CN113357017A - 一种航空发动机加速过程转速控制方法 - Google Patents

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Abstract

本申请涉及航空发动机转速控制领域，具体包括一种航空发动机加速过程转速控制方法，包括，获取不同转速下的稳定裕度需求，确定当前发动机状态下初始供油量；按照初始供油量对发动机供油，确定发动机工作状态并输出发动机转速、发动机的稳定工作裕度信息；接收发动机稳定工作裕度和发动机转速信息并反馈至控制系统，得到反馈裕度需求信息；接收反馈裕度需求信息并与当前转速下的给定裕度需求进行比对，根据两者的差值获得给定燃油增减量信息；获取给定燃油增减量信息并计算初始供油量与给定燃油增加量的和值，形成当前状态的初始供油量，输入至发动机内，对发动机供油。具有保证发动机在异常状态下仍能够稳定工作的技术效果。

Description

一种航空发动机加速过程转速控制方法
技术领域
本申请属于航空发动机转速控制领域，特别涉及一种航空发动机加速过程转速控制方法。
背景技术
航空发动机加速性能是其重要的性能指标之一，发动机加速转速控制，需要平衡发动机对加速时间的要求、发动机的气动稳定性、燃烧室的富油边界以及热端部件的耐温能力等。
目前航空发动机通用的转子加速供油规律是依据发动机转速，开环控制，控制规律为Wf/P3＝f1(n),Wf代表供油量、P3代表燃烧室进口总压、Wf/P3代表油气比，n代表发动机转子转速。这种供油方式是基于燃烧室的设计特性、压气机稳定工作边界和热端部件的温度限制，进行计算设计的。在发动机使用过程中，供油规律不随外界条件而变化。这样的供油规律，存在如下缺点：
(1)对控制系统的供油一致性和计量精度依赖高，控制系统精度变化时，供油量会存在偏差，发动机加速性能发生变化，甚至会出现超出稳定工作范围的情况；
(2)供油规律相对固定，不能根据外界环境和需求的变化而变化，考虑到发动机全寿命期的性能衰减，供油规律设计往往留有较大裕度，一方面限制正常使用时加速性能的发挥，另一方面由于发动机内外因素导致发动机裕度降低时，加速过程将出现超温、喘振，直接威胁飞行安全。
因此如何解决发动机全包线，全工况，加速性能最优的问题，即便在异常情况下，也能够提供一个保证发动机稳定工作的最佳加速供油方案。
发明内容
本申请的目的是提供了一种航空发动机加速过程转速控制方法，以解决现有技术中航空发动机在异常情况下发动机性能难以有效发挥的问题。
本申请的技术方案是：一种航空发动机加速过程转速控制方法包括，获取不同转速下的稳定裕度需求，确定当前发动机状态下初始供油量；按照初始供油量对发动机供油，确定发动机工作状态并输出发动机转速、发动机的稳定工作裕度信息；接收发动机稳定工作裕度和发动机转速信息并反馈至控制系统，得到反馈裕度需求信息；接收反馈裕度需求信息并与与当前转速下的给定裕度需求进行比对，根据两者的差值获得给定燃油增减量信息；获取给定燃油增减量信息并计算初始供油量与给定燃油增加量的和值，形成当前状态的加速油初值，输入至发动机内，对发动机供油。
优选地，所述初始供油量的确定方法包括，根据发动机加速过程中不同转速下的稳定裕度需求，获得发动机特性图上不同转速下的发动机加速工作点；获得发动机稳态工作线，根据发动机稳态工作线获得不同转速下的发动机稳态工作点；根据发动机特性，得出加速工作点、稳态工作点对转子的功率需求；计算相同转速下加速工作点与稳态工作点的功率差值，并根据发动机特性计算出加速供油量，作为初始供油量。
优选地，设置最大燃油增减量，在发生燃油量突增或突减时，将突增或突减量与定位燃油增减量比较，将两者铰小值与初始供油量的和值，作为当前状态的加速油初值。
优选地，对发动机加速油初值设置供油限制，所述供油限制包括热端部件耐温能力限制线、气动稳定边界限制线、富油熄火限制线，在发生异常情况导致超出稳定裕度边界时，以三个限制线和加速油初值的最小值，作为当前状态的加速油初值。
优选地，所述热端部件耐温能力线由高温部件的耐温能力限制点、依据发动机特性在一转速下加速达到的其最高温度限制时的供油量，作为热端部件耐温能力限制线。
优选地，所述气动稳定边界限制线由发动机初始喘振边界和稳定工作线，通过计算加速工作点和稳态工作点对转子的功率需求，并根据功率需求确定两者的功率差值，从而确定发动机沿稳定工作边界加速时所需要的加速供油流量，作为气动稳定边界限制线。
优选地，所述富油熄火限制线由富油熄火边界计算得出的供油流量，作为富油熄火限制线。
一种航空发动机加速过程转速控制系统，包括，
供油量获取模块，通过获取不同转速下的裕度需求，确定当前发动机状态下的初始供油量；
状态输出模块，用于按照初始供油量对发动机供油，确定发动机工作状态并输出发动机转速、发动机的稳定工作裕度信息；
反馈裕度获取模块，用于接收发动机稳定工作裕度和发动机转速信息并反馈至控制系统，得到反馈裕度需求信息；
供油增减量获取模块，用于接收反馈裕度需求信息并与当前转速下的给定裕度需求进行比对，根据两者的差值获得给定燃油增减量信息；
修正供油模块，用于获取给定燃油增减量信息并计算初始供油量与给定燃油增加量的和值，输入至发动机，对发动机供油。
优选地，所述修正供油模块还设置最大燃油增减增减量，所述最大燃油增减量与定位燃油增减量进行比较，将较小值与当前状态初始供油量的和值，作为当前状态的加速油初值。
一种航空发动机，其特征在于：包括如权利要求8-9任一所述的转速控制系统。
本申请采用闭环控制方式，通过发动机的工作情况输出反馈裕度需求，在发生异常情况时，将反馈裕度需求与给定裕度需求的差值，来增大或减少初始供油量，以保证发动机在异常状态下仍能够正常工作。
优选地，设置最大燃油增减量，保证燃油量突增或突减时，发动机仍能够正常工作。
附图说明
为了更清楚地说明本申请提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本申请的一些实施例。
图1为本申请闭环控制原理图；
图2为本申请实施例一整体流程示意图；
图3为本申请实施例一初始供油量获取流程结构示意图；
图4为本申请实施例二整体结构示意图。
1、供油量获取模块；2、状态输出模块；3、反馈裕度获取模块；4、供油增减量获取模块；5、修正供油模块。
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。
实施例一，一种基友气动稳定裕度的航空发动机转速有控制方法，如图1、2所示，包括：
步骤S100，获取不同转速下的稳定裕度需求，确定当前发动机状态下的初始供油量；
步骤S200，按照初始供油量对发动机供油，确定发动机工作状态并输出发动机转速、发动机的稳定工作裕度信息；
步骤S300，接收发动机稳定工作裕度和发动机转速信息并反馈至控制系统，得到反馈裕度需求信息；
步骤S400，接收反馈裕度需求信息并与当前转速下的给定裕度需求进行比对，根据两者的差值获得给定燃油增减量信息；
步骤S500，获取给定燃油增减量信息并计算初始供油量与给定燃油增加量的和值，输入至发动机，对发动机供油。
在进行发动机供油时，先设定一初始供油量，在外界环境不发生变化时，初始供油量不发生变化，当外环环境发生变化时，需要根据外界环境的变化来增大或减少初始供油量，才能够保证发动机在各种环境下均能够发挥较为优良的加速性能。
基于该思路，先将初始供油量其输送至发动机内，而后根据发动机产生的反馈裕度需求与稳定工作裕度信息的差值，增大或减少初始供油量，再将修正后的初始供油量输送至发动机内，发动机继续产生反馈裕度需求，从而修正下一状态下的初始供油量，实现闭环控制。如此反复，对于环境的变化，能够对发动机的供油量进行实时修正，从而保证发动机在外界环境和需求变化时，仍能够发挥优良的加速性能。
具体设置如下：稳定裕度需求ΔSM给定＝f2(n)，加速油初值Wf，发动机转速n、发动机稳定工作裕度ΔSM，反馈裕度需求ΔSM反馈，给定裕度需求ΔSM给定＝f2(n)，给定燃油增减量ΔWf。
如图3所示，优选地，初始供油量的确定方法包括，
步骤S110，根据发动机加速过程中不同转速下的稳定裕度需求，获得发动机特性图上不同转速下的发动机加速工作点；
步骤S120，获得发动机稳态工作线，根据发动机稳态工作线获得不同转速下的发动机稳态工作点：
步骤S130，得出加速工作点、稳态工作点对转子的功率需求；
步骤S140，计算相同转速下加速工作点与稳态工作点的功率差值，并根据发动机特性计算出加速供油量，作为初始供油量；
控制系统需要根据初始给定的裕度需求，确定初始供油量Wf，恰当的初始供油量可以减少控制系统的计算循环，提高计算效率和控制相应。通过分析不同转速下加速工作点、稳态工作点对转子功率需求的差值，能够较为精确的得出发动出所需的初始供油量。
优选地，在给定燃油增量时，为了避免发动机测试、控制系统等异常导致的燃油量突增或突减，设定最大燃油增减量进行限制。在正常情况下，最大燃油增减量的数值为零；在发生异常情况导致的燃油量突增或突减时，最大燃油增减量会产生相应的正值或负值，当产生正值或负值时，在得出反馈裕度需求后，将最大燃油增减量、给定燃油增减量、初始供油量的和值，作为加速油初值。因此，在燃油量突增或突减时，发动机仍能够保持较为稳定的工作状态。
优选地，为了避免基于稳定裕度的加速供油控制过程中，由于异常情况导致的发动机超温、富油熄火或加速线超出稳定裕度边界，设定设置供油限制以限制供油量，以保证异常情况下发动机仍然稳定工作。
设置的供油限制分别包括热端部件耐温能力限制线、气动稳定边界限制线、富油熄火限制线。
热端部件耐温能够力限制线，依据发动机特性，计算出不同转速下加速需要的附加功率，加速达到最高温度限制时的供油量Wf-Tmax，作为热端部件耐温能力限制线。
气动稳定边界限制线，依据发动机初始喘振边界和稳态工作线，通过计算加速工作点和稳态工作点对转子的功率需求，并根据功率需求确定两者的功率差值，从而确定发动机沿稳定工作边界加速时所需要的加速供油流量Wf-SMmax，作为气动稳定边界限制线。
富油熄火限制线，依据发动机燃烧室工作特性，确定富油熄火边界，进而确定富油熄火时的供油流量Wf-Bmax，以此作为富油熄火限制线。
在发生异常情况导致超出稳定裕度边界时，以三个限制线和加速油初值的最小值，作为当前状态的加速油初值，采用低选供油的方式，发动机在任何情况下供油量不会超出限制线，保证了发动机异常情况下的加速稳定性。
实施例二，一种航空发动机加速过程转速控制系统，如图4所示，包括供油量获取模块1、状态输出模块2、反馈裕度获取模块3、供油增减量获取模块4、修正供油模块5。
供油量获取模块1，通过获取不同转速下的裕度需求，确定当前发动机状态下的初始供油量；
状态输出模块2，用于按照初始供油量对发动机供油，确定发动机工作状态并输出发动机转速、发动机的稳定工作裕度信息；
反馈裕度获取模块3，用于接收发动机稳定工作裕度和发动机转速信息并反馈至控制系统，得到反馈裕度需求信息；
供油增减量获取模块4，用于接收反馈裕度需求信息并与当前转速下的给定裕度需求进行比对，根据两者的差值获得给定燃油增减量信息；
修正供油模块5，用于获取给定燃油增减量信息并计算初始供油量与给定燃油增加量的和值，输入至发动机，对发动机供油。
优选地，所述修正供油模块5还设置最大燃油增减量，最大燃油增减量与定位燃油增减量进行比较，将较小值与当前状态初始供油量的和值，作为当前状态的加速油初值，输入至发动机内，以保证发动机在异常状态下仍能够稳定运行。
优选地，所述修正供油模块5内还设置供油限制，供油限制包括热端部件耐温能力限制线、气动稳定边界限制线、富油熄火限制线，以加速油初值与该三个限制线进行比较，将最小值输入至发动机内，以保证发动机异常状态下仍能够稳定运行。该三个限制线的获取如实施例一所述，在此不再赘述。
实施例三，一种航空发动机，包括如实施例二所述的转速控制系统，通过该控制系统，能够保证发动机在正常状态、各种异常状态下工作时，均能够稳定运行。
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)

1.一种航空发动机加速过程转速控制方法，其特征在于：包括，
获取不同转速下的稳定裕度需求，确定当前发动机状态下初始供油量；
按照初始供油量对发动机供油，确定发动机工作状态并输出发动机转速、发动机的稳定工作裕度信息；
接收发动机稳定工作裕度和发动机转速信息并反馈至控制系统，得到反馈裕度需求信息；
接收反馈裕度需求信息并与当前转速下的给定裕度需求进行比对，根据两者的差值获得给定燃油增减量信息；
获取给定燃油增减量信息并计算初始供油量与给定燃油增加量的和值，形成当前状态的加速油初值，输入至发动机内，对发动机供油。
2.如权利要求1所述的航空发动机加速过程转速控制方法，其特征在于：所述初始供油量的确定方法包括，
根据发动机加速过程中不同转速下的稳定裕度需求，获得发动机特性图上不同转速下的发动机加速工作点；
获得发动机稳态工作线，根据发动机稳态工作线获得不同转速下的发动机稳态工作点；
根据发动机特性，得出加速工作点、稳态工作点对转子的功率需求；
计算相同转速下加速工作点与稳态工作点的功率差值，并根据发动机特性计算出加速供油量，作为初始供油量。
3.如权利要求1所述的航空发动机加速过程转速控制方法，其特征在于：设置最大燃油增减量，在发生燃油量突增或突减时，将突增或突减量与定位燃油增减量比较，将两者铰小值与初始供油量的和值，作为当前状态的加速油初值。
4.如权利要求2所述的航空发动机加速过程转速控制方法，其特征在于：对发动机加速油初值设置供油限制，所述供油限制包括热端部件耐温能力限制线、气动稳定边界限制线、富油熄火限制线，在发生异常情况导致超出稳定裕度边界时，以三个限制线和加速油初值的最小值，作为当前状态的加速油初值。
5.如权利要求4所述的航空发动机加速过程转速控制方法，其特征在于：所述热端部件耐温能力线由高温部件的耐温能力限制点、依据发动机特性在一转速下加速达到的其最高温度限制时的供油量，作为热端部件耐温能力限制线。
6.如权利要求4所述的航空发动机加速过程转速控制方法，其特征在于：所述气动稳定边界限制线由发动机初始喘振边界和稳定工作线，通过计算加速工作点和稳态工作点对转子的功率需求，并根据功率需求确定两者的功率差值，从而确定发动机沿稳定工作边界加速时所需要的加速供油流量，作为气动稳定边界限制线。
7.如权利要求4所述的航空发动机加速过程转速控制方法，其特征在于：所述富油熄火限制线由富油熄火边界计算得出的供油流量，作为富油熄火限制线。
8.一种航空发动机加速过程转速控制系统，其特征在于：包括，
供油量获取模块(1)，通过获取不同转速下的裕度需求，确定当前发动机状态下的初始供油量；
状态输出模块(2)，用于按照初始供油量对发动机供油，确定发动机工作状态并输出发动机转速、发动机的稳定工作裕度信息；
反馈裕度获取模块(3)，用于接收发动机稳定工作裕度和发动机转速信息并反馈至控制系统，得到反馈裕度需求信息；
供油增减量获取模块(4)，用于接收反馈裕度需求信息并与当前转速下的给定裕度需求进行比对，根据两者的差值获得给定燃油增减量信息；
修正供油模块(5)，用于获取给定燃油增减量信息并计算初始供油量与给定燃油增加量的和值，输入至发动机，对发动机供油。
9.如权利要求8所述的航空发动机加速过程转速控制系统，其特征在于：所述修正供油模块(5)还设置最大燃油增减增减量，所述最大燃油增减量与定位燃油增减量进行比较，将较小值与当前状态初始供油量的和值，作为当前状态的加速油初值。
10.一种航空发动机，其特征在于：包括如权利要求8-9任一所述的转速控制系统。
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Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114180077A (zh) * 2021-12-21 2022-03-15 中国航发沈阳发动机研究所 一种航空发动机加速供油规律自适应调整方法
CN114458400A (zh) * 2021-12-18 2022-05-10 北京动力机械研究所 一种开环的涡轮发动机稳态控制方法
CN114837822A (zh) * 2022-04-29 2022-08-02 中国航发沈阳发动机研究所 一种发动机地面起动初始供油量的自适应调整方法及系统
CN115075954A (zh) * 2022-05-23 2022-09-20 蓝箭航天空间科技股份有限公司 提高发动机启动成功率的方法及装置

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4783957A (en) * 1986-12-23 1988-11-15 Sundstrand Corporation Fuel control circuit for a turbine engine
US20140216037A1 (en) * 2013-02-01 2014-08-07 Rolls-Royce Controls And Data Services Limited Engine fuel control system
CN104948304A (zh) * 2015-05-13 2015-09-30 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种航空燃气涡轮发动机加速供油方法
CN105715384A (zh) * 2014-12-05 2016-06-29 中国航空工业集团公司航空动力控制系统研究所 改善航空发动机加速性能的增量式pi控制器参数调整方法
CN106321252A (zh) * 2015-06-19 2017-01-11 中航商用航空发动机有限责任公司 一种航空发动机的起动过程燃油控制方法和系统
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
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

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4783957A (en) * 1986-12-23 1988-11-15 Sundstrand Corporation Fuel control circuit for a turbine engine
US20140216037A1 (en) * 2013-02-01 2014-08-07 Rolls-Royce Controls And Data Services Limited Engine fuel control system
CN105715384A (zh) * 2014-12-05 2016-06-29 中国航空工业集团公司航空动力控制系统研究所 改善航空发动机加速性能的增量式pi控制器参数调整方法
CN104948304A (zh) * 2015-05-13 2015-09-30 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种航空燃气涡轮发动机加速供油方法
CN106321252A (zh) * 2015-06-19 2017-01-11 中航商用航空发动机有限责任公司 一种航空发动机的起动过程燃油控制方法和系统
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
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

Cited By (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114458400A (zh) * 2021-12-18 2022-05-10 北京动力机械研究所 一种开环的涡轮发动机稳态控制方法
CN114458400B (zh) * 2021-12-18 2024-04-02 北京动力机械研究所 一种开环的涡轮发动机稳态控制方法
CN114180077A (zh) * 2021-12-21 2022-03-15 中国航发沈阳发动机研究所 一种航空发动机加速供油规律自适应调整方法
CN114180077B (zh) * 2021-12-21 2024-02-27 中国航发沈阳发动机研究所 一种航空发动机加速供油规律自适应调整方法
CN114837822A (zh) * 2022-04-29 2022-08-02 中国航发沈阳发动机研究所 一种发动机地面起动初始供油量的自适应调整方法及系统
CN114837822B (zh) * 2022-04-29 2023-11-28 中国航发沈阳发动机研究所 一种发动机地面起动初始供油量的自适应调整方法及系统
CN115075954A (zh) * 2022-05-23 2022-09-20 蓝箭航天空间科技股份有限公司 提高发动机启动成功率的方法及装置
CN115075954B (zh) * 2022-05-23 2023-03-28 蓝箭航天空间科技股份有限公司 提高发动机启动成功率的方法及装置

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