CN109002579A - 一种基于试车数据的航空发动机实时简化模型优化建模方法 - Google Patents

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Abstract

本发明提供了一种基于试车数据的航空发动机实时简化模型优化建模方法，针对半物理仿真试验中，存在强噪声的燃油流量导致模型仿真结果不合理的情况，在传统简化模型基础上引入转子动力学和容积动力学的思想，保证了仿真精度和实时性，有效地提高了模型的鲁棒性。同时在此基础上建立了进气道模型，实现了发动机模型在包线范围内慢车以上状态的仿真。

Description

一种基于试车数据的航空发动机实时简化模型优化建模方法
技术领域
本发明属于航空发动机慢车以上状态的建模与仿真领域，尤其涉及一种基于试车数据的简化动态实时模型的优化建模方法。
背景技术
拥有“工业皇冠上的明珠”美誉的航空发动机是一个复杂的强非线性气动热力学系统，且长期工作于高温、高压、高转速的恶劣环境中。因此为了保证航空发动机的性能和飞机飞行的安全，数字控制系统的稳定可靠至关重要。
研制数字控制系统需要航空发动机数学模型以进行半物理仿真试验，要求模型具有良好的精度和实时性。目前，常用的发动机建模方法主要分为解析法建模和实验法建模。解析法建模结合发动机内部的热力学定律和典型部件的特性数据，建立共同工作方程，通过求解方程获取发动机各状态参数。而实验法建模往往不需要发动机工作特性，仅根据试车数据通过一些数学处理，就可以得到发动机的数学模型。
在开展航空发动机半物理仿真试验时，燃油流量存在强噪声的情况，使发动机数学模型的仿真结果也存在较严重的噪声，这并不符合真实发动机特性。本发明根据试车数据和典型部件特性数据，研究了一种实验法与解析法相结合的简化建模方法，旨在发动机模型满足精度要求的同时，提高模型的鲁棒性，使仿真结果更加真实合理。
发明内容
发明目的：为了克服现有技术中存在的不足，本发明提供了一种基于试车数据的航空发动机实时简化模型优化建模方法，针对半物理仿真试验中，存在强噪声的燃油流量导致模型仿真结果不合理的情况，在传统简化模型基础上引入转子动力学和容积动力学的思想，有效地提高了模型的鲁棒性。
技术方案：
一种基于试车数据的航空发动机实时简化模型优化建模方法，包括以下步骤：
步骤1)根据航空发动机试车数据建立传统发动机实时简化模型：
步骤1.1)根据试车数据的大气条件，将数据全部换算到标准大气条件下，在试车数据的稳态数据段中提取稳态点，组成稳态工作线，并舍去野点；运用线性插值算法建立航空发动机稳态基线模型；
式中，Xcs为维持当前换算转速不变的状态参数，nc为换算转速；
步骤1.2)通过移动平均平滑法对动态数据进行平滑处理，减小噪声的影响；根据步骤1.1)中的航空发动机稳态基线模型求解发动机动态过程中的剩余供油流量：
ΔWfc＝Wfc-Wfcs
式中，Wfc为实际换算供油流量，Wfcs为稳态换算供油流量；
步骤1.3)计算各状态参数的动态系数：
步骤1.3.1)根据步骤1.2)中得到的剩余供油流量计算出转速的动态系数：
式中，i为发动机工作的某一时刻，ΔWfc为当前时刻的剩余供油流量，Δt为采样步长；
步骤1.3.2)根据航空发动机稳态基线模型和剩余供油流量计算出各状态参数的动态系数KX：
式中，Xc为实际相似换算后的状态参数；Xcs为维持当前换算转速不变的状态参数；
步骤1.3.3)运用线性插值算法建立各状态参数的动态系数KX关于换算转速nc的对应关系：
KX＝Ψ(nc)
步骤2)根据稳态工作线求解出维持发动机当前转速时燃气发生器需要的能量Est；
步骤2.1)建立航空发动机引放气系统模型；
Hloss和HDK分别为离开燃气发生器的放气和引气总焓，Wain为压气机进口空气流量，Closs为冷气放气比例，Kl为冷气引气比例，h为冷气比焓；
步骤2.2)引入压气机特性图，根据引放气系统求解出离开燃气发生器的截面状态参数，即组合压气机出口温度和轴流压气机出口温度；求解方法为定比热法：
式中，Tin为压气机进口总温，πcp为压气机增压比，ηcp为压气机效率，πcpmid为压气机中间级增压比，ηcpmid为压气机中间级效率，k为比热比；
步骤2.3)将热力学第一定律运用于燃气发生器，计算出维持发动机当前转速时燃气发生器需要的能量Est：
(Hin+WfHuηcb)-(Hloss+HDk+Hout)＝Est
式中，Hin和Hout分别为燃气发生器进口和出口总焓，Wf为燃油流量，Hu为燃油低热值，ηcb为燃烧室效率；
步骤2.4)根据步骤1中建立的稳态工作线获取Est关于转速n的稳态对应关系；
步骤3)根据转子动力学和容积动力学求解容积修正系数Vp；
步骤3.1)在步骤2的基础上根据转子动力学计算出发动机在动态过程中燃气发生器需要的能量ΔE：
式中，J为转动惯量；
步骤3.2)将整个燃气发生器视为一个容腔，根据容积动力学得出燃气发生器出口截面的温度变化：
式中，T为燃气发生器出口总温，P为燃气发生器出口总压，Ein为燃气发生器进口能量，Eout为燃气发生器出口能量；
步骤3.3)根据步骤1的试车数据反求出容积修正系数Vp；
步骤4)根据上述步骤得到的参数建立实验法和解析法相结合的航空发动机数学模型；
步骤4.1)根据稳态工作线和动态系数建立传统实时简化模型：
nc(i+1)＝nc(i)+KnΔWfcΔt
Xc(i+1)＝Xc(i)+KXΔWfc
式中，Δt为仿真步长；
步骤4.2)根据Est和Vp求解温度的变化率；
步骤4.3)根据步骤4.2)求解的温度变化率计算下一时刻的温度：
本发明还可以建立进气道模型，将高度和马赫数转化为燃气发生器进口总温和总压，实现发动机模型在包线范围内慢车以上状态的仿真；
进气道模型为：
进气道进口静温Ts0、静压Ps0：
式中，H为高度；
进气道进口总温Tt0、总压Pt0：
式中，M0为马赫数；
燃气发生器进口总温Tin、总压Pin：
Pin＝Pt0σ
Tin＝Tt0
式中，σ为进气道总压恢复系数。
有益效果：本发明设计的基于试车数据的航空发动机实时简化模型优化建模方法，解决了传统基于数据的航空发动机建模方法在燃油流量存在强噪声时，仿真结果不合理的情况。所提出的模型优化建模方法与传统实时简化模型相比在保证仿真精度和实时性的同时，提高了模型的鲁棒性。同时在此基础上建立了进气道模型，实现了发动机模型在包线范围内慢车以上状态的仿真。
附图说明
图1是本发明基于试车数据的航空发动机实时简化模型优化建模方法流程图。
图2是试车数据强噪声燃油流量曲线图。
图3是涡轴发动机引放气系统。
图4是将燃气发生器视为一个容腔，燃气发生器进出口能量变化示意图。
图5是燃气涡轮转速和压气机出口总压加减速动态系数示意图。
图6是涡轴发动机模型ng输出与试车数据ng输出结果对比图。
图7是涡轴发动机模型Pt3输出与试车数据Pt3输出结果对比图。
图8是涡轴发动机模型Tt45输出与试车数据Tt45输出结果对比图。
图9是传统实时简化模型和优化后模型Tt45输出结果对比图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明作更进一步的说明。
本发明的思路是针对半物理仿真试验中，如图2所示的存在强噪声的燃油流量导致模型仿真结果不合理的情况，在传统基于试车数据的简化模型基础上引入转子动力学和容积动力学的思想，在保证模型的仿真精度和实时性的同时，有效地提高了模型的鲁棒性。
本实施例的研究对象为某型自由涡轮式涡轴发动机，获取的涡轴发动机试车数据主要参数包括大气条件、燃油流量Wf、燃气涡轮转速ng、动力涡轮转速np、压气机出口总压Pt3和动力涡轮进口总温Tt45。
图1为本发明的计算流程图，如图1，本实施例具体包括以下步骤：
步骤1)根据航空发动机试车数据建立传统发动机实时简化模型；
步骤1.1)首先根据试车数据的大气条件，将数据全部换算到标准大气条件下，具体换算方法现有技术已有成熟详细方法，此处不再赘述；
在试车数据的稳态数据段中提取稳态点，组成稳态工作线，并舍去野点。运用线性插值算法建立涡轴发动机基线模型：
式中，Xcs为维持当前换算转速不变的状态参数，ngc为燃气涡轮换算转速；
步骤1.2)通过移动平均平滑法对动态数据进行平滑处理，减小噪声的影响；根据步骤1.1)中的稳态基线模型求解发动机动态过程中的剩余供油流量：
ΔWfc＝Wfc-Wfcs
式中，ΔWfc为当前时刻的剩余供油流量，Wfc为实际换算供油流量，Wfcs为稳态换算供油流量；
步骤1.3)运用步骤1.2)中的剩余供油流量计算各状态参数的动态系数；
步骤1.3.1)根据剩余供油流量计算出转速的动态系数：
式中，Δt为采样步长；
步骤1.3.2)根据稳态基线模型和剩余供油流量计算出压气机出口总压Pt3的动态系数KP3：
式中，Pt3c为相似换算后的实际压气机出口总压，Pt3cs为相似换算后的稳态压气机出口总压；
步骤1.3.3)建立ng和Pt3的动态系数Kng、KP3关于换算转速ngc的对应关系，如图5所示；
Kng＝φ1(ngc)
KP3＝φ2(ngc)；
步骤2)根据稳态工作线求解出维持发动机当前转速时燃气发生器需要的能量Est；
步骤2.1)根据发动机冷却引气和放气位置及比例建立航空发动机引放气系统模型，如图3所示；
式中，Hloss和HDK分别为离开燃气发生器的放气和引气总焓，Wain为压气机进口空气流量，Closs为冷气放气比例，Kl为冷气引气比例，h为冷气比焓；
步骤2.2)引入压气机特性图，根据引放气系统求解出离开燃气发生器的截面状态参数，即组合压气机出口温度Tt3和轴流压气机出口温度Tt27；求解方法为定比热法：
式中，πcp为压气机增压比，ηcp为压气机效率，πzc为轴流压气机增压比，ηzc为轴流压气机效率，k为比热比；
步骤2.3)将热力学第一定律运用于燃气发生器，如图4所示；计算出维持发动机当前转速时燃气发生器需要的能量Est：
(Hin+WfHuηcb)-(Hloss+HDk+Hout)＝Est
式中，Hin和Hout分别为燃气发生器进口和出口总焓，Wf燃油流量，Hu为燃油低热值，ηcb为燃烧室效率；
步骤2.4)根据步骤1中建立的稳态工作线获取Est关于转速ng的稳态对应关系；
步骤3)根据转子动力学和容积动力学求解容积修正系数Vp；
步骤3.1)在步骤2的基础上根据转子动力学计算出发动机在动态过程中燃气发生器需要的能量ΔE：
式中，J为转动惯量；
步骤3.2)将整个燃气发生器视为一个容腔，根据容积动力学得出燃气发生器出口截面的温度变化：
式中，Pt45为动力涡轮进口总压，Vcol为燃气发生器容积大小；
步骤3.3)根据步骤1的动态试车数据反求出容积修正系数Vp；由于Pt45未知，设容积修正系数Vp＝(Pt3/Pt45)Vcol作为实际计算中的压力修正，则：
步骤4)根据上述步骤得到的参数建立实验法和解析法相结合的基于试车数据的航空发动机实时简化模型；
步骤4.1)根据稳态工作线和动态系数建立传统实时简化模型：
ngc(i+1)＝ngc(i)+KngΔWfcΔt
Pt3c(i+1)＝Pt3c(i)+KP3ΔWfc
式中，Δt为仿真步长；
步骤4.2)根据Est和Vp求解温度的变化率；
步骤4.3)根据步骤4.2)求解的温度变化率计算下一时刻的温度：
为了验证本发明所设计的基于试车数据的航空发动机实时简化模型优化建模方法的有效性，进行地面标准大气条件下的的数字仿真。
由图6、图7、图8可知，实验法和解析法相结合的航空发动机数学模型与实际试车数据相互一致，稳态误差小于1％，动态误差小于2％。由图9可知，在燃油流量存在强噪声的情况下，传统实时简化模型的Tt45仿真曲线存在严重噪声，与试车数据相差较大且不符合发动机真实特性，而引入转子动力学和容积动力学的优化模型的Tt45噪声较小，仿真曲线更为平滑。
本发明还可以建立进气道模型，将高度和马赫数转化为燃气发生器进口总温和总压，实现发动机模型在包线范围内慢车以上状态的仿真。进气道模型为：
进气道进口静温Ts0、静压Ps0：
式中，H为高度；
进气道进口总温Tt0、总压Pt0：
式中，M0为马赫数；
燃气发生器进口总温Tin、总压Pin：
Pin＝Pt0σ
Tin＝Tt0
式中，σ为进气道总压恢复系数。
本发明设计的基于试车数据的航空发动机实时简化模型优化建模方法，解决了传统基于数据的航空发动机建模方法在燃油流量存在强噪声时，仿真结果不合理的情况。所提出的模型优化建模方法与传统实时简化模型相比在保证仿真精度和实时性的同时，提高了模型的鲁棒性。在此基础上建立了进气道模型，实现了发动机模型在包线范围内慢车以上状态的仿真。
以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出：对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims (2)

1.一种基于试车数据的航空发动机实时简化模型优化建模方法，其特征在于：包括以下步骤：
步骤1)根据航空发动机试车数据建立传统发动机实时简化模型：
步骤1.1)根据试车数据的大气条件，将数据全部换算到标准大气条件下，在试车数据的稳态数据段中提取稳态点，组成稳态工作线，并舍去野点；运用线性插值算法建立航空发动机稳态基线模型；
式中，Xcs为维持当前换算转速不变的状态参数，nc为换算转速；
步骤1.2)通过移动平均平滑法对动态数据进行平滑处理；根据步骤1.1)中的航空发动机稳态基线模型求解发动机动态过程中的剩余供油流量：
ΔWfc＝Wfc-Wfcs
式中，Wfc为实际换算供油流量，Wfcs为稳态换算供油流量；
步骤1.3)计算各状态参数的动态系数：
步骤1.3.1)根据步骤1.2)中得到的剩余供油流量计算出转速的动态系数：
式中，i为发动机工作的某一时刻，ΔWfc为当前时刻的剩余供油流量，Δt为采样步长；
步骤1.3.2)根据航空发动机稳态基线模型和剩余供油流量计算出各参数的动态系数KX：
式中，Xc为实际相似换算后的状态参数；Xcs为维持当前换算转速不变的状态参数；
步骤1.3.3)运用线性插值算法建立各状态参数的动态系数KX关于换算转速nc的对应关系：
KX＝Ψ(nc)
步骤2)根据稳态工作线求解出维持发动机当前转速时燃气发生器需要的能量Est：
步骤2.1)建立航空发动机引放气系统模型：
式中，Hloss和HDK分别为离开燃气发生器的放气和引气总焓，Wain为压气机进口空气流量，Closs为冷气放气比例，Kl为冷气引气比例，h为冷气比焓；
步骤2.2)引入压气机特性图，根据引放气系统求解出离开燃气发生器的截面状态参数，即组合压气机出口温度和轴流压气机出口温度；求解方法为定比热法：
式中，Tin为压气机进口总温，πcp为压气机增压比，ηcp为压气机效率，πcpmid为压气机中间级增压比，ηcpmid为压气机中间级效率，k为比热比；
步骤2.3)计算出维持发动机当前转速时燃气发生器需要的能量Est：
(Hin+WfHuηcb)-(Hloss+HDk+Hout)＝Est
式中，Hin和Hout分别为燃气发生器进口和出口总焓，Wf为燃油流量，Hu为燃油低热值，ηcb为燃烧室效率；
步骤2.4)根据步骤1)中建立的稳态工作线获取Est关于转速n的稳态对应关系；
步骤3)根据转子动力学和容积动力学求解容积修正系数Vp：
步骤3.1)在步骤2)的基础上根据转子动力学计算出发动机在动态过程中燃气发生器需要的能量ΔE：
式中，J为转动惯量；
步骤3.2)将整个燃气发生器视为一个容腔，根据容积动力学得出燃气发生器出口截面的温度变化：
式中，T为燃气发生器出口总温，P为燃气发生器出口总压，Ein为燃气发生器进口能量，Eout为燃气发生器出口能量；
步骤3.3)根据步骤1)的试车数据反求出容积修正系数Vp；
步骤4)根据上述步骤得到的参数建立实验法和解析法相结合的航空发动机数学模型：
步骤4.1)根据稳态工作线和动态系数建立传统实时简化模型：
nc(i+1)＝nc(i)+KnΔWfcΔt
Xc(i+1)＝Xc(i)+KXΔWfc
式中，Δt为仿真步长；
步骤4.2)根据Est和Vp求解温度的变化率；
步骤4.3)根据步骤4.2)求解的温度变化率计算下一时刻的温度：
2.根据权利要求1所述的航空发动机实时简化模型优化建模方法，其特征在于：建立进气道模型，将高度和马赫数转化为燃气发生器进口总温和总压，实现发动机模型在包线范围内慢车以上状态的仿真：
进气道模型为：
进气道进口静温Ts0、静压Ps0：
式中，H为高度；
进气道进口总温Tt0、总压Pt0：
式中，M0为马赫数；
燃气发生器进口总温Tin、总压Pin：
Pin＝Pt0σ
Tin＝Tt0
式中，σ为进气道总压恢复系数。
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