CN106586002B - 一种飞机与发动机一体化匹配调节控制方法 - Google Patents

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李大珩
吴敬伟
陈雪芳
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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D31/00—Power plant control; Arrangement thereof

Abstract

本发明公开了一种飞机与发动机一体化匹配调节控制方法。所述飞机与发动机一体化匹配调节控制方法包括：步骤1：在飞机飞行过程中，实时获得第一发动机与第二发动机的一体化控制规律；步骤2：设置飞机飞行过程中的自动处置方案；步骤3：根据所述一体化控制规律以及飞机飞行过程中的自动处置方案进行控制飞机飞行。本申请的飞机与发动机一体化匹配调节控制方法能够让一个飞行员同时完成多类型(涡喷、涡扇、冲压)、多发动机的协同控制成为现实。

Description

一种飞机与发动机一体化匹配调节控制方法
技术领域
本发明涉及飞机发动机技术领域，特别是涉及一种飞机与发动机一体化匹配调节控制方法。
背景技术
一个飞行员需要同时完成多类型(涡喷、涡扇、冲压)、多发动机的协同控制。在现有技术中，由于飞行员同时需要控制3种类型，四台发动机，远超飞行员两台同一类型发动机的协同控制能力。飞行员无法同时控制多发动机的协同控制，因此，无法确保组合发动机协同稳定工作。
因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。
发明内容
本发明的目的在于提供一种飞机与发动机一体化匹配调节控制方法来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。
为实现上述目的，本发明提供了一种飞机与发动机一体化匹配调节控制方法，所述飞机包括第一发动机以及第二发动机，其特征在于，所述飞机与发动机一体化匹配调节控制方法包括：步骤1：在飞机飞行过程中，实时获得第一发动机与第二发动机的一体化控制规律；步骤2：设置飞机飞行过程中的自动处置方案；步骤3：根据所述一体化控制规律以及飞机飞行过程中的自动处置方案进行控制飞机飞行。
优选地，所述第一发动机为涡扇发动机，所述第二发动机为涡喷与冲压组合动力发动机。
优选地，所述步骤1具体为：通过动力装置系统控制计算机，以飞机实际飞行包线自动控制涡喷与冲压组合动力发动机、涡扇发动机以及进气道调节系统工作，并采用基于机载模型的变结构控制算法实时解算，从而获得所述一体化控制规律。
优选地，所述基于机载模型的变结构控制算法实时解算具体为采用如下公式进行实时解算：
F＝Fa(H,M,S)+Fb(N,T)+Fc(H、M、α)；其中，
Fa为冲压发动机推力，H为气压高度，M为马赫数，S为有效进气面积，Fb为涡喷发动机推力，N为涡喷发动机转速，T为涡喷发动机进口总温，Fc为进气道产生推力，a为进气道斜板调节有效开度。
优选地，所述步骤2中的自动处置方案具体为：根据飞机飞行包线自动起动第二发动机工作和关停第二发动机,并依据第二发动机滑油故障、控制故障通过自动重组或降状态控制第二发动机。
优选地，所述步骤1中的以飞机实际飞行包线自动控制具体为：动力装置系统控制计算机首先根据飞机实际飞行包线在低空大表速情况下起动涡喷发动机，并起动进气道调节系统调整涡喷发动机进气，之后到预定高空大马赫数条件下，起动冲压发动机。
本申请的飞机与发动机一体化匹配调节控制方法能够让一个飞行员同时完成多类型(涡喷、涡扇、冲压)、多发动机的协同控制成为现实。
附图说明
图1是根据本发明一实施例的飞机与发动机一体化匹配调节控制方法的流程示意图。
具体实施方式
为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。
图1是根据本发明一实施例的飞机与发动机一体化匹配调节控制方法的流程示意图。
如图1所示的飞机与发动机一体化匹配调节控制方法包括：步骤1：在飞机飞行过程中，实时获得第一发动机与第二发动机的一体化控制规律；步骤2：设置飞机飞行过程中的自动处置方案；步骤3：根据一体化控制规律以及飞机飞行过程中的自动处置方案进行控制飞机飞行。
具体地，在本实施例中，自动处置方案为：根据飞机飞行包线自动起动第二发动机工作和关停第二发动机,并依据第二发动机滑油故障、控制故障通过自动重组或降状态控制第二发动机。可以理解的是，该自动处置方案可以通过软件、软件与硬件的结合来实现，例如，通过飞机全权限管理系统来实现。
在本实施例中，第一发动机为涡扇发动机，第二发动机为涡喷与冲压组合动力发动机。
在本实施例中，步骤1具体为：通过动力装置系统控制计算机，以飞机实际飞行包线自动控制涡喷与冲压组合动力发动机、涡扇发动机以及进气道调节系统工作，并采用基于机载模型的变结构控制算法实时解算，从而获得所述一体化控制规律。
更具体地，基于机载模型的变结构控制算法实时解算具体为采用如下公式进行实时解算：
F＝Fa(H,M,S)+Fb(N,T)+Fc(H、M、α)；其中，
Fa为冲压发动机推力，H为气压高度，M为马赫数，S为有效进气面积，Fb为涡喷发动机推力，N为涡喷发动机转速，T为涡喷发动机进口总温，Fc为进气道产生推力，a为进气道斜板调节有效开度。可以理解的是，上述的参数在飞机实际飞行过程中，会由各个传感器、或者各个传感器所测得的参数通过计算得到。
在本实施例中，步骤1中的以飞机实际飞行包线自动控制具体为：动力装置系统控制计算机首先根据飞机实际飞行包线在低空大表速情况下起动涡喷发动机，并起动进气道调节系统调整涡喷发动机进气，之后到预定高空大马赫数条件下，起动冲压发动机。
最后需要指出的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制。尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (4)

1.一种飞机与发动机一体化匹配调节控制方法，所述飞机包括第一发动机以及第二发动机，其特征在于，所述飞机与发动机一体化匹配调节控制方法包括：
步骤1：在飞机飞行过程中，实时获得第一发动机与第二发动机的一体化控制规律，具体为：所述第一发动机为涡扇发动机，所述第二发动机为涡喷与冲压组合动力发动机，通过动力装置系统控制计算机，以飞机实际飞行包线自动控制涡喷与冲压组合动力发动机、涡扇发动机以及进气道调节系统工作，并采用基于机载模型的变结构控制算法实时解算，从而获得所述一体化控制规律；
步骤2：设置飞机飞行过程中的自动处置方案；
步骤3：根据所述一体化控制规律以及飞机飞行过程中的自动处置方案进行控制飞机飞行。
2.如权利要求1所述的飞机与发动机一体化匹配调节控制方法，其特征在于，所述基于机载模型的变结构控制算法实时解算具体为采用如下公式进行实时解算：
F＝Fa(H,M,S)+Fb(N,T)+Fc(H、M、α)；其中，
Fa为冲压发动机推力，H为气压高度，M为马赫数，S为有效进气面积，Fb为涡喷发动机推力，N为涡喷发动机转速，T为涡喷发动机进口总温，Fc为进气道产生推力，a为进气道斜板调节有效开度。
3.如权利要求1所述的飞机与发动机一体化匹配调节控制方法，其特征在于，所述步骤2中的自动处置方案具体为：根据飞机飞行包线自动起动第二发动机工作和关停第二发动机,并依据第二发动机滑油故障、控制故障通过自动重组或降状态控制第二发动机。
4.如权利要求1所述的飞机与发动机一体化匹配调节控制方法，其特征在于，所述步骤1中的以飞机实际飞行包线自动控制具体为：动力装置系统控制计算机首先根据飞机实际飞行包线在低空大表速情况下起动涡喷发动机，并起动进气道调节系统调整涡喷发动机进气，之后到预定高空大马赫数条件下，起动冲压发动机。
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Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101905743A (zh) * 2009-06-04 2010-12-08 尤洛考普特公司 混合式直升机的驱动控制和调节方法及系统
CN102963523A (zh) * 2011-08-30 2013-03-13 通用电气公司 用于集成发动机控制和飞行控制系统的方法和系统
CN103154472A (zh) * 2010-08-25 2013-06-12 涡轮梅坎公司 优化飞机推进单元的可操作性的方法，以及实现该方法的自含动力单元
CN103314198A (zh) * 2010-11-04 2013-09-18 涡轮梅坎公司 优化双发动机直升机燃油消耗率的方法和带有用来实施该方法的控制系统的双发动机结构

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2983319B1 (fr) * 2011-11-25 2014-02-07 Turbomeca Procede et systeme de regulation de puissance en cas de defaillance d'au moins un moteur d'aeronef

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101905743A (zh) * 2009-06-04 2010-12-08 尤洛考普特公司 混合式直升机的驱动控制和调节方法及系统
CN103154472A (zh) * 2010-08-25 2013-06-12 涡轮梅坎公司 优化飞机推进单元的可操作性的方法，以及实现该方法的自含动力单元
CN103314198A (zh) * 2010-11-04 2013-09-18 涡轮梅坎公司 优化双发动机直升机燃油消耗率的方法和带有用来实施该方法的控制系统的双发动机结构
CN102963523A (zh) * 2011-08-30 2013-03-13 通用电气公司 用于集成发动机控制和飞行控制系统的方法和系统

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