CN110865664A - 一种涡扇发动机试车台高空舱前舱压力快速调节装置 - Google Patents

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Abstract

一种涡扇发动机试车台高空舱前舱压力快速调节装置，涉及航空航天地面设备领域，包括可编程控制器、传感器和液压调节阀，传感器设置在试车台高空舱前舱，并将监测到的信号传送至可编程控制器，可编程控制器控制调节液压调节阀开度。本发明压力快速调节装置可根据发动机转速快速调节前舱压力，提高了调节速率和调节精度，使发动机进气快速达到状态变化，满足了发动机状态瞬变实验需要。

Description

一种涡扇发动机试车台高空舱前舱压力快速调节装置
技术领域
本发明涉及航空航天地面设备领域，更具体地，涉及一种涡扇发动机试车台高空舱前舱压力快速调节装置。
背景技术
航空发动机在进行试飞前，需要在地面做高空模拟试验，涡扇发动机在高空舱内模拟飞行，发动机在进行推力瞬变、遭遇起动、加减速等过渡态考核试验时，其状态变化异常剧烈，需在0.5-2s内完成，发动机空气流量变化可达数倍，进气压力控制系统受到类似大幅值阶跃信号的干扰，若进气未快速跟随，会导致发动机喘振等危险状况。因此，设计出某种装置根据发动机转速能快速调节前舱压力，使发动机进气快速达到状态变化是亟待解决的技术问题。
发明内容
为了解决上述技术问题，本发明公开一种涡扇发动机试车台高空舱前舱压力快速调节装置，根据发动机转速快速调节前舱压力，使发动机进气快速达到状态变化。
为实现上述技术目的，采取技术方案如下：
一种涡扇发动机试车台高空舱前舱压力快速调节装置，包括可编程控制器、传感器和液压调节阀，所述传感器设置在试车台高空舱前舱，并将监测到的信号传送至可编程控制器，所述可编程控制器控制调节液压调节阀开度。
优选的，所述传感器包括压力传感器和温度传感器。
优选的，所述液压调节阀包括供气压力调节阀一、供气压力调节阀二和供气压力调节阀三，所述供气压力调节阀一与供气压力调节阀二并联设置在前舱，控制实验舱供气，所述供气压力调节阀三设置在旁路上实现供气分流控制。
优选的，所述供气压力调节阀一与供气压力调节阀三为粗调阀门，供气压力调节阀二为微调阀门。
优选的，所述可编程控制器包括复合压力调节控制单元。
优选的，所述复合压力调节控制单元包括进气压力进行前馈补偿通道，加入粗调阀门的压力流量调节数学模型，利用闭环控制模块实现PID控制。
优选的，所述复合压力调节控制单元还包括发动机空气流量补偿前馈通道，通过设置在该通道的开关控制前馈是否投入。
本发明涡扇发动机试车台高空舱前舱压力快速调节装置可根据发动机转速快速调节前舱压力，提高了调节速率和调节精度，使发动机进气快速达到状态变化，满足了发动机状态瞬变实验需要。
附图说明
图1为本发明压力快速调节装置液压调节阀设置结构示意图；
图2为本发明压力快速调节装置进气压力调节控制原理图；
图3为本发明压力快速调节装置复合压力调节控制单元控制原理图；
图4为本发明压力快速调节装置可编程控制器控制框图。
1、供气压力调节阀一；2、供气压力调节阀二；3、供气压力调节阀三。
具体实施方式
下面结合具体实施例进一步说明本发明。除非特别说明，本发明实施例中采用的原料和方法为本领域常规市购的原料和常规使用的方法。
实施例1
涡扇发动机试车台高空舱采用直接连接式高空舱设计，高空舱分为前舱（稳压舱）及后舱（实验舱）两部分，前端稳压舱模拟发动机进口要求，发动机实验舱为发动机提供外围高空环境气压。一种涡扇发动机试车台高空舱前舱压力快速调节装置，主要由可编程控制器、压力传感器、温度传感器和供气压力调节阀一/二/三（1、2、3）组成，压力/温度传感器设置在试车台高空舱前舱，并将监测到的信号传送至可编程控制器，可编程控制器控制调节液压调节阀开度。
如图1所示，供气压力调节阀一1为粗调阀门与供气压力调节阀二2微调阀门并联，设置在高空舱前舱，即实验舱进气口前，控制实验舱供气，供气压力调节阀三3为粗调阀门，设置在高空舱旁路上实现供气分流控制。
如图4所示，供气压力调节阀一/二/三由可编程控制器集中控制，高空舱前舱压力、温度由经过传感器通过输入接口传至可编程控制器测量，可编程控制器的输出经输出接口、执行机构加到液压调节阀上。
如图2所示，图中P1(Z)、P2(Z)、P3(Z)为阀门调节数学模型，有两个进气压力调节阀门，供气压力调节阀一1和供气压力调节阀二2，一个主（粗）调节阀门，一个是微调阀门，前舱装有压力传感器，测得的压力信号反馈给控制器，并与给定的高空舱前舱压力值进行比较运算，通过控制器输出调节控制信号开大或开小供气压力调节阀一1和供气压力调节阀二2来保证高空舱前舱压力恒定。
如图3所示，可编程控制器包括复合压力调节控制单元，采用发动机状态前馈加进气压力PID 反馈的控制算法，根据发动机状态变化情况对进气压力进行前馈补偿。控制引入油门杆角度、发动机转速、发动机进口流量等作为前馈补偿控制算法输出执行机构、调节供气压力调节阀二2作为进气压力PID 反馈控制算法输出执行机构的进气压力复合控制系统，图中F4(Z)、F5(Z)分别为调节供气压力调节阀一1 、调节阀供气压力调节阀二2的压力流量模型。由F1(Z)、F2(Z)、F3(Z)和F6(Z)构成发动机空气流量补偿前馈通道，同时，系统对Δng(Z)进行判断，通过开关控制前馈是否投入，在Δnc(Z)的绝对值较小时切断该前馈通道，避免压力正反馈回路的形成，保证系统稳定，即仅在发动机转速快速变化时投入空气流量前馈算法。
实施例2
高空舱前舱压力调节主要通过供气压力调节阀一1、供气压力调节阀二2和供气压力调节阀三3控制进入高空舱的空气流量，共同来实现的前舱压力的快速稳定调节。
主要是迅速开关供气压力调节阀一1和供气压力调节阀三3，快速改变供给高空舱的流量和旁路的流量，来实现发动机进气压力的瞬态调节，再通过供气压力调节阀二2进行微调来保证调节精度。比如，发动机在慢车时进气流量为4kg/s，最大状态为23kg/s，调节过程中，慢车时供气压力调节阀一1开度较小，约20%，供气压力调节阀三3开度约80%，当进行加速时，迅速将供气压力调节阀一1开大至给定位置，将供气压力调节阀三3关小至给定位置，让大量空气进入前舱供给发动机。
现有的实验方法是，通过压力传感器测量前舱压力，控制器根据测量压力与给定压力进行对比后，给压力调节阀门一个开或关的信号，实验中不断的进行PID调节，从而达到调节试验舱前舱压力的目的。现有压力调节技术往往采用PID调节，导致瞬态变化时超调量过大。本实施例提高了调节速率和调节精度，满足了发动机状态瞬变实验需要。
以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均包含在本发明的保护范围之内。

Claims (7)

1.一种涡扇发动机试车台高空舱前舱压力快速调节装置，包括可编程控制器、传感器和液压调节阀，所述传感器设置在试车台高空舱前舱，并将监测到的信号传送至可编程控制器，所述可编程控制器控制调节液压调节阀开度。
2.根据权利要求1所述的前舱压力快速调节装置，其特征在于，所述传感器包括压力传感器和温度传感器。
3.根据权利要求1所述的前舱压力快速调节装置，其特征在于，所述液压调节阀包括供气压力调节阀一、供气压力调节阀二和供气压力调节阀三，所述供气压力调节阀一与供气压力调节阀二并联设置在前舱，控制实验舱供气，所述供气压力调节阀三设置在旁路上实现供气分流控制。
4.根据权利要求3所述的前舱压力快速调节装置，其特征在于，所述供气压力调节阀一与供气压力调节阀三为粗调阀门，供气压力调节阀二为微调阀门。
5.根据权利要求1所述的前舱压力快速调节装置，其特征在于，所述可编程控制器包括复合压力调节控制单元。
6.根据权利要求5所述的前舱压力快速调节装置，其特征在于，所述复合压力调节控制单元包括进气压力进行前馈补偿通道，加入粗调阀门的压力流量调节数学模型，利用闭环控制模块实现PID控制。
7.根据权利要求5或6所述的前舱压力快速调节装置，其特征在于，所述复合压力调节控制单元还包括发动机空气流量补偿前馈通道，通过设置在该通道的开关控制前馈是否投入。
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CN111760476A (zh) * 2020-06-24 2020-10-13 中航工程集成设备有限公司 航空发动机高空舱气体混合方法及基于文丘里管的气体混合器
CN114279714A (zh) * 2021-12-27 2022-04-05 北京航空航天大学 高空低雷诺数下航空发动机涡轮试验台、模拟方法及应用
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