CN114017201B - 一种航空燃气涡扇发动机喷口控制方法及装置 - 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扇发动机喷口控制方法及装置。该方法包括：步骤S1、根据发动机进口总温和发动机低压物理转速，确定低压换算转速；步骤S2、根据给定的第一控制规律确定涡轮膨胀比，第一控制规律给出了涡轮膨胀比与低压换算转速之间对应关系；步骤S3、获取发动机油门杆状态；步骤S4、根据发动机油门杆状态确定是否按照所述第一控制规律计算的涡轮膨胀比对发动机喷口面积进行控制。本申请降低了性能衰减发动机的温度负荷，提高了系统兼容性，改善了进退加力过程的喷口工作情况。

Description

一种航空燃气涡扇发动机喷口控制方法及装置

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扇发动机喷口控制方法及装置。

背景技术

我国主战机型普遍采用双转子小涵道比涡轮风扇发动机，其工作推力大、稳定裕度高的特点能够满足战机的各项技术指标需求。

小涵道比涡轮风扇发动机一般具有面积可调节的喷管，通过面积调整以实现低压涡轮和喷管中的膨胀比分配，同时控制风扇工作点，保证加力状态的整机稳定工作。

目前三代小涵道比涡轮风扇发动机普遍采用的喷管控制方法为涡轮膨胀比(π_T)与进气总温(T₁)对应关系的控制方法，即π_T＝f(T₁)。控制系统根据采集进气总温T₁，在预设的控制计划中插值得到对应的膨胀比π_T，通过调整喷口面积，使涡轮膨胀比π_T反馈值与控制计划值在要求的控制范围内。典型的涡轮膨胀比-进气总温控制计划如图1所示。

现有的涡轮膨胀比-进气总温控制方案基本能够满足大部分状态下的使用需求，但在产品出现性能衰减以及极端工况下，存在如下的缺点：

1、增加了性能衰减发动机的温度负荷，影响使用可靠性和寿命：随着发动机外场使用时数的增加，必不可免的出现性能衰减问题，当温度裕度储备不足出现限制排气温度工作时，发动机实际工作转速降低。在这种情况下，原有的新机出厂状态的涡轮膨胀比控制计划需要适应性向下调整，但是原控制计划是按照进气总温插值得出，不会根据发动机状态进行动态调整，导致该状态下的膨胀比偏大，涡轮温降增加，在涡轮后出口总温不变的情况下，涡轮前温度升高，加重了涡轮热端部件的工作温度负荷，影响其可靠性，甚至降低使用寿命。

2、兼容性有待提高：发动机是工业产品，必然会受到加工、制造等分散度的影响，不同的发动机温度裕度水平参差不同，衡量发动机性能水平的一个方法是限温点水平，即发动机大状态工作时从限制转速工作的进气温度点转换至限制温度工作的进气温度点。温度点越高，表明其温度裕度越高。原有的涡轮膨胀比-进气总温控制计划为了保证低温状态下的进发匹配性，一般按照限制转速工作给出。现有的涡轮膨胀比-进气总温控制计划的控制策略兼容性略有不足。

3、影响加力通断等动态过程：在接通加力过程中，喷口动态响应，喷口膨胀比计划按照进气总温控制，不随发动机状态变化，膨胀比计划相对偏高，强制放大喷口面积，致使加力燃烧室进口总压降低，恶化加力燃烧环境，对加力燃烧室的动态工作过程产生不利影响。

发明内容

本申请提供了一种航空燃气涡扇发动机喷口控制方法及装置，用于解决原有控制计划与发动机状态不关联的问题，进而实现降低涡轮等热端部件负荷，提高控制计划兼容性，改善慢车和最大状态之间的过渡过程主机状态控制情况。

本申请第一方面提供了一种航空燃气涡扇发动机喷口控制方法，包括：

步骤S1、根据发动机进口总温和发动机低压物理转速，确定低压换算转速；

步骤S2、根据给定的第一控制规律确定涡轮膨胀比，所述第一控制规律给出了涡轮膨胀比与低压换算转速之间对应关系；

步骤S3、获取发动机油门杆状态；

步骤S4、若所述发动机油门杆状态为中间状态或加力状态，则确定发动机指定部件的测量值与控制计划值的差值，若所述差值小于阈值，则按照所述第一控制规律计算的涡轮膨胀比对发动机喷口面积进行控制。

优选的是，步骤S2中，所述第一控制规律通过以下步骤确定：

步骤S21、使用整机性能仿真模型，通过调整喷口面积，使设计点中间状态推力和耗油率满足指标要求，确定基准喷口面积；

步骤S22、计算典型高度A包线左边界至右边界条件下每间隔0.1马赫数下的风扇裕度、中间状态推力或耗油率、最大状态推力或耗油率，通过优化基准喷口面积使上述参数满足指标下限要求，从而获得最终喷口面积；

步骤S23、根据所述最终喷口面积，再次计算典型高度Akm包线左边界至右边界条件下每间隔0.1马赫数下的低压换算转速与涡轮膨胀比，形成用于描述低压换算转速与涡轮膨胀比之间关系的第一控制规律。

优选的是，步骤S22中，典型高度A的取值范围为11km-15km。

优选的是，步骤S4中，确定发动机指定部件的测量值与控制计划值的差值包括：

确定低压物理转速的测量值与控制计划值的第一差值；

确定高压物理转速的测量值与控制计划值的第二差值；

确定发动机排气温度的测量值与控制计划值的第三差值；

若所述第一差值小于第一阈值，或者所述第二差值小于第二阈值，或者第三差值小于第三阈值，则按照所述第一控制规律计算的涡轮膨胀比对发动机喷口面积进行控制。

本申请第二方面提供了一种航空燃气涡扇发动机喷口控制装置，主要包括：

低压换算转速确定模块，用于根据发动机进口总温和发动机低压物理转速，确定低压换算转速；

涡轮膨胀比确定模块，用于根据给定的第一控制规律确定涡轮膨胀比，所述第一控制规律给出了涡轮膨胀比与低压换算转速之间对应关系；

发动机油门杆状态获取模块，用于获取发动机油门杆状态；

发动机喷口面积控制模块，用于当所述发动机油门杆状态为中间状态或加力状态，则确定发动机指定部件的测量值与控制计划值的差值，若所述差值小于阈值，则按照所述第一控制规律计算的涡轮膨胀比对发动机喷口面积进行控制。

优选的是，所述涡轮膨胀比确定模块包括：

基准喷口面积确定单元，用于使用整机性能仿真模型，通过调整喷口面积，使设计点中间状态推力和耗油率满足指标要求，确定基准喷口面积；

基准喷口面积修正单元，用于计算典型高度A包线左边界至右边界条件下每间隔0.1马赫数下的风扇裕度、中间状态推力或耗油率、最大状态推力或耗油率，通过优化基准喷口面积使上述参数满足指标下限要求，从而获得最终喷口面积；

第一控制规律确定单元，用于根据所述最终喷口面积，再次计算典型高度Akm包线左边界至右边界条件下每间隔0.1马赫数下的低压换算转速与涡轮膨胀比，形成用于描述低压换算转速与涡轮膨胀比之间关系的第一控制规律。

优选的是，所述基准喷口面积修正单元中，典型高度A的取值范围为11km-15km。

优选的是，所述发动机喷口面积控制模块包括：

第一差值计算模块，用于确定低压物理转速的测量值与控制计划值的第一差值；

第二差值计算模块，用于确定高压物理转速的测量值与控制计划值的第二差值；

第三差值计算模块，用于确定发动机排气温度的测量值与控制计划值的第三差值；

控制单元，用于若所述第一差值小于第一阈值，或者所述第二差值小于第二阈值，或者第三差值小于第三阈值，则按照所述第一控制规律计算的涡轮膨胀比对发动机喷口面积进行控制。

本申请的关键点和保护点是：

基于π_T＝f(n_1R)的控制规律对喷口面积进行控制的思路和方法设计；确定喷口按照涡轮膨胀比控制的时机。

本申请能够改善热端部件的工作环境，降低了性能衰减发动机的温度负荷，提高了系统兼容性，改善了进退加力过程的喷口工作情况，能够提高加力供油时刻的加力燃烧室进口压力，有利于加力燃烧室组织火焰稳定燃烧。

附图说明

图1为现有技术中典型的涡轮膨胀比-进气总温控制计划示意图。

图2为本申请航空燃气涡扇发动机喷口控制方法的流程图。

图3为本申请图2所示实施例的涡轮膨胀比-低压换算转速控制计划示意图。

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燃气涡扇发动机喷口控制方法，考虑了发动机个体差异，同时考虑了翻修期内性能衰减带来的影响，如图2所示，该方法主要包括：

步骤S1、根据发动机进口总温和发动机低压物理转速，确定低压换算转速；

步骤S2、根据给定的第一控制规律确定涡轮膨胀比，所述第一控制规律给出了涡轮膨胀比与低压换算转速之间对应关系；

步骤S3、获取发动机油门杆状态；

步骤S4、若所述发动机油门杆状态为中间状态或加力状态，则确定发动机指定部件的测量值与控制计划值的差值，若所述差值小于阈值，则按照所述第一控制规律计算的涡轮膨胀比对发动机喷口面积进行控制，否则，按照原有的涡轮膨胀比与进气总温之间的第二控制规律计算涡轮膨胀比，并对发动机喷口面积进行控制。

本实施例中，中间状态——发动机加力燃烧室不工作时，能够持续提供最大推力的工作状态；最大状态——发动机加力燃烧室工作时，能够持续提供最大推力的工作状态。

在一些可选实施方式中，步骤S2中，所述第一控制规律通过以下步骤确定：

步骤S21、使用整机性能仿真模型，通过调整喷口面积，使设计点中间状态推力和耗油率满足指标要求，确定基准喷口面积；

步骤S22、中间状态喷口面积选取步骤S21确定的基准喷口面积；最大状态采用加力燃烧室出口总温控制计划。使用整机性能仿真模型，计算典型高度A包线左边界至右边界条件下每间隔0.1马赫数下的风扇裕度、中间状态推力或耗油率、最大状态推力或耗油率，通过优化基准喷口面积使上述参数满足指标下限要求，从而获得最终喷口面积；

步骤S23、根据所述最终喷口面积，再次计算典型高度Akm包线左边界至右边界条件下每间隔0.1马赫数下的低压换算转速与涡轮膨胀比，形成用于描述低压换算转速与涡轮膨胀比之间关系的第一控制规律，如图3所示，该步骤确定了发动机中间及加力状态喷口控制规律，即基于低压换算转速的喷口调节方法。

在一些可选实施方式中，步骤S22中，典型高度A的取值范围为11km-15km。

在一些可选实施方式中，步骤S4中，确定发动机指定部件的测量值与控制计划值的差值包括：

确定低压物理转速的测量值与控制计划值的第一差值；

确定高压物理转速的测量值与控制计划值的第二差值；

确定发动机排气温度的测量值与控制计划值的第三差值；

若所述第一差值小于第一阈值，或者所述第二差值小于第二阈值，或者第三差值小于第三阈值，则按照所述第一控制规律计算的涡轮膨胀比对发动机喷口面积进行控制。

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扇发动机喷口控制装置，主要包括：

低压换算转速确定模块，用于根据发动机进口总温和发动机低压物理转速，确定低压换算转速；

涡轮膨胀比确定模块，用于根据给定的第一控制规律确定涡轮膨胀比，所述第一控制规律给出了涡轮膨胀比与低压换算转速之间对应关系；

发动机油门杆状态获取模块，用于获取发动机油门杆状态；

发动机喷口面积控制模块，用于当所述发动机油门杆状态为中间状态或加力状态，则确定发动机指定部件的测量值与控制计划值的差值，若所述差值小于阈值，则按照所述第一控制规律计算的涡轮膨胀比对发动机喷口面积进行控制，否则，按照原有的涡轮膨胀比与进气总温之间的第二控制规律计算涡轮膨胀比，并对发动机喷口面积进行控制。

在一些可选实施方式中，所述涡轮膨胀比确定模块包括：

基准喷口面积确定单元，用于使用整机性能仿真模型，通过调整喷口面积，使设计点中间状态推力和耗油率满足指标要求，确定基准喷口面积；

基准喷口面积修正单元，用于计算典型高度A包线左边界至右边界条件下每间隔0.1马赫数下的风扇裕度、中间状态推力或耗油率、最大状态推力或耗油率，通过优化基准喷口面积使上述参数满足指标下限要求，从而获得最终喷口面积；

第一控制规律确定单元，用于根据所述最终喷口面积，再次计算典型高度Akm包线左边界至右边界条件下每间隔0.1马赫数下的低压换算转速与涡轮膨胀比，形成用于描述低压换算转速与涡轮膨胀比之间关系的第一控制规律。

在一些可选实施方式中，所述基准喷口面积修正单元中，典型高度A的取值范围为11km-15km。

在一些可选实施方式中，所述发动机喷口面积控制模块包括：

第一差值计算模块，用于确定低压物理转速的测量值与控制计划值的第一差值；

第二差值计算模块，用于确定高压物理转速的测量值与控制计划值的第二差值；

第三差值计算模块，用于确定发动机排气温度的测量值与控制计划值的第三差值；

控制单元，用于若所述第一差值小于第一阈值，或者所述第二差值小于第二阈值，或者第三差值小于第三阈值，则按照所述第一控制规律计算的涡轮膨胀比对发动机喷口面积进行控制。

本申请的优点在于：

(1)当发动机状态降低，膨胀比计划也会适应性向下调整，本申请能够改善热端部件的工作环境，降低温度负荷，有利于全寿命期涡轮部件的工作可靠性提升。

(2)改进的涡轮膨胀比-低压换算转速控制计划与发动机限制转速或温度工作状态无关，确定对应低压换算转速状态下的涡轮膨胀比，够保证全包线范围内风扇在设计的共同工作线上移动，提高了控制计划兼容性。

(3)改进的涡轮膨胀比-低压换算转速控制计划，在过渡过程中膨胀比计划逐渐变化，减小了膨胀比反馈与给定值偏差，能够改善喷口工作情况。特别是对加力接通过程来说，改进喷口控制计划后，能够提高加力供油时刻的加力燃烧室进口压力，有利于加力燃烧室组织火焰稳定燃烧，对提高高空左边界区域的加力接通可靠性有积极的影响。

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 (8)

1.一种航空燃气涡扇发动机喷口控制方法，其特征在于，包括：

步骤S1、根据发动机进口总温和发动机低压物理转速，确定低压换算转速；

步骤S2、根据给定的第一控制规律确定涡轮膨胀比，所述第一控制规律给出了涡轮膨胀比与低压换算转速之间对应关系；

步骤S3、获取发动机油门杆状态；

步骤S4、若所述发动机油门杆状态为中间状态或加力状态，则确定发动机指定部件的测量值与控制计划值的差值，若所述差值小于阈值，则按照所述第一控制规律计算的涡轮膨胀比对发动机喷口面积进行控制。

2.如权利要求1所述的航空燃气涡扇发动机喷口控制方法，其特征在于，步骤S2中，所述第一控制规律通过以下步骤确定：

步骤S21、使用整机性能仿真模型，通过调整喷口面积，使设计点中间状态推力和耗油率满足指标要求，确定基准喷口面积；

步骤S22、计算典型高度A包线左边界至右边界条件下每间隔0.1马赫数下的风扇裕度、中间状态推力或耗油率、最大状态推力或耗油率，通过优化基准喷口面积使上述参数满足指标下限要求，从而获得最终喷口面积；

步骤S23、根据所述最终喷口面积，再次计算典型高度Akm包线左边界至右边界条件下每间隔0.1马赫数下的低压换算转速与涡轮膨胀比，形成用于描述低压换算转速与涡轮膨胀比之间关系的第一控制规律。

3.如权利要求2所述的航空燃气涡扇发动机喷口控制方法，其特征在于，步骤S22中，典型高度A的取值范围为11km-15km。

4.如权利要求1所述的航空燃气涡扇发动机喷口控制方法，其特征在于，步骤S4中，确定发动机指定部件的测量值与控制计划值的差值包括：

确定低压物理转速的测量值与控制计划值的第一差值；

确定高压物理转速的测量值与控制计划值的第二差值；

确定发动机排气温度的测量值与控制计划值的第三差值；

若所述第一差值小于第一阈值，或者所述第二差值小于第二阈值，或者第三差值小于第三阈值，则按照所述第一控制规律计算的涡轮膨胀比对发动机喷口面积进行控制。

5.一种航空燃气涡扇发动机喷口控制装置，其特征在于，包括：

低压换算转速确定模块，用于根据发动机进口总温和发动机低压物理转速，确定低压换算转速；

涡轮膨胀比确定模块，用于根据给定的第一控制规律确定涡轮膨胀比，所述第一控制规律给出了涡轮膨胀比与低压换算转速之间对应关系；

发动机油门杆状态获取模块，用于获取发动机油门杆状态；

发动机喷口面积控制模块，用于当所述发动机油门杆状态为中间状态或加力状态，则确定发动机指定部件的测量值与控制计划值的差值，若所述差值小于阈值，则按照所述第一控制规律计算的涡轮膨胀比对发动机喷口面积进行控制。

6.如权利要求5所述的航空燃气涡扇发动机喷口控制装置，其特征在于，所述涡轮膨胀比确定模块包括：

基准喷口面积确定单元，用于使用整机性能仿真模型，通过调整喷口面积，使设计点中间状态推力和耗油率满足指标要求，确定基准喷口面积；

基准喷口面积修正单元，用于计算典型高度A包线左边界至右边界条件下每间隔0.1马赫数下的风扇裕度、中间状态推力或耗油率、最大状态推力或耗油率，通过优化基准喷口面积使上述参数满足指标下限要求，从而获得最终喷口面积；

第一控制规律确定单元，用于根据所述最终喷口面积，再次计算典型高度Akm包线左边界至右边界条件下每间隔0.1马赫数下的低压换算转速与涡轮膨胀比，形成用于描述低压换算转速与涡轮膨胀比之间关系的第一控制规律。

7.如权利要求6所述的航空燃气涡扇发动机喷口控制装置，其特征在于，所述基准喷口面积修正单元中，典型高度A的取值范围为11km-15km。

8.如权利要求5所述的航空燃气涡扇发动机喷口控制装置，其特征在于，所述发动机喷口面积控制模块包括：

第一差值计算模块，用于确定低压物理转速的测量值与控制计划值的第一差值；

第二差值计算模块，用于确定高压物理转速的测量值与控制计划值的第二差值；

第三差值计算模块，用于确定发动机排气温度的测量值与控制计划值的第三差值；

控制单元，用于若所述第一差值小于第一阈值，或者所述第二差值小于第二阈值，或者第三差值小于第三阈值，则按照所述第一控制规律计算的涡轮膨胀比对发动机喷口面积进行控制。

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