CN108087125A - 一种航空发动机控制保护装置及方法 - Google Patents

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Abstract

本发明提供一种航空发动机控制保护装置及方法，该装置及方法包括：首先根据测量系统获得航空发动机的热力性能参数；然后将获取的热力性能参数换算为关键的状态监测参数；将这些状态监测参数与设定保护值进行比较，根据状态监测参数偏离正常状态的差异程度，分别启动限制保护模块、紧急软保护模块和紧急硬保护模块，保证航空发动机安全可靠的长期运行。本发明将保证航空发动机在安全可靠运行的前提下，尽可能的降低微小故障引起航空发动机过多的紧急制动，同时降低一些紧急故障导致飞行员来不及操作的情况。

Description

一种航空发动机控制保护装置及方法
技术领域
本发明涉及一种航空发动机控制保护装置及方法，用于航空发动机的全权数字控制和保护，属于航空发动机控制技术领域。
背景技术
随着现代航空科学技术和工业的高速发展，航空发动机的复杂度正在迅速提高，民航运输也对航空发动机的安全性、可靠性提出了更高的要求。而航空发动机控制系统作为航空发动机的“大脑”，不仅要确保航空发动机高效稳定的工作，还需要保证航空发动机在发生各类故障时，仍能继续安全可靠的工作，避免灾难性后果发生，即使在某些比较恶劣的情况下，控制系统也应通过各型控制手段将损失降到最低，以确保人员的生命和财产安全。因此，航空发动机控制保护装置及方法对整个航空推进系统安全运行的非常关键。
然而，由于航空发动机工作条件极其恶劣，外部环境有时会对整个航空推进系统带来小的干扰，传统的航空发动机控制保护装置对航空发动机保护过度，容易把这些干扰看作故障前兆，而提前启动航空发动机紧急保护装置，而每一次紧急保护装置的启动都将给航空发动机的寿命带来损伤。另一方面，由于现代主流航空发动机控制系统为数字系统，而数字控制系统的软件有时会因为各种原因，出现死机或系统崩溃现场，如果这时航空发动机发生故障，将会导致无保护装置启动。
因此，本发明的目的是为了提供一种航空发动机控制保护装置及方法，它可以根据航空发动机运行的危险程度，分别启动限制保护模块、紧急软件保护模块和紧急硬件保护模块，该型保护机制不仅可以保证航空发动机在处于微小故障和干扰时，可以通过正常的控制功能把航空发动机调整到正常运行区域，同时也通过紧急硬件保护模块，保证出现软件死机或异常时，航空发动机仍具备保护功能。
发明内容
为了实现上述目地，本发明提出了一种航空发动机控制保护装置及方法，其特征在于包括以下步骤：
首先根据测量系统获得航空发动机的热力性能参数；然后将获取的热力性能参数换算为关键的状态监测参数；将这些状态监测参数与设定保护值进行比较，根据状态监测参数偏离正常状态的差异程度，分别启动限制保护模块、紧急软件保护模块和紧急硬件保护模块，保证航空发动机安全可靠的长期运行。
进一步地，航空发动机的热力性能参数的测量至少包括：进气道压力P0、
进气道温度T0、高压压气机出口压力P3、高压压气机出口温度T3、高压涡轮出口压力P5、高压涡轮出口温度T5、航空发动机高压转子转速Nh和航空发动机低压转子转速Nl
进一步地，状态监测参数至少包括：压气机压比CPR、高压压气机出口换算压力P3r、高压涡轮出口压力P5、高压涡轮出口温度T5、航空发动机高压转子换算转速Nhr和航空发动机低压转子换算转速Nlr，其中，压气机压比CPR的计算方式为：CPR=P3/P0，高压压气机出口换算压力P3r的计算方式为：，航空发动机高压转子换算转速Nhr的计算方式为：，航空发动机低压转子换算转速Nlr的计算方式为：。
进一步地，如果状态监测参数与设定保护值的绝对误差低于限制保护阈值，启动限制保护模块来调节燃料量或喷口面积等，让航空发动机重新远离限制保护边界。
进一步地，如果状态监测参数与设定保护值的绝对误差高于限制保护阈值，启动紧急软件保护模块来向所有执行机构发送紧急保护指令，让航空发动机准备紧急降落。
进一步地，如果状态监测参数与设定保护值的绝对误差高于紧急保护阈值，启动紧急硬件保护模块来向所有执行机构发送紧急保护指令，让航空发动机准备紧急降落。
进一步地，限制保护阈值可以取各个状态监测参数的设定保护值的1%。
进一步地，紧急保护阈值可以取各个状态监测参数的设定保护值的3%。
本发明与现有技术相比，至少具有以下优点及突出性的技术效果：①它可以根据航空发动机运行的危险程度来进行相应紧急模块的启动，既防止小的干扰导致紧急模块误启动，对航空发动机寿命造成损伤，同时又保证航空发动机真发生故障时，原有的软件保护模块仍能正常启动响应；②引入了紧急硬件保护模块，保证数字控制系统软件死机或故障时，航空发动机仍能处于保护机制中；③在选取状态监测参数，充分考虑到飞行包线对控制保护装置判断的干扰，将各个状态监测参数换算到对应的海平面参数，保证监测结果的高精度。
附图说明
图1是本发明实施例提供的一种航空发动机控制保护装置示意图；
图2是基于本发明的航空发动机控制保护装置及方法逻辑架构图。
具体实施方式
为了能够更清楚地理解本发明的上述目的、特征和优点，下面结合附图和具体实施方式对本发明进行进一步的详细描述。需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请的实施例及实施例中的特征可以相互组合。
在下面的描述中阐述了很多具体细节以便于充分理解本发明，但是，本发明还可以采用其他不同于在此描述的其他方式来实施，因此，本发明的保护范围并不受下面公开的具体实施例的限制。
实施例一
以某小型商用航空发动机为应用对象，整个航空发动机控制保护装置及方法的框架如图1所示，控制保护装置通过测量系统实时获得航空发动机的热力性能参数，基于本发明方法在内部根据航空发动机的运行状态实行对应的保护机制，并将指令信号发送给执行机构来实时调整燃料量和喷口面积等参数，同时在故障发生时，将故障警告和信息传送到飞控系统中。
在实施过程中，基于本发明的航空发动机控制保护装置及方法逻辑框架如图2所示，具体步骤如下：
S1.首先根据测量系统获得航空发动机的热力性能参数，本实施中测量的航空发动机的热力性能参数有：进气道压力P0、进气道温度T0、高压压气机出口压力P3、高压压气机出口温度T3、高压涡轮出口压力P5、高压涡轮出口温度T5、航空发动机高压转子转速Nh和航空发动机低压转子转速Nl。
S2.然后将获取的热力性能参数换算为关键的状态监测参数，最终的状态监测参数为：压气机压比CPR、高压压气机出口换算压力P3r、高压涡轮出口压力P5、高压涡轮出口温度T5、航空发动机高压转子换算转速Nhr和航空发动机低压转子换算转速Nlr，其中，压气机压比CPR的计算方式为：CPR=P3/P0，高压压气机出口换算压力P3r的计算方式为：，航空发动机高压转子换算转速Nhr的计算方式为：，航空发动机低压转子换算转速Nlr的计算方式为：。
S3. 分别设定各监测参数保护值，这些值都由航空发动机设计部门给出，在本实施例中，高压压气机出口换算压力P3r、高压涡轮出口压力P5、高压涡轮出口温度T5、航空发动机高压转子换算转速Nhr和航空发动机低压转子换算转速Nlr的保护值为固定参数，而压气机压比CPR的保护值为一个根据高压转子换算转速Nhr进行插值的可变参数。
S4. 计算状态监测参数与设定保护值的绝对误差值，得到压气机压比CPR、高压压气机出口换算压力P3r、高压涡轮出口压力P5、高压涡轮出口温度T5、航空发动机高压转子换算转速Nhr和航空发动机低压转子换算转速Nlr与它们设定保护值的绝对误差。
S5. 绝对误差低于限制保护阈值如果上述5个状态监测参数与设定保护值的绝对误差值都低于限制保护阈值，是，则执行步骤S6，否则执行步骤S7。
S6. 启动限制保护模块。该模块为航空发动机控制保护装置中的软件程序模块，可以调节燃料量或喷口面积等执行 ，让航空发动机重新远离限制保护边界。
S7. 绝对误差高于紧急保护阈值是，则执行步骤S8，否则执行步骤S9。
S8. 启动紧急硬件保护模块，来向所有执行机构发送紧急保护指令，让航空发动机配合飞机准备紧急降落。
S9. 启动紧急软件保护模块，向所有执行机构发送紧急保护指令，让航空发动机准备紧急降落。与S8步骤中不一样的是，在此模式下，航空发动机的控制系统还保持正常运转，航空发动机紧急降落的程序仍然遵循航空发动机寿命损耗最低、热应力最小等指标。
本发明实施例提出的一种航空发动机控制保护装置及方法，实现了对航空发动机的控制保护，它可以根据航空发动机运行的危险程度来进行相应紧急模块的启动，同时在选取状态监测参数，充分考虑到飞行包线对控制保护装置判断的干扰。

Claims (8)

1.一种航空发动机控制保护装置及方法，其特征在于包括以下步骤：
首先根据测量系统获得航空发动机的热力性能参数；然后将获取的热力性能参数换算为关键的状态监测参数；将这些状态监测参数与设定保护值进行比较，根据状态监测参数偏离正常状态的差异程度，分别启动限制保护模块、紧急软件保护模块和紧急硬件保护模块，保证航空发动机安全可靠的长期运行。
2.根据权利要求1所述一种航空发动机控制保护装置及方法，其特征在于，航空发动机的热力性能参数的测量至少包括：进气道压力P0、进气道温度T0、高压压气机出口压力P3、高压压气机出口温度T3、高压涡轮出口压力P5、高压涡轮出口温度T5、航空发动机高压转子转速Nh和航空发动机低压转子转速Nl。
3.根据权利要求1所述一种航空发动机控制保护装置及方法，其特征在于，状态监测参数至少包括：压气机压比CPR、高压压气机出口换算压力P3r、高压涡轮出口压力P5、高压涡轮出口温度T5、航空发动机高压转子换算转速Nhr和航空发动机低压转子换算转速Nlr，其中，压气机压比CPR的计算方式为：CPR=P3/P0，高压压气机出口换算压力P3r的计算方式为：，航空发动机高压转子换算转速Nhr的计算方式为：，航空发动机低压转子换算转速Nlr的计算方式为：。
4.根据权利要求1所述一种航空发动机控制保护装置及方法，其特征在于，如果状态监测参数与设定保护值的绝对误差低于限制保护阈值，启动限制保护模块来调节燃料量或喷口面积等，让航空发动机重新远离限制保护边界。
5.根据权利要求1所述一种航空发动机控制保护装置及方法，其特征在于，如果状态监测参数与设定保护值的绝对误差高于限制保护阈值，启动紧急软件保护模块来向所有执行机构发送紧急保护指令，让航空发动机准备紧急降落。
6.根据权利要求1所述一种航空发动机控制保护装置及方法，其特征在于，如果状态监测参数与设定保护值的绝对误差高于紧急保护阈值，启动紧急硬件保护模块来向所有执行机构发送紧急保护指令，让航空发动机准备紧急降落。
7.根据权利要求4所述一种航空发动机控制保护装置及方法，其特征在于，限制保护阈值可以取各个状态监测参数的设定保护值的1%。
8.根据权利要求6所述一种航空发动机控制保护装置及方法，其特征在于，紧急保护阈值可以取各个状态监测参数的设定保护值的3%。
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* Cited by examiner, † Cited by third party
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CN114893302A (zh) * 2022-04-14 2022-08-12 北京动力机械研究所 一种小型涡扇发动机转速判故方法及冗余控制方法

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