CN111734535A - 一种航空发动机高原起动供油修正方法 - Google Patents

一种航空发动机高原起动供油修正方法 Download PDF

Info

Publication number
CN111734535A
CN111734535A CN202010694578.7A CN202010694578A CN111734535A CN 111734535 A CN111734535 A CN 111734535A CN 202010694578 A CN202010694578 A CN 202010694578A CN 111734535 A CN111734535 A CN 111734535A
Authority
CN
China
Prior art keywords
starting
plateau
engine
auxiliary power
obtaining
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN202010694578.7A
Other languages
English (en)
Other versions
CN111734535B (zh
Inventor
康忱
阎巍
赵肃
李泳凡
施磊
万东凯
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
AECC Shenyang Engine Research Institute
Original Assignee
AECC Shenyang Engine Research Institute
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by AECC Shenyang Engine Research Institute filed Critical AECC Shenyang Engine Research Institute
Priority to CN202010694578.7A priority Critical patent/CN111734535B/zh
Publication of CN111734535A publication Critical patent/CN111734535A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN111734535B publication Critical patent/CN111734535B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
    • F02C9/26—Control of fuel supply

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Control Of Turbines (AREA)

Abstract

本申请属于航空发动机供油领域，特别涉及一种航空发动机高原起动供油修正方法。包括：获取辅助动力系统的功率特征系数ε，以及辅助动力系统功率做功占比系数λ，计算辅助动力修正系数K辅助；获取按照发动机特性进行的修正系数K常规，以及发动机地面起动转速上升率N2Dot_地面，计算发动机高原起动转速上升率N2Dot_高原；根据发动机高原起动转速上升率N2Dot_高原，计算主燃油供油规律。本申请根据辅助动力系统功率保持特性，修正得到更真实的辅助动力功率，并根据起动转速范围内辅助系统功率与涡轮功率占比关系综合折算为转速上升率修正量，对起动过程进行修正，使转速上升率与实际剩余功率更加匹配，修正供油量以充分发挥起动潜能，缩短起动时间，提高起动成功率。

Description

一种航空发动机高原起动供油修正方法
技术领域
本申请属于航空发动机供油领域，特别涉及一种航空发动机高原起动供油修正方法。
背景技术
为满足空军飞机在高原作战、训练的需求，军用涡扇发动机需要具备高原机场快速、可靠起动的能力。
现有的发动机起动技术中，高原起动的供油规律一般是在地面设计规律基础上，根据经典发动机特性进行的简单压力、温度修正后的规律进行闭环控制，这种常规修正方法能够较好的符合发动机在高原的特性，但是此方案是将辅助动力系统的做功能力并入到发动机系统中一并修正，也就是默认了辅助动力系统功率随高原高度升高的衰减情况与典型航空发动机一致，并没有充分考虑各类不同辅助动力系统的实际功率保持特性，这显然并不符合实际情况，也直接导致修正后的辅助系统功率与实际有较大偏差，进而导致起动过程上升率设计值与实际剩余功率不匹配，供油不合适，高原起动时间过长，或出现失速、超温等现象，直接导致起动失败，没有完全发挥出发动机高原起动能力，影响飞机高原使用可靠性，起动时间和成功率均无法保证。
因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。
发明内容
本申请的目的是提供了一种航空发动机高原起动供油修正方法，以解决现有技术存在的至少一个问题。
本申请的技术方案是：
一种航空发动机高原起动供油修正方法，包括：
获取辅助动力系统的功率特征系数ε，以及辅助动力系统功率做功占比系数λ，计算辅助动力修正系数K辅助：
Figure BDA0002590577780000021
其中，N2为起动过程中发动机高压转子转速，N2_平衡为辅助动力功与涡轮功相等时的转速；
获取按照发动机特性进行的修正系数K常规，以及发动机地面起动转速上升率N2Dot_地面，计算发动机高原起动转速上升率N2Dot_高原：
N2Dot_高原＝K辅助*K常规*N2Dot_地面；
根据发动机高原起动转速上升率N2Dot_高原，计算主燃油供油规律：
Figure BDA0002590577780000022
其中，Mct为起动机起动扭矩，MT为涡轮扭矩，Mc为压气机扭矩，ηm为压缩系统机械效率，C为常系数，J为发动机转子转动惯量。
可选地，获取所述辅助动力系统的功率特征系数ε包括：
获取按照发动机特性进行的修正系数K常规：
K常规＝PH/101.325×(288.2/T1)0.5
其中，T1为环境温度，PH为高度为H时的压力；
获取辅助动力系统在海平面标准大气的设计功率W辅_地面；
获取辅助动力系统在不同高度条件下的实际功率W辅_实际；
计算辅助动力系统的功率特征系数ε：
Figure BDA0002590577780000023
可选地，获取所述辅助动力系统功率做功占比系数λ包括：
获取起动过程中发动机高压转子转速N2；
获取辅助动力功与涡轮功相等时的转速N2_平衡；
计算辅助动力系统功率做功占比系数λ：
Figure BDA0002590577780000024
可选地，当N2点火＜N2＜N2脱开时，将辅助动力系统功率做功占比系数λ简化为：
Figure BDA0002590577780000025
发明至少存在以下有益技术效果：
本申请的航空发动机高原起动供油修正方法，通过修正转速上升率达到修正供油规律的目的，主要引入辅助动力系统功率保持特性，对现有的压力修正方法进行二次修正，得到更符合实际的高原转速上升率规律，保证起动过程上升率设计值与剩余功率更优匹配，充分发挥起动能力，缩短起动时间，减少因供油量不合适导致的压气机失稳风险，提高起动成功率，保证航空发动机高原起动快速、可靠。
附图说明
图1是本申请一个实施方式的航空发动机高原起动供油修正方法流程图。
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例中的附图，对本申请实施例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。所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，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例，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例，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施例进行详细说明。
在本申请的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请保护范围的限制。
下面结合附图1对本申请做进一步详细说明。
本申请提供了一种航空发动机高原起动供油修正方法，包括：
获取辅助动力系统的功率特征系数ε，以及辅助动力系统功率做功占比系数λ，计算辅助动力修正系数K辅助：
Figure BDA0002590577780000041
其中，N2为起动过程中发动机高压转子转速，N2_平衡为辅助动力功与涡轮功相等时的转速；
获取按照发动机特性进行的修正系数K常规，以及发动机地面起动转速上升率N2Dot_地面，计算发动机高原起动转速上升率N2Dot_高原：
N2Dot_高原＝K辅助*K常规*N2Dot_地面；
根据发动机高原起动转速上升率N2Dot_高原，计算主燃油供油规律：
Figure BDA0002590577780000042
其中，Mct为起动机起动扭矩，MT为涡轮扭矩，Mc为压气机扭矩，ηm为压缩系统机械效率，C为常系数，J为发动机转子转动惯量。
本申请的航空发动机高原起动供油修正方法，获取辅助动力系统的功率特征系数ε包括：
首先，获取按照发动机特性进行的修正系数K常规：
K常规＝PH/101.325×(288.2/T1)0.5
其中，T1为环境温度，PH为高度为H时的压力；
获取辅助动力系统在海平面标准大气的设计功率W辅_地面；
获取辅助动力系统在不同高度条件下的实际功率W辅_实际；
计算辅助动力系统的功率特征系数ε：
Figure BDA0002590577780000043
由上式可知，辅助动力系统的功率特征系数ε为压力温度的函数。
本申请的航空发动机高原起动供油修正方法，当起动过程中发动机高压转子转速小于点火转速时，将辅助动力系统功率做功占比系数λ的值设为1，当起动过程中发动机高压转子转速大于脱开转速时，将辅助动力系统功率做功占比系数λ的值设为0，当起动过程中发动机高压转子转速介于点火转速与脱开转速之间时，将辅助动力系统功率做功占比系数λ的值设为高压转速的函数。本实施例中，获取辅助动力系统功率做功占比系数λ包括：
获取起动过程中发动机高压转子转速N2；
获取辅助动力功与涡轮功相等时的转速N2_平衡；
计算辅助动力系统功率做功占比系数λ：
Figure BDA0002590577780000051
进一步，本实施例中，当N2点火＜N2＜N2脱开时，将辅助动力系统功率做功占比系数λ粗略简化为：
Figure BDA0002590577780000052
在本申请的一个实施方式中，以4km高原为例，本实施例中，假设地面上升率设计规律全部为2，平衡转速取30％，假设点火转速为20％，脱开转速为55％；同时，为体现修正结果，本实施例中，不计算真实保持系数，分别假设了4km保持系数为0.9(衰减)和1.25(保持良好)两种情况进行试修正，结果如下表所示：
表14km高原修正结果
N<sub>2</sub>(％) 15 20 25 30 35 40 45
地面设计 2 2 2 2 2 2 2
常规方法 1.276 1.276 1.276 1.276 1.276 1.276 1.276
本方法(ε＝1.25) 1.594 1.467 1.449 1.435 1.423 1.412 1.403
本方法(ε＝0.9) 1.148 1.199 1.206 1.212 1.217 1.221 1.224
N<sub>2</sub>(％) 50 53 55 60 65 70 75
地面设计 2 2 2 2 2 2 2
常规修正 1.276 1.276 1.276 1.276 1.276 1.276 1.276
本方法(ε＝1.25) 1.395 1.391 1.388 1.276 1.276 1.276 1.276
本方法(ε＝0.9) 1.228 1.229 1.230 1.276 1.276 1.276 1.276
本申请的航空发动机高原起动供油修正方法，根据辅助动力系统功率保持特性，修正得到更真实的辅助动力功率，并根据起动转速范围内辅助系统功率与涡轮功率占比关系综合折算为转速上升率修正量，对起动过程进行修正，使转速上升率与实际剩余功率更加匹配，修正供油量以充分发挥起动潜能，缩短起动时间，提高起动成功率。
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 (4)

1.一种航空发动机高原起动供油修正方法，其特征在于，包括：
获取辅助动力系统的功率特征系数ε，以及辅助动力系统功率做功占比系数λ，计算辅助动力修正系数K辅助：
Figure FDA0002590577770000011
其中，N2为起动过程中发动机高压转子转速，N2_平衡为辅助动力功与涡轮功相等时的转速；
获取按照发动机特性进行的修正系数K常规，以及发动机地面起动转速上升率N2Dot_地面，计算发动机高原起动转速上升率N2Dot_高原：
N2Dot_高原＝K辅助*K常规*N2Dot_地面；
根据发动机高原起动转速上升率N2Dot_高原，计算主燃油供油规律：
Figure FDA0002590577770000012
其中，Mct为起动机起动扭矩，MT为涡轮扭矩，Mc为压气机扭矩，ηm为压缩系统机械效率，C为常系数，J为发动机转子转动惯量。
2.根据权利要求1所述的航空发动机高原起动供油修正方法，其特征在于，获取所述辅助动力系统的功率特征系数ε包括：
获取按照发动机特性进行的修正系数K常规：
K常规＝PH/101.325×(288.2/T1)0.5
其中，T1为环境温度，PH为高度为H时的压力；
获取辅助动力系统在海平面标准大气的设计功率W辅_地面；
获取辅助动力系统在不同高度条件下的实际功率W辅_实际；
计算辅助动力系统的功率特征系数ε：
Figure FDA0002590577770000013
3.根据权利要求2所述的航空发动机高原起动供油修正方法，其特征在于，获取所述辅助动力系统功率做功占比系数λ包括：
获取起动过程中发动机高压转子转速N2；
获取辅助动力功与涡轮功相等时的转速N2_平衡；
计算辅助动力系统功率做功占比系数λ：
Figure FDA0002590577770000021
4.根据权利要求3所述的航空发动机高原起动供油修正方法，其特征在于，当N2点火＜N2＜N2脱开时，将辅助动力系统功率做功占比系数λ简化为：
Figure FDA0002590577770000022
CN202010694578.7A 2020-07-17 2020-07-17 一种航空发动机高原起动供油修正方法 Active CN111734535B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202010694578.7A CN111734535B (zh) 2020-07-17 2020-07-17 一种航空发动机高原起动供油修正方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202010694578.7A CN111734535B (zh) 2020-07-17 2020-07-17 一种航空发动机高原起动供油修正方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN111734535A true CN111734535A (zh) 2020-10-02
CN111734535B CN111734535B (zh) 2022-07-15

Family

ID=72655990

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202010694578.7A Active CN111734535B (zh) 2020-07-17 2020-07-17 一种航空发动机高原起动供油修正方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN111734535B (zh)

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112761796A (zh) * 2020-12-29 2021-05-07 中国航发控制系统研究所 一种功率闭环控制系统及其方法
CN113323732A (zh) * 2021-06-01 2021-08-31 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种航空发动机带转起动过程中涡轮功的测量方法
CN113886983A (zh) * 2021-09-27 2022-01-04 中国航发沈阳发动机研究所 一种基于试验数据的航空发动机起动仿真模型修正方法
CN114239456A (zh) * 2021-11-29 2022-03-25 中国航发沈阳发动机研究所 一种航空燃气涡轮发动机供油规律修正方法及装置
CN114248935A (zh) * 2021-11-15 2022-03-29 中国航发沈阳发动机研究所 一种航空发动机高原状态起动调整方法
CN114837821A (zh) * 2022-04-29 2022-08-02 中国航发沈阳发动机研究所 一种航空发动机地面起动供油规律自适应调整方法及系统

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20030126864A1 (en) * 2002-01-04 2003-07-10 Thompson Robert G. Turbocharged auxiliary power unit with controlled high speed spool
WO2010092080A1 (fr) * 2009-02-11 2010-08-19 Snecma Surveillance de l'etat de sante des equipements intervenant dans la capacite de demarrage d'un turboreacteur
CN102221467A (zh) * 2011-04-02 2011-10-19 北京航空航天大学 一种活塞式发动机高空模拟试验系统
US20130174570A1 (en) * 2012-01-09 2013-07-11 Honeywell International Inc. Engine systems with enhanced start control schedules
CN106777821A (zh) * 2017-01-23 2017-05-31 中国航发沈阳发动机研究所 一种航空涡扇发动机高原起动点火供油量计算方法
CN110486173A (zh) * 2019-07-30 2019-11-22 中国航发沈阳发动机研究所 一种用于航空发动机热起动供油的修正方法及装置

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20030126864A1 (en) * 2002-01-04 2003-07-10 Thompson Robert G. Turbocharged auxiliary power unit with controlled high speed spool
WO2010092080A1 (fr) * 2009-02-11 2010-08-19 Snecma Surveillance de l'etat de sante des equipements intervenant dans la capacite de demarrage d'un turboreacteur
CN102221467A (zh) * 2011-04-02 2011-10-19 北京航空航天大学 一种活塞式发动机高空模拟试验系统
US20130174570A1 (en) * 2012-01-09 2013-07-11 Honeywell International Inc. Engine systems with enhanced start control schedules
CN106777821A (zh) * 2017-01-23 2017-05-31 中国航发沈阳发动机研究所 一种航空涡扇发动机高原起动点火供油量计算方法
CN110486173A (zh) * 2019-07-30 2019-11-22 中国航发沈阳发动机研究所 一种用于航空发动机热起动供油的修正方法及装置

Non-Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
任智勇等: "涡轴发动机高寒飞行试验和结果分析", 《现代机械》 *
郭昕等: "航空发动机高、低温起动及高原起动试验技术探讨", 《航空动力学报》 *
郭海红等: "非标准大气条件下航空发动机地面起动性能", 《航空动力学报》 *

Cited By (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112761796A (zh) * 2020-12-29 2021-05-07 中国航发控制系统研究所 一种功率闭环控制系统及其方法
CN112761796B (zh) * 2020-12-29 2021-09-28 中国航发控制系统研究所 一种功率闭环控制系统及其方法
CN113323732A (zh) * 2021-06-01 2021-08-31 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种航空发动机带转起动过程中涡轮功的测量方法
CN113886983A (zh) * 2021-09-27 2022-01-04 中国航发沈阳发动机研究所 一种基于试验数据的航空发动机起动仿真模型修正方法
CN113886983B (zh) * 2021-09-27 2022-09-20 中国航发沈阳发动机研究所 一种基于试验数据的航空发动机起动仿真模型修正方法
CN114248935A (zh) * 2021-11-15 2022-03-29 中国航发沈阳发动机研究所 一种航空发动机高原状态起动调整方法
CN114248935B (zh) * 2021-11-15 2024-05-10 中国航发沈阳发动机研究所 一种航空发动机高原状态起动调整方法
CN114239456A (zh) * 2021-11-29 2022-03-25 中国航发沈阳发动机研究所 一种航空燃气涡轮发动机供油规律修正方法及装置
CN114837821A (zh) * 2022-04-29 2022-08-02 中国航发沈阳发动机研究所 一种航空发动机地面起动供油规律自适应调整方法及系统
CN114837821B (zh) * 2022-04-29 2023-07-07 中国航发沈阳发动机研究所 一种航空发动机地面起动供油规律自适应调整方法及系统

Also Published As

Publication number Publication date
CN111734535B (zh) 2022-07-15

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN111734535B (zh) 一种航空发动机高原起动供油修正方法
CN110657032B (zh) 一种加力总燃油流量控制规律确定方法
CN110486173B (zh) 一种用于航空发动机热起动供油的修正方法及装置
CN113449475B (zh) 一种燃气涡轮发动机进口压力畸变强度预测方法
US10875642B2 (en) Vertical takeoff and landing aircraft
EP3135883B1 (en) Propulsion system and method of operating a gas turbine engine of a propulsion system
US11807376B2 (en) Method for rating a propulsion unit comprising a main engine and an auxiliary engine
CN111927630B (zh) 一种航空发动机高寒起动供油修正方法
Kang et al. Multi-stage turbocharger system analysis method for high altitude UAV engine
CN109441678B (zh) 一种活塞动力无人机动力系统的控制方法
KR101685853B1 (ko) 이중 연료 내연 기관 추진 장치
CN112832909B (zh) 一种航空发动机飞行包线控制方法
CN106777821B (zh) 一种航空涡扇发动机高原起动点火供油量计算方法
CN114239456B (zh) 一种航空燃气涡轮发动机供油规律修正方法及装置
CN112412632B (zh) 一种基于进口流量匹配的航空发动机喘振切油方法及系统
US6468035B1 (en) Method and apparatus for controlling airplane engine
CN115324741A (zh) 一种涡扇发动机高空左边界加力接通控制方法及装置
CN113532688B (zh) 一种燃气涡轮发动机主燃烧室出口温度实时计算方法
CN114044150B (zh) 一种分布式混合电推进系统优化方法及装置
Bakholdin et al. Determining parameters of electric power unit for light aircraft
CN115875138B (zh) 一种航空燃气涡轮发动机分域分时控制方法及装置
EP4289720A1 (en) Aircraft with a fuselage accommodating an unducted turbine engine
He et al. Performance Simulation of Thermodynamic Design for a New Turboshaft Engine
CN116224796A (zh) 一种航空发动机地面起动转速上升率的修正方法
CN117556531A (zh) 一种持久试车进气加温温度确定方法及装置

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant