CN110030110A - 基于状态识别的舰载机发动机气动稳定性提升方法及装置 - 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气动稳定性提升方法及装置。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喷口控制规律，提升发动机气动稳定性。通过本申请根据发动机使用环境，将a2、A8几何面积控制方法按飞行状态、起飞/弹射起飞状态、着舰/复飞状态进行分类详细设计，可以大幅提升发动机气动稳定性，大大增加了舰载机发动机气动稳定工作裕度。

Description

基于状态识别的舰载机发动机气动稳定性提升方法及装置

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气动稳定性提升方法及装置。

背景技术

舰载机发动机由于舰上起降的特殊环境，与陆基发动机使用有一定的差异性，如着舰时要求飞机控制精确，若拦阻不成功需马上进行复飞等特点，对发动机提出大小油门特性要求，加速供油较正常的陆基发动机有所增加，这将对发动机气动稳定性产生不利影响。对于蒸汽弹射型舰载机，在弹射起飞瞬间发动机进口有可能吸入弹射器泄漏的蒸汽。以上这些舰载机特性均会对发动机气动稳定性产生不利影响，因此要求发动机要具有较高的气动稳定性，方能保证发动机可靠正常工作。

目前，舰载机发动机气动稳定性设计完全依靠发动机自身稳定裕度，并没有针对舰载机用发动机特性(如起飞状态、弹射状态)提出提升气动稳定性措施，仅通过α1、α2、A8等几何控制规律在全包线范围内统一进行调节，在实际使用过程中，也多次暴露了发动机气动稳定性问题。因此，有必要针对起飞状态、弹射状态提出舰载机发动机扩稳措施，来提高舰载机发动机气动稳定性。

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气动稳定性提升方法，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

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喷口控制规律。

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压气机进口可调静子叶片角度控制规律包括：

在同一高压压气机的换算转速下，所述着舰状态或复飞状态下的压气机进口可调静子叶片角度值不低于所述起飞状态或弹射状态下的压气机进口可调静子叶片角度值，所述起飞状态或弹射状态下的压气机进口可调静子叶片角度值不低于所述空中状态下的压气机进口可调静子叶片角度值。

优选的是，设置所述飞机在不同飞行状态下的发动机喷口控制规律包括：

在同一进气温度下，所述着舰状态或复飞状态下的喷口控制值不低于所述空中状态下的喷口控制值，所述空中状态下的喷口控制值不低于所述起飞状态或弹射状态下的喷口控制值，所述喷口控制值为压气机出口压力与低压涡轮出口总压的比值。

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气动稳定性提升装置，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气动稳定性提升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压气机进口可调静子叶片角度控制规律示意图。

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喷口控制规律示意图。

图4是本申请基于状态识别的舰载机发动机气动稳定性提升装置的架构图。

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。

目前舰载机用发动机气动稳定性设计并没有区分起飞阶段或弹射阶段，与陆基用发动机控制规律控制规律相近。发动机高压压气机调静子叶片角度按α2＝f(n2r，T1)的规律进行控制，发动机中间及以上状态喷口面积控制为油门杆角度达到某数值时，发动机喷口面积按πT＝f(T1)进行闭环控制。

现有技术方案可以实现常规舰载机发动机空中飞行的稳定性，但在特殊环境下，如起飞阶段进气畸变较大或弹射过程中会暴露发动机气动稳定性不足，从而使发动机发生喘振，造成推力不足，导致舰载机出现事故。

本专利提出了一种根据状态识别的提升舰载机发动机气动稳定性策略，通过引入飞机状态参数进行发动机扩稳设计，可以满足舰载机特殊使用阶(起飞、弹射过程)段要求，提升发动机气动稳定性，解决之前发动机在起飞阶段暴露的喘振问题。

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气动稳定性提升方法，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、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喷口控制规律。

本实施例中，解决现有技术缺点的主要贡献在于，分析查找法发动机气动稳定性需提升的状态。

舰载机在着舰时要求飞机控制精确，若拦阻不成功需马上进行复飞，因此要求发动机具有大油门特性，加速供油较正常的陆基发动机有所增加，这将对发动机气动稳定性产生不利影响。因此，需对发动机着舰/复飞状态进行气动稳定性提升设计；

在蒸汽弹射起飞阶段，由于发动机进口有可能吸入弹射器泄漏的蒸汽，从而产生发动机进口环境下的温度畸变增大，从而对发动机气动稳定性产生不利影响。因此，需对发动机弹射起飞状态进行气动稳定性提升设计。

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，几何面积控制包括风扇进口可调叶片角度α1、压气机进口可调静子叶片角度控制α2、喷口喉道截面面积控制，其中风扇进口可调叶片角度α1按风扇换算转速n1r的函数关系式进行控制，压气机进口可调静子叶片角度α2按照高压压气机换算转速n2r的函数关系式进行控制，中间状态喷口控制按πT＝f(T1)控制。其中压气机进口可调静子叶片角度控制α2、喷口喉道截面面积A8控制可以提升发动机气动稳定性。若没有状态识别，在全包线范围内均按一种规律进行设计(已知技术)，本申请增加状态识别后，可以根据发动机使用环境有针对性的对压气机进口可调静子叶片角度控制α2、喷口喉道截面面积A8进行控制，从而提升发动机气动稳定性。其中，T1为发动机进口总温，n1r为低压转子的换算转速，n2r为高压转子的换算转速，πT＝P₃₁/P₆，P₃₁为压气机出口压力，P₆为低压涡轮出口总压。

步骤S4给出的发动机控制规律为在常规发动机控制规律的基础上，增加飞行状态因子，假设正常的空中飞行状态的因子为1，所述飞机在空中飞行状态下的压气机进口可调静子叶片角度控制规律为现有的控制函数α2＝f(n2r，T1)，而弹射起飞的状态因子为1.01，则所述飞机在弹射起飞状态下的压气机进口可调静子叶片角度控制规律修改为叠加状态因子，即为α2＝f(1.01*n2r，T1)。备选实施方式中，也可以构造分段函数，在n2r低于设定值时，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采用现有函数，在n2r超过设定值时，叠加状态因子。

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，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包括：

在同一高压压气机的换算转速下，所述着舰状态或复飞状态下的压气机进口可调静子叶片角度值不低于所述起飞状态或弹射状态下的压气机进口可调静子叶片角度值，所述起飞状态或弹射状态下的压气机进口可调静子叶片角度值不低于所述空中状态下的压气机进口可调静子叶片角度值。

如图2所示，A1为飞行状态/空中状态，A2为起飞状态或弹射(起飞)状态，A3为着舰/复飞状态，通过叠加因子及分段函数的设计，当在不同的飞行状态情况下，使得在高压压气机换算转速n2r的高值区间压气机进口可调静子叶片角度α2具有不同的值，具体为着舰/复飞状态的值较高，正常空中飞行状态的值最低，而起飞/弹射起飞状态的值居中。

在一些可选实施方式中，设置所述飞机在不同飞行状态下的发动机喷口控制规律包括：

在同一进气温度下，所述着舰状态或复飞状态下的喷口控制值不低于所述空中状态下的喷口控制值，所述空中状态下的喷口控制值不低于所述起飞状态或弹射状态下的喷口控制值，所述喷口控制值为压气机出口压力与低压涡轮出口总压的比值。

如图3所示，A1为飞行状态/空中状态，A2为起飞状态或弹射(起飞)状态，A3为着舰/复飞状态，通过叠加因子及分段函数的设计，当在不同的飞行状态情况下，使得在进气温度T1(发动机进口总温)的低值与高值区间的πT(压气机出口压力与压涡轮出口总压的比值)具有不同的值，具体为着舰/复飞状态的值较高，起飞/弹射起飞状态的值最低，而正常空中飞行状态的值居中，而温度介于两者之间时，起飞/弹射起飞状态的值与正常空中飞行状态的值基本相当，且都略低于着舰/复飞状态的值。

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气动稳定性提升装置，如图4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喷口控制规律。

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a2、A8几何面积控制方法，根据发动机使用环境，将a2、A8几何面积控制方法按飞行状态、起飞/弹射起飞状态、着舰/复飞状态进行分类详细设计，通过细化设计规律，可以大幅提升发动机气动稳定性，初步评估压气机原始工作裕度提高1.5％左右，大大增加了舰载机发动机气动稳定工作裕度。

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气动稳定性提升方法，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

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喷口控制规律。

2.如权利要求1所述的基于状态识别的舰载机发动机气动稳定性提升方法，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气动稳定性提升方法，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气动稳定性提升方法，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气动稳定性提升方法，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气动稳定性提升方法，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气动稳定性提升方法，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气动稳定性提升方法，其特征在于，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包括：

在同一高压压气机的换算转速下，所述着舰状态或复飞状态下的压气机进口可调静子叶片角度值不低于所述起飞状态或弹射状态下的压气机进口可调静子叶片角度值，所述起飞状态或弹射状态下的压气机进口可调静子叶片角度值不低于所述空中状态下的压气机进口可调静子叶片角度值。

9.如权利要求1所述的基于状态识别的舰载机发动机气动稳定性提升方法，其特征在于，设置所述飞机在不同飞行状态下的发动机喷口控制规律包括：

在同一进气温度下，所述着舰状态或复飞状态下的喷口控制值不低于所述空中状态下的喷口控制值，所述空中状态下的喷口控制值不低于所述起飞状态或弹射状态下的喷口控制值，所述喷口控制值为压气机出口压力与低压涡轮出口总压的比值。

10.基于状态识别的舰载机发动机气动稳定性提升装置，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喷口控制规律。