CN110728048A - 一种判断加力点火成功的方法及装置 - Google Patents

Abstract

本申请属于航空发动机状态检测技术领域，具体涉及一种判断加力点火成功的方法及装置。所述方法包括步骤S1、当所述发动机由非加力状态切换至加力状态时，获取加力状态喷口喉部面积实测值A8；步骤S2、计算加力状态喷口喉部面积实测值A8与非加力状态喷口喉部面积实测值A8_非加力的差值ΔA8；步骤S3、若所述差值ΔA8超过第一设定值，且所述差值ΔA8与喷口理论变化值的比值超过第二设定值，则判定加力点火成功。该方法基于机载数学模型确定喷口理论变化值，能够有效快速的判定点火是否成功，不依赖于紫外火焰探测器，减少紫外火焰探测器判断阈值调整带来的时间、人力和金钱成本。

Description

一种判断加力点火成功的方法及装置

技术领域

本申请属于航空发动机加力燃烧室控制技术领域，特别涉及一种判断加力点火成功的方法及装置。

背景技术

一般加力式涡轮风扇发动机在接通和保持加力状态时，为了实现加力燃烧室工作状态指示，同时保证加力供油、喷口喉部面积按照设定程序控制，避免因加力点火失败或加力熄火导致的发动机控制异常，需进行加力点火成功判断。

某型发动机采用了紫外火焰探测器进行加力点火成功判断，其原理为加力点火成功时加力火焰向外辐射紫外线，紫外火焰探测器感受加力火焰辐射的紫外线强度、输出相应的信号给控制系统，控制系统根据信号的强弱判断加力点火是否成功。但是，部分条件下由于加力成功接通后加力火焰向外辐射的紫外线强度较弱，紫外火焰探测器输出的信号低于判断加力点火成功的阈值，导致发动机控制系统误判加力熄火或加力未接通，此时需要人工调整紫外火焰探测器判断阈值，并再次开车进行验证，不仅花费大量的时间和精力、成本高昂，而且由于发动机和紫外火焰探测器的个体差异、发动机工作范围宽广，紫外火焰探测器判断阈值调整显然不具备普适性，且效率较低。

另外一方面，2)随着发动机工作时数的增长，紫外火焰探测器观察窗存在积尘/积碳问题，积尘导致紫外火焰探测器感受加力火焰能力减弱，由此可能导致控制系统误判加力熄火或加力未接通；此时需要人工擦洗紫外火焰探测器观察窗、去除积尘，并再次开车进行验证，不仅需要花费大量的时间和精力、成本高昂，而且无法彻底解决问题。

发明内容

为了解决上述技术问题至少之一，本申请提供了一种判断加力点火成功的方法及装置，解决发动机和紫外火焰探测器的个体差异导致的紫外火焰探测器判断阈值调整工作量大、成本高、效率低的问题。

本申请第一方面提供了一种判断加力点火成功的方法，包括：

步骤S1、当所述发动机由非加力状态切换至加力状态时，获取加力状态喷口喉部面积实测值A8；

步骤S2、计算加力状态喷口喉部面积实测值A8与非加力状态喷口喉部面积实测值A8_非加力的差值ΔA8；

步骤S3、若所述差值ΔA8超过第一设定值，且所述差值ΔA8与喷口理论变化值的比值超过第二设定值，则判定加力点火成功，其中所述喷口理论变化值为由机载数学模型计算得到的加力状态喷口喉部面积A8_加力与非加力状态喷口喉部面积实测值A8_非加力的差值。

优选的是，所述步骤S3中，所述差值ΔA8超过第一设定值包括：

所述差值ΔA8与非加力状态喷口喉部面积实测值A8_非加力的比值超过一设定值A，即ΔA8/A8_非加力＞A。

优选的是，所述步骤S3中，若所述差值ΔA8未超过第一设定值时，所述判断加力点火成功的方法还包括：

步骤S4、获取加力状态发动机涡轮后压力实测值P6；

步骤S5、计算加力状态发动机涡轮后压力实测值为P6与非加力状态发动机涡轮后压力实测值P6_非加力的差值ΔP6；

步骤S6、若所述差值ΔP6超过第三设定值，且所述差值ΔP6与压力理论变化值的比值超过第四设定值，则判定加力点火成功，其中所述压力理论变化值是指由机载数学模型计算得到的加力状态下，喷口喉部面积不变时发动机涡轮后压力P6_加力与非加力状态发动机涡轮后压力实测值P6_非加力的差值。

优选的是，所述步骤S6中，所述差值ΔP6超过第三设定值包括：

所述差值ΔP6与非加力状态发动机涡轮后压力实测值P6_非加力的比值超过一设定值B，即ΔP6/P6_非加力＞B。

本申请第二方面提供了一种判断加力点火成功的装置，包括：

加力状态喷口喉部面积实测值获取模块，用于当所述发动机由非加力状态切换至加力状态时，获取加力状态喷口喉部面积实测值A8；

喷口喉部面积变化计算模块，用于计算加力状态喷口喉部面积实测值A8与非加力状态喷口喉部面积实测值A8_非加力的差值ΔA8；

第一加力点火成功判定模块，用于当所述差值ΔA8超过第一设定值，且所述差值ΔA8与喷口理论变化值的比值超过第二设定值，判定加力点火成功，其中所述喷口理论变化值为由机载数学模型计算得到的加力状态喷口喉部面积A8_加力与非加力状态喷口喉部面积实测值A8_非加力的差值。

优选的是，所述第一加力点火成功判定模块中，计算所述差值ΔA8超过第一设定值包括：

所述差值ΔA8与非加力状态喷口喉部面积实测值A8_非加力的比值超过一设定值A，即ΔA8/A8_非加力＞A。

优选的是，所述第一加力点火成功判定模块中，若所述差值ΔA8未超过第一设定值时，所述判断加力点火成功的装置还包括：

加力状态发动机涡轮后压力实测值获取模块，用于获取加力状态发动机涡轮后压力实测值P6；

发动机涡轮后压力变化计算模块，用于计算加力状态发动机涡轮后压力实测值为P6与非加力状态发动机涡轮后压力实测值P6_非加力的差值ΔP6；

第二加力点火成功判定模块，用于当所述差值ΔP6超过第三设定值，且所述差值ΔP6与压力理论变化值的比值超过第四设定值，判定加力点火成功，其中所述压力理论变化值是指由机载数学模型计算得到的加力状态下，喷口喉部面积不变时发动机涡轮后压力P6_加力与非加力状态发动机涡轮后压力实测值P6_非加力的差值。

优选的是，所述第二加力点火成功判定模块中，所述差值ΔP6超过第三设定值包括：

所述差值ΔP6与非加力状态发动机涡轮后压力实测值P6_非加力的比值超过一设定值B，即ΔP6/P6_非加力＞B。

本发明的主要优点如下：

1)在存在发动机和紫外火焰探测器的个体差异的条件下实现加力点火成功判断，有效减少紫外火焰探测器判断阈值调整带来的时间、人力和金钱成本；

2)在存在紫外火焰探测器观察窗积尘/积碳的条件下实现加力点火成功判断，有效减少紫外火焰探测器观察窗维护带来的时间、人力和金钱成本。

附图说明

图1是本申请判断加力点火成功的方法的一优选实施方式的流程图。

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。

如图1所示，本申请第一方面提供了一种判断加力点火成功的方法，包括：

步骤S1、当所述发动机由非加力状态切换至加力状态时，获取加力状态喷口喉部面积实测值A8；

步骤S2、计算加力状态喷口喉部面积实测值A8与非加力状态喷口喉部面积实测值A8_非加力的差值ΔA8；

步骤S3、若所述差值ΔA8超过第一设定值，且所述差值ΔA8与喷口理论变化值的比值超过第二设定值，则判定加力点火成功，其中所述喷口理论变化值为由机载数学模型计算得到的加力状态喷口喉部面积A8_加力与非加力状态喷口喉部面积实测值A8_非加力的差值。

在一些可选实施方式中，所述步骤S3中，所述差值ΔA8超过第一设定值包括：

所述差值ΔA8与非加力状态喷口喉部面积实测值A8_非加力的比值超过一设定值A，即ΔA8/A8_非加力＞A。

在一些可选实施方式中，继续参考图1，所述步骤S3中，若所述差值ΔA8未超过第一设定值时，所述判断加力点火成功的方法还包括：

步骤S4、获取加力状态发动机涡轮后压力实测值P6；

步骤S5、计算加力状态发动机涡轮后压力实测值为P6与非加力状态发动机涡轮后压力实测值P6_非加力的差值ΔP6；

步骤S6、若所述差值ΔP6超过第三设定值，且所述差值ΔP6与压力理论变化值的比值超过第四设定值，则判定加力点火成功，其中所述压力理论变化值是指由机载数学模型计算得到的加力状态下，喷口喉部面积不变时发动机涡轮后压力P6_加力与非加力状态发动机涡轮后压力实测值P6_非加力的差值。

在一些可选实施方式中，所述步骤S6中，所述差值ΔP6超过第三设定值包括：

所述差值ΔP6与非加力状态发动机涡轮后压力实测值P6_非加力的比值超过一设定值B，即ΔP6/P6_非加力＞B。

加力式涡轮风扇发动机在接通和保持加力状态时，在保证发动机增压比一致的控制规律约束下，为保证发动机涡轮后压力基本一致，加力状态喷口喉部面积较非加力状态有所放大。

本申请中，非加力状态喷口喉部面积实测值为A8_非加力，加力状态喷口喉部面积实测值为A8，利用机载数学模型计算得到的加力状态喷口喉部面积为A8_加力，通过比较A8、A8_加力与A8_非加力即可判断加力点火是否成功，在步骤S1中，从非加力状态切换到加力状态，机载系统接收到切换指令后，首先使喷口放大一部分，即喷口预放，步骤S3中，本申请在检测喷口预放是否到位，采用了两个判定条件，参考图1左侧部分流程，首先是预放程度满足第一设定值A，之后再判断实际预放值与理论预放值的相对大小，即f是否大于或者等于第二设定值C：

其中，f＝(A8-A8_非加力)/(A8_加力-A8_非加力)。

当ΔA8/A8_非加力＞A且f≥C，判断加力点火成功。

当喷口喉部面积响应速度较慢、喷口喉部面积未及时放大时，加力燃烧室和喷管内气体流动受阻，发动机涡轮后压力较非加力状态有所增大。本申请中非加力状态发动机涡轮后压力实测值为P6_非加力，加力状态发动机涡轮后压力实测值为P6，利用机载数学模型计算得到的加力状态、喷口喉部面积不变时发动机涡轮后压力为P6_加力。

如步骤S4-S6，参考图1的右侧部分流程所示，通过比较P6、P6_加力与P6_非加力即可判断加力点火是否成功，即在喷口预放不满足条件的情况下，通过发动机涡轮后压力来判定是否点火成功，其也包含两个判定条件，首先是压力的实际变化是否满足第三设定值B，满足之后再判断实际变化与理论变化的相对大小，即g是否大于或者等于第四设定值D。具体如下：

当ΔA8/A8_非加力≤A；

且ΔP6/P6_非加力＞B；

且g＝(P6-P6_非加力)/(P6_加力-P6_非加力)≥D，判断加力点火成功。

其他条件下，判断加力点火失败。

本申请第二方面提供了一种与上述方法对应的判断加力点火成功的装置，包括：

加力状态喷口喉部面积实测值获取模块，用于当所述发动机由非加力状态切换至加力状态时，获取加力状态喷口喉部面积实测值A8；

喷口喉部面积变化计算模块，用于计算加力状态喷口喉部面积实测值A8与非加力状态喷口喉部面积实测值A8_非加力的差值ΔA8；

第一加力点火成功判定模块，用于当所述差值ΔA8超过第一设定值，且所述差值ΔA8与喷口理论变化值的比值超过第二设定值，判定加力点火成功，其中所述喷口理论变化值为由机载数学模型计算得到的加力状态喷口喉部面积A8_加力与非加力状态喷口喉部面积实测值A8_非加力的差值。

在一些可选实施方式中，所述第一加力点火成功判定模块中，计算所述差值ΔA8超过第一设定值包括：

所述差值ΔA8与非加力状态喷口喉部面积实测值A8_非加力的比值超过一设定值A，即ΔA8/A8_非加力＞A。

在一些可选实施方式中，所述第一加力点火成功判定模块中，若所述差值ΔA8未超过第一设定值时，所述判断加力点火成功的装置还包括：

加力状态发动机涡轮后压力实测值获取模块，用于获取加力状态发动机涡轮后压力实测值P6；

发动机涡轮后压力变化计算模块，用于计算加力状态发动机涡轮后压力实测值为P6与非加力状态发动机涡轮后压力实测值P6_非加力的差值ΔP6；

第二加力点火成功判定模块，用于当所述差值ΔP6超过第三设定值，且所述差值ΔP6与压力理论变化值的比值超过第四设定值，判定加力点火成功，其中所述压力理论变化值是指由机载数学模型计算得到的加力状态下，喷口喉部面积不变时发动机涡轮后压力P6_加力与非加力状态发动机涡轮后压力实测值P6_非加力的差值。

在一些可选实施方式中，所述第二加力点火成功判定模块中，所述差值ΔP6超过第三设定值包括：

所述差值ΔP6与非加力状态发动机涡轮后压力实测值P6_非加力的比值超过一设定值B，即ΔP6/P6_非加力＞B。

本申请通过引入机载数学模型计算得到的加力状态喷口喉部面积及机载数学模型计算得到的加力状态下，喷口喉部面积不变时发动机涡轮后压力两个理论参数，与对应的实际参数之间的关系，设计出一种基于机载数学模型的判断加力点火是否成功的方式，能够有效快速的判定点火是否成功，不依赖于紫外火焰探测器，上述四个设定值，通过试验即可一次性确定，减少紫外火焰探测器判断阈值调整带来的时间、人力和金钱成本。

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 (8)

1.一种判断加力点火成功的方法，其特征在于，包括：

步骤S1、当所述发动机由非加力状态切换至加力状态时，获取加力状态喷口喉部面积实测值A8；

步骤S2、计算加力状态喷口喉部面积实测值A8与非加力状态喷口喉部面积实测值A8_非加力的差值ΔA8；

步骤S3、若所述差值ΔA8超过第一设定值，且所述差值ΔA8与喷口理论变化值的比值超过第二设定值，则判定加力点火成功，其中所述喷口理论变化值为由机载数学模型计算得到的加力状态喷口喉部面积A8_加力与非加力状态喷口喉部面积实测值A8_非加力的差值。

2.如权利要求1所述的判断加力点火成功的方法，其特征在于，所述步骤S3中，所述差值ΔA8超过第一设定值包括：

所述差值ΔA8与非加力状态喷口喉部面积实测值A8_非加力的比值超过一设定值A，即ΔA8/A8_非加力＞A。

3.如权利要求1所述的判断加力点火成功的方法，其特征在于，所述步骤S3中，若所述差值ΔA8未超过第一设定值时，所述判断加力点火成功的方法还包括：

步骤S4、获取加力状态发动机涡轮后压力实测值P6；

步骤S5、计算加力状态发动机涡轮后压力实测值为P6与非加力状态发动机涡轮后压力实测值P6_非加力的差值ΔP6；

步骤S6、若所述差值ΔP6超过第三设定值，且所述差值ΔP6与压力理论变化值的比值超过第四设定值，则判定加力点火成功，其中所述压力理论变化值是指由机载数学模型计算得到的加力状态下，喷口喉部面积不变时发动机涡轮后压力P6_加力与非加力状态发动机涡轮后压力实测值P6_非加力的差值。

4.如权利要求3所述的判断加力点火成功的方法，其特征在于，所述步骤S6中，所述差值ΔP6超过第三设定值包括：

所述差值ΔP6与非加力状态发动机涡轮后压力实测值P6_非加力的比值超过一设定值B，即ΔP6/P6_非加力＞B。

5.一种判断加力点火成功的装置，其特征在于，包括：

加力状态喷口喉部面积实测值获取模块，用于当所述发动机由非加力状态切换至加力状态时，获取加力状态喷口喉部面积实测值A8；

喷口喉部面积变化计算模块，用于计算加力状态喷口喉部面积实测值A8与非加力状态喷口喉部面积实测值A8_非加力的差值ΔA8；

第一加力点火成功判定模块，用于当所述差值ΔA8超过第一设定值，且所述差值ΔA8与喷口理论变化值的比值超过第二设定值，判定加力点火成功，其中所述喷口理论变化值为由机载数学模型计算得到的加力状态喷口喉部面积A8_加力与非加力状态喷口喉部面积实测值A8_非加力的差值。

6.如权利要求5所述的判断加力点火成功的装置，其特征在于，所述第一加力点火成功判定模块中，计算所述差值ΔA8超过第一设定值包括：

所述差值ΔA8与非加力状态喷口喉部面积实测值A8_非加力的比值超过一设定值A，即ΔA8/A8_非加力＞A。

7.如权利要求5所述的判断加力点火成功的装置，其特征在于，所述第一加力点火成功判定模块中，若所述差值ΔA8未超过第一设定值时，所述判断加力点火成功的装置还包括：

加力状态发动机涡轮后压力实测值获取模块，用于获取加力状态发动机涡轮后压力实测值P6；

发动机涡轮后压力变化计算模块，用于计算加力状态发动机涡轮后压力实测值为P6与非加力状态发动机涡轮后压力实测值P6_非加力的差值ΔP6；

第二加力点火成功判定模块，用于当所述差值ΔP6超过第三设定值，且所述差值ΔP6与压力理论变化值的比值超过第四设定值，判定加力点火成功，其中所述压力理论变化值是指由机载数学模型计算得到的加力状态下，喷口喉部面积不变时发动机涡轮后压力P6_加力与非加力状态发动机涡轮后压力实测值P6_非加力的差值。

8.如权利要求7所述的判断加力点火成功的装置，其特征在于，所述第二加力点火成功判定模块中，所述差值ΔP6超过第三设定值包括：

所述差值ΔP6与非加力状态发动机涡轮后压力实测值P6_非加力的比值超过一设定值B，即ΔP6/P6_非加力＞B。

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