CN114013666B - 一种航空发动机主动增稳控制方法及装置 - Google Patents
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Abstract
本申请属于发动机控制技术领域，具体涉及一种航空发动机主动增稳控制方法及装置。该方法包括步骤S1、获取飞机姿态参数；步骤S2、根据所述飞机姿态参数确定飞机处于大过载高机动飞行；步骤S3、根据飞机所处高度、速度及飞机姿态参数确定标识裕度不足工况，所述标识裕度不足工况表征发动机剩余稳定裕度情况；步骤S4、根据所述标识裕度不足工况执行对应工况下的喷口直径放大控制、压气机可调静子叶片角度关小控制、打开放气阀门控制及加力供油量增加控制。本申请通过高进气畸变状态的识别，有针对性的实施增稳控制措施，不会导致发动机推力大幅度降低，同时保证了工作包线内其他状态推力不会降低。
Description
技术领域
本申请属于发动机控制技术领域，具体涉及一种航空发动机主动增稳控制方法及装置。
背景技术
大型无人作战飞机作为国内外研究的热点，是未来航空装备体系建设的重要发展方向之一，相比有人机可以脱离人的因素限制，实现更大过载的机动飞行使用，实现作战用法等的升级。但是由于飞机机动飞行，导致飞机存在着大攻角、大侧滑角等使用状态，发动机进气条件相比目前在役有人机会急剧变差，导致发动机剩余稳定裕度降低或失稳。传统的增稳措施不区分发动机的使用状态和场景，在进气畸变明显增大的情况下，无法实现稳定裕度和性能之间较好的权衡。目前国内尚缺少针对无人作战飞机大机动过载稳定裕度提升的相关研究。
航空燃气涡轮发动机主动增稳措施在国内外主要有放气、变几何、处理机匣等方法，近年来国内航空燃气涡轮发动机还采取了节流增稳等方法，该方法是通过在节流状态方法喷口实现压缩部件裕度提升。上述方法均不区分发动机的使用状态和场景，对于无人机，相比有人机可以实现更大的过载使用，在进气畸变明显增大的情况下，剩余裕度降低，若采取上述方法，无疑会导致发动机性能大幅降低，影响飞机作战能力，使用上存在着无法兼顾稳定性和推力性能的缺点。
发明内容
为了解决上述问题，本申请提供了一种航空发动机主动增稳控制方法及装置，在现有设计技术能力基础上，实现兼容无人作战飞机高机动大过载条件下发生的高进气畸变作战使用环境。
本申请第一方面提供了一种航空发动机主动增稳控制方法，主要包括：
步骤S1、获取飞机姿态参数；
步骤S2、根据所述飞机姿态参数确定飞机处于大过载高机动飞行；
步骤S3、根据飞机所处高度、速度及飞机姿态参数确定标识裕度不足工况，所述标识裕度不足工况表征发动机剩余稳定裕度情况；
步骤S4、根据所述标识裕度不足工况执行对应工况下的喷口直径放大控制、压气机可调静子叶片角度关小控制、打开放气阀门控制及加力供油量增加控制。
优选的是，步骤S2中，确定飞机处于大过载高机动飞行包括：
若攻角α＞A°且侧滑角β＞B°；或者若攻角α＞C°；或者侧滑角β＞D°，其中，A选取自0～60任一值，B选取自0～60任一值，C选取自60～90任一值，D选取自60～90任一值。
优选的是，步骤S3中，通过数值仿真或者风洞试验，确定飞机进气道在不同攻角和侧滑角等情况下的出口综合畸变指数；利用降温因子评估或者插板试验确定发动机抗进气畸变能力边界，计算评估不同状态下发动机的剩余稳定裕度情况。
优选的是，在步骤S4中，喷口直径放大范围为0～20％，压气机可调静子叶片角度关小范围为0～10°，加力供油量增加范围为0～10％。
本申请第二方面提供了一种航空发动机主动增稳控制装置，主要包括：
飞机姿态获取模块，用于获取飞机姿态参数；
大过载高机动飞行判定模块，用于根据所述飞机姿态参数确定飞机处于大过载高机动飞行；
工况识别模块，用于根据飞机所处高度、速度及飞机姿态参数确定标识裕度不足工况，所述标识裕度不足工况表征发动机剩余稳定裕度情况；
增稳控制模块，用于根据所述标识裕度不足工况执行对应工况下的喷口直径放大控制、压气机可调静子叶片角度关小控制、打开放气阀门控制及加力供油量增加控制。
优选的是，所述大过载高机动飞行判定模块，确定飞机处于大过载高机动飞行包括：
若攻角α＞A°且侧滑角β＞B°；或者若攻角α＞C°；或者侧滑角β＞D°，其中，A选取自0～60任一值，B选取自0～60任一值，C选取自60～90任一值，D选取自60～90任一值。
优选的是，所述工况识别模块中，通过数值仿真或者风洞试验，确定飞机进气道在不同攻角和侧滑角等情况下的出口综合畸变指数；利用降温因子评估或者插板试验确定发动机抗进气畸变能力边界，计算评估不同状态下发动机的剩余稳定裕度情况。
优选的是，所述增稳控制模块中，喷口直径放大范围为0～20％，压气机可调静子叶片角度关小范围为0～10°，加力供油量增加范围为0～10％。
本发明的优点如下：
(1)本发明通过引入飞机机动过载使用时的姿态参数到发动机控制系统中，通过高进气畸变状态的识别，有针对性的实施增稳控制措施，相比于目前技术的通过关小角度、放大喷口的方式，可以实现推力的不降低或不大幅度降低，同时保证工作包线内其他状态推力不降低；
(2)本发明一方面通过设计增稳措施来实现稳定裕度的提升，一方面通过利用加力燃烧室温度限制值中的裕度来提升作战使用对推力的需求，解决了以往研制过程中二者不兼顾的问题；
(3)本发明工程应用性强，一方面可以更好的发挥已有部件条件下的整机匹配性能，另一方面可以一定程度上解决现有部件能力无法达到理想预期的难题。
附图说明
图1为本申请航空发动机主动增稳控制方法的一优选实施例的流程图。
图2为基于本申请一优选实施例的加力供油优化情况示意图。
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发动机主动增稳控制方法，如图1所示，主要包括：
步骤S1、获取飞机姿态参数；
步骤S2、根据所述飞机姿态参数确定飞机处于大过载高机动飞行；
步骤S3、根据飞机所处高度、速度及飞机姿态参数确定标识裕度不足工况，所述标识裕度不足工况表征发动机剩余稳定裕度情况；
步骤S4、根据所述标识裕度不足工况执行对应工况下的喷口直径放大控制、压气机可调静子叶片角度关小控制、打开放气阀门控制及加力供油量增加控制。
本申请详细技术方案如下：
(1)无人作战飞机大过载工况一般发生在高机动飞行，该工况一般在飞行包线的中高空亚音速区域。首先通过引入飞机飞行姿态参数(需要飞机进行测试并传输给发动机控制器)，包括攻角α、侧滑角β等表征飞机控制结果的姿态参数；
(2)通过数值仿真或者风洞试验，确定飞机进气道在不同攻角和侧滑角等情况下的出口综合畸变指数；利用降温因子评估或者插板试验确定发动机抗进气畸变能力边界，计算评估不同状态下发动机的剩余稳定裕度情况。
(3)在发动机控制系统中增加判据，识别发动机剩余裕度不足的工况，具体逻辑如下：若α＞A°(A可调范围为0～60)且β＞B°(B可调范围为0～60)，或者若α＞C°(C可调范围为60～90)，或者β＞D°(D可调范围为60～90)，则认为飞机此时执行大过载高机动飞行，标识裕度不足工况。
本实施例中，根据飞机任务剖面及剩余裕度评估确定工况点，标识为工况一、工况二……成立。
(4)状态识别成功后，在组合优化喷口面积、压气机可调导叶角度的基础上，进一步通过压气机出口的起动放气口进行放气，实现压缩部件扩稳，同时将控制计划类参数进行同步优化以抵消扩稳带来的推力降低，主要是考虑亚音速状态下加力燃烧室是存在一定的温度裕度的。例如，工况一标识成立，则将喷口直径D8放大E％(E可调范围为0～20)、压气机可调静子叶片角度a2关小F°(F可调范围为0～10)、打开放气阀门、加力供油量增加G％(G可调范围为0～10)，加力供油最大增加量取决于加力燃烧室的温度承受设计边界能力以及放大喷口和关小a2角度带来的推力降低量。通过上述方法，实现在不降低使用推力性能的情况下增稳控制。
本申请首先评判剩余裕度情况，然后通过压气机放气、关小a2角度、喷口放大的措施，实现发动机稳定裕度的提升，但是推力会大幅度降低，在加力燃烧室出口总温限制条件下，利用剩余的温度裕度，提升推力。
表1给出了某发动机在工况一下的增稳设计的一个具体算例。图2给出了加力供油优化情况。
表1某发动机在工况下的增稳设计结果
本申请将飞机机动过载使用时的姿态参数引入并参与到发动机控制当中，实现高机动大过载作战状态的识别，在传统参数匹配的基础上，引入了压气机放气用于增稳控制，在增稳设计中增加加力供油的匹配，最终实现高机动大过载使用时推力不降低，其他工作包线内性能不变。
本申请第二方面提供了一种航空发动机主动增稳控制装置，主要包括：
飞机姿态获取模块，用于获取飞机姿态参数；
大过载高机动飞行判定模块，用于根据所述飞机姿态参数确定飞机处于大过载高机动飞行；
工况识别模块，用于根据飞机所处高度、速度及飞机姿态参数确定标识裕度不足工况，所述标识裕度不足工况表征发动机剩余稳定裕度情况；
增稳控制模块，用于根据所述标识裕度不足工况执行对应工况下的喷口直径放大控制、压气机可调静子叶片角度关小控制、打开放气阀门控制及加力供油量增加控制。
在一些可选实施方式中，所述大过载高机动飞行判定模块，确定飞机处于大过载高机动飞行包括：
若攻角α＞A°且侧滑角β＞B°；或者若攻角α＞C°；或者侧滑角β＞D°，其中，A选取自0～60任一值，B选取自0～60任一值，C选取自60～90任一值，D选取自60～90任一值。
在一些可选实施方式中，所述工况识别模块中，通过数值仿真或者风洞试验，确定飞机进气道在不同攻角和侧滑角等情况下的出口综合畸变指数；利用降温因子评估或者插板试验确定发动机抗进气畸变能力边界，计算评估不同状态下发动机的剩余稳定裕度情况。
在一些可选实施方式中，所述增稳控制模块中，喷口直径放大范围为0～20％，压气机可调静子叶片角度关小范围为0～10°，加力供油量增加范围为0～10％。
本发明的优点如下：
(1)本发明通过引入飞机机动过载使用时的姿态参数到发动机控制系统中，通过高进气畸变状态的识别，有针对性的实施增稳控制措施，相比于目前技术的通过关小角度、放大喷口的方式，可以实现推力的不降低或不大幅度降低，同时保证工作包线内其他状态推力不降低；
(2)本发明一方面通过设计增稳措施来实现稳定裕度的提升，一方面通过利用加力燃烧室温度限制值中的裕度来提升作战使用对推力的需求，解决了以往研制过程中二者不兼顾的问题；
(3)本发明工程应用性强，一方面可以更好的发挥已有部件条件下的整机匹配性能，另一方面可以一定程度上解决现有部件能力无法达到理想预期的难题。
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 (4)
1.一种航空发动机主动增稳控制方法，其特征在于，包括：
步骤S1、获取飞机姿态参数；
步骤S2、根据所述飞机姿态参数确定飞机处于大过载高机动飞行；
步骤S3、根据飞机所处高度、速度及飞机姿态参数确定标识裕度不足工况，所述标识裕度不足工况表征发动机剩余稳定裕度情况；
步骤S4、根据所述标识裕度不足工况执行对应工况下的喷口直径放大控制、压气机可调静子叶片角度关小控制、打开放气阀门控制及加力供油量增加控制；
其中，步骤S2中，确定飞机处于大过载高机动飞行包括：
若攻角α＞A°且侧滑角β＞B°；或者若攻角α＞C°；或者侧滑角β＞D°，其中，A选取自0～60任一值，B选取自0～60任一值，C选取自60～90任一值，D选取自60～90任一值；
步骤S3中，通过数值仿真或者风洞试验，确定飞机进气道在不同攻角和侧滑角的出口综合畸变指数；利用降温因子评估或者插板试验确定发动机抗进气畸变能力边界，计算评估不同状态下发动机的剩余稳定裕度情况。
2.如权利要求1所述的航空发动机主动增稳控制方法，其特征在于，在步骤S4中，喷口直径放大范围为0~20%，压气机可调静子叶片角度关小范围为0~10°，加力供油量增加范围为0~10%。
3.一种航空发动机主动增稳控制装置，其特征在于，包括：
飞机姿态获取模块，用于获取飞机姿态参数；
大过载高机动飞行判定模块，用于根据所述飞机姿态参数确定飞机处于大过载高机动飞行；
工况识别模块，用于根据飞机所处高度、速度及飞机姿态参数确定标识裕度不足工况，所述标识裕度不足工况表征发动机剩余稳定裕度情况；
增稳控制模块，用于根据所述标识裕度不足工况执行对应工况下的喷口直径放大控制、压气机可调静子叶片角度关小控制、打开放气阀门控制及加力供油量增加控制；
其中，所述大过载高机动飞行判定模块，确定飞机处于大过载高机动飞行包括：
若攻角α＞A°且侧滑角β＞B°；或者若攻角α＞C°；或者侧滑角β＞D°，其中，A选取自0～60任一值，B选取自0～60任一值，C选取自60～90任一值，D选取自60～90任一值；
所述工况识别模块中，通过数值仿真或者风洞试验，确定飞机进气道在不同攻角和侧滑角的出口综合畸变指数；利用降温因子评估或者插板试验确定发动机抗进气畸变能力边界，计算评估不同状态下发动机的剩余稳定裕度情况。
4.如权利要求3所述的航空发动机主动增稳控制装置，其特征在于，所述增稳控制模块中，喷口直径放大范围为0~20%，压气机可调静子叶片角度关小范围为0~10°，加力供油量增加范围为0~10%。
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
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| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
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| GR01 | Patent grant | ||
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