CN107023405B - 用于燃气涡轮发动机的推力调度方法 - Google Patents

用于燃气涡轮发动机的推力调度方法 Download PDF

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Abstract

本发明提供一种用于燃气涡轮发动机的推力调度方法，该燃气涡轮发动机包括具有可变桨距β角的多个叶片。该方法可包括接收来自相应传感器的至少一个条件输入到控制系统中；接收来自低压轴速度传感器的低压轴速度到控制系统中；在控制系统中接收来自全权数字发动机控制（FADEC）的控制命令；基于所接收的至少一个条件输入和所接收的控制命令，由控制系统中的第一调度逻辑生成低压轴速度基础基准；根据所接收的至少一个条件输入、低压轴速度和所接收的控制命令，由第二调度逻辑生成β角基础基准；以及提供低压轴速度基础基准和β角基础基准至发动机控制系统，其中，发动机控制系统调节至少上述多个风扇叶片的桨距角或者通向发动机的燃料流量。

Description

用于燃气涡轮发动机的推力调度方法
技术领域
本公开内容涉及用于可变桨距(pitch)风扇发动机和涡轮轴、涡轮螺旋桨(propeller)发动机的控制系统。
背景技术
在一些风扇发动机(也称为“螺旋桨风扇”发动机)中，风扇螺旋桨的轴线与燃气发动机的轴线是平行或共轴的。通常，在涡轮轴、涡轮螺旋桨发动机中，一个或更多个螺旋桨的轴线将垂直于燃气发动机的轴线。在两种构造中，风扇或螺旋桨可具有固定桨距或可变桨距。如果桨距是可变的，则发动机还可具有专用的桨距改变机构(PCM)。螺旋桨速度(Nx)经由以下纯机械的齿轮系转换而与燃气发动机动力涡轮轴速度(Np)成比例，也即，Nx＝Kgb*Np，其中，Kgb为表示齿轮比的常数。控制螺旋桨速度Nx相当于控制动力涡轮速度Np。主要的难题在于协调对螺旋桨速度(Nx)或动力涡轮速度(Np)(由于它们彼此的关系而一般表示为Nx)、HP轴速度(N2)以及任何PCM桨距角的控制而同时保持一组起作用的约束，包括但不限于核心压力(Px)、排气温度(T)、核心速率(N2dot)和/或扭矩(Tq)以保持限定的极限值而同时排斥外部干扰，包括但不限于负载改变和/或内部已知干扰(包括但不限于可变放泄阀和可变定子翼片)。该难题包括两个重要方面，一方面是何种控制系统将被设计成实现协调控制目的，另一方面是何种控制基准(reference)将被调度用于控制系统以遵循和实现预期的控制目的。
保持需要有一种系统的控制基准调度方法来提供用于可变桨距风扇发动机或涡轮轴、涡轮螺旋桨发动机控制系统的协调基准。
发明内容
本发明的方面和优点将在下文描述中部分地阐述，或者可根据该描述是显而易见的，或者可通过实施本发明而懂得。
一种推力调度方法大体上提供为用于燃气涡轮发动机，该燃气涡轮发动机包括具有可变桨距β(beta)角的多个叶片。在一个实施例中，该方法包括接收来自相应传感器的至少一个条件输入到控制系统中；接收来自低压轴速度传感器的低压轴速度到控制系统中；在控制系统中接收来自全权数字发动机控制(FADEC)的控制命令；基于所接收的至少一个条件输入和所接收的控制命令，根据控制系统中的第一调度逻辑(schedule logic)生成低压轴速度基础基准；根据所接收的至少一个条件输入、低压轴速度和所接收的控制命令，由第二调度逻辑生成β角基础基准；以及提供低压轴速度基础基准和β角基础基准至发动机控制系统，其中，发动机控制系统调节至少上述多个风扇叶片的桨距角或者通向发动机的燃料流量。
技术方案1.一种用于燃气涡轮发动机的推力调度方法，所述燃气涡轮发动机包括具有可变桨距β角的多个叶片，所述方法包括：
接收来自相应传感器的至少一个条件输入到控制系统中；
接收来自低压轴速度传感器的低压轴速度到控制系统中；
在所述控制系统中接收来自全权数字发动机控制(FADEC)的控制命令；
基于所接收的至少一个条件输入和所接收的控制命令，在所述控制系统中由第一调度逻辑产生低压轴速度基础基准；
根据所接收的至少一个条件输入、所述低压轴速度以及所接收的控制命令，由第二调度逻辑产生β角基础基准；以及
提供所述低压轴速度基础基准和所述β角基础基准至发动机控制系统，其中，所述发动机控制系统调节至少所述多个风扇叶片的桨距角或者通向所述发动机的燃料流量。
技术方案2.根据技术方案1所述的方法，其特征在于，所述至少一个条件输入包括来自速度传感器的航空器速度输入。
技术方案3.根据技术方案1所述的方法，其特征在于，所述至少一个条件输入包括来自入口温度传感器的发动机入口温度输入。
技术方案4.根据技术方案1所述的方法，其特征在于，所述至少一个条件输入包括来自入口压力传感器的发动机入口压力输入。
技术方案5.根据技术方案1所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：
由所述控制命令和来自所述相应传感器的至少一个条件输入产生高压轴速度基础基准。
技术方案6.根据技术方案5所述的方法，其特征在于，所述发动机控制系统基于所述高压轴速度基础基准和来自高压轴速度传感器的输入调节通向所述发动机的燃料流量。
技术方案7.根据技术方案1所述的方法，其特征在于，所述发动机控制系统调节所述燃料流量和所述桨距角二者。
技术方案8.根据技术方案1所述的方法，其特征在于，所述燃气涡轮发动机包括具有可变桨距角的多个外部导向翼片；所述方法还包括：
由所接收的至少一个条件输入、所接收的控制命令以及所述叶片的β角产生外部导向翼片基础基准。
技术方案9.根据技术方案8所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：
调节所述外部导向翼片的可变桨距角。
技术方案10.根据技术方案1所述的方法，其特征在于，所述燃气涡轮发动机包括可变桨距风扇发动机、涡轮轴发动机，或者涡轮螺旋桨发动机。
技术方案11.根据技术方案1所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：
接收燃料流量信号；
接收桨距改变机构信号；
在受控装备中使来自所述桨距改变机构信号的桨距改变机构桨距角(BetaP)和燃料流量(Wf)燃料流信号与至少两个受控输出相关，其中，所述受控输出中的第一输出为螺旋桨速度(Nx)或动力涡轮轴速度(N1)以及所述受控输出中的第二输出为发动机核心速度(N2)、发动机压力比(EPR)或者发动机扭矩(Tq)。
技术方案12.根据技术方案11所述的方法，其特征在于，所述航空器发动机包括桨距改变机构促动器，以及所述方法还包括接收桨距改变机构信号和在所述受控装备中使来自所述桨距改变机构信号的桨距改变机构桨距角(BetaP)与至少两个受控输出相关，其中，所述受控输出中的第一输出为螺旋桨速度(Nx)或动力涡轮轴速度(N1)以及所述受控输出中的第二输出为发动机核心速度(N2)、发动机压力比(EPR)或者发动机扭矩(Tq)。
技术方案13.根据技术方案1所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：
在正向推力中执行瞬时调度以基于NxC_Ref、NxC、PLA和Mach改变所述β角。
技术方案14.根据技术方案1所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：
在反向推力中执行瞬时调度以基于Beta_Ref、β、PLA和Mach改变所述β角。
技术方案15.根据技术方案1所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：
在地面模式中执行瞬时调度以基于NxC_Ref、NxC、PLA和β改变所述β角。
技术方案16.根据技术方案1所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：
在正向推力中执行瞬时调度以基于NxC_Ref、NxC、PLA和Mach改变所述低压轴速度和所述β角。
技术方案17.根据技术方案1所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：
在反向推力中执行瞬时调度以基于NxC_Ref、NxC、PLA和β改变所述低压轴速度和所述β角。
技术方案18.根据技术方案17所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：
在反向推力中执行瞬时调度以基于NxC_Ref、NxC、PLA和Mach改变所述低压轴速度和所述β角。
参照下文描述和所附权利要求，本发明的这些及其它特征、方面和优点将变得更好理解。结合在本说明书中并构成其一部分的附图例示了本发明的实施例，并且连同描述一起用于阐释本发明的原理。
附图说明
本发明针对本领域普通技术人员而言全面并能够实施的公开内容(包括其最佳方式)在参照附图的说明书中阐述，附图中：
图1为示例性涡轮轴涡轮螺旋桨发动机的截面视图。
图2A为用于飞行中的航空器的可变桨距风扇发动机或涡轮轴涡轮螺旋桨发动机的主控制体系结构的方框图。
图2B为用于飞行中的航空器的涡轮轴涡轮螺旋桨发动机的可变桨距外部导向翼片的主控制体系结构的方框图。
图3显示用于Nx和N2的给定组合的正向和反向桨距角方案。
图4为用于可变桨距风扇发动机的提出的示例性动力管理调度。
图5为对提供给N2Ref修整(shaping)的基础输入N2Ref的示例性调度。
图6为对提供给NxRef修整的基础输入NxRef的示例性调度。
图7A示出对根据正向或反向推力信号而提供给BetaP伺服控制的基础输入B_Ref_Base的调度。
图7B示出对以正向推力提供给BetaP伺服控制的dBeta的调度。
图7C示出对以反向推力提供给BetaP伺服控制的dBeta的调度。
图7D示出对在地面滑行模式中提供给BetaP伺服控制的dBeta的调度。
图8示出对提供给OGV伺服控制的基础输入OGV_Ref_Base的调度。
图9A示出在正向推力中对dv2dot信号的调度。
图9B示出在反向推力(阶段1)中对dv2dot信号的调度。
图9C示出在反向推力(阶段2)中对dv2dot信号的调度。
在本说明书和附图中反复采用的参考字符意图表示本发明的相同或相似的特征或元件。
零件标号列表
10-控制系统体系结构(飞行中)
12-控制系统体系结构(地面上或推力反向)
20-Wf，燃料流量
22-BetaP，PCM桨距角
24-受控输出
26-受控输出
28-装备
30-v1dot
32-v2dot
34-主脱离控制
36-BetaP基准
38-u2dot
40-N2跟踪
42-Nx跟踪
44-受约束的脱离控制
46-脱离控制装备
48-选择逻辑
50-控制约束
52-受约束的跟踪错误
54-受约束基准
56-最小和最大极限值
58-控制基准修整
58A-主基准控制修整
58B-受约束控制基准修整
60-对空气动力学负载的改变
62-燃料流量伺服控制
102-发动机
104-发动机
110-单一发动机控制系统
112-单一发动机控制系统
114-速度相位同步调节器
116-螺旋桨速度相位
118-螺旋桨速度相位
120-滤波相位信号
122-滤波相位信号
124-速度相位信号的差异
126-相差基准
128-相差错误。
具体实施方式
现在将详细地参照本发明的实施例，其一个或更多实例在附图中例示。每个实例均以解释本发明的方式提供而非对本发明的限制。事实上，本领域技术人员将清楚的是，在本发明中可作出各种修正和变型而不脱离本发明的范围或精神。例如，作为一个实施例的一部分所显示或描述的特征可结合另一实施例使用以产生又一实施例。因此，本发明意图涵盖此类修正和变型到所附权利要求及其等同方案的范围内。
如文中所用，用语“第一”、“第二”和“第三”可互换地使用以区分一个构件与另一构件而非意图表示各个构件的位置或重要性。
用语“上游”和“下游”是指关于流体流在流体通路中的相对方向。例如，“上游”是指流体自其流动的方向，而“下游”是指流体向其流动的方向。
本公开内容对在其中风扇或螺旋桨(风扇螺旋桨)和燃气发动机作为单一受控装备对待的控制系统提供了一组基础基准和瞬时基准。控制系统体系结构包括受控的所有输出和约束、考虑已知的干扰排斥并且对于基准方面的剧烈变化是稳健的。因而，本公开内容提供了一种系统化和协调的推力调度方案，其用于控制可变桨距风扇发动机和涡轮轴、涡轮螺旋桨发动机而不管是涵道的或是无涵道的。
推力调度方法在文中通常提供为用于可变桨距风扇发动机和采用可变桨距推进器(propulsor)的涡轮轴和/或涡轮螺旋桨发动机体系结构。通常，推力调度方法使用转子叶片角度的正负号来区分正向推力与反向推力；使用发动机速度和转子速度连同β角一起来调度推力水平；使用原始逻辑和瞬时调度来预测不同操作模式中指令性或非指令性的变化并且补偿该变化，使得速度可实现更平滑和更快的瞬变而同时增强系统效率；使用与发动机速度相协调的转子速度和叶片桨距角以获得SFC减低；和/或调度发动机可变几何形状以与发动机速度、压力和温度相协调来确保可操作性和发动机极限保护。因此，推力调度方法可容许广泛的应用于更为高效的发动机操作以满足性能要求。
在一个实施例中，推力调度方法是基于发动机核心速度、推进器速度和风扇桨距角的。该方法可提供用于控制系统的协调控制基准以协调地控制推力和可操作性，同时实现最佳的系统效率。通过采用入口温度传感器(TInlet)和β角传感器(B1)，推力调度系统可容许控制系统获得最佳的效率和简易性。另外，本方法可提供协调的预测动作和瞬时调度用于控制系统来预测不同操作模式中指令性或非指令性的变化并且补偿该变化，使得速度可实现更为平滑和更快的瞬变而同时增强系统效率。最后，本方法可通过调度出口导向翼片(OGV)桨距角以与转子桨距角和转子速度相协调来提供用于减低噪音的协调调度，使得噪音最小化，尤其是在起飞和着陆阶段期间。
在一个实施例中，由于设定相同推进器速度(或发动机速度)的两个不同的桨距角(一个用于正向推力而一个用于反向推力)用于区分正向推力与反向推力，桨距角规定为分别具有两个不同的值，也即(1)指定桨距角正向方向：用于指示正向推力的+β角；和(2)反向方向：用于指示反向推力的-β角。
在一个实施例中，本方法调度发动机速度值(N2)、转子速度(Nx)和桨距角(Beta_Prop)来相对于不同的入口温度(TInlet)映射所要求的推力：较高的Np-＞较高的推力，如图3和图4中所示。另外，本方法还可调度桨距角(Beta_Prop)以与转子速度相协调来满足相同的推力要求，但由于较低的β导致较高的Nx&较小阻力而造成较低的特定燃料系数(SFC)。
因此，控制系统包括经由角度传感器的叶片角度(β)检测，使得发动机可有效和快速地响应于节流角输入。在一个实施例中，两个传感器用于检测转子叶片的角度(β1)和外部导向翼片(OGV)的角度(β2)，而其它的实施例由于没有OGV而只需要转子角。为了调度正向、反向和空载推力，控制系统需要扭矩、速度、压力、温度，以及角度传感器。下文在图1中概括了用于发动机控制的传感器构造的概要。
图1示出示例性实施例的无涵道推力生成系统1000的截面视图。如图1中所示，无涵道推力生成系统1000呈开放转子推进系统的形式并且具有图示为螺旋桨组件的旋转元件1020，其包括围绕无涵道推力生成系统1000的中心纵向轴线1011的翼型叶片1021的阵列。叶片1021布置成以典型地同等隔开的关系围绕中心纵向轴线1011，并且每个叶片1021均具有根部1023和末端1024以及限定在该二者之间的跨度。左手或右手发动机构造可通过镜像叶片1021(和下文讨论的翼片1031)来获得。作为备选，一种任选的反向齿轮箱(位于涡轮1056中或之后或者与动力齿轮箱1060相结合或关联)允许共同的燃气发生器和低压涡轮用来使风扇叶片顺时针或逆时针地旋转，也即根据需要来提供左手构造或者右手构造，例如对于某些航空器设施可能期望的是提供一对相反地旋转的发动机组件。在图1所示实施例中的无涵道推力生成系统1000还包括一体的驱动装置(动力齿轮箱)1060，其可包括用于相对于发动机1050降低螺旋桨组件旋转速度的齿轮组。
为参照目的，图1还图示了用箭头F表示的正向方向，其继而限定了系统的前部和后部。如图1中所示，旋转元件1020在“拉出器”构造中位于外壳1040的前方，而排出装置1080位于静态元件的后方。外壳1040通常包括燃气涡轮发动机或其它发动机构造以提供足够的能量来转动旋转元件1020以产生推力。
无涵道推力生成系统1000在示例性实施例中还包括不旋转的静态元件，其包括也围绕中心轴线1011设置的翼片1031的阵列，并且每个叶片1031均具有根部1033和末端1034以及限定在该二者之间的跨度。这些翼片可布置成使得它们距旋转组件并非都是等距的，并且可任选地包括在轴线1011远侧的环形护罩或涵道(未示出)或者可以是无护罩的。这些翼片1031安装至静态机架并且不相对于中心轴线1011旋转，但可包括用于调节它们相对于它们的轴线和/或相对于叶片1021的定向的机构。
在操作中，旋转叶片1021经由齿轮箱1060由低压涡轮1057驱动，使得它们围绕轴线1011旋转并且产生推力以沿正向方向F推动无涵道推力生成系统1000且因此推动与其相关联的航空器。叶片1021旋转的推进器速度或低压轴速度(N1)由低压轴1051上的传感器(N1)测量。
每个成组的叶片1021和翼片1031均并入桨距改变机构，使得叶片可独立地或者彼此结合地相对于桨距旋转轴线旋转。此种桨距改变可用于在各种操作条件下改变推力和/或涡旋影响，包括提供可在某些操作条件例如当使航空器着陆时有用的推力反向特征结构。叶片1021的桨距角或β角由β角传感器(B1)测量，以及翼片1031的桨距角或β角由β角传感器(B2)测量。
翼片1031设定大小、确定形状和构造成对流体施加反作用涡旋，使得沿下游方向在两列叶片的后方该流体具有显著减低程度的涡旋，这转化成提高的导出效率水平。如图1中所示，翼片1031相比于叶片1021具有较短的跨度，例如叶片1021的跨度的50％，或者根据需要可具有较长的跨度或与叶片1021相同的跨度。翼片1031可附接至与推进系统相关联的航空器结构，如图1中所示，或者附接至其它航空器结构例如机翼、挂架或者机身。静态元件的翼片1031与旋转元件的叶片1021的数目相比在数量上可更少或更多，或者在数量上相同并且在数量上通常大于二或大于四。
在图1中所示的实施例中，入口1070提供用于引入大气空气进入外壳1040的路径。入口内的入口温度由入口温度传感器(TInlet)测量，以及入口内的入口压力由入口压力传感器(P2)测量。
图1显示可称为“拉出器”的构造，在其中推力产生旋转元件1020位于发动机的外壳1040的前方，这与“推送器”构造实施例相反，在其中核心发动机1050位于旋转元件1020的前方。排出装置1080位于旋转元件1020和静态元件二者的内部和后方。
对“拉出器”或“推送器”构造的选择可与关于预期航空器应用的飞机机架对安装定向的选择相一致地进行，并且有些构造可根据安装位置和定向是否为机翼安装式、机身安装式或机尾安装式构造而在结构上或操作上是有利的。
图1的实施例示出燃气涡轮发动机1050包括压缩机1052、燃烧器1054和涡轮1056，它们一起工作以转动沿着中心纵向轴线1011延伸的高压轴。然而，在其它实施例中，低压涡轮1057可结合定位在外壳1040内的任何燃气发生器来使用以转动轴。轴速度或核心速度由燃气涡轮发动机1050的核心速度传感器N2测量作为轴的旋转速度。燃烧器1054的温度由燃烧器温度传感器测量，以及燃烧器1054内的压力由燃烧器压力传感器测量。HP涡轮的温度由HP涡轮温度传感器T4测量，以及涡轮1056的速度由HP涡轮速度传感器测量。在轴上由涡轮1056产生的扭矩T1在扭矩传感器处测量。最后，离开涡轮1056的排气的压力由压力传感器测量。
与一个或更多个控制器通讯的这些传感器中的每一个均可包括计算机或其它适合的处理单元。控制器可包括适合的计算机可读指令，当执行时，该指令配置控制器执行各种不同的功能，例如接收、发送和/或运行来自传感器的信号。计算机通常包括处理器(或多个处理器)和存储器。处理器可为任何已知的处理装置。存储器可包括任何适合的计算机可读介质或媒介，包括但不限于RAM、ROM、硬盘驱动装置、闪存驱动装置，或者其它的存储器装置。存储器储存可由处理器存取的信息，包括可由处理器运行的指令。这些指令可为当由处理器运行时导致处理器提供期望功能性的任何指令组。例如，该指令可为呈计算机可读形式提供的软件指令。当使用软件时，任何适合的程序设计、脚本，或者其它类型的语言或语言的组合都可用于实施文中所包含的教导内容。备选地，指令可由硬连线逻辑或其它电路来实施，包括但不限于专用电路。计算装置可包括用于在网络上存取信息的网络接口。网络可包括网络例如Wi-Fi网络、LAN、WAN、Internet、细胞网络和/或其它适合网络的组合，并且可包括任何数目的有线或无线通讯链路。例如，计算装置可经由有线或无线网络与每个传感器和发动机的其它系统(例如，发动机逻辑控制)通讯。
通常的发动机控制逻辑，其在某些实施例中可以是能够在发动机控制器和/或全权数字发动机控制(FADEC)1100中运行，使用低压轴速度(N1)和高压轴速度(N2)结合扭矩(T1)和β角(B1，B2)来调节燃料流量(Wf)和预定(或计划)推力。尽管传统的控制系统采用发动机压力比(EPR)，但HP轴速度(N2)提供若干优点。通过HP轴自然选择动力学，燃料流量直接地使扭矩(T1)和HP轴速度(N2)相互关联，因而燃料流量(Wf)和HP轴速度(N2)的动力学关系显然是基于物理学的并且可容易地建模。另一方面，EPR动力学难以建模，因为其高度依赖于上游和下游的流动路径条件。因此，EPR显然不受燃料流量支配。
当前所提供控制系统的一个要素是区分正向和反向推力的能力。对于给定的核心速度(N2)或推进器速度(Nx)，存在用于推进器桨距角(β)的两种方案。一个这样的方案是用于正向推力，以及第二个方案是用于反向推力。为了区分这两种方案，控制系统包含角度传感器来检测桨距角(β)。图3显示用于N1和N2的给定组合的正向和反向β方案。动力管理系统使用节流角输入来确定是否正在要求正向或反向推力，从而确定用于预定N1和N2的适当的β角方案。当选择反向推力时，节流反向信号触发β伺服环路的开环控制。桨距改变机构使用最大扭矩来驱动β经过低桨距(或平坦桨距)并且进入反向，直至满足规定的β角。这里，闭环燃料流量和β控制以反向推力继续。
推力调度系统采用N1、N2、TInlet、PInlet、β角、扭矩和燃料流量仪来调节推力以满足节流角输入。入口温度(TInlet)提供有关推进系统操作所处的飞行条件的信息。入口温度(TInlet)传感器使得推力调度系统能够贯穿飞行包线相对于用于性能和声学最佳的末端速度调度Nx。对于在给定飞行条件下对应的Nx，推力调度系统使N2映射β角且因此映射推力。Nx由节流角和TInlet确定，β需要协调以映射至Nx用于较高推力和较小阻力，因此，N2由节流角和Mach以及TInlet和/或PInlet确定以对于给定的Nx和β产生期望的推力。在图4中示出了所提出的动力管理调度的一个实例。
推力调度系统还使用燃烧器压力、HP涡轮温度(T4)和扭矩(T1)作为约束来确保发动机的可操作性。在起飞模式期间，扭矩是主要的约束。在高动力操作中，HP涡轮温度(T4)可为最高优先权的约束以保护HP涡轮免于过热。贯穿降落和空载，燃烧器压力可以是最高优先权的约束以保护燃烧器免于熄火。发动机速度倒数和动力涡轮速度倒数被安排或调度作为约束来防止超速。
超速检测可采用N1和HP涡轮速度传感器来警示控制系统有可能的超速状况。超速由N1与涡轮1056的速度之比的差异来表示，其中N1和涡轮1056的速度通过齿轮箱转速比来相关。一旦检测到差异，则切断燃料流量以防止超速状况发生并且将转子叶片移动至顺桨位置。
一般的控制系统通过遵循规定基准来控制推力和使发动机操作保持在约束内。
对于可变桨距风扇发动机或涡轮轴、涡轮螺旋桨发动机的实施例，下文在图2A中示出一般的控制系统的实例。控制输入为来自燃料促动器(一体地结合到燃料流量伺服控制62中)的燃料流量(Wf)20和来自PCM促动器(一体地结合到PCM桨距角伺服控制64中)的PCM桨距角(BetaP)22。其它的可变几何形状(VG)作为已知的干扰输入来考虑。受控输出中的一个输出24可为螺旋桨速度(Nx)或者基于关系Nx＝Kgb*N1并表示为Nx的动力涡轮轴速度(N1)。第二受控输出26可为发动机核心速度(N2)、发动机压力比(EPR)和发动机扭矩(Tq)中的任一个。为清楚和简便起见，文中对于下文公式所提供的受控输出24、26为Nx(第一受控输出24)和N2(第二受控输出26)。对于该控制方法的典型约束可包括最小和最大极限值，例如但不限于：最小压力极限值(MinPx)、最大压力极限值(MaxPx)、最大温度极限值(MaxT)、最大扭矩极限值(MaxTq)、最小速度比极限值(MinN2dot)，以及最大速度比极限值(MaxN2dot)。
受控输出24、26、N2和Nx在控制系统体系结构10中形成反馈环路的基础。这些反馈信号与表示为N2Ref和NxRef的修整(或滤波)基准相结合。反馈信号和修整基准N2Ref和NxRef的结合形成跟踪错误信号。跟踪错误信号可经受基准跟踪单一输入单一输出(SISO)控制，然后与前馈控制动作相结合，该前馈控制动作起因于解决空气动力学加载变化在受控输出24、26(Nx和N2)上的影响。
图5示出对提供为用于N2Ref修整的基础输入N2Ref 100的调度。基础输入N2Ref100由来自领航命令的动力杆角(PLA)、由飞机传感器提供的飞机速度(Mach)、来自入口压力传感器的入口压力(P2)以及来自入口温度传感器的入口温度(TInlet)形成。取决于具体操作条件，从输入考虑，N2_Ref_Base 102根据该调度来计算。
图6示出对提供为用于NxRef修整的基础输入NxRef 200的调度。基础输入NxRef200由来自领航命令的动力杆角(PLA)、由飞机传感器提供的飞机速度(Mach)以及来自入口温度传感器的入口温度(TInlet)形成。取决于具体操作条件，从输入考虑，Nx_Ref_Base 202根据该调度来计算。
基准跟踪SISO控制输出和前馈控制的组合形成伪假输入30、32(v1dot，v2dot)。应用选择逻辑48从伪假输入选择最需要的输入由受约束的脱离控制和受控的输出跟踪控制产生。由受约束的脱离控制产生的伪假输入可替代伪假输入30、32中至少之一并且形成用于主脱离控制34的输入。主脱离控制的输出形成控制输入命令的基础。控制输入命令馈送燃料流量伺服控制62和PCM桨距角伺服控制64，连同生成受控输出24、26和受控约束50的受控装备28一起。
图7A示出对提供给BetaP伺服控制64(也即，用于调节图1中叶片1021的桨距的控制单元)的基础输入B_Ref_Base 502的调度500。B_Ref_Base 502使用由来自领航命令的动力杆角(PLA)、从飞机传感器提供的飞机速度(Mach)以及低压轴速度N1形成的输入来计算以根据正向或反向推力信号来设定转子叶片1021的桨距。在这种调度以及其它调度中，温度校正可基于以下等式来执行：
NxC_Ref＝Nx_Ref_Base/sqrt(θ2)；其中，θ2＝TInlet/518.67，sqrt表示平方根；
NxC＝Nx/sqrt(θ2)；其中，θ2＝TInlet/518.67，sqrt表示平方根；以及
N2C＝N2/sqrt(θ25)；其中，θ25＝Tdischarge/518.67，其中，Tdischarge为在HP压缩机中的排气温度(在压缩机之后但在进入燃烧器之前)，sqrt表示平方根。
类似地，图8示出对提供给OGV伺服控制图2B(也即，用于调节图1中翼片1031的桨距的控制单元)的基础输入OGV_Ref_Base 602的调度。OGV_Ref_Base使用由来自领航命令的动力杆角(PLA)、由飞机传感器提供的飞机速度(Mach)以及推进器叶片的β角(B1)形成的输入来计算以根据正向或反向推力信号来设定OGV翼片1031的桨距。
在正向推力和以恒定PLA飞行中，用于产生dv2dot的瞬时调度和逻辑被用于更快地补偿因飞机机动和/或侧风引起的非指令性Nx改变。Nx和N2通过2x2MIMO控制来协调。图9A示出对根据逻辑300使用由来自领航命令的动力杆角(PLA)、由飞机传感器提供的飞机速度(Mach)和低压轴速度N1(其等于转子速度Nx)形成的输入所计算的dv2dot信号302的调度。
在着陆&推力反向启动阶段之间的正向飞行中，在图9A中所示的用于产生dv2dot的瞬时调度和逻辑被用于由PLA指令性NxRef/N2Ref改变所产生的更快的Nx响应。β由2x2控制获得，并且直接地受控于Beta_Ref_Base和由β瞬时调度和逻辑计算的dBeta的组合以准备推力反向。图7B示出对在正向推力中提供给BetaP伺服控制64的dBeta 502′的调度500′。dBeta 502′使用由来自领航命令的动力杆角(PLA)、从飞机传感器提供的飞机速度(Mach)以及低压轴速度N1(其等于转子速度Nx)形成的输入来计算以设定转子叶片1021的桨距。
在反向推力中，发动机经历至少两个阶段。在推力反向的第一阶段中，Nx遵循由Nx_Ref_Base指定的NxRef，并且瞬时调度和逻辑300′用于产生dv2dot 302′来补偿Nx响应。图9B示出对在推力反向第一阶段中使用输入PLA、NxC、NxC_Ref和β计算并提供给主脱离控制34的输入的dv2dot 302′的调度300′。β不暴露于2x2控制，并且直接地受控于Beta_Ref_Base调度在负区域中的β和由用于推力反向第一阶段的β瞬时调度和逻辑所计算的dBeta的组合。图7C示出对在正向推力中提供给BetaP伺服控制64的输入的dBeta 502″的调度500″。dBeta502″使用来自领航命令的动力杆角(PLA)、来自飞机传感器的飞机速度(Mach)和来自β角传感器的β角的输入来计算。β经历FFL和0至最小的负β角。
在反向推力阶段2中，当PLA命令新的NxRef和N2Ref时，β返回2x2控制。Nx遵循Nx_Ref_Base并且瞬时调度和逻辑用于产生dv2dot。图9C示出对根据逻辑300″使用输入PLA、Mach、NxC和NxC_ref所计算的dv2dot信号302″的调度。
最后，在以PLA命令的地面滑行中，β不暴露于2x2控制，并且直接地受控于Beta_Ref_Base和由瞬时调度和逻辑所计算的dBeta的组合。Beta_Ref_Base调度用于推力反向的负区域中或用于推力正向的正区域中的β，但不超过飞行精细极限值Beta_FFL。dBeta的瞬时调度&逻辑将补偿对于NxRef的Nx响应。图7D示出对提供给BetaP伺服控制64的dBeta502″′的调度。dBeta 502″′使用输入PLA、Nx、β和NxC_ref来计算以设定在地面滑行模式中转子叶片1021的桨距。
注意的是，由dv1dot 400所提供的输入402是任选的，但如果应用的话将与由dv2dot 300所提供的输入302一致。
预期动作可以是
或
其中，k、T、τ可分别具有不同的值用于上述调度动作。
受控装备28包括表示可变桨距风扇发动机和涡轮螺旋桨发动机以及涡轮轴发动机的功能元件。
因此，推力调度方法描述为用于可变桨距风扇、涡轮轴，以及涡轮螺旋桨发动机。在一个实施例中，至少一个条件输入接收到用于产生基础基准的控制系统中(例如，从相应传感器)以及至少一个输出测量接收到用于瞬时调度和逻辑的控制系统中。控制命令也可从全权数字控制接收到控制系统中。受控输出的基础基准通过使用相同的主要操作条件输入(例如，低压轴速度基础基准和高压轴速度基础基准)和使用一些受控输出测量作为输入(例如，β基础基准使用校正的低压轴速度作为输入)来产生和协调。瞬时调度和逻辑通过至少使用受控输出和其基准以及操作条件作为输入来产生。瞬时调度和逻辑也根据一般控制系统的不同操作模式来调度。基础基准和瞬时调度和逻辑应用于一般控制系统来控制促动器和调整输出。
条件输入可包括但不限于来自速度传感器的航空器速度(MACH)、来自入口温度传感器的发动机入口温度输入、来自入口压力传感器的发动机入口压力输入等。
在一些实施例中，燃气涡轮发动机可包括具有可变桨距角的多个导向翼片。在此类实施例中，外部导向翼片基础基准可由所接收的至少一个条件输入和所接收的控制命令产生。另外，外部导向翼片的可变桨距角可以调节。
该方法还可包括接收燃料流量信号；接收桨距改变机构信号；在受控装备中使来自桨距改变机构信号的桨距改变机构桨距角(BetaP)和燃料流量(Wf)燃料流信号与至少两个受控输出相关，其中，受控输出中的第一输出为螺旋桨速度(Nx)或动力涡轮轴速度(N1)以及受控输出中的第二输出为发动机核心速度(N2)、发动机压力比(EPR)或者发动机扭矩(Tq)。例如，航空器发动机可包括桨距改变机构促动器，使得该方法还包括接收桨距改变机构信号和在受控装备中使来自桨距改变机构信号的桨距改变机构桨距角(BetaP)与至少两个受控输出相关，其中，受控输出中的第一输出为螺旋桨速度(Nx)或动力涡轮轴速度(N1)以及受控输出中的第二输出为发动机核心速度(N2)、发动机压力比(EPR)或者发动机扭矩(Tq)。
如文中所用，用语“β角”是指风扇叶片角度、转子叶片角度、压缩机叶片角度、螺旋桨叶片角度等。也就是说，用语“β角”是指任何可变叶片的桨距。
本书面描述采用实例来公开包括最佳方式的本发明，并且还使得本领域普通技术人员能够实施本发明，包括制作和使用任何装置或系统以及执行任何所并入的方法。本发明可取得专利的范围由权利要求限定，并且可包括本领域技术人员想到的其它实例。如果此类其它实例包括与权利要求的字面语言并无不同的结构元件或者如果此类其它实例包括与权利要求的字面语言并无实质差异的同等结构元件，则认为它们处在权利要求的范围内。

Claims (9)

1.一种用于燃气涡轮发动机的推力调度方法，所述燃气涡轮发动机包括具有可变桨距角β的多个叶片，所述方法包括：
接收来自相应传感器的至少一个条件输入到燃气涡轮发动机控制系统中；
接收来自低压轴速度传感器的低压轴速度到所述燃气涡轮发动机控制系统中；
在所述燃气涡轮发动机控制系统中接收来自全权数字发动机控制的控制命令；
基于所接收的至少一个条件输入和所接收的所述控制命令，在所述燃气涡轮发动机控制系统中由第一调度逻辑产生低压轴速度基础基准；
根据所接收的至少一个条件输入、所述低压轴速度以及所接收的所述控制命令，由第二调度逻辑产生β角基础基准；以及
提供所述低压轴速度基础基准和所述β角基础基准至所述燃气涡轮发动机控制系统，其中，所述燃气涡轮发动机控制系统至少调节所述多个叶片的桨距角或者通向所述燃气涡轮发动机的燃料流量。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述至少一个条件输入包括来自速度传感器的航空器速度输入。
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述至少一个条件输入包括来自入口温度传感器的发动机入口温度输入。
4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述至少一个条件输入包括来自入口压力传感器的发动机入口压力输入。
5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：
由所述控制命令和来自所述相应传感器的至少一个条件输入产生高压轴速度基础基准，其中，所述燃气涡轮发动机控制系统基于所述高压轴速度基础基准和来自高压轴速度传感器的输入调节通向所述燃气涡轮发动机的燃料流量。
6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述燃气涡轮发动机控制系统调节燃料流量和所述桨距角二者。
7.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述燃气涡轮发动机包括具有可变桨距角的多个外部导向翼片；所述方法还包括：
由所接收的至少一个条件输入、所接收的所述控制命令以及所述叶片的β角产生外部导向翼片基础基准；以及
调节所述外部导向翼片的可变桨距角。
8.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述燃气涡轮发动机包括可变桨距风扇发动机、涡轮轴发动机或者涡轮螺旋桨发动机。
9.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：
接收燃料流量信号；
接收桨距改变机构信号；
在受控装备中使来自所述桨距改变机构信号的桨距改变机构桨距角和来自所述燃料流量 信号的燃料流量与至少两个受控输出相关，其中，所述受控输出中的第一输出为螺旋桨速度或动力涡轮轴速度以及所述受控输出中的第二输出为发动机核心速度、发动机压力比或者发动机扭矩。
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