CN114013665A - 一种航空燃气涡轮发动机状态过渡控制方法及装置 - Google Patents

Abstract

本申请属于发动机控制技术领域，具体涉及一种航空燃气涡轮发动机状态过渡控制方法及装置。该方法包括步骤S1、获取发动机高压转子转速；步骤S2、根据所述高压转子转速确定发动机状态过渡方式，若所述高压转子转速低于第一设定值，则直接进行状态切换，否则，根据高压转子转速、低压转子转速、发动机排气温度确定状态切换的速率，按所述速率进行状态切换。本申请通过设计战斗和训练状态的过渡控制方法，可实现发动机油门杆在工作域内战斗和训练状态自由转换不受限制，且发动机不出现超转、超温等异常问题。

Description

一种航空燃气涡轮发动机状态过渡控制方法及装置

技术领域

本申请属于发动机控制技术领域，具体涉及一种航空燃气涡轮发动机状态过渡控制方法及装置。

背景技术

航空发动机为了降低飞行员平时训练过程对发动机的寿命损伤，一般设计上采取战斗和训练状态，训练状态相比战斗状态温度和离心负荷显著降低，在作战使用需要时，可切换至战斗状态执行对应任务。在战斗和训练状态切换过程，为了保证发动机控制平稳，不发生超转、超温等异常现象，目前第三代国产发动机和俄制发动机均限制飞行员在n2＜90％进行战斗和训练间的状态切换，不允许高状态切换。限制了飞行员的操作，且无法快速切换至作战状态，影响了特定条件下的作战效能发挥。

现阶段，国产发动机和俄制发动机均要求在n2＜90％进行状态切换，一是限制了飞行员的操作，使操作复杂化；二是增加了状态转换过程的发动机调节工作时间，影响了作战效能。

发明内容

为了解决上述问题，本申请提供了一种航空燃气涡轮发动机状态过渡控制方法及装置，取消航空发动机战斗和训练状态转换的限制要求，实现油门杆工作域内战斗和训练状态自由转换，发动机不出现超转、超温等异常问题。

本申请第一方面提供了一种航空燃气涡轮发动机状态过渡控制方法，用于战斗与训练两个状态的切换控制，所述方法包括：

步骤S1、获取发动机高压转子转速；

步骤S2、根据所述高压转子转速确定发动机状态过渡方式，若所述高压转子转速低于第一设定值，则直接进行状态切换，否则，根据高压转子转速、低压转子转速、发动机排气温度确定状态切换的速率，按所述速率进行状态切换。

优选的是，步骤S2中，所述第一设定值选取自60％～110％中的任一值。

优选的是，步骤S2中，确定状态切换的速率包括：

步骤S21、获取进行状态切换时的开关发生状态时刻的高压转子转速、低压转子转速、发动机排气温度的实时采集值；

步骤S22、获取状态切换后的高压转子转速、低压转子转速、发动机排气温度的控制计划值；

步骤S23、根据所述实时采集值与所述控制计划值的差值，及给定的切换时间，确定切换速率。

优选的是，在步骤S23中，所述给定的切换时间选取自0～5s中的任一值。

优选的是，步骤S23之后，进一步包括基于以下任一条件确定状态切换结束：

获取到发动机进行应急切加力信号；

高压转子转速、低压转子转速、发动机排气温度之一达到所述控制计划值；

给定的切换时间计时结束；

油门杆PLA当前时刻与油门杆PLA转换时刻的差值大于第二设定值，所述第二设定值选取自0°～10°。

本申请第二方面提供了一种航空燃气涡轮发动机状态过渡控制装置，所述装置包括：

高压转子转速获取模块，用于获取发动机高压转子转速；

状态切换模块，用于根据所述高压转子转速确定发动机状态过渡方式，若所述高压转子转速低于第一设定值，则直接进行状态切换，否则，根据高压转子转速、低压转子转速、发动机排气温度确定状态切换的速率，按所述速率进行状态切换。

优选的是，所述状态切换模块中，所述第一设定值选取自60％～110％中的任一值。

优选的是，所述状态切换模块进一步包括：

参数采集单元，用于获取进行状态切换时的开关发生状态时刻的高压转子转速、低压转子转速、发动机排气温度的实时采集值；

控制计划值确定单元，用于获取状态切换后的高压转子转速、低压转子转速、发动机排气温度的控制计划值；

切换速率计算单元，用于根据所述实时采集值与所述控制计划值的差值，及给定的切换时间，确定切换速率。

优选的是，所述切换速率计算单元中，所述给定的切换时间选取自0～5s中的任一值。

优选的是，所述状态切换模块进一步包括基于以下任一单元给出的标志位确定状态切换结束：

应急信号指示单元，用于当获取到发动机进行应急切加力信号时，给出标志位；

控制计划值指示单元，用于当高压转子转速、低压转子转速、发动机排气温度之一达到所述控制计划值时，给出标志位；

时间指示单元，用于当给定的切换时间计时结束时，给出标志位；

油门杆指示单元，用于当油门杆PLA当前时刻与油门杆PLA转换时刻的差值大于第二设定值时，给出标志位，所述第二设定值选取自0°～10°。

本申请的优点如下：

(1)本发明通过设计战斗和训练状态的过渡控制方法，可实现发动机油门杆在工作域内战斗和训练状态自由转换不受限制，且发动机不出现超转、超温等异常问题；

(2)本发明可减轻飞行员操作负担、提升飞机的作战效能；

(3)本发明工程应用性强，可直接通过外场软件升级直接贯彻使用。

附图说明

图1为本申请航空燃气涡轮发动机状态过渡控制方法的一优选实施例的流程图。

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。

本申请第一方面提供了一种航空燃气涡轮发动机状态过渡控制方法，如图1所示，用于战斗与训练两个状态的切换控制，所述方法包括：

步骤S1、获取发动机高压转子转速；

步骤S2、根据所述高压转子转速确定发动机状态过渡方式，若所述高压转子转速低于第一设定值，则直接进行状态切换，否则，根据高压转子转速、低压转子转速、发动机排气温度确定状态切换的速率，按所述速率进行状态切换。

在一些可选实施方式中，步骤S2中，所述第一设定值选取自60％～110％中的任一值。

本实施例中，若n2＜A％(A可调范围60％～110％)，战斗和训练状态间直接切换。

在一些可选实施方式中，步骤S2中，确定状态切换的速率包括：

步骤S21、获取进行状态切换时的开关发生状态时刻的高压转子转速、低压转子转速、发动机排气温度的实时采集值；

步骤S22、获取状态切换后的高压转子转速、低压转子转速、发动机排气温度的控制计划值；

步骤S23、根据所述实时采集值与所述控制计划值的差值，及给定的切换时间，确定切换速率。

本实施例中，若n2＞A％，且战斗/训练选择开关发生状态转换(即座舱飞行员操作执行状态切换)，按如下要求进行控制：

记录转换时刻油门杆PLA采集值；

按转换时刻n1、n2、T6采集值(中间及以上状态控制计划参数)和战斗/训练状态控制计划值的差值计算过渡速率，具体为：

X速率＝(X战斗/训练计划值-X采集值)/t转换(t转换可调范围0～5s)

式中：X代指n1、n2、T6；

战斗转训练时X战斗/训练计划值为训练状态计划值；

训练转战斗时X战斗/训练计划值为战斗状态计划值。

根据计算的X速率，n1、n2、T6控制计划同时向X战斗/训练计划值过渡，过渡过程中n1、n2、T6按低选限制。

在一些可选实施方式中，在步骤S23中，所述给定的切换时间选取自0～5s中的任一值。

在一些可选实施方式中，步骤S23之后，进一步包括基于以下任一条件确定状态切换结束：

获取到发动机进行应急切加力信号；

高压转子转速、低压转子转速、发动机排气温度之一达到所述控制计划值；

给定的切换时间计时结束；

油门杆PLA当前时刻与油门杆PLA转换时刻的差值大于第二设定值，所述第二设定值选取自0°～10°。

需要说明的是，在以上退出条件达成后，若在转换过程中再次满足进入条件，则直接按控制要求执行；战斗转至训练过程(单向)，若出现超温或消喘等异常情况，则直接退出上述逻辑。战斗状态切换至训练状态后C(C可调范围为0s～5s)秒内，T6超温限制值按战斗状态值给定。

本申请第二方面提供了一种与上述方法对应的航空燃气涡轮发动机状态过渡控制装置，所述装置包括：

高压转子转速获取模块，用于获取发动机高压转子转速；

状态切换模块，用于根据所述高压转子转速确定发动机状态过渡方式，若所述高压转子转速低于第一设定值，则直接进行状态切换，否则，根据高压转子转速、低压转子转速、发动机排气温度确定状态切换的速率，按所述速率进行状态切换。

在一些可选实施方式中，所述状态切换模块中，所述第一设定值选取自60％～110％中的任一值。

在一些可选实施方式中，所述状态切换模块进一步包括：

参数采集单元，用于获取进行状态切换时的开关发生状态时刻的高压转子转速、低压转子转速、发动机排气温度的实时采集值；

控制计划值确定单元，用于获取状态切换后的高压转子转速、低压转子转速、发动机排气温度的控制计划值；

切换速率计算单元，用于根据所述实时采集值与所述控制计划值的差值，及给定的切换时间，确定切换速率。

在一些可选实施方式中，所述切换速率计算单元中，所述给定的切换时间选取自0～5s中的任一值。

在一些可选实施方式中，所述状态切换模块进一步包括基于以下任一单元给出的标志位确定状态切换结束：

应急信号指示单元，用于当获取到发动机进行应急切加力信号时，给出标志位；

控制计划值指示单元，用于当高压转子转速、低压转子转速、发动机排气温度之一达到所述控制计划值时，给出标志位；

时间指示单元，用于当给定的切换时间计时结束时，给出标志位；

油门杆指示单元，用于当油门杆PLA当前时刻与油门杆PLA转换时刻的差值大于第二设定值时，给出标志位，所述第二设定值选取自0°～10°。

本申请的优点如下：

(1)本发明通过设计战斗和训练状态的过渡控制方法，可实现发动机油门杆在工作域内战斗和训练状态自由转换不受限制，且发动机不出现超转、超温等异常问题；

(2)本发明可减轻飞行员操作负担、提升飞机的作战效能；

(3)本发明工程应用性强，可直接通过外场软件升级直接贯彻使用。

虽然，上文中已经用一般性说明及具体实施方案对本申请作了详尽的描述，但在本申请基础上，可以对之作一些修改或改进，这对本领域技术人员而言是显而易见的。因此，在不偏离本申请精神的基础上所做的这些修改或改进，均属于本申请要求保护的范围。

Claims (10)

1.一种航空燃气涡轮发动机状态过渡控制方法，用于战斗与训练两个状态的切换控制，其特征在于，所述方法包括：

步骤S1、获取发动机高压转子转速；

步骤S2、根据所述高压转子转速确定发动机状态过渡方式，若所述高压转子转速低于第一设定值，则直接进行状态切换，否则，根据高压转子转速、低压转子转速、发动机排气温度确定状态切换的速率，按所述速率进行状态切换。

2.如权利要求1所述的航空燃气涡轮发动机状态过渡控制方法，其特征在于，步骤S2中，所述第一设定值选取自60％～110％中的任一值。

3.如权利要求1所述的航空燃气涡轮发动机状态过渡控制方法，其特征在于，步骤S2中，确定状态切换的速率包括：

步骤S21、获取进行状态切换时的开关发生状态时刻的高压转子转速、低压转子转速、发动机排气温度的实时采集值；

步骤S22、获取状态切换后的高压转子转速、低压转子转速、发动机排气温度的控制计划值；

步骤S23、根据所述实时采集值与所述控制计划值的差值，及给定的切换时间，确定切换速率。

4.如权利要求3所述的航空燃气涡轮发动机状态过渡控制方法，其特征在于，在步骤S23中，所述给定的切换时间选取自0～5s中的任一值。

5.如权利要求3所述的航空燃气涡轮发动机状态过渡控制方法，其特征在于，步骤S23之后，进一步包括基于以下任一条件确定状态切换结束：

获取到发动机进行应急切加力信号；

高压转子转速、低压转子转速、发动机排气温度之一达到所述控制计划值；

给定的切换时间计时结束；

油门杆PLA当前时刻与油门杆PLA转换时刻的差值大于第二设定值，所述第二设定值选取自0°～10°。

6.一种航空燃气涡轮发动机状态过渡控制装置，用于战斗与训练两个状态的切换控制，其特征在于，所述装置包括：

高压转子转速获取模块，用于获取发动机高压转子转速；

状态切换模块，用于根据所述高压转子转速确定发动机状态过渡方式，若所述高压转子转速低于第一设定值，则直接进行状态切换，否则，根据高压转子转速、低压转子转速、发动机排气温度确定状态切换的速率，按所述速率进行状态切换。

7.如权利要求6所述的航空燃气涡轮发动机状态过渡控制装置，其特征在于，所述状态切换模块中，所述第一设定值选取自60％～110％中的任一值。

8.如权利要求6所述的航空燃气涡轮发动机状态过渡控制装置，其特征在于，所述状态切换模块进一步包括：

参数采集单元，用于获取进行状态切换时的开关发生状态时刻的高压转子转速、低压转子转速、发动机排气温度的实时采集值；

控制计划值确定单元，用于获取状态切换后的高压转子转速、低压转子转速、发动机排气温度的控制计划值；

切换速率计算单元，用于根据所述实时采集值与所述控制计划值的差值，及给定的切换时间，确定切换速率。

9.如权利要求8所述的航空燃气涡轮发动机状态过渡控制装置，其特征在于，所述切换速率计算单元中，所述给定的切换时间选取自0～5s中的任一值。

10.如权利要求8所述的航空燃气涡轮发动机状态过渡控制装置，其特征在于，所述状态切换模块进一步包括基于以下任一单元给出的标志位确定状态切换结束：

应急信号指示单元，用于当获取到发动机进行应急切加力信号时，给出标志位；

控制计划值指示单元，用于当高压转子转速、低压转子转速、发动机排气温度之一达到所述控制计划值时，给出标志位；

时间指示单元，用于当给定的切换时间计时结束时，给出标志位；

油门杆指示单元，用于当油门杆PLA当前时刻与油门杆PLA转换时刻的差值大于第二设定值时，给出标志位，所述第二设定值选取自0°～10°。

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