过程中，闭环控制器还会对开环控制器进行伺服位置计划修正，以适应航空发动机性能退化所带来的涡轮间隙恶化。

无论是开环控制器还是闭环控制器将输出结果提供给伺服控制机构后，通过体现开度的阀门位置调整，改变冲击高温涡轮机匣的冷却空气的流量，从而使涡轮间隙向着期望的方向调整，而闭环控制器还会根据高温涡轮机匣处的温度传感器的反馈值进行闭环控制。

本发明也提供了能够实现发明目的的多个主动间隙控制系统的示意性实施例。如图11所示，为本发明主动间隙控制系统的第一实施例的结构示意图。在本实施例中，主动间隙控制系统，包括：闭环控制单元4、开环控制单元3、发动机状态判断单元1和控制过程选择单元2。其中，闭环控制单元4用于通过闭环控制器实现基于间隙相关参数调节影响涡轮间隙的执行机构的闭环控制过程。开环控制单元3用于通过开环控制器实现基于所述间隙相关参数调节所述执行机构的开环控制过程。发动机状态判断单元1用于判断航空发动机所处的当前状态。控制过程选择单元2用于在所述发动机状态判断单元1确定所述航空发动机处于稳态时，选用所述闭环控制单元4实现的闭环控制过程，在所述发动机状态判断单元1确定所述航空发动机处于过渡态时，选用所述开环控制单元3实现的开环控制过程。

在本实施例中，间隙相关系数可选择涡轮机匣温度、高压转子转速或低压涡轮出口压力。而执行机构可采用冷空气伺服活门，所述冷空气伺服活门的控制量为对应于伺服活门开度的位置调整量。

闭环控制器和开环控制器可以采用位置式控制形式或增量式控制形式。对于均采用位置式控制形式的闭环控制器和开环控制器，闭环控制单元可以具体包括：

而开环控制单元则可具体包括：

对于均采用增量式控制形式的闭环控制器和开环控制器，闭环控制单元可以具体包括：

而开环控制单元则可以具体包括：

在上述两类闭环控制单元中差值计算单元所用的间隙相关参数的目标值可以由所述涡轮间隙的预设控制目标值和所述航空发动机性能参数的传感器实测信号值确定。

对于均采用位置式控制形式的闭环控制器和开环控制器的实施例来说，发动机状态判断单元可以具体包括：

而对于均采用增量式控制形式的闭环控制器和开环控制器的实施例来说，发动机状态判断单元可以具体包括：

如图12所示，为本发明主动间隙控制系统的第二实施例的结构示意图。与第一实施例及包括步骤具体实现的衍生实施例相比，本实施例还可以进一步包括：主动间隙控制启用判断单元5，用于判断所述航空发动机的转速传感器实测信号值的幅值是否高于预设慢车转速幅值阈值，是则启用主动间隙控制过程，否则停用主动间隙控制过程。

如图13所示，为本发明主动间隙控制系统的第三实施例的结构示意图。与第一实施例及包括步骤具体实现的衍生实施例相比，本实施例还可以进一步包括：开环稳态备份控制单元6，用于通过所述开环控制器实现基于所述间隙相关参数调节所述执行机构的开环稳态备份控制过程；控制过程选择单元2还用于在所述航空发动机处于稳态，且所述闭环控制器发生故障时，选用所述开环稳态备份控制单元实6现的开环稳态备份控制过程。本实施例也可以增加第二实施例中的主动间隙控制启用判断单元5。

以上仅简明描述了本发明主动间隙控制系统的多个实施例，其各部分的技术效果均可参考前述主动间隙控制方法实施例，这里不再赘述。

最后应当说明的是:以上实施例仅用以说明本发明的技术方案而非对其限制；尽管参照较佳实施例对本发明进行了详细的说明，所属领域的普通技术人员应当理解：依然可以对本发明的具体实施方式进行修改或者对部分技术特征进行等同替换；而不脱离本发明技术方案的精神，其均应涵盖在本发明请求保护的技术方案范围当中。

Claims

1.一种主动间隙控制方法，包括：

如果所述航空发动机处于过渡态，则选用由开环控制器实现的基于所述间隙相关参数调节所述执行机构的开环控制过程；

所述主动间隙控制方法还包括：

2.根据权利要求1所述的主动间隙控制方法，其中所述闭环控制器和开环控制器均采用位置式控制形式。

3.根据权利要求2所述的主动间隙控制方法，其中所述闭环控制过程具体包括：

4.根据权利要求2所述的主动间隙控制方法，其中所述开环控制过程包括：

将所述间隙相关参数的变化量和航空发动机性能参数的传感器实测信号值作为输入量输入给所述开环控制器；

5.根据权利要求1所述的主动间隙控制方法，其中所述闭环控制器和开环控制器均采用增量式控制形式。

6.根据权利要求5所述的主动间隙控制方法，其中所述闭环控制过程具体包括：

7.根据权利要求5所述的主动间隙控制方法，其中所述开环控制过程包括：

8.根据权利要求3或6所述的主动间隙控制方法，其中所述间隙相关参数的目标值由所述涡轮间隙的预设控制目标值和航空发动机性能参数的传感器实测信号值确定。

9.根据权利要求2所述的主动间隙控制方法，其中所述判断航空发动机所处的当前状态的操作具体包括：

10.根据权利要求5所述的主动间隙控制方法，其中所述判断航空发动机所处的当前状态的操作具体包括：

11.根据权利要求1所述的主动间隙控制方法，其中还包括判断是否启用主动间隙控制过程的操作，具体包括：

12.根据权利要求1所述的主动间隙控制方法，其中还包括：

13.根据权利要求1所述的主动间隙控制方法，其中所述间隙相关参数为涡轮机匣温度、高压转子转速或低压涡轮出口压力。

14.根据权利要求1所述的主动间隙控制方法，其中所述执行机构为冷空气伺服活门，所述冷空气伺服活门的控制量为对应于伺服活门开度的位置调整量。

15.一种主动间隙控制系统，包括：

控制过程选择单元，用于在所述发动机状态判断单元确定所述航空发动机处于稳态时，选用所述闭环控制单元实现的闭环控制过程，在所述发动机状态判断单元确定所述航空发动机处于过渡态时，选用所述开环控制单元实现的开环控制过程；

16.根据权利要求15所述的主动间隙控制系统，其中所述闭环控制器和开环控制器均采用位置式控制形式。

17.根据权利要求16所述的主动间隙控制系统，其中所述闭环控制单元具体包括：

18.根据权利要求16所述的主动间隙控制系统，其中所述开环控制单元具体包括：

第一开环控制器，用于接收所述间隙相关参数的变化量和航空发动机性能参数的传感器实测信号值，并根据所述间隙相关参数的变化量和所述航空发动机性能参数的传感器实测信号值向所述执行机构提供位置调整量，以便所述执行机构对所述涡轮间隙进行调整。

19.根据权利要求15所述的主动间隙控制系统，其中所述闭环控制器和开环控制器均采用增量式控制形式。

20.根据权利要求19所述的主动间隙控制系统，其中所述闭环控制单元具体包括：

21.根据权利要求19所述的主动间隙控制系统，其中所述开环控制单元具体包括：

第二开环控制器，用于接收所述间隙相关参数的变化量和航空发动机性能参数的传感器实测信号值，并根据所述间隙相关参数的变化量和所述航空发动机性能参数的传感器实测信号值按周期向所述累加器输出所述位置调整增量。

22.根据权利要求17或20所述的主动间隙控制系统，其中所述间隙相关参数的目标值由所述涡轮间隙的预设控制目标值和航空发动机性能参数的传感器实测信号值确定。

23.根据权利要求16所述的主动间隙控制系统，其中所述发动机状态判断单元具体包括：

24.根据权利要求19所述的主动间隙控制系统，其中所述发动机状态判断单元具体包括：

25.根据权利要求15所述的主动间隙控制系统，其中还包括：

26.根据权利要求15所述的主动间隙控制系统，其中还包括：

27.根据权利要求15所述的主动间隙控制系统，其中所述间隙相关参数为涡轮机匣温度、高压转子转速或低压涡轮出口压力。

28.根据权利要求15所述的主动间隙控制系统，其中所述执行机构为冷空气伺服活门，所述冷空气伺服活门的控制量为对应于伺服活门开度的位置调整量。