CN110030093A - 基于状态识别的舰载机发动机主燃油控制方法及装置 - Google Patents

Abstract

本申请属于舰载机发动机设计技术领域，具体涉及一种基于状态识别的舰载机发动机主燃油控制方法及装置。所述方法包括首先获取飞机的起落架状态、飞行高度、发动机马赫数及发动机油门杆位置信息；之后确定飞机的起飞状态标识信号的有效性；进而确定飞机的飞行状态，最后确定所述飞机在不同飞行状态下的主燃油控制规律。本申请针对舰载机使用环境，将主燃油控制规律分别按起飞状态、弹射起飞状态、空中状态进行详细设计，通过细化主燃油控制规律，在满足飞机推力的同时降低发动机热负荷，从而间接提高发动机寿命及气动稳定性。

Description

基于状态识别的舰载机发动机主燃油控制方法及装置

技术领域

本申请属于舰载机发动机设计技术领域，特别涉及一种基于状态识别的舰载机发动机主燃油控制方法及装置。

背景技术

舰载机发动机与传统的陆基发动机使用有较大的差异，由于在舰上起降的特殊使用环境，除正常的陆基飞机要求的空中性能外，尚有其特殊的要求：如由于舰基跑道距离的限制，需要发动机提供较陆基发动机更大的推力；同时由于舰载机使用环境往往处于高温、高湿的环境下，而在高温、高湿环境下，发动机物理推力往往较低，为保证舰载机安全可靠起飞，因此在高温、高湿环境下，舰载机发动机要提供足够的推力。

发动机推力的实现主要是靠燃油控制规律来实现，因此舰载机发动机主燃油控制规律必需应满足舰载机发动机使用环境的特点，如受舰面跑道的距离限制及高温高湿环境条件下，在起飞过程中可以提供足够的推力，因此在燃油控制规律中需针对以上特点进行状态识别。

目前舰载机用发动机燃油控制规律与传统的陆基发动机燃油控制规律相似，特别是稳态控制规律，并未针对舰载机特性区分起飞状态、空中飞行状态，因此为在起飞阶段提供足够的推力，使发动机整体的燃油控制规律供油量偏高，这样就会使发动机截面工作温度、压力偏高，从而对发动机寿命产生不利影响。同时由于供油量偏高，发动机极易发生喘振，对发动机的气动稳定性也将产生不利影响。

另外传统的的供油规律设计方法也不够细化、灵活，如针对舰载机起飞模式的不同，如滑跃起飞和弹射起飞对于发动机的推力需求不同，后者借助于弹射器的功率，不需发动机提供像滑跃起飞那样的推力，因此以上供油规律都急需进一步根据舰载机使用特点细化供油规律。

发明内容

为了解决上述技术问题至少之一，本申请第一方面提供了一种基于状态识别的舰载机发动机主燃油控制方法，包括：

获取飞机的起落架状态、飞行高度、发动机马赫数及发动机油门杆位置信息；

确定飞机的起飞状态标识信号的有效性；

确定飞机的飞行状态，所述飞行状态包括起飞状态、空中状态、弹射状态、着舰状态与复飞状态；以及

设置所述飞机在不同飞行状态下的主燃油控制规律。

优选的是，所述确定飞机的飞行状态包括：

若所述起飞状态标识信号有效，则根据牵引杆信号及油门开度确定所述飞机处于起飞状态或弹射状态；

若所述起飞状态标识信号无效，则根据所述起落架状态、飞行高度、发动机马赫数进一步确定所述飞机处于空中状态、着舰状态或复飞状态。

优选的是，在所述起飞状态标识信号有效的情况下，确定所述飞机处于起飞状态或弹射状态包括：

若牵引杆处于连接状态且油门开度大于预设角度时，所述飞机处于弹射状态，否则飞机处于起飞状态。

优选的是，所述预设角度为63°～65°。

优选的是，在所述起飞状态标识信号无效的情况下，确定所述飞机处于空中状态、着舰状态或复飞状态包括：

若起落架处于放下状态、飞行高度低于所述高度阈值、发动机马赫数低于马赫数阈值时，所述飞机处于着舰状态或复飞状态，否则处于空中状态。

优选的是，所述确定飞机的起飞状态标识信号的有效性包括：

获取设定的高度阈值与马赫数阈值；

若起落架处于放下状态、飞行高度低于所述高度阈值、发动机马赫数低于马赫数阈值、且发动机油门杆位于中间或中间以上状态时，所述起飞状态标识信号有效，否则所述起飞状态标识信号无效。

优选的是，所述高度阈值为2km，所述马赫数阈值为0.65。

优选的是，设置所述飞机在不同飞行状态下的主燃油控制规律包括：

确定所述飞机在不同飞行状态下的低压转子转速、高压转子转速及低压涡轮后温度限制值；以及

确定主燃油供油控制规律。

优选的是，确定主燃油供油控制规律包括：

所述起飞状态下的低压转子转速不低于空中状态、弹射状态下的低压转子转速；

所述起飞状态下的高压转子转速不低于空中状态、弹射状态下的高压转子转速；

所述起飞状态下的低压涡轮后温度限制值不低于空中状态、弹射状态下的低压涡轮后温度限制值。

本申请第二方面提供了一种基于状态识别的舰载机发动机主燃油控制装置，包括：

获取模块，用于分别获取飞机的起落架状态、飞行高度、发动机马赫数及发动机油门杆位置信息；

飞机起飞状态标识信号确定单元，用于确定飞机的起飞状态标识信号的有效性；

飞机飞行状态确定单元，用于确定飞机的飞行状态，所述飞行状态包括起飞状态、空中状态、弹射状态、着舰状态与复飞状态；以及

控制规律确定单元，用于分别设置所述飞机在不同飞行状态下的压气机进口可调静子叶片角度控制规律及发动机中间状态喷口控制规律。

附图说明

图1是本申请基于状态识别的舰载机发动机主燃油控制方法的一实施方式的流程图。

图2是本申请图1所示实施方式的飞机在不同飞行状态下的发动机中间状态及中间以上状态低压转子转速控制规律。

图3是本申请图1所示实施方式的飞机在不同飞行状态下的发动机中间状态及中间以上状态高压转子转速控制规律。

图4是本申请图1所示实施方式的飞机在不同飞行状态下的发动机中间状态及中间以上状态低压涡轮后温度控制规律。

图5是本申请基于状态识别的舰载机发动机主燃油控制装置的架构图。

具体实施方式

为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施方式中的附图，对本申请实施方式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。所描述的实施方式是本申请一部分实施方式，而不是全部的实施方式。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施方式，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方式，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施方式进行详细说明。

本专利根据舰载机发动机实际使用环境出发，提出了一种状态识别的舰载机发动机主燃油控制规律设计方法，从而针对舰载机使用环境，将主燃油控制规律分别按起飞状态、弹射起飞状态、空中状态进行详细设计，通过细化主燃油控制规律，在满足飞机推力的同时降低发动机热负荷，从而间接提高发动机寿命及气动稳定性，同时也丰富细化了舰载机发动机主燃油控制规律设计方法。

如图1所示，根据本申请第一方面，提供了一种基于状态识别的舰载机发动机主燃油控制方法，如图1所示，包括：

步骤S1、获取飞机的起落架状态、飞行高度、发动机马赫数及发动机油门杆位置信息；

步骤S2、确定飞机的起飞状态标识信号的有效性；

步骤S3、确定飞机的飞行状态，所述飞行状态包括起飞状态、空中状态、弹射状态、着舰状态与复飞状态；以及

步骤S4、设置所述飞机在不同飞行状态下的主燃油控制规律。

本实施例中，根据舰载机发动机实际使用环境出发，分析查找出需识别的发动机状态，同时制定状态识别判决，再根据发动机所处的状态开展主燃油控制规律设计，本方案设计的舰载机发动机为带混合进气加力燃烧室双转子涡扇发动机。

由于发动机主燃油控制规律在全飞行包线范围内是进气温度T1与燃油流量wf的函数，无法区分起飞及空中状态，因此区分起飞及空中的状态很重要。同时针对舰面起飞时高温、高湿的环境，可适当提升起飞状态时供油控制规律，从而保证高温、高湿环境下发动机推力；

由于在弹射起飞过程中，舰载机在产生足够的起飞速度时除来自发动机推力外，还可以借助弹射器的功率，因此，可适当降低弹射起飞时发动机供油控制规律。因此，对于弹射起飞和起飞状态也应区分。

步骤S3中确定的飞行状态主要包括起飞状态(也称普通起飞状态)、弹射状态(也称弹射起飞状态)、空中状态(也称飞行状态)、着舰状态及复飞状态，本实施例中，着舰状态与复飞状态具有基本一致的发动机控制规律，因此，也通常将这两种状态合并为“着舰/复飞状态”。

在步骤S4中，对于带混合进气加力燃烧室双转子涡扇发动机主燃油控制规律主要是通过设定低压转子转速、高压转子转速及低压涡轮后温度三个通道的设定值来实现的，其中函数关系分别为进气温度T1与上述三个设定参数的关系，若没有状态识别，在全包线范围内则只需设计空中飞行状态的低压转子转速、高压转子转速及低压涡轮后温度限制值，增加起飞状态及弹射起飞状态后需根据实际使用环境分别设计三个通道的设定值，其中发动机进气温度T1为25℃～45℃范围内。

在一些可选实施方式中，所述确定飞机的飞行状态包括：

若所述起飞状态标识信号有效，则根据牵引杆信号及油门开度确定所述飞机处于起飞状态或弹射状态；

若所述起飞状态标识信号无效，则根据所述起落架状态、飞行高度、发动机马赫数进一步确定所述飞机处于空中状态、着舰状态或复飞状态。

在一些可选实施方式中，在所述起飞状态标识信号有效的情况下，确定所述飞机处于起飞状态或弹射状态包括：

若牵引杆处于连接状态且油门开度大于预设角度时，所述飞机处于弹射状态，否则飞机处于起飞状态。

在一些可选实施方式中，所述预设角度为63°～65°。

在一些可选实施方式中，在所述起飞状态标识信号无效的情况下，确定所述飞机处于空中状态、着舰状态或复飞状态包括：

若起落架处于放下状态、飞行高度低于所述高度阈值、发动机马赫数低于马赫数阈值时，所述飞机处于着舰状态或复飞状态，否则处于空中状态。

在一些可选实施方式中，所述确定飞机的起飞状态标识信号的有效性包括：

获取设定的高度阈值与马赫数阈值；

若起落架处于放下状态、飞行高度低于所述高度阈值、发动机马赫数低于马赫数阈值、且发动机油门杆位于中间或中间以上状态时，所述起飞状态标识信号有效，否则所述起飞状态标识信号无效。

在一些可选实施方式中，所述高度阈值为2km，所述马赫数阈值为0.65。

在一个具体的实施例中，本申请步骤S2用于确定起飞状态标识信号包括：

起飞状态识别：起落架处于“放下”状态、高度H小于2km及马赫数M小于0.65，且发动机油门杆上推至中间或中间以上状态，则发动机进入起飞状态。

空中状态识别：起落架处于“收起”状态、高度H≥2km或M≥0.65或油门杆下拉至中间以下状态四个条件任意一个成立，则发动机退出起飞状态(起飞状态标识无效)。

本申请步骤S3用于确定飞机状态除了上述起飞状态与空中状态之外，还包括：

弹射起飞状态识别：起飞状态标识有效且牵引杆信号处于连接状态且油门大于64度，则弹射起飞状态标识有效。

着舰/复飞状态识别：起飞状态标识无效后，起落架处于“放下”状态、高度H小于2km及马赫数M小于0.65，则发动机处在着舰/复飞状态。

在一些可选实施方式中，步骤S4中设置所述飞机在不同飞行状态下的主燃油控制规律包括：

步骤S41、确定所述飞机在不同飞行状态下的低压转子转速、高压转子转速及低压涡轮后温度限制值；以及

步骤S42、确定主燃油供油控制规律。

其中，步骤S42进一步包括：

所述起飞状态下的低压转子转速不低于空中状态、弹射状态下的低压转子转速；

所述起飞状态下的高压转子转速不低于空中状态、弹射状态下的高压转子转速；

所述起飞状态下的低压涡轮后温度限制值不低于空中状态、弹射状态下的低压涡轮后温度限制值。

参考图2-图4，分别为发动机中间状态及中间以上状态低压转子转速控制规律、高压转子转速控制规律以及低压涡轮后温度控制规律。

图2-图4中，A1为飞行状态/空中状态，A2为起飞状态，A3为弹射(起飞)状态。

本申请第二方面提供了一种用于实现上述方法的基于状态识别的舰载机发动机主燃油控制装置，如图5所示，包括：

获取模块，用于分别获取飞机的起落架状态、飞行高度、发动机马赫数及发动机油门杆位置信息；

飞机起飞状态标识信号确定单元，用于确定飞机的起飞状态标识信号的有效性；

飞机飞行状态确定单元，用于确定飞机的飞行状态，所述飞行状态包括起飞状态、空中状态、弹射状态、着舰状态与复飞状态；以及

控制规律确定单元，用于设置所述飞机在不同飞行状态下的主燃油控制规律。

本专利提出了一种根据舰载机发动机实际使用环境出发的状态识别的发动机主燃油控制规律设计方法，从而针对舰载机使用环境，将主燃油控制规律分别按起飞状态、弹射起飞状态、空中状态进行详细设计，通过细化主燃油控制规律，在满足飞机推力的同时降低发动机热负荷，从而间接提高发动机寿命及气动稳定性，同时也丰富细化了舰载机发动机主燃油控制规律设计方法。

以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (10)

1.基于状态识别的舰载机发动机主燃油控制方法，其特征在于，包括：

获取飞机的起落架状态、飞行高度、发动机马赫数及发动机油门杆位置信息；

确定飞机的起飞状态标识信号的有效性；

确定飞机的飞行状态，所述飞行状态包括起飞状态、空中状态、弹射状态、着舰状态与复飞状态；以及

设置所述飞机在不同飞行状态下的主燃油控制规律。

2.如权利要求1所述的基于状态识别的舰载机发动机主燃油控制方法，其特征在于，所述确定飞机的飞行状态包括：

若所述起飞状态标识信号有效，则根据牵引杆信号及油门开度确定所述飞机处于起飞状态或弹射状态；

若所述起飞状态标识信号无效，则根据所述起落架状态、飞行高度、发动机马赫数进一步确定所述飞机处于空中状态、着舰状态或复飞状态。

3.如权利要求2所述的基于状态识别的舰载机发动机主燃油控制方法，其特征在于，在所述起飞状态标识信号有效的情况下，确定所述飞机处于起飞状态或弹射状态包括：

若牵引杆处于连接状态且油门开度大于预设角度时，所述飞机处于弹射状态，否则飞机处于起飞状态。

4.如权利要求3所述的基于状态识别的舰载机发动机主燃油控制方法，其特征在于，所述预设角度为63°～65°。

5.如权利要求2所述的基于状态识别的舰载机发动机主燃油控制方法，其特征在于，在所述起飞状态标识信号无效的情况下，确定所述飞机处于空中状态、着舰状态或复飞状态包括：

若起落架处于放下状态、飞行高度低于所述高度阈值、发动机马赫数低于马赫数阈值时，所述飞机处于着舰状态或复飞状态，否则处于空中状态。

6.如权利要求1所述的基于状态识别的舰载机发动机主燃油控制方法，其特征在于，所述确定飞机的起飞状态标识信号的有效性包括：

获取设定的高度阈值与马赫数阈值；

若起落架处于放下状态、飞行高度低于所述高度阈值、发动机马赫数低于马赫数阈值、且发动机油门杆位于中间或中间以上状态时，所述起飞状态标识信号有效，否则所述起飞状态标识信号无效。

7.如权利要求6所述的基于状态识别的舰载机发动机主燃油控制方法，其特征在于，所述高度阈值为2km，所述马赫数阈值为0.65。

8.如权利要求1所述的基于状态识别的舰载机发动机主燃油控制方法，其特征在于，设置所述飞机在不同飞行状态下的主燃油控制规律包括：

确定所述飞机在不同飞行状态下的低压转子转速、高压转子转速及低压涡轮后温度限制值；以及

确定主燃油供油控制规律。

9.如权利要求8所述的基于状态识别的舰载机发动机主燃油控制方法，其特征在于，确定主燃油供油控制规律包括：

所述起飞状态下的低压转子转速不低于空中状态、弹射状态下的低压转子转速；

所述起飞状态下的高压转子转速不低于空中状态、弹射状态下的高压转子转速；

所述起飞状态下的低压涡轮后温度限制值不低于空中状态、弹射状态下的低压涡轮后温度限制值。

10.基于状态识别的舰载机发动机主燃油控制装置，其特征在于，包括：

获取模块，用于分别获取飞机的起落架状态、飞行高度、发动机马赫数及发动机油门杆位置信息；

飞机起飞状态标识信号确定单元，用于确定飞机的起飞状态标识信号的有效性；

飞机飞行状态确定单元，用于确定飞机的飞行状态，所述飞行状态包括起飞状态、空中状态、弹射状态、着舰状态与复飞状态；以及

控制规律确定单元，用于设置所述飞机在不同飞行状态下的主燃油控制规律。