CN112855346B

CN112855346B - 推力控制方法、系统及航空发动机

Info

Publication number: CN112855346B
Application number: CN201911179846.5A
Authority: CN
Inventors: 周健; 钱荣荣; 佘云峰
Original assignee: AECC Commercial Aircraft Engine Co Ltd
Current assignee: AECC Commercial Aircraft Engine Co Ltd
Priority date: 2019-11-27
Filing date: 2019-11-27
Publication date: 2022-06-17
Anticipated expiration: 2039-11-27
Also published as: CN112855346A

Abstract

本发明涉及一种推力控制方法、系统及航空发动机，其中，控制方法包括：在线获取发动机的健康参数向量；根据健康参数向量和预设推力修正计划在线确定出补偿量；根据补偿量对当前推力进行修正。此种推力控制方法能够在发动机工作过程中，自适应地考虑发动机间的个体差异及健康状况对推力的影响，在各工作状态特别是节流状态下保证发动机推力与油门杆之间的线性度，以提高发动机推力控制的准确性；而且，还能在最大状态下达到所能提供的最大推力。

Description

推力控制方法、系统及航空发动机

技术领域

本发明涉及航空发动机控制技术领域，尤其涉及一种推力控制方法、系统及航空发动机。

背景技术

发动机控制系统的功能之一是根据飞行员的油门杆命令，通过调节合适的循环参数以达到推力或者功率控制管理(Power Management Control,PMC)的目的。

例如，大涵道比涡扇发动机选择风扇换算转速N1R进行推力控制，小涵道比涡扇发动机会选择发动机压比EPR作为推力控制，军用加力发动机则选择风扇换算转速N1R和落压比π_T作为推力控制参数。这些推力控制参数与推力之间的关系并不是线性的，随着N1R等比例增加，推力增加的趋势会变大，为了尽量保证发动机推力-油门杆线性增加，传统的设计方法是计算出合理的油门杆修正系数，通过修正油门杆角度与推力控制参数之间的关系，使得推力是线性变化的。

然而，涡扇发动机工作机理复杂，工作条件变化范围大，这就使油门杆与推力之间的线性关系很容易遭到破坏。如在发动机飞行条件变化时，涡扇发动机进口空气流量会随之改变，此时飞行员即使保持油门杆角度不变，如果推力控制计划没有做出相应校正，发动机推力也会发生改变。

在某些极限工况下，如最大起飞工况，不合理的推力控制计划会使发动机过早进入平推力区，出现飞行员操作油门杆时推力无响应的情况。另外，在某些发动机推力控制设计中，如果油门杆角度超出范围时，控制系统会自动关停发动机，这种情况下会导致飞行员将油门杆推到最大位置时，控制系统关停发动机的情况，导致出现与油门杆预期推力相反的推力。这些情况都会造成油门杆角度-推力之间的非线性。

发明内容

本发明的实施例提供了一种推力控制方法、系统及航空发动机，能够提高发动机推力控制的准确性。

根据本发明的一方面，提供了一种推力控制系统，包括：

在线获取发动机的健康参数向量；

根据健康参数向量和预设推力修正计划在线确定出补偿量；

根据补偿量对当前推力进行修正。

在一些实施例中，在线获取发动机的健康参数向量之后，还包括：

获得当前健康参数向量相对于标准发动机健康参数向量的偏离距离；

判断偏离距离是否大于预设偏离距离，如果大于则判定需要对当前推力进行修正。

在一些实施例中，根据健康参数向量和预设推力修正计划在线确定出补偿量的步骤包括：

将当前健康参数向量作为输入，根据健康参数向量和推力之间映射形成的预设推力修正计划查表得出补偿量。

在一些实施例中，还包括：

构造推力与油门杆角度之间的映射关系；

基于发动机性能模型和多变量优化模型离线求解出推力控制计划，以作为预设推力控制计划，推力控制计划包括被控参数与油门杆角度之间的关系；

其中，推力控制计划包括慢车状态推力控制计划、最大状态推力控制计划和节流状态推力控制计划。

在一些实施例中，还包括：

基于发动机性能模型和多变量优化模型离线求解出发动机的推力修正计划，以作为预设推力修正计划；

其中，推力修正计划包括被控参数的计划修正量与发动机健康参数向量之间的关系。

在一些实施例中，基于发动机性能模型和多变量优化模型求解出最大状态推力控制计划的步骤具体包括：

以最大状态下推力最大化作为优化目标函数，并以发动机排气温度、风扇和压气机的喘振裕度、风扇和压气机的相对换算转速以及被控参数均不超过预设范围作为约束条件，得出油门杆处于最大角度时对应的被控参数。

在一些实施例中，基于发动机性能模型和多变量优化模型求解出慢车状态推力控制计划的步骤具体包括：

以慢车状态下发动机总燃油消耗量最小作为优化目标函数，并以推力不小于慢车状态下所需的最小推力和功率提取及引气所需功率之和、发动机排气温度、风扇和压气机的喘振裕度、风扇和压气机的相对换算转速以及被控参数均不超过预设范围作为约束条件，得出油门杆处于慢车对应角度时相应的被控参数。

在一些实施例中，基于发动机性能模型和多变量优化模型求解出节流状态推力控制计划的步骤具体包括：

以节流状态下发动机总燃油消耗量最小作为优化目标函数，并以推力保持不变、发动机排气温度、风扇和压气机的喘振裕度、风扇和压气机的相对换算转速以及被控参数均不超过预设范围作为约束条件，得出节流状态下不同油门杆角度对应的被控参数。

在一些实施例中，基于发动机性能模型和多变量优化模型获得推力修正计划的步骤具体包括：

以推力偏离量最小作为优化目标函数，并以发动机排气温度、风扇和压气机的喘振裕度、风扇和压气机的相对换算转速以及被控参数均不超过预设范围作为约束条件，得出推力修正计划。

在一些实施例中，健康参数向量包括如下参数中的至少一个：风扇的效率系数和流量系数、增压级的效率系数和流量系数、高压压气机的效率系数和流量系数、燃烧室的效率系数、低压涡轮的效率系数和流量系数、高压涡轮的效率系数和流量系数。

在一些实施例中，发动机健康参数向量设有多个，形成健康参数向量集，得出推力修正计划的步骤具体包括：

将发动机的推力偏离量划分为多个等级；

建立每个推力偏离等级与健康参数向量集的映射关系；

将健康参数向量集通过均值聚类法，得到每个推力偏离等级下健康参数向量集的聚类中心，作为每个推力偏离等级下的健康参数表征向量；

以各健康参数表征向量作为输入条件，推力偏差量最小作为优化目标函数，利用多变量优化模型得到各健康参数表征向量与各推力偏离等级下被控参数的计划修正量。

在一些实施例中，被控参数包括燃油流量W_f、尾喷管喉道面积A₈和可变几何作动部件开度α_v。

在一些实施例中，确定推力与油门杆角度之间的映射关系的步骤包括：

确定慢车状态、巡航状态和最大状态下油门杆角度与推力之间的对应关系；

将慢车状态与巡航状态、以及巡航状态与最大状态下油门杆角度与推力之间的对应关系确定为线性关系。

根据本发明的另一方面，提供了一种推力控制系统，包括：在线系统，在线系统包括：

健康参数获取器，被配置为在线获取发动机的健康参数向量；

补偿量确定器，被配置为根据健康参数向量和预设推力修正计划在线确定出补偿量；和

推力在线修正器，被配置为根据补偿量对当前推力进行修正。

在一些实施例中，在线系统还包括：

修正判断器，被配置为获得当前健康参数向量相对于标准发动机健康参数向量的偏离距离，并判断偏离距离是否大于预设偏离距离，并在偏离距离大于预设偏离距离的情况下判定需要对当前推力进行修正。

在一些实施例中，预设推力修正计划包括健康参数向量和推力之间形成的映射关系，补偿量确定器被配置为将当前健康参数向量作为输入，根据预设推力修正计划查表得出补偿量。

在一些实施例中，还包括离线系统，与在线系统信号连接，离线系统包括：

线性推力构造器，被配置为构造推力与油门杆角度之间的映射关系；和

推力计划构造器，被配置为基于发动机性能模型和多变量优化模型离线求解出推力控制计划，以作为预设推力控制计划，推力控制计划包括被控参数与油门杆角度之间的关系，且包括慢车状态推力控制计划、最大状态推力控制计划和节流状态推力控制计划；

其中，在线系统接收预设推力控制计划，并根据预设推力控制计划设定发动机的初始推力。

鲁棒计划修正器，被配置为基于发动机性能模型和多变量优化模型离线求解出发动机的推力修正计划，以作为预设推力修正计划；

根据本发明的再一方面，提供了一种航空发动机，包括上述实施例的推力控制系统。

基于上述技术方案，本发明一些实施例的推力控制方法，能够在发动机工作过程中，自适应地考虑发动机间的个体差异及健康状况对推力的影响，在各工作状态特别是节流状态下保证发动机推力与油门杆之间的线性度，以提高发动机推力控制的准确性；而且，还能在最大状态下达到所能提供的最大推力。

附图说明

此处所说明的附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本申请的一部分，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：

图1为本发明推力控制方法的一个实施例的流程示意图；

图2为本发明推力控制系统的一个实施例的模块组成示意图；

图3为最大状态下推力模式优化原理图；

图4为不同工况下推力与油门杆角度的分段线性拟合示意图；

图5A和图5B分别为油门杆角度-推力线性关系破坏后推力和推力控制计划的调整示意图；

图6为本发明推力控制方法的另一个实施例的流程示意图。

具体实施方式

以下详细说明本发明。在以下段落中，更为详细地限定了实施例的不同方面。如此限定的各方面可与任何其他的一个方面或多个方面组合，除非明确指出不可组合。尤其是，被认为是优选的或有利的任何特征可与其他一个或多个被认为是优选的或有利的特征组合。

本发明中出现的“第一”、“第二”等用语仅是为了方便描述，以区分具有相同名称的不同组成部件，并不表示先后或主次关系。

本发明中采用了“上”、“下”、“顶”、“底”、“前”、“后”、“内”和“外”等指示的方位或位置关系的描述，这仅是为了便于描述本发明，而不是指示或暗示所指的装置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发明保护范围的限制。

推力(功率)控制管理是发动机控制系统的重要功能之一，推力管理控制模块是根据飞行员的油门杆命令，通过调节合适的循环参数以达到推力或者功率输出控制的目的。推力管理控制模块要能保证发动机节流状态下推力-油门杆之间的线性度、可重复并能被精准调节。大涵道比涡扇发动机一般选择风扇换算转速N1R进行推力控制，而小涵道比涡扇发动机会选择发动机压比EPR作为推力控制，军用加力发动机则选择风扇换算转速N1R和发动机落压比作为推力控制参数。

本发明提供了一种推力控制方法，在一些实施例中，该推力控制方法包括：

步骤101、在线获取发动机的健康参数向量，例如，可采用传感器等检测部件获取健康参数向量；

步骤102、根据健康参数向量和预设推力修正计划在线确定出补偿量；

步骤103、根据补偿量对当前推力进行修正。

其中，步骤102可在101之后执行。步骤101～103可通过在线系统10执行，在线系统10可从离线系统20中获取数据，例如预设推力控制计划和预设推力修正计划等。

在步骤101中，在发动机工作的过程中，可在线实时地获取发动机的健康参数向量，对于同一发动机，健康参数向量可反映出发动机在整个寿命曲线中所处的状态，例如由于性能退化以及气路部件故障等因素使发动机的实际推力难以达到预设推力，这时就需要对实际推力进行补偿，以考虑发动机老化或故障等因素对推力的影响。在步骤102中，预设推力控制计划可根据发动机所处的工作状态进行设置，例如在最大状态和节流状态下预设不同的推力控制计划。在步骤103中，可在线实时根据发动机的健康参数向量判断对预设推力控制计划进行补偿。

本发明该实施例的推力控制系统能够在发动机工作过程中，自适应地考虑发动机个体差异、性能退化和气路部件故障等因素对推力的影响，在各工作状态特别是节流状态下保证发动机推力与油门杆之间的线性度，以提高发动机推力控制的准确性；而且，还能在最大状态下达到所需推力。

在另一些实施例中，在通过步骤101线获取发动机的健康参数向量之后，本发明的推力控制方法还包括：

步骤101A、获得当前健康参数向量相对于标准发动机健康参数向量的偏离距离，相当于获得了当前推力的偏离程度；

步骤101B、判断偏离距离是否大于预设偏离距离，如果大于则判定需要对当前推力进行修正。

其中，步骤101A和步骤101B在步骤101和102之间执行。该实施例能够准确判断出当前推力是否需要修正，以便在偏离量较大的情况下进行修正。

在另一些实施例中，步骤102根据健康参数向量和预设推力修正计划在线确定出补偿量的步骤包括：

该实施例能够通过查表的方式快速地获得健康参数向量下对应的推力补偿量，可更加及时地对推力进行修正，使推力更满足当前飞行需求。

在另一些实施例中，在步骤102之前，本发明的推力控制方法还可包括：

步骤100A、构造推力与油门杆角度之间的映射关系；

步骤100B、基于发动机性能模型和多变量优化模型离线求解出发动机的推力控制计划，以作为所述预设推力控制计划，推力控制计划包括被控参数与油门杆角度之间的关系；其中，推力控制计划包括慢车状态推力控制计划、最大状态推力控制计划和节流状态推力控制计划。

步骤100A和100B在步骤101之前执行。步骤100A和100B可通过离线系统20执行，在求解出推力控制计划后，可存储在离线系统20中。

在步骤100A中，通过构造推力与油门杆角度之间的映射关系，相当于确定了在特定油门杆角度下对应的目标推力，由此可判断当前推力与目标推力之间的偏离程度。

具体地，如图4所示，步骤100A包括：

在步骤100B中，最大状态为发动机的起飞状态，对应于油门杆的最大角度；节流状态为发动机从慢车到起飞之间的状态，包括巡航等典型状态，在整个飞行过程中，发动机大部分时间处于节流状态。发动机性能模型为发动机工作过程中各气动部件在典型截面上的循环参数，例如工作压力、工作温度和气体流量等，各气动部件包括进气道、风扇、增压级、高压压气机、燃烧室、低压涡轮、高压涡轮和尾喷嘴等。多变量优化模型是基于目标函数和约束条件寻找变量的最优解。

航空燃气涡轮发动机在飞机上使用，大部分时间是运转于推力小于其最大值的情况下。通过减小发动机油门杆的角度可以减少向主燃烧室的供油量，即节流来实现推力的减小，实现节流状态。发动机的节流特性是在给定的飞行条件和调节规律下推力和耗油率等参数随转速或涡轮前总温的变化关系，发动机节流状态就是在发动机的节流特性上规定的多个工作状态。

在另一些实施例中，本发明的推力控制方法还可包括：

步骤100C、基于发动机性能模型和多变量优化模型离线求解出发动机的推力修正计划，以作为预设推力修正计划；其中，所述推力修正计划包括被控参数的计划修正量与发动机健康参数向量之间的关系，推力偏离量为在特定工作状态下实际推力与根据推力控制计划确定的预设推力的差值。

该实施例通过制定离线状态下的推力修正计划能够使在线系统10自适应发动机个体差异、性能退化和气路部件故障等因素的影响，可在最大状态下达到所需推力，并在节流状态下满足油门杆角度与推力的线性度要求。通过预先离线设置推力修正计划，在需要对推力进行调节时，可快速地匹配出补偿量，以及时地对推力进行补偿，减小推力补偿的延迟和滞后，在保证推力与油门杆角度的线性度的基础上，能够使推力对油门杆角度的变化线性响应更加灵敏。

在一些实施例中，步骤100中基于发动机性能模型和多变量优化模型求解出最大状态推力控制计划的步骤具体包括：

图3给出了发动机最大状态下推力控制计划的优化原理。以不带加力燃烧或者未开加力的航空发动机为例，最大状态为最大起飞状态。为了避免由于不合理的推力控制计划形成平推力，克服由此造成的非线性，在发动机最大起飞状态，一般需要发动机在满足基本起飞推力要求的前提下，能够尽可能大地提供推力。为此，在最大状态下的推力控制计划设计中采用推力最大化的优化方法。

最大起飞推力模式优化原理如图3中所示。推力的提升主要通过调节主燃油量来实现，燃油量的增大可以提高燃烧温度和燃气流量，对推力影响显著，但与此同时，发动机转速也会有较大幅度上升，为了保证发动机不超转，尾喷管喉道面积需适当放大。

最大状态下获取最大推力的优化过程对应的数学描述如下：

性能指标：max F_n

约束条件：

即在当前工作条件下，考虑发动机所有约束条件，通过优化寻找到可以实现的最大推力输出Fn以及相应控制变量X，控制变量X即为发动机的被控参数。控制变量X属于集合B，可包括燃油流量W_f、尾喷管喉道面积A₈、可变几何作动部件开度α_v，即X＝[A₈，W_f，α_v]。针对不同类型的发动机，可变几何作动部件的种类与个数会不一致，这里统一为α_v。燃油流量W_f需保持合适，燃油流量太大会导致富油熄火；可变几何作动部件开度可改变静叶的角度，以改变对流经静叶的气体的引导方向，能够改变气动效率。

SM＝[SM_FAN，SM_HPC]表示发动机的风扇和压气机的喘振裕度，T₄₉₅表示发动机排气温度，N_1r和N_2r分别表示风扇和压气机的相对换算转速。其中，F_n、SM、T₄₉₅、N_1r和N_2r均是与控制变量W_f、A₈和α_v相关的函数。在发动机工作过程中，推力无法直接获取，一般通过N_1r和N_2r表征推力大小。

在一些实施例中，步骤100中基于发动机性能模型和多变量优化模型求解出慢车状态推力控制计划的步骤具体包括：

如何确定发动机慢车状态的推力等级需要考虑的限制因素较多，包括最小推力，功率提取，飞机引气等。慢车状态推力的优化问题可以描述为满足多种约束的耗油率最小的问题。对应的数学描述如下：

性能指标：min SFC

约束条件：

其中，X＝[A₈，W_f，α_v]，SM＝[SM_FAN，SM_HPC]表示发动机的风扇和压气机喘振裕度，T₄₉₅表示发动机排气温度，N_1r和N_2r分别表示风扇和压气机相对换算转速。F_min在慢车状态下的最小推力，g(P_ext，P_b)刷表示功率提取和引气所需功率。

在一些实施例中，步骤100中基于发动机性能模型和多变量优化模型求解出节流状态推力控制计划的步骤具体包括：

以节流状态下发动机总燃油消耗量最小作为优化目标函数，并以推力保持不变以及发动机排气温度、风扇和压气机的喘振裕度、风扇和压气机的相对换算转速和被控参数均不超过预设范围作为约束条件，得出节流状态下不同油门杆角度对应的被控参数。

发动机除去加减速过渡状态和最大工作状态，大部分时间工作在节流状态。节流状态是通过油门杆给定，主要的要求是减小燃油流量，获得最佳经济性。该实施例中发动机在节流状态下设置的燃油最优推力控制计划，能够保证在不同工况下发动机推力随油门杆角度呈线性变化，并且能够实现发动机最小油耗的目标。

图4给出了不同工况下推力与油门杆角度的分段线性拟合示意图，该曲线为理论上推力Fn与油门杆角度PLA的关系。油门杆角度PLA的变化范围是一定的，假定发动机从慢车状态到最大状态对应油门杆角度的变化范围为α_idle～α_takeoff，建立发动机在某一特定工况下的慢车状态-最大状态的推力Fn与油门杆角度PLA的线性关系。如图4中所示，线A为海平面起飞工况，线B为高原起飞工况。图4中除了慢车工况α_idle设计点的指定推力，还给出了最大巡航工况α_cruise设计点的指定推力，用以说明存在慢车-最大状态中间设计点时推力控制计划的设计考虑。此时，当油门杆角度和发动机推力之间无法用一条直线拟合时，可以用如图4中的分段线性关系进行拟合。通过分段线性拟合得到发动机不同工况下的推力与油门杆角度的关系，即可确定在发动机不同工况下、不同的油门杆角度PLA对应的发动机推力Fn的设计值，由此确定出相应的被控参数可作为预设推力控制计划，并对实际工作过程中根据健康参数向量对被控参数进行在线调整。

下面将详细说明发动机节流状态下燃油最优推力控制计划：

发动机总燃油消耗量可以表示为：

WF＝∫SFC(t)F_n(t)dt

将上式按发动机工作状态i进行离散化，可得：

在飞行任务、飞行环境和所需时间相同时，如果忽略占时较少的发动机加减速状态，仅考虑发动机节流状态，结合图4，那么可以认为，如果发动机第i个工作状态的PLAi为确定值，所需推力F_ni便已确定。因此，为了实现发动机最小油耗的目标，在图4中，除最大起飞工况点之外，如果发动机在其它所有工况点工作时都能保持最低的耗油率SFC，那么对于同样的飞行任务，发动机在节流状态的总燃油消耗将会最小。

发动机在节流状态下，要在保证推力不变的前提下，以减小发动机耗油率为优化目标，达到节省燃油，增加经济性或增大飞机航程的目的。最小油耗优化模式下要求推力基本不变，但由于主燃油量W_f的下降会造成推力损失，因而只有通过尾喷管喉道面积A₈和可变几何作动部件开度α_v等，增大发动机进口空气换算流量，提升风扇和压气机的工作效率，在一定程度上弥补推力的损失。

上述优化过程可用如下数学描述表示：

性能指标：min SFC

约束条件：

其中，X＝[A₈，W_f，α_v]，SM＝[SM_FAN，SM_HPC]表示发动机的风扇和压气机喘振裕度，T₄₉₅表示发动机排气温度，N_1r和N_2r分别表示风扇和压气机相对换算转速，该寻优过程的优化路径沿着等推力线行进，全局最优点往往不是约束边界的交点，而是控制变量可行区域内的全局效率最高点。

由于节流状态下发动机不同工作状态对发动机性能和极限要求不同，因而上述约束条件会随着发动机工作状态实时变化，这就引入了有约束多自由度优化问题，以控制变量的有限自由度，在满足各种过程实际约束的前提下，实现对目标的优化。

在一些实施例中，步骤100’中基于发动机性能模型和多变量优化模型获得推力修正计划的步骤具体包括：

当发动机受到个体差异，性能退化，气路部件故障等因素影响而丧失部分推力时，将严重破坏发动机推力和油门杆之间的线性关系，此时需要制定推力控制计划的修正方法，恢复最大状态推力并满足节流状态下油门杆角度与推力的线性度要求。

图5表明了油门杆角度-推力线性关系在发动机发生偏离后被破坏，本发明通过离线优化求解出修正计划，并在线实现推力补偿修正。发动机在不考虑偏离特征时，可以获得理想的推力控制计划，以满足发动机最大推力和节流状态下推力-油门杆线性关系，但是由于制造容差会导致每台发动机个体存在差异，同时发动机使用过程中性能衰退以及典型气路部件故障也会导致预设的控制计划无法满足线性要求，此时需要考虑修正方法，使得发动机尽量满足预设的控制计划。

如图5A和图5B所示，在发动机没有偏离的情况下，采用图5B中的N1B曲线作为被控参数，则可以得到图5A中的曲线FA，满足油门杆角度-推力线性关系。在发动机发生偏离后，由于图5B中预设的控制计划没有发生变化，但此时发动机的推力变成了图5A中的曲线FB，此时，已经无法满足油门杆角度-推力的线性关系，此时，需要进行修正，将图5B中预设的控制计划通过调整△N1修正到曲线N1A，从而尽量将推力修正到图5A中的曲线FA，以保持预设控制计划下的推力。

自适应最优推力管理控制计划的核心技术是多变量优化技术，为了实现某个优化指标，如发动机最大状态下最大推力，节流状态下最小油耗，性能退化时最小推力损失等，通过多变量优化求解算法寻优得到被控参数的控制调节计划。

发动机多参数控制可以使得发动机的性能得到优化，这也是发动机在故障或者异常情况下性能可以得到缓解的重要前提。如果将发动机个体差异，性能退化和气路部件故障作为影响发动机推力控制计划的影响因素，将健康参数表征向量等同于燃油量作为输入，可以采用与上面相同的方法设计推力控制修正计划，唯一不同的是优化目标不再是推力最大化或耗油量最小化，而是要尽可能恢复推力，即使得推力变化量最小。其具体优化模型如下：

性能指标：min F_n-F_pre

约束条件：

其中，F_pre表示预设推力，X＝[A₈，W_f，α_v]，SM＝[SM_FAN，SM_HPC]表示发动机的风扇和压气机喘振裕度，T₄₉₅表示发动机排气温度，N_1r和N_2r分别表示风扇和压气机相对换算转速。该寻优过程要求发动机在受到由健康参数表征向量代表的发动机个体差异，性能退化，气路部件故障等因素影响而丧失部分推力时，通过修正被控参数的控制调节计划使推力恢复预设的推力值。

在上述实施例中，发动机健康参数向量包括如下参数中的至少一个：风扇的气体流量和工作效率、增压级的气体流量和工作效率、高压压气机的气体流量和工作效率、燃烧室的工作效率、低压涡轮的气体流量和工作效率、高压涡轮的气体流量和工作效率。由于燃烧室为等容部件，气体在燃烧室内的流量基本保持不变，因此未将燃烧室的气体流量作为发动机健康参数向量。

由于发动机主要气动部件在结构上的故障模式难以进行检测，通过对上述能够反映发动机健康状态的参数进行监测，通过可量化监测的指标反映出结构故障，能够准确客观地反映出发动机在工作过程中所处的状况，并在推力控制中考虑这些因素的影响，以在油门杆的整个角度范围内获得推力与油门杆角度的线性关系，提高推力控制的准确性，并在最大起飞状态下获得预设的最大推力。

在一些实施例中，发动机健康参数向量设有多个，形成健康参数向量集，步骤100C中得出推力修正计划的步骤具体包括：

步骤201、将发动机的推力偏离量划分为多个等级，即将推力偏离量划分为多个相邻的区间，推力偏离等级1对应推力无偏离，即偏离量为0；

步骤202、建立每个推力偏离等级与不同健康参数向量集的映射关系；

步骤203、将健康参数向量集通过均值聚类法，例如k均值聚类法，得到每个推力偏离等级下健康参数向量集的聚类中心，作为每个推力偏离等级下的健康参数表征向量，健康参数表征向量为各健康参数向量的综合体现；

步骤204、以各健康参数表征向量作为输入条件，推力偏差量最小作为优化目标函数，利用多变量优化模型得到各健康参数表征向量与各推力偏离等级下被控参数的计划修正量。具体地，推力偏离等级1对应的各计划修正量均为0，除推力偏离等级1以外，其它推力偏离等级均需要修正。

步骤201～204可通过离心系统10顺序执行。在步骤201中，推力偏离量为在特定工作状态下实际推力与根据推力控制计划确定的预设推力的差值，预设推力可根据图4所示的预先标定的推力与油门杆角度的对应关系曲线得出。

离线推力修正计划是要建立起预设计划修正量和发动机个体差异、性能退化和气路部件故障等因素的健康参数向量之间的定量关系，如果健康参数向量集采用11个健康参数向量，那么每次修正过程中均需要通过11个维度的插值才能得到发动机控制参数和被控参数的修正量，显然如此庞大的数据表是不现实的，该实施例通过对数据样本压缩，可在减小数据处理难度的基础上，通过大样本聚类方法得出健康参数表征向量，以便较准确地反映发动机健康状况。

如图6所示，首先通过离线系统20建立推力修正计划，具体地，将发动机的各工况参数均作为发动机性能模型的输入条件，各工况参数包括：油门杆角度PLA、环境参数和健康参数向量，PLA表示当前的飞行条件，环境参数包括马赫数Ma、飞行高度H和环境温度△T，健康参数向量表示发动机的自身状态。由此，可得出发动机偏离油门杆角度-推力的线性关系后推力的偏离量。

接着，将推力偏离量按照等级进行划分，偏离量可在0和最大允许值之间变化，例如，分为等级1,2……n，并建立起推力偏离等级与不同健康参数向量集1,2……n的映射关系，将映射关系通过向量均值聚类法，得到每个推力偏离等级下健康参数向量集的聚类中心，作为每个推力偏离等级下的健康参数表征向量1,2……n。然后，以推力偏离量最小作为目标函数，以图4中给出的边界条件作为约束条件，可以得出推力修正计划，推力修正计划为各健康参数表征向量与不同推力偏离量等级下的修正计划之间的映射关系，例如，健康参数表征向量1与推力偏离量等级1下的修正计划对应，健康参数表征向量2与推力偏离量等级2下的修正计划对应，健康参数表征向量n与推力偏离量等级n下的修正计划对应。

在飞机飞行过程中，以PLA、Ma、H和△T作为输入条件，并根据推力控制计划设置预设推力控制计划，以对发动机的推力进行控制。

在此过程中，在线系统10可根据推力修正计划对当前推力进行修正。在线系统10获取发动机的健康参数向量，并进行特征组匹配，以在推力修正计划中查询到相应的修正计划，得到调整量△N1R、△A₈和△α_v，以对被控参数进行调整。其中，△N1R表示风扇相对换算转速的修正量；△A₈表示尾喷口喉道面积的修正量；△α_v表示可变几何作动机构开度的修正量。

由此，本发明的推力控制方法能够达到有益的技术效果：飞行员通过油门杆调节发动机推力，为了满足飞机的操纵性能，油门杆对推力调节可在发动机全飞行包线内具备良好的线性度。在发动机节流状态下，可提高油门杆角度-推力之间线性关系的精度和可重复性，以保证推力能被精准调节，满足多发飞机防止非对称推力的要求。

而且，民用发动机特别关注发动机的燃油消耗，是发动机主要性能指标之一，更低的耗油率意味着增大飞机航程和更好的经济性。对于民用发动机而言，加减速状态占时较少，本发明的推力控制方法能使发动机在节流状态下保持最低的耗油率就能达到节省燃油，增加经济性。自适应最优推力控制系统能够在提高油门杆与推力之间的线性度的同时，在发动机节流状态下实现最小油耗，实现最佳燃油经济型，并在最大状态下提供最大推力，充分发掘发动机潜能。

另外，本发明通过设置合理的推力计划，可避免在发动机发生退化或故障后，飞行员在操作油门杆时发动机推力无响应或出现与预期方向相反的推力减小，可防止给飞行员造成巨大的心理压力，并提高发动机推力控制的安全性。

其次，本发明还提供了一种推力控制系统，用于执行上述实施例所述的推力控制方法。在一些实施例中，如图2所示，推力控制系统可包括离线系统20和在线系统10。

其中，离线系统20用于基于发动机性能模型和多变量优化模型离线求解出发动机的推力控制计划以及推力修正计划。在线系统10用于将推力控制计划作为预设推力控制计划，并根据发动机的健康参数向量判断是否需要对预设推力控制计划进行在线补偿；并在判断出需要对预设推力控制计划进行在线补偿后，根据离线系统20求解出的推力修正计划和当前的发动机健康参数向量在线确定出补偿量，并根据补偿量对当前推力进行在线调整。

在一些实施例中，在线系统10包括：

在一些实施例中，在线系统10还包括：

在一些实施例中，预设推力修正计划包括健康参数向量和推力之间形成的映射关系，补偿量确定器被配置为将当前健康参数向量作为输入，根据的预设推力修正计划查表得出补偿量。

在一些实施例中，推力控制系统还包括离线系统20，与在线系统10信号连接，离线系统20包括：

其中，在线系统10接收预设推力控制计划，并根据预设推力控制计划设定发动机的初始推力。

最后，本发明还提供了一种航空发动机，包括上述实施例的推力控制系统。

以上对本发明所提供的一种推力控制方法、系统及航空发动机进行了详细介绍。本文中应用了具体的实施例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想。应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以对本发明进行若干改进和修饰，这些改进和修饰也落入本发明权利要求的保护范围内。

Claims

1.一种推力控制方法，其特征在于，包括：

基于发动机性能模型和多变量优化模型离线求解出发动机的推力修正计划，以作为预设推力修正计划；其中，所述推力修正计划包括被控参数的计划修正量与发动机健康参数向量之间的关系；

在线获取发动机的健康参数向量，所述健康参数向量用于反映出发动机在整个寿命曲线中所处的状态；

根据所述健康参数向量和所述预设推力修正计划在线确定出补偿量；

根据所述补偿量对当前推力进行修正。

2.根据权利要求1所述的推力控制方法，其特征在于，在线获取发动机的健康参数向量之后，还包括：

判断所述偏离距离是否大于预设偏离距离，如果大于则判定需要对当前推力进行修正。

3.根据权利要求1所述的推力控制方法，其特征在于，根据所述健康参数向量和预设推力修正计划在线确定出补偿量的步骤包括：

将当前所述健康参数向量作为输入，根据所述健康参数向量和推力之间映射形成的预设推力修正计划查表得出所述补偿量。

4.根据权利要求1所述的推力控制方法，其特征在于，还包括：

构造推力与油门杆角度之间的映射关系；

基于发动机性能模型和多变量优化模型离线求解出推力控制计划，以作为预设推力控制计划，所述推力控制计划包括被控参数与油门杆角度之间的关系；

其中，所述推力控制计划包括慢车状态推力控制计划、最大状态推力控制计划和节流状态推力控制计划。

5.根据权利要求4所述的推力控制方法，其特征在于，基于发动机性能模型和多变量优化模型求解出最大状态推力控制计划的步骤具体包括：

6.根据权利要求4所述的推力控制方法，其特征在于，基于发动机性能模型和多变量优化模型求解出慢车状态推力控制计划的步骤具体包括：

7.根据权利要求4所述的推力控制方法，其特征在于，基于发动机性能模型和多变量优化模型求解出节流状态推力控制计划的步骤具体包括：

8.根据权利要求4所述的推力控制方法，其特征在于，基于发动机性能模型和多变量优化模型获得所述推力修正计划的步骤具体包括：

以推力偏离量最小作为优化目标函数，并以发动机排气温度、风扇和压气机的喘振裕度、风扇和压气机的相对换算转速以及被控参数均不超过预设范围作为约束条件，得出所述推力修正计划。

9.根据权利要求1所述的推力控制方法，其特征在于，所述健康参数向量包括如下参数中的至少一个：风扇的效率系数和流量系数、增压级的效率系数和流量系数、高压压气机的效率系数和流量系数、燃烧室的效率系数、低压涡轮的效率系数和流量系数、高压涡轮的效率系数和流量系数。

10.根据权利要求4所述的推力控制方法，其特征在于，所述发动机健康参数向量设有多个，形成健康参数向量集，得出所述推力修正计划的步骤具体包括：

将发动机的推力偏离量划分为多个等级；

建立每个推力偏离等级与所述健康参数向量集的映射关系；

将所述健康参数向量集通过均值聚类法，得到每个推力偏离等级下所述健康参数向量集的聚类中心，作为每个推力偏离等级下的健康参数表征向量；

以各健康参数表征向量作为输入条件，推力偏差量最小作为优化目标函数，利用多变量优化模型得到各所述健康参数表征向量与各推力偏离等级下被控参数的计划修正量。

11.根据权利要求1、5或6所述的推力控制方法，其特征在于，所述被控参数包括燃油流量W_f、尾喷管喉道面积A₈和可变几何作动部件开度α_v。

12.根据权利要求2所述的推力控制方法，其特征在于，确定推力与油门杆角度之间的映射关系的步骤包括：

13.一种推力控制系统，其特征在于，包括：在线系统(10)，所述在线系统(10)包括：

健康参数获取器，被配置为在线获取发动机的健康参数向量，所述健康参数向量用于反映出发动机在整个寿命曲线中所处的状态；

补偿量确定器，被配置为根据所述健康参数向量和预设推力修正计划在线确定出补偿量；和

推力在线修正器，被配置为根据所述补偿量对当前推力进行修正；

所述推力控制系统还包括离线系统(20)，与所述在线系统(10)信号连接，所述离线系统(20)包括：

鲁棒计划修正器，被配置为基于发动机性能模型和多变量优化模型离线求解出发动机的推力修正计划，以作为预设推力修正计划；其中，所述推力修正计划包括被控参数的计划修正量与发动机健康参数向量之间的关系。

14.根据权利要求13所述的推力控制系统，其特征在于，所述在线系统(10)还包括：

修正判断器，被配置为获得当前健康参数向量相对于标准发动机健康参数向量的偏离距离，并判断所述偏离距离是否大于预设偏离距离，并在偏离距离大于预设偏离距离的情况下判定需要对当前推力进行修正。

15.根据权利要求13所述的推力控制系统，其特征在于，所述预设推力修正计划包括所述健康参数向量和推力之间形成的映射关系，所述补偿量确定器被配置为将当前所述健康参数向量作为输入，根据预设推力修正计划查表得出所述补偿量。

16.根据权利要求13所述的推力控制系统，其特征在于，还包括离线系统(20)，与所述在线系统(10)信号连接，所述离线系统(20)包括：

推力计划构造器，被配置为基于发动机性能模型和多变量优化模型离线求解出推力控制计划，以作为预设推力控制计划，所述推力控制计划包括被控参数与油门杆角度之间的关系，且包括慢车状态推力控制计划、最大状态推力控制计划和节流状态推力控制计划；

其中，所述在线系统(10)接收所述预设推力控制计划，并根据所述预设推力控制计划设定发动机的初始推力。

17.一种航空发动机，其特征在于，包括权利要求13～16任一项所述的推力控制系统。