CN106704009B - 一种活塞式航空发动机负荷协调控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种活塞式航空发动机负荷协调控制方法，该方法基于发动机负荷协调控制系统，包括FADEC控制系统、电子节气门体、电动螺旋桨变距系统，电子节气门体、电动螺旋桨变距系统分别与FADEC控制系统连接，FADEC控制系统包括测量传感器、控制器和执行器。所述传感器用于测量发动机转速、操纵杆位置、电子节气门开度的参数。电动螺旋桨变距系统用于操纵杆与螺旋桨转速的机械解耦；电子节气门体用于操纵杆与节气门开度的机械解耦。所述执行器用于实现发动机的喷油和点火。该方法基于飞行推进功率请求的发动机工况寻优算法计算得到工况点；确定当前期望节气门开度与螺旋桨转速，并通过闭环控制系统调节节气门开度与桨叶角。

Description

一种活塞式航空发动机负荷协调控制方法

技术领域

本发明属于活塞式航空发动机控制技术领域，具体涉及一种活塞式航空发动机负荷协调控制方法。

背景技术

基于活塞式发动机和螺旋桨推进器的动力驱动系统广泛应用于轻型和超轻型固定翼通航飞机上。传统的三杆操作系统，通过油门杆调节发动机节气门开度，通过变距杆调节螺旋桨转速，通过混合比杆调节发动机混合气浓度。飞行过程中，驾驶员需要三杆配合操作，操作复杂度高、难度大。采用FADEC技术的单杆操作系统，通过一根操纵杆实现节气门开度、螺旋桨转速及发动机混合气浓度调节，大大简化操作复杂性和难度，优势明显，代表着当前最先进的活塞式航空发动机控制技术。

当前采用单杆操作的通航飞机一般都配置变距螺旋桨和机械式节气门体。操纵杆通过刚性机械联接发动机节气门体和螺旋桨转速设定机构，一旦操纵杆位置确定，对应的节气门开度和螺旋桨转速就唯一确定，虽然通过螺旋桨变距可以实现在一定飞行速度范围内调节桨叶角，保证螺旋桨高效运行，但在操纵杆位置一定的情况下，无法实现发动机转速和节气门开度的自由组合与最佳匹配选择。理论上，除最高速额定功率飞行外，在螺旋桨效率和飞行推进功率一定的情况下，满足飞行推进功率要求的发动机工况点有多个，如果能实现螺旋桨转速与节气门开度独立自由调节，就可以基于操纵杆位置确定的推进功率请求，选择最优的节气门开度与螺旋桨转速组合，降低发动机工作油耗。

对于单杆操作系统，如果飞机配备电动螺旋桨变距系统和电子节气门体，就可以实现基于飞行推进功率的发动机节气门开度和螺旋桨转速的完全柔性控制。电子节气门与电动变距系统首先可以实现操纵杆位置与节气门开度、操纵杆位置与螺旋桨转速的机械解耦；其次，还可以实现节气门开度与螺旋桨转速两个控制量之间的机械解耦，从而实现理论上两者之间的自由组合，为最佳寻优提供更大的选择自由度。

发明内容

根据以上现有技术的不足，本发明所要解决的技术问题是提出一种活塞式航空发动机负荷协调控制方法，在满足给定飞行推进功率要求的前提下，降低发动机转速和提高节气门开度。降低发动机转速可以减小发动机摩擦损耗，而增加节气门开度可以降低发动机泵气损耗，两个因素都能提高发动机工作时的机械效率，从而降低工作油耗。

为了解决上述技术问题，本发明采用的技术方案为：一种活塞式航空发动机负荷协调控制方法，该方法基于发动机负荷协调控制系统，该系统包括FADEC控制系统、电子节气门体、电动螺旋桨变距系统，电子节气门体、电动螺旋桨变距系统分别与FADEC控制系统连接，所述FADEC控制系统包括测量传感器、控制器和执行器。所述传感器用于测量发动机转速、操纵杆位置、电子节气门开度等参数。所述电动螺旋桨变距系统用于操纵杆与螺旋桨转速的机械解耦；所述电子节气门体用于操纵杆与节气门开度的机械解耦。所述执行器用于实现发动机的喷油和点火。该方法基于飞行推进功率请求的发动机工况寻优算法计算得到工况点；确定当前期望节气门开度与螺旋桨转速，并通过闭环控制系统调节节气门开度与桨叶角。该系统控制器中存储飞机设计过程中定义的飞行任务剖面各阶段的飞行推进功率，并将这种功率需求映射到操纵杆的操纵行程的不同位置，最终系统通过操作杆位置来统一表示飞机当前飞行推进功率需求；根据操作杆位置解释的需求功率控制发动机节气门开度和螺旋桨转速。该方法首先根据飞机设计定义的飞行任务剖面，确定各个阶段的飞行推进功率以及实际飞行状态；基于确定的飞行推进功率和飞行速度，结合螺旋桨推进器允许的螺旋桨转速窗口、螺旋桨桨叶角调整范围、螺旋桨最佳效率对应的桨叶迎角范围、螺旋桨最佳效率值信息，确定一个允许的发动机转速区Nw1；然后确定此时发动机输出功率的最小值，基于该最小输出功率、发动机功率外特性曲线、飞行高度信息可以确定满足飞行推进功率要求的发动机转速区Nw2；两个转速区共同包含区域为转速区Nw3，转速区Nw3为发动机工况寻优转速区。该方法在基于硬件限制和物理边界筛选出的发动机转速区，进行最小油耗工况点搜索，搜索算法采用查表比较法。所述查表比较法首先在控制器中存储一个发动机比油耗map，该map是由发动机台架试验实测得到，map表的两个轴分别由发动机转速和扭矩数组构成；根据选定转速区和发动机输出功率请求，每50转设定一个搜索点，对油耗map查表得到搜索点对应的比油耗数值，所有搜索点完成后得到一个比油耗数组，找出该数组中数值最小的元素，该元素的索引对应的工况点即为当前飞行条件下的最佳发动机工况点。

本发明有益效果是:该方法在满足给定飞行推进功率要求的前提下，降低发动机转速和提高节气门开度。降低发动机转速可以减小发动机摩擦损耗，而增加节气门开度可以降低发动机泵气损耗，两个因素都能提高发动机工作时的机械效率，从而降低工作油耗。基于飞行推进功率的发动机工况点寻优算法是实现该控制方式的软件核心，在充分考虑硬件限制和物理边界的基础上找到满足飞行推进功率要求同时油耗最低的发动机工况点(节气门开度、转速)，并通过发动机节气门开度闭环控制和螺旋桨变距调节保证发动机工作在该工况点，就可以有效降低发动机工作油耗。

附图说明

下面对本说明书附图所表达的内容及图中的标记作简要说明：

图1是本发明的具体实施方式的控制系统结构图。

图2是本发明的具体实施方式的控制算法流程框图。

具体实施方式

下面对照附图，通过对实施例的描述，本发明的具体实施方式如所涉及的各构件的形状、构造、各部分之间的相互位置及连接关系、各部分的作用及工作原理、制造工艺及操作使用方法等，作进一步详细的说明，以帮助本领域技术人员对本发明的发明构思、技术方案有更完整、准确和深入的理解。

如图1所示，一种活塞式航空发动机负荷协调控制方法，该方法基于发动机负荷协调控制系统，该系统包括FADEC控制系统、电子节气门体、电动螺旋桨变距系统，电子节气门体、电动螺旋桨变距系统分别与FADEC控制系统连接，所述FADEC控制系统包括测量传感器、控制器和执行器。所述传感器用于测量发动机转速、操纵杆位置、电子节气门开度等参数。所述电动螺旋桨变距系统用于操纵杆与螺旋桨转速的机械解耦；所述电子节气门体用于操纵杆与节气门开度的机械解耦。所述执行器用于实现发动机的喷油和点火。该方法基于飞行推进功率请求的发动机工况寻优算法计算得到工况点；确定当前期望节气门开度与螺旋桨转速，并通过闭环控制系统调节节气门开度与桨叶角。该系统控制器中存储飞机设计过程中定义的飞行任务剖面各阶段的飞行推进功率，并将这种功率需求映射到操纵杆的操纵行程的不同位置，最终系统通过操作杆位置来统一表示飞机当前飞行推进功率需求；根据操作杆位置解释的需求功率控制发动机节气门开度和螺旋桨转速。该方法首先根据飞机设计定义的飞行任务剖面，确定各个阶段的飞行推进功率以及实际飞行状态；基于确定的飞行推进功率和飞行速度，结合螺旋桨推进器允许的螺旋桨转速窗口、螺旋桨桨叶角调整范围、螺旋桨最佳效率对应的桨叶迎角范围、螺旋桨最佳效率值信息，确定一个允许的发动机转速区Nw1；然后确定此时发动机输出功率的最小值，基于该最小输出功率、发动机功率外特性曲线、飞行高度信息可以确定满足飞行推进功率要求的发动机转速区Nw2；两个转速区共同包含区域为转速区Nw3，转速区Nw3为发动机工况寻优转速区。该方法在基于硬件限制和物理边界筛选出的发动机转速区，进行最小油耗工况点搜索，搜索算法采用查表比较法。所述查表比较法首先在控制器中存储一个发动机比油耗map，该map是由发动机台架试验实测得到，map表的两个轴分别由发动机转速和扭矩数组构成；根据选定转速区和发动机输出功率请求，每50转设定一个搜索点，对油耗map查表得到搜索点对应的比油耗数值，所有搜索点完成后得到一个比油耗数组，找出该数组中数值最小的元素，该元素的索引对应的工况点即为当前飞行条件下的最佳发动机工况点。图1中用快速原型控制器作为FADEC控制器，用HIL设备上传感器模拟通道来模拟实际传感器、用HIL设备外接实际执行器(喷油器、点火线圈)作为控制系统执行器。综上所述：快速原型控制器、HIL设备上传感器模拟通道、实际执行器(喷油器、点火线圈)构成了FADEC控制系统。

特征1：控制方式实现基于特定的系统硬件配置。

该控制方式得以实现的硬件基础包括：FADEC控制系统、电子节气门体、电动螺旋桨变距系统。FADEC控制系统包括一套测量传感器、一个控制器、和一套执行器。其中传感器用于测量发动机关键参数(如发动机转速、操纵杆位置、电子节气门开度等)，以实现关键控制子系统的闭环调节；控制器除了集成基本发动机控制算法，还集成本发明中基于飞行推进功率请求的发动机工况寻优算法，根据计算得到的工况点确定当前期望节气门开度与螺旋桨转速，并通过控制节气门开度与桨叶角，保证发动机工作在对应的工况点(节气门开度、发动机转速)；执行器则用来实现发动机喷油、点火等基本功能。电子节气门体可以实现操纵杆与节气门开度的机械解耦，从而可以根据需要通过FADEC控制器中的软件实现节气门开度的闭环调节。电动螺旋桨变距系统作用类似于电子节气门体，可以实现操纵杆与螺旋桨转速的机械解耦，从而使得FADEC控制器的软件可以自由设定螺旋桨目标转速。

特征2：基于统一的飞行推进功率请求的开环功率控制。

发动机负荷协调与控制的目标是保证满足飞行推进功率请求的条件下降低发动机工作油耗。满足飞行推进功率要求是首要目标，控制系统会存储飞机设计过程中定义的飞行任务剖面各阶段的飞行推进功率，并将这种功率需求映射到操纵杆的操纵行程的不同位置，最终系统通过操作杆位置来统一表示飞机当前飞行推进功率需求。控制系统并不直接测量实际飞行推进功率，也不会把它作为反馈信号引入到系统中，而只是根据操作杆位置解释的需求功率控制发动机节气门开度和螺旋桨转速，因此在整机推进功率控制层面，该控制方式实现的是一种开环功率控制。

特征3：工况点可实现性考虑：

硬件限制和物理边界是系统硬件配置施加给寻优算法的边界条件，可以帮助实现寻优工况区的初步筛选。算法设计过程中采用自上而下的分解方法，从飞机需求到零部件系统物理边界，层层考虑具体影响。首先根据飞机设计定义的飞行任务剖面，确定各个阶段的飞行推进功率以及实际飞行状态(飞行高度、飞行姿态、飞行速度)。基于确定的飞行推进功率和飞行速度，结合螺旋桨推进器允许的螺旋桨转速窗口、螺旋桨桨叶角调整范围、螺旋桨最佳效率对应的桨叶迎角范围、螺旋桨最佳效率值等信息，首先可以确定一个允许的发动机转速区Nw1；其次可以确定此时发动机输出功率的最小值，基于该最小输出功率、发动机功率外特性曲线、飞行高度信息可以确定满足飞行推进功率要求的发动机转速区Nw2；两个转速区(Nw1、Nw2)共同包含的转速区Nw3即为初步确定的发动机工况寻优转速区。

特征4：发动机工况点寻优算法

在基于硬件限制和物理边界筛选出的发动机转速区，进行最小油耗工况点搜索是寻优算法的核心，搜索算法采用最简单的查表比较法。首先在控制器中存储一个发动机比油耗map，该map是由发动机台架试验实测得到，map表的两个轴分别由发动机转速和扭矩数组构成。根据选定转速区和发动机输出功率请求，每50转设定一个搜索点(转速、扭矩)，对油耗map查表得到搜索点对应的比油耗数值，所有搜索点完成后得到一个比油耗数组，找出该数组中数值最小的元素，该元素的索引对应的工况点即为当前飞行条件下的最佳发动机工况点。

特征5：发动机最优工况点控制实现

工况寻优算法找到当前最佳发动机工况点(转速、扭矩)后，控制系统需要将发动机调整到最佳工况点并在该工况点稳定运行。控制系统借助两个闭环控制子系统来实现发动机工况点调整。首先是节气门开度控制子系统，该子系统根据目标转速、目标扭矩、当前飞行高度确定的海拔补偿系数、基于进气温度确定的温度补偿系数、标况下节气门流量特性等信息计算得到期望的节气门开度，然后结合节气门位置传感器测量的实际开度，计算节气门开度偏差，该偏差输入PID闭环控制器，通过PID控制器调整节气门开度到期望的目标开度并在该开度下稳定工作。另一个是螺旋桨转速设定控制子系统，该子系统根据期望发动机转速、变速器速比确定当前期望的螺旋桨转速，根据发动机转速传感器实测的发动机转速、变速器速比计算出实际的螺旋桨转速，目标转速与实际转速的偏差输入PID控制器，控制目标转速设定电机将螺旋桨转速设定值调整到期望的转速，螺旋桨变距系统根据该设定转速自动调整桨叶角，保证螺旋桨转速稳定且高效工作。

图1给出了系统硬件结构框图，通过HIL设备模拟一台航空发动机，HIL设备上搭载真实的电子节气门体、螺旋桨目标转速设定电机作为真实负载；此外，HIL设备还模拟各种发动机及飞机信号给FADEC控制器提供模拟传感器输入信号。通过快速原型模拟FADEC控制器，快速原型提供通用的控制器硬件平台，将控制算法代码下载到快速原型中，快速原型就可以模拟真实的FADEC控制器。将快速原型控制器和HIL设备(包括搭载的电子节气门体、螺旋桨转速设定电机)组成一个闭环系统，构建整个控制系统硬件平台。

图2给出了整个控制算法流程图，完整的控制算法包含工况判定、飞行推进功率管理、硬件限制与物理边界计算、发动机工况寻优算法、最优工况点控制实现等功能。利用基于模型的软件开发方法建立控制算法模型并进行功能仿真测试，测试通过后借助自动代码生成技术，将控制算法模型转化成软件代码。最后通过接口处理将这部分软件算法同基本的发动机控制软件算法(喷油、点火、进气量计算和扭矩协调等功能实现)集成为完整的FADED控制算法程序，并将集成后的可执行程序下载到快速原型硬件平台上。

利用快速原型作为通用发动机控制器进行台架试验，测量原型发动机基础数据，包括比油耗map、功率、扭矩外特性曲线、电子节气门流量特性等。利用测量的发动机数据配置HIL设备上的发动机模型，同时也用来标定原型控制器中油耗map、功率外特性曲线、节气门流量特性map等参数。

控制算法中除了发动机相关控制参数需要通过台架试验测量外，还有飞机飞行任务剖面相关的数据需要获取。当前的方法是首先分析原型发动机对应的竞品发动机型号，然后明确竞品发动机搭载的通航飞机型号，最后根据公开资料获取这些飞机飞行包线定义的飞行任务剖面数据及相关的飞机参数。用这些数据作为基础数据配置发动机控制器中飞机相关的参数。

上面结合附图对本发明进行了示例性描述，显然本发明具体实现并不受上述方式的限制，只要采用了本发明的方法构思和技术方案进行的各种非实质性的改进，或未经改进将本发明的构思和技术方案直接应用于其它场合的，均在本发明的保护范围之内。本发明的保护范围应该以权利要求书所限定的保护范围为准。

Claims (4)

1.一种活塞式航空发动机负荷协调控制方法，其特征在于,该方法基于发动机负荷协调控制系统，该系统包括FADEC控制系统、电子节气门体、电动螺旋桨变距系统，电子节气门体、电动螺旋桨变距系统分别与FADEC控制系统连接，所述FADEC控制系统包括测量传感器、控制器和执行器；

该方法基于飞行推进功率请求的发动机工况寻优算法计算得到工况点；确定当前期望节气门开度与螺旋桨转速，并通过闭环控制系统调节节气门开度与桨叶角；

控制器中存储飞机设计过程中定义的飞行任务剖面各阶段的飞行推进功率，并将这种功率需求映射到操纵杆的操纵行程的不同位置，最终系统通过操作杆位置来统一表示飞机当前飞行推进功率需求；根据操作杆位置解释的需求功率控制发动机节气门开度和螺旋桨转速；

该方法首先根据飞机设计定义的飞行任务剖面，确定各个阶段的飞行推进功率以及实际飞行状态；基于确定的飞行推进功率和飞行速度，结合螺旋桨推进器允许的螺旋桨转速窗口、螺旋桨桨叶角调整范围、螺旋桨最佳效率对应的桨叶迎角范围、螺旋桨最佳效率值信息，确定一个允许的发动机转速区Nw1；然后确定此时发动机输出功率的最小值，基于发动机输出功率的最小值、发动机功率外特性曲线、飞行高度信息确定满足飞行推进功率要求的发动机转速区Nw2；两个转速区共同包含区域为转速区Nw3，转速区Nw3为发动机工况寻优转速区；

于该方法在基于硬件限制和物理边界筛选出的发动机转速区，进行最小油耗工况点搜索，搜索算法采用查表比较法；所述查表比较法首先在控制器中存储一个发动机比油耗map，该map是由发动机台架试验实测得到，map表的两个轴分别由发动机转速和扭矩数组构成；根据选定转速区和发动机输出功率请求，每50转设定一个搜索点，对油耗map查表得到搜索点对应的比油耗数值，所有搜索点完成后得到一个比油耗数组，找出该数组中数值最小的元素，该元素的索引对应的工况点即为当前飞行条件下的最佳发动机工况点。

2.根据权利要求1所述的活塞式航空发动机负荷协调控制方法，其特征在于,所述传感器用于测量发动机转速、操纵杆位置、电子节气门开度参数。

3.根据权利要求1所述的活塞式航空发动机负荷协调控制方法，其特征在于,所述电动螺旋桨变距系统用于操纵杆与螺旋桨转速的机械解耦；所述电子节气门体用于操纵杆与节气门开度的机械解耦。

4.根据权利要求1所述的活塞式航空发动机负荷协调控制方法，其特征在于,所述执行器用于实现发动机的喷油和点火。