CN114909224B - 一种燃烧不稳定性控制方法和系统 - Google Patents

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Abstract

本发明提供一种燃烧不稳定性控制方法，包括：获取发动机燃烧室的温度信号和压力信号，计算得到出现燃烧振荡时振荡区域对应的主燃级燃料分级比，判断当前预设主燃级燃料分级比是否在振荡区域对应的主燃级燃料分级比的范围内，根据判断结果下达指令。本发明还包括燃烧不稳定性控制系统、存储介质、计算机设备和采用本发明的燃烧不稳定性控制系统的发动机。本发明的燃烧不稳定性控制方法、燃烧不稳定性控制系统、存储介质、计算机设备和采用本发明的燃烧不稳定性控制系统的发动机无需采用动态传感器就可以实现准确识别燃烧不稳定现象，并实现燃烧自动调整。

Description

一种燃烧不稳定性控制方法和系统
技术领域
本发明涉及一种发动机领域，具体涉及一种燃烧不稳定性控制方法、存储介质、计算机设备和系统以及采用该系统的发动机。
背景技术
燃烧不稳定现象是采用贫预混燃烧室的航空发动机或燃气轮机在发动机运行过程中难以避免的问题。其中，西门子在其燃气轮机中使用的一种燃烧自动调整控制系统(SMC，全称为STABILITY MARGIN CONTRL)，通过脉动压力传感器信号或加速度信号的FFT结果以及不同频率压力脉动幅值的比值取对数后的结果对燃烧不稳定特征进行识别，再根据这些参数的频率特征或绝对值大小对值班级燃料量或透平排气温度进行自动调整，实现燃烧稳定裕度控制的目的。PSM公司在其第三方服务中所采用的燃烧自动控制系统，也是通过采集燃烧室脉动压力信号，经控制系统对脉动压力信号进行FFT变换后，判断发生燃烧振荡时的频率和幅值，当振荡频率在(a,b)之间时，则增加值班级燃料量，当振荡频率在(c,d)之间时，则减少值班级燃料量。GE公司在其专利EP20040257998中给出了一种燃烧不稳定性控制方法，其技术特征也是通过获取压力脉动数据对发生燃烧振荡时的值班燃油流量进行自动调整，当振荡幅值较高时，则增加值班燃料量，使得振荡幅值降低；当振荡幅值处于较低水平时，则增加值班燃料量，使得NOx排放水平降低。
此外，在不具备燃烧稳定自动调整的燃气轮机及航空发动机控制系统上，通常是预设好各工况条件下的燃料分级比，比如随燃烧室入口温度、压力、油气比确定分级比，每一个工况参数下的分级比是确定的，不具备在线实时自动调节功能，当发动机入口温度、湿度或运行参数发生变化时，极其容易产生难以预料的燃烧振荡现象。另外，也有国外原始设备制造商(OEM)厂家将燃料分级比(值班燃料量)设置为随压气机入口温度、湿度、碳氢比、透平排气温度、IGV开度、升降负荷速率变化的函数关系的燃级控制系统，并且在升、降负荷以及稳态条件下定义不同的燃料分级比(值班燃料量)调节曲线，使得控制系统参数非常复杂，而且这些函数关系是在人工燃烧调整过程中确定的，不能根据发动机运行情况自动调节，导致冬夏季季节变化需要进行人工燃烧调整重新修改这些参数，增加燃气轮机运行和维护成本。
因此，有必要提出一种可以无需借助脉动压力传感器采集系统的燃烧自动调整方法和系统，同时满足航空发动机重量要求和燃烧稳定性自动调整需求。
发明内容
本发明目的在于提供一种燃烧不稳定性控制方法，无需采用动态传感器就可以实现准确识别燃烧不稳定现象，并实现燃烧自动调整。
为解决上述技术问题，本发明提供一种燃烧不稳定性控制方法，其特征在于，包括以下步骤：
1)获取发动机燃烧室的温度信号和压力信号；
2)基于所述温度信号和所述压力信号，计算该温度和压力下主燃级充分预混理论熄火油气比；
3)基于所述主燃级充分预混理论熄火油气比，计算主燃级充分预混理论熄火油气比所对应的主燃级燃料分级比；
4)基于所述主燃级充分预混理论熄火油气比所对应的主燃级燃料分级比，计算出现燃烧振荡时振荡区域对应的主燃级燃料分级比；
5)判断当前预设主燃级燃料分级比是否在所述振荡区域对应的主燃级燃料分级比的范围内，若否，则进入步骤6)，若是，则进入步骤7)；
6)下达不调节指令；
7)下达调节指令，以将所述发动机的实际主燃级燃料分级比调节至所述振荡区域对应的主燃级燃料分级比的范围之外。
进一步地，所述温度信号和所述压力信号分别为经过所述燃烧室的入口扩压器扩压后且尚未在燃烧室燃烧的空气的总温度和静态压力。
进一步地，所述温度信号和所述压力信号分别由燃烧室温度传感器和压力传感器采集。
进一步地，步骤2)中，采用公式1和2计算所述主燃级充分预混理论熄火油气比：
其中，CLBO@atm为航空煤油在常温常压下的可燃下限，体积分数为1.4％，Tt3为燃烧室进口总温，Ps3为燃烧室进口静压；Patm、Tatm为常温常压下的标准压力和温度，CLBO@tp为发动机工作点的可燃下限体积分数，FARLBO_Main为发动机工作点的主燃级充分预混理论熄火油气比，Mc12h23为燃料的摩尔质量，Mair为空气的摩尔质量，n为拟合的压力指数；
步骤3)中，采用公式3计算所述主燃级充分预混理论熄火油气比所对应的主燃级燃料分级比：
其中，M％LBO为所述主燃级充分预混理论熄火油气比所对应的主燃级燃料分级比，FAR为燃烧室总油气比，WM为主燃级空气流量分配比例。
进一步地，步骤4)中，所述振荡区域包括第一振荡区域和第二振荡区域，所述第一振荡区域所对应的第一振荡区域主燃级燃料分级比为所述主燃级充分预混理论熄火油气比所对应的主燃级燃料分级比的0.9～1.25倍，所述第二振荡区域所对应的第二振荡区域主燃级燃料分级比为所述主燃级充分预混理论熄火油气比所对应的主燃级燃料分级比的1.45～1.8倍。
进一步地，步骤7)还包括，判断当所述当前预设主燃级燃料分级比增加5％后，所述当前预设主燃级燃料分级比是否超过主燃级燃料分级比上限值；若否，则下达的所述调节指令为：将所述实际主燃级燃料分级比调节为所述当前预设主燃级燃料分级比增加5％后的值，并回到步骤5)，将所述当前预设主燃级燃料分级比的值替换为调节成的所述实际主燃级燃料分级比的值；若是，则下达的所述调节指令为将所述实际主燃级燃料分级比调节为所述当前预设主燃级燃料分级比减少10％后的值，并回到步骤5)，将所述当前预设主燃级燃料分级比的值替换为调节成的所述实际主燃级燃料分级比的值。
进一步地，所述主燃级燃料分级比上限值的取值范围为85％～95％。
进一步地，还包括步骤8)，当完成所述步骤7)后，进入步骤8)，所述步骤8)包括：
8.1)获取所述调节指令和分配阀实际位置；
8.2)计算分配阀控制目标指令；
8.3)基于所述分配阀控制目标指令和所述分配阀实际位置，计算并输出分配控制量，用以控制所述分配阀。
本发明还提供一种存储介质，所述存储介质存储有计算机程序，所述计算机程序运行时执行以上所述的燃烧不稳定性控制方法。
本发明还提供一种计算机设备，包括存储器、处理器和存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述程序时实现如以上所述的燃烧不稳定性控制方法。
本发明还提供一种燃烧不稳定性控制系统，包括：采集模块、燃烧稳定性自动调整模块和燃油分配控制模块，其中，
所述采集模块，包括温度传感器和压力传感器，分别用于采集燃烧室的温度信号和压力信号；
所述燃烧稳定性自动调整模块，用于调用所述温度信号和所述压力信号，基于所述温度信号和所述压力信号，计算该温度和压力下主燃级充分预混理论熄火油气比；基于所述主燃级充分预混理论熄火油气比，计算主燃级充分预混理论熄火油气比、比所对应的主燃级燃料分级比；基于所述主燃级充分预混理论熄火油气比所对应的主燃级燃料分级比，计算出现燃烧振荡时振荡区域对应的主燃级燃料分级比；判断当前预设主燃级燃料分级比是否在所述振荡区域对应的主燃级燃料分级比的范围内，若否，下达不调节指令，若是，下达调节指令，以将所述发动机的实际主燃级燃料分级比调节至所述振荡区域对应的主燃级燃料分级比的范围之外。
进一步地，所述温度传感器和所述压力传感器设置在发动机入口扩压器沿空气流动方向的后方。
进一步地，所述温度传感器和所述压力传感器设置在所述发动机的燃烧室外机匣上，所述温度信号和所述压力信号分别为经过所述燃烧室的入口扩压器扩压后且尚未在燃烧室燃烧的空气的总温度和静态压力。
进一步地，所述燃烧稳定性自动调整模块采用公式1和2计算所述主燃级充分预混理论熄火油气比：
其中，CLBO@atm为航空煤油在常温常压下的可燃下限，体积分数为1.4％，Tt3为燃烧室进口总温，Ps3为燃烧室进口静压；Patm、Tatm为常温常压下的标准压力和温度，CLBO@tp为发动机工作点的可燃下限体积分数，FARLBO_Main为发动机工作点的主燃级充分预混理论熄火油气比，Mc12h23为燃料的摩尔质量，Mair为空气的摩尔质量，n为拟合的压力指数；
采用公式3计算所述主燃级充分预混理论熄火油气比所对应的主燃级燃料分级比：
其中，M％LBO为主燃级充分预混理论熄火油气比所对应的主燃级燃料分级比，FAR为燃烧室总油气比，WM为主燃级空气流量分配比例。
进一步地，所述振荡区域包括第一振荡区域和第二振荡区域，所述第一振荡区域所对应的第一振荡区域主燃级燃料分级比为所述主燃级充分预混理论熄火油气比所对应的主燃级燃料分级比的0.9～1.25倍，所述第二振荡区域所对应的第二振荡区域主燃级燃料分级比为所述主燃级充分预混理论熄火油气比所对应的主燃级燃料分级比的1.45～1.8倍。
进一步地，所述燃烧稳定性自动调整模块在下达所述调节指令前，判断当所述当前预设主燃级燃料分级比增加5％后，是否超过主燃级燃料分级比上限值，所述主燃级燃料分级比上限值的取值范围为85％～95％；若否，则下达的所述调节指令为：将所述实际主燃级燃料分级比调节为所述当前预设主燃级燃料分级比增加5％后的值，并回到所述燃烧稳定性自动调整模块采用的所述判断当前预设主燃级燃料分级比是否在所述振荡区域对应的主燃级燃料分级比的范围内的步骤，并将所述当前预设主燃级燃料分级比的值替换为调节成的所述实际主燃级燃料分级比的值；若是，则下达的所述调节指令为：将所述实际主燃级燃料分级比调节为所述当前预设主燃级燃料分级比减少10％后的值，并回到所述燃烧稳定性自动调整模块采用的所述判断当前预设主燃级燃料分级比是否在所述振荡区域对应的主燃级燃料分级比的范围内的步骤，并将所述当前预设主燃级燃料分级比的值替换为调节成的所述实际主燃级燃料分级比的值。
进一步地，还包括燃油分配控制模块，用于接收所述燃烧稳定性自动调整模块下达的所述不调节指令或所述调节指令；当接收到所述调节指令时，所述燃油分配控制模块从所述发动机的燃料流量分配器获取分配阀实际位置，计算分配阀控制目标指令，基于所述分配阀控制目标指令和所述分配阀实际位置计算分配控制量，将所述分配控制量输出至所述燃料流量分配器，用以控制分配阀。
进一步地，所述燃烧稳定性自动调整模块和所述燃油分配控制模块设置在所述发动机电子控制单元内；所述发动机电子控制单元还包括内部存储器，所述内部存储器存储所述采集模块采集并传输的所述温度信号和所述压力信号，以使所述燃烧稳定性自动调整模块调用所述温度信号和所述压力信号。
本发明还提供一种发动机，包括以上所述的燃烧不稳定性控制系统。
进一步地，所述发动机为吸气式航空发动机或燃气轮机。
这里需要对一些术语进行说明，例如，“后”是以高压压气机流入燃烧室的空气流向作为参照而定义的，例如图2所示的箭头所示的取向，“后”相当于下游侧，这些将在下面参照附图的描述中变得更为清楚。
本发明的有益效果是：
本发明的燃烧不稳定性控制方法，与现有技术相比，无需借助动态传感器及相应的采集系统和动态数据处理系统，不会造成发动机重量的增加，降低了价格成本，并且，可以更为准确地识别燃烧不稳定现象以及实现燃烧自动调整。
附图说明
本发明的以上发明内容以及下面的具体实施方式在结合附图阅读时会得到更好的理解。需要说明的是，附图仅作为所请求保护的技术方案的示例。在附图中，相同的附图标记代表相同或类似的元素。
图1是典型的航空发动机的示意图；
图2是典型的贫预混燃烧室的示意图；
图3是本发明一实施例的燃烧不稳定性控制方法的流程图；
图4a是某航空发动机的典型频谱图的示意图；
图4b是某航空发动机的第一、第二振荡区域的示意图；
图5是某燃气轮机的第一、第二振荡区域的示意图；
图6是本发明一实施例的控制分配阀的流程图；
图7是本发明一实施例的燃烧不稳定性控制系统的示意图。
具体实施方式
以下在具体实施方式中详细叙述本发明的详细特征以及优点，其内容足以使任何本领域技术人员了解本发明的技术内容并据以实施，且根据本说明书所揭露的说明书、权利要求及附图，本领域技术人员可轻易地理解本发明相关的目的及优点。
如图1所示，典型的发动机包括低压压气机1、高压压气机2、燃烧室3、高压涡轮4和低压涡轮5。该航空发动机工作时，来流经过低压压气机1压缩后，进入高压压气机2，高压空气再进入燃烧室3中与燃料燃烧，燃烧后形成的高温高压燃气进入到高压涡轮4和低压涡轮5，通过涡轮做功分别驱动高压压气机2和低压压气机1。
如图1-2所示，典型的贫预混燃烧室3包含扩压器300、燃烧室机匣、火焰筒和燃烧室头部310，燃烧室3与高压涡轮导叶340相连。高压压气机2的来流空气(如图2中箭头所示)从扩压器300经过降速扩压后进入贫预混燃烧室3内部。燃烧室机匣在来流空气的流动方向上位于扩压器300的下游且与高压压气机2和高压涡轮4连接，燃烧室机匣包括燃烧室外机匣302和燃烧室内机匣304，燃烧室外机匣302和燃烧室内机匣304构成了燃烧室3的外轮廓。火焰筒在来流空气的流动方向上位于扩压器300下游，并且位于燃烧室外机匣302和燃烧室内机匣304包围的空间内，火焰筒包括火焰筒外环306和火焰筒内环308。燃烧室头部310沿着燃烧室3的单环腔结构的周向方向均匀布置，燃烧室头部的个数可为10～60。空气来流经过扩压器300后经由燃烧室头部310进入火焰筒。燃烧室头部310采用中心分级结构，燃烧室头部310包括主燃级316、预燃级318、主燃级油路312和预燃级油路314。主燃级316与预燃级318同轴地布置，预燃级318在中心，主燃级316布置在预燃级318外围。主燃级316包括主燃级集油环腔320、主燃级预混预蒸发通道(未示出)、主燃级外侧旋流器328和主燃级内侧旋流器330，主燃级油路312与主燃级集油环腔320相连，主燃级集油环腔320内的燃油通过主燃级集油环腔320上燃油喷孔喷射到主燃级预混预蒸发通道，形成主燃级直射喷雾324，在主燃级外侧旋流器328和主燃级内侧旋流器330两股旋流的剪切作用下破碎雾化形成主燃级气动雾化油雾，与空气进行掺混形成较均匀的油气混合物，实现预混预蒸发燃烧。预燃级318包括预燃级燃油喷嘴322、预燃级内侧旋流332、预燃级外侧旋流器334，预燃级油路314与预燃级燃油喷嘴322相连，预燃级燃油喷嘴322大致位于预燃级318的径向中心，预燃级燃油从预燃级燃油喷嘴322喷出，形成预燃级锥形喷雾326，与预燃级内侧旋流332和预燃级外侧旋流器334两股旋流空气混合后在下游形成预燃级火焰，实现扩散燃烧或半预混半扩散燃烧。
在一个实施例中，如图3所示，一种燃烧不稳定性控制方法，包括以下步骤：
S110：获取发动机燃烧室的温度信号和压力信号；
S120：基于温度信号和所述压力信号，计算该温度和压力下主燃级充分预混理论熄火油气比；
S130：基于主燃级充分预混理论熄火油气比，计算主燃级充分预混理论熄火油气比所对应的主燃级燃料分级比；
S140：基于主燃级充分预混理论熄火油气比所对应的主燃级燃料分级比，计算出现燃烧振荡时振荡区域对应的主燃级燃料分级比；
S150：判断当前预设主燃级燃料分级比是否在振荡区域对应的主燃级燃料分级比的范围内，若否，则进入步骤S160，若是，则进入步骤S170；
S160：下达不调节指令；
S170：下达调节指令，将发动机的实际主燃级燃料分级比调节至振荡区域对应的主燃级燃料分级比的范围之外。
需说明的是，主燃级燃油占燃烧室总燃油量的0％～95％，因此，实际主燃级燃料分级比的调节范围为0％～95％。
可以理解的是，通过检测是否进入燃烧振荡的振荡区域，确定是否对分配至发动机的主燃级油路和预燃级油路的燃料分配比例进行调节，以避开燃烧振荡的振荡区域。
可以理解的是，在步骤S110中，温度信号和压力信号分别由燃烧室温度传感器和压力传感器采集，分别为经过燃烧室3的入口扩压器300扩压后且尚未在燃烧室3燃烧的空气的总温度和静态压力。
可以理解的是，在步骤S140中，由于燃烧振荡的振荡区域与主燃级充分预混理论熄火油气比存在特定关系，因此，可以基于理论熄火油气比所对应的主燃级燃料分级比，计算出振荡区域所对应的主燃级燃料分级比。
步骤S120中，采用公式1和2计算主燃级充分预混理论熄火油气比：
其中，CLBO@atm为航空煤油在常温常压下的可燃下限，体积分数为1.4％，Tt3为燃烧室进口总温，Ps3为燃烧室进口静压；Patm、Tatm为常温常压下的标准压力和温度，CLBO@tp为发动机工作点的可燃下限体积分数，FARLBO_Main为发动机工作点的主燃级充分预混理论熄火油气比，Mc12h23为燃料的摩尔质量，Mair为空气的摩尔质量，n为拟合的压力指数。
需说明的是，压力指数n的取值范围可为0.16～0.24。
步骤S130中，采用公式3计算主燃级充分预混理论熄火油气比所对应的主燃级燃料分级比：
其中，M％LBO为主燃级充分预混理论熄火油气比所对应的主燃级燃料分级比，FAR为燃烧室总油气比，WM为主燃级空气流量分配比例。
需说明的是，主燃级空气流量分配比例WM可为燃烧室总空气量的40％～90％。
步骤S140中，振荡区域包括第一振荡区域和第二振荡区域，第一振荡区域所对应的第一振荡区域主燃级燃料分级比为主燃级充分预混理论熄火油气比所对应的主燃级燃料分级比的0.9～1.25倍，第二振荡区域所对应的第二振荡区域主燃级燃料分级比为主燃级充分预混理论熄火油气比所对应的主燃级燃料分级比的1.45～1.8倍。
需说明的是，第一振荡区域主燃级燃料分级比和第二振荡区域主燃级燃料分级比分别与主燃级充分预混理论熄火油气比所对应的主燃级燃料分级比的数值关系可为发动机出现燃烧振荡时所对应的其他的数值，该实施例中分别为0.9～1.25倍和1.45～1.8倍。
可以理解的是，如图4a-4b所示，燃烧振荡包括不同振荡频率的两类燃烧振荡，第一燃烧振荡频率342和第二燃烧振荡频率344分别对应第一振荡区域346和第二振荡区域348。可见，第一燃烧振荡频率342和第二燃烧振荡频率344不是固定不变的，而是根据发动机运行工况在一定范围内变化，并且，根据发动机工况，触发燃烧振荡的可能以及可能触发的燃烧振荡类别不同，因此，通过第一振荡区域和第二振荡区域的主燃级燃料分级比，判断发动机是否触发第一类燃烧振荡或第二类燃烧振荡，从而避开两类燃烧振荡。
对于航空发动机，在运行工况较低的时候，比如慢车、进场状态，由于主燃级不工作或仅在较低的主燃级燃料分级比条件下工作，当前主燃级燃烧分级比不会进入第一、第二振荡区域，因此，既不会发生第一类燃烧振荡，也不会发生第二类燃烧振荡。当发动机运行工况提高以及主燃级开始工作(例如发动机进场至巡航状态)，在该阶段，第一振荡区域346对应的主燃级燃料分级比较高，第二振荡区域348对应的主燃级燃烧分级比超出预燃级熄火边界所对应的主燃级燃料分级比350，因此，在这一阶段，当前预设主燃级燃料分级比仅会进入第一振荡区域而发生第一类燃烧振荡。当发动机运行工况进一步提高(例如发动机爬升或起飞状态)，在该阶段，第一振荡区域346所对应的主燃级燃料分级比较低，第二振荡区域348所对应的燃料分级比也落在预燃级熄火边界所对应的主燃级燃料分级比350范围以内，当前预设主燃级燃料分级比可能进入第一振荡区域或第二振荡区域，由此触发第一类燃烧振荡或第二类燃烧振荡。
如图5所示，在燃气轮机运行工况较低的时候(例如全速空载(FSNL)至50％负荷范围内时)，由于主燃级不工作或仅在较低的主燃级燃料分级比条件下工作，当前主燃级燃烧分级比不会进入第一、第二振荡区域，因此，既不会发生第一类燃烧振荡，也不会发生第二类燃烧振荡。当发动机运行工况提高以及主燃级开始工作(例如50％负荷至70％负荷范围内时)，第一振荡区域352所对应的主燃级燃料分级比较高，第二振荡区域354对应的主燃级燃烧分级比超出预燃级熄火边界所对应的主燃级燃料分级比356，因此，在这一阶段，当前预设主燃级燃料分级比仅会进入第一振荡区域而发生第一类燃烧振荡。当发动机运行工况进一步提高(例如70％负荷至100％负荷时)，第一振荡区域352所对应的主燃级燃料分级比较低，第二振荡区域354所对应的燃料分级比也落在预燃级熄火边界所对应的主燃级燃料分级比356范围以内，在这一阶段，当前预设主燃级燃料分级比可能进入第一振荡区域或第二振荡区域，由此触发第一类燃烧振荡或第二类燃烧振荡。
步骤S170还包括，判断当前预设主燃级燃料分级比增加5％后，当前预设主燃级燃料分级比是否超过主燃级燃料分级比上限，主燃级燃料分级比上限的取值范围为85％～95％；若否，则下达的调节指令为：将实际主燃级燃料分级比调节为当前预设主燃级燃料分级比增加5％后的值，并回到步骤S150，将当前预设主燃级燃料分级比的值替换为调节成的实际主燃级燃料分级比的值；若是，则下达的调节指令为将实际主燃级燃料分级比调节为当前预设主燃级燃料分级比减少10％后的值，并回到步骤S150，将当前预设主燃级燃料分级比的值替换为调节成的实际主燃级燃料分级比的值。
燃烧不稳定性控制方法还包括步骤S180，在完成步骤S170后，进入步骤S180，如图6所示，其包括：
S181：获取调节指令和分配阀实际位置；
S182：计算分配阀控制目标指令；
S183：基于分配阀控制目标指令和分配阀实际位置，计算并输出分配控制量，用以控制分配阀。
可以理解的是，该步骤中的分配阀实际位置可从发动机的燃油流量分配器(FSV)获取。此外，通过调节分配阀开度，可改变分配至主燃级油路和预燃级油路的燃料流量。
另一方面，提供了一种存储介质，存储介质存储有计算机程序，计算机程序运行时执行该实施例的燃烧不稳定性控制方法。
另一方面，提供一种计算机设备，包括存储器、处理器和存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，处理器执行程序时实现该实施例的燃烧不稳定性控制方法。
参考图2的示意图对图7所示的实施例进行描述。另一方面，提供了一种燃烧不稳定性控制系统，包括：采集模块212、燃烧稳定性自动调整模块210和燃油分配控制模块114，其中，采集模块212，包括温度传感器和压力传感器，分别用于采集燃烧室3的温度信号和压力信号；燃烧稳定性自动调整模块210，用于调用温度信号和压力信号，基于温度信号和压力信号，计算该温度和压力下主燃级充分预混理论熄火油气比；基于主燃级充分预混理论熄火油气比，计算主燃级充分预混理论熄火油气比所对应的主燃级燃料分级比；基于主燃级充分预混理论熄火油气比所对应的主燃级燃料分级比，计算出现燃烧振荡时振荡区域对应的主燃级燃料分级比；判断当前预设主燃级燃料分级比是否在振荡区域对应的主燃级燃料分级比的范围内，若否，下达不调节指令，若是，下达调节指令，以将发动机的实际主燃级燃料分级比调节至振荡区域对应的主燃级燃料分级比的范围之外。
温度传感器和压力传感器设置在发动机入口扩压器300沿空气流动方向(如图2的箭头所示)的后方，该实施例中，温度传感器和压力传感器设置在发动机的燃烧室外机匣304上，温度信号和压力信号分别为经过燃烧室3的入口扩压器300扩压后且尚未在燃烧室3燃烧的空气的总温度和静态压力。
需说明的是，温度传感器和压力传感器可设置在发动机入口扩压器沿空气流动方向的后方的其他任何合适的位置，以实现采集到经过燃烧室的入口扩压器扩压后且尚未在燃烧室燃烧的空气的总温度和静态压力。
燃烧稳定性自动调整模块采用公式1和2计算主燃级充分预混理论熄火油气比：
其中，CLBO@atm为航空煤油在常温常压下的可燃下限，体积分数为1.4％，Tt3为燃烧室进口总温，Ps3为燃烧室进口静压；Patm、Tatm为常温常压下的标准压力和温度，CLBO@tp为发动机工作点的可燃下限体积分数，FARLBO_Main为发动机工作点的主燃级充分预混理论熄火油气比，Mc12h23为燃料的摩尔质量，Mair为空气的摩尔质量，n为拟合的压力指数；
需说明的是，压力指数n的取值范围可为0.16～0.24。
采用公式3计算主燃级充分预混理论熄火油气比所对应的主燃级燃料分级比：
其中，M％LBO为主燃级充分预混理论熄火油气比所对应的主燃级燃料分级比，FAR为燃烧室总油气比，WM为主燃级空气流量分配比例。
需说明的是，主燃级空气流量分配比例WM可为燃烧室总空气量的40％～90％。
振荡区域包括第一振荡区域和第二振荡区域，第一振荡区域所对应的第一振荡区域主燃级燃料分级比为主燃级充分预混理论熄火油气比所对应的主燃级燃料分级比的0.9～1.25倍，第二振荡区域所对应的第二振荡区域主燃级燃料分级比为主燃级充分预混理论熄火油气比所对应的主燃级燃料分级比的1.45～1.8倍。
燃烧稳定性自动调整模块210在下达调节指令前，判断当前预设主燃级燃料分级比增加5％后，是否超过主燃级燃料分级比上限，主燃级燃料分级比上限的取值范围为85％～95％；若否，则下达的调节指令为：将实际主燃级燃料分级比调节为当前预设主燃级燃料分级比增加5％后的值，并回到燃烧稳定性自动调整模块采用的判断当前预设主燃级燃料分级比是否在振荡区域对应的主燃级燃料分级比的范围内的步骤，并将当前预设主燃级燃料分级比的值替换为调节成的实际主燃级燃料分级比的值；若是，则下达的调节指令为：将实际主燃级燃料分级比调节为当前预设主燃级燃料分级比减少10％后的值，并回到燃烧稳定性自动调整模块采用的判断当前预设主燃级燃料分级比是否在振荡区域对应的主燃级燃料分级比的范围内的步骤，并将当前预设主燃级燃料分级比的值替换为调节成的实际主燃级燃料分级比的值。
燃烧不稳定性控制系统还包括燃油分配控制模块114，用于接收燃烧稳定性自动调整模块210下达的不调节指令或调节指令；当接收到调节指令时，燃油分配控制模块114从燃料流量分配器122获取分配阀实际位置，计算分配阀控制目标指令，基于分配阀控制目标指令和分配阀实际位置计算分配控制量，将分配控制量输出至燃料流量分配器122，用以控制分配阀123。
可以理解的是，燃油分配控制模块114将计算出的分配控制量输出至燃料流量分配器122后，通过控制燃油控制流量分配器的分配阀，实现将来自计量活门FMV120的燃油流量按主燃级燃油分级比分配到主燃级油路312和预燃级油路314，从而实现燃烧稳定裕度控制。
燃烧稳定性自动调整模块210和燃油分配控制模块114设置在发动机电子控制单元110内，发动机电子控制单元110还包括内部存储器，内部存储器存储采集模块212采集并传输的温度信号和压力信号，以使燃烧稳定性自动调整模块210调用温度信号和压力信号。
可以理解的是，发动机电子控制单元110包括多个控制系统模块112，用于实现发动机的不同控制功能，其中，包括燃烧稳定性自动调整模块210。
另一方面，提供了一种发动机，包括该实施例的燃烧不稳定性控制系统，该发动机为吸气式航空发动机或燃气轮机。
这里基于的术语和表述方式只是用于描述，本发明并不应局限于这些术语和表述。使用这些术语和表述并不意味着排除任何示意和描述(或其中部分)的等效特征，应认识到可能存在的各种修改也应包含在权利要求范围内。其他修改、变化和替换也可能存在。相应的，权利要求应视为覆盖所有这些等效物。
同样，需要指出的是，虽然本发明已参照当前的具体实施例来描述，但是本技术领域中的普通技术人员应当认识到，以上的实施例仅是用来说明本发明，在没有脱离本发明精神的情况下还可做出各种等效的变化或替换，因此，只要在本发明的实质精神范围内对上述实施例的变化、变型都将落在本发明的权利要求书的范围内。

Claims (20)

1.一种燃烧不稳定性控制方法，其特征在于，包括以下步骤：
1)获取发动机燃烧室的温度信号和压力信号；
2)基于所述温度信号和所述压力信号，计算该温度和压力下主燃级充分预混理论熄火油气比；
具体地，采用公式1和2计算所述主燃级充分预混理论熄火油气比：
其中，CLBO@atm为航空煤油在常温常压下的可燃下限，体积分数为1.4％，Tt3为燃烧室进口总温，Ps3为燃烧室进口静压；Patm、Tatm为常温常压下的标准压力和温度，CLBO@tp为发动机工作点的可燃下限体积分数，FARLBO_Main为发动机工作点的主燃级充分预混理论熄火油气比，Mc12h23为燃料的摩尔质量，Mair为空气的摩尔质量，n为拟合的压力指数；
3)基于所述主燃级充分预混理论熄火油气比，计算主燃级充分预混理论熄火油气比所对应的主燃级燃料分级比；
4)基于所述主燃级充分预混理论熄火油气比所对应的主燃级燃料分级比，计算出现燃烧振荡时振荡区域对应的主燃级燃料分级比；
5)判断当前预设主燃级燃料分级比是否在所述振荡区域对应的主燃级燃料分级比的范围内，若否，则进入步骤6)，若是，则进入步骤7)；
6)下达不调节指令；
7)下达调节指令，以将所述发动机的实际主燃级燃料分级比调节至所述振荡区域对应的主燃级燃料分级比的范围之外。
2.根据权利要求1所述的燃烧不稳定性控制方法，其特征在于，所述温度信号和所述压力信号分别为经过所述燃烧室的入口扩压器扩压后且尚未在燃烧室燃烧的空气的总温度和静态压力。
3.根据权利要求2所述的燃烧不稳定性控制方法，其特征在于，所述温度信号和所述压力信号分别由燃烧室温度传感器和压力传感器采集。
4.根据权利要求1所述的燃烧不稳定性控制方法，其特征在于，步骤3)中，采用公式3计算所述主燃级充分预混理论熄火油气比所对应的主燃级燃料分级比：
其中，M％LBO为所述主燃级充分预混理论熄火油气比所对应的主燃级燃料分级比，FAR为燃烧室总油气比，WM为主燃级空气流量分配比例。
5.根据权利要求1所述的燃烧不稳定性控制方法，其特征在于，步骤4)中，所述振荡区域包括第一振荡区域和第二振荡区域，所述第一振荡区域所对应的第一振荡区域主燃级燃料分级比为所述主燃级充分预混理论熄火油气比所对应的主燃级燃料分级比的0.9～1.25倍，所述第二振荡区域所对应的第二振荡区域主燃级燃料分级比为所述主燃级充分预混理论熄火油气比所对应的主燃级燃料分级比的1.45～1.8倍。
6.根据权利要求1所述的燃烧不稳定性控制方法，其特征在于，步骤7)还包括，判断当所述当前预设主燃级燃料分级比增加5％后，所述当前预设主燃级燃料分级比是否超过主燃级燃料分级比上限值；若否，则下达的所述调节指令为：将所述实际主燃级燃料分级比调节为所述当前预设主燃级燃料分级比增加5％后的值，并回到步骤5)，将所述当前预设主燃级燃料分级比的值替换为调节成的所述实际主燃级燃料分级比的值；若是，则下达的所述调节指令为将所述实际主燃级燃料分级比调节为所述当前预设主燃级燃料分级比减少10％后的值，并回到步骤5)，将所述当前预设主燃级燃料分级比的值替换为调节成的所述实际主燃级燃料分级比的值。
7.根据权利要求6所述的燃烧不稳定性控制方法，其特征在于，所述主燃级燃料分级比上限值的取值范围为85％～95％。
8.根据权利要求1所述的燃烧不稳定性控制方法，其特征在于，还包括步骤8)，当完成所述步骤7)后，进入步骤8)，所述步骤8)包括：
8.1)获取所述调节指令和分配阀实际位置；
8.2)计算分配阀控制目标指令；
8.3)基于所述分配阀控制目标指令和所述分配阀实际位置，计算并输出分配控制量，用以控制所述分配阀。
9.一种存储介质，所述存储介质存储有计算机程序，其特征在于，所述计算机程序运行时执行权利要求1至8中任一项所述的燃烧不稳定性控制方法。
10.一种计算机设备，包括存储器、处理器和存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，其特征在于，所述处理器执行所述程序时实现如权利要求1至8中任一项所述的燃烧不稳定性控制方法。
11.一种燃烧不稳定性控制系统，其特征在于，包括：采集模块、燃烧稳定性自动调整模块和燃油分配控制模块，其中，
所述采集模块，包括温度传感器和压力传感器，分别用于采集燃烧室的温度信号和压力信号；
所述燃烧稳定性自动调整模块，用于调用所述温度信号和所述压力信号，基于所述温度信号和所述压力信号，计算该温度和压力下主燃级充分预混理论熄火油气比，具体地，所述燃烧稳定性自动调整模块采用公式1和2计算所述主燃级充分预混理论熄火油气比：
其中，CLBO@atm为航空煤油在常温常压下的可燃下限，体积分数为1.4％，Tt3为燃烧室进口总温，[s3为燃烧室进口静压；Patm、Tatm为常温常压下的标准压力和温度，CLBO@tp为发动机工作点的可燃下限体积分数，FARLBO_Main为发动机工作点的主燃级充分预混理论熄火油气比，Mc12h23为燃料的摩尔质量，Mair为空气的摩尔质量，n为拟合的压力指数；基于所述主燃级充分预混理论熄火油气比，计算主燃级充分预混理论熄火油气比所对应的主燃级燃料分级比；基于所述主燃级充分预混理论熄火油气比所对应的主燃级燃料分级比，计算出现燃烧振荡时振荡区域对应的主燃级燃料分级比；判断当前预设主燃级燃料分级比是否在所述振荡区域对应的主燃级燃料分级比的范围内，若否，下达不调节指令，若是，下达调节指令，以将发动机的实际主燃级燃料分级比调节至所述振荡区域对应的主燃级燃料分级比的范围之外。
12.根据权利要求11所述的燃烧不稳定性控制系统，其特征在于，所述温度传感器和所述压力传感器设置在发动机入口扩压器沿空气流动方向的后方。
13.根据权利要求12所述的燃烧不稳定性控制系统，其特征在于，所述温度传感器和所述压力传感器设置在所述发动机的燃烧室外机匣上，所述温度信号和所述压力信号分别为经过所述燃烧室的入口扩压器扩压后且尚未在燃烧室燃烧的空气的总温度和静态压力。
14.根据权利要求11所述的燃烧不稳定性控制系统，其特征在于，所述燃烧稳定性自动调整模块采用公式3计算所述主燃级充分预混理论熄火油气比所对应的主燃级燃料分级比：
其中，M％LBO为所述主燃级充分预混理论熄火油气比所对应的主燃级燃料分级比，FAR为燃烧室总油气比，WM为主燃级空气流量分配比例。
15.根据权利要求11所述的燃烧不稳定性控制系统，其特征在于，所述振荡区域包括第一振荡区域和第二振荡区域，所述第一振荡区域所对应的第一振荡区域主燃级燃料分级比为所述主燃级充分预混理论熄火油气比所对应的主燃级燃料分级比的0.9～1.25倍，所述第二振荡区域所对应的第二振荡区域主燃级燃料分级比为所述主燃级充分预混理论熄火油气比所对应的主燃级燃料分级比的1.45～1.8倍。
16.根据权利要求11所述的燃烧不稳定性控制系统，其特征在于，所述燃烧稳定性自动调整模块在下达所述调节指令前，判断当所述当前预设主燃级燃料分级比增加5％后，是否超过主燃级燃料分级比上限值，所述主燃级燃料分级比上限值的取值范围为85％～95％；若否，则下达的所述调节指令为：将所述实际主燃级燃料分级比调节为所述当前预设主燃级燃料分级比增加5％后的值，并回到所述燃烧稳定性自动调整模块采用的所述判断当前预设主燃级燃料分级比是否在所述振荡区域对应的主燃级燃料分级比的范围内的步骤，并将所述当前预设主燃级燃料分级比的值替换为调节成的所述实际主燃级燃料分级比的值；若是，则下达的所述调节指令为：将所述实际主燃级燃料分级比调节为所述当前预设主燃级燃料分级比减少10％后的值，并回到所述燃烧稳定性自动调整模块采用的所述判断当前预设主燃级燃料分级比是否在所述振荡区域对应的主燃级燃料分级比的范围内的步骤，并将所述当前预设主燃级燃料分级比的值替换为调节成的所述实际主燃级燃料分级比的值。
17.根据权利要求11所述的燃烧不稳定性控制系统，其特征在于，还包括燃油分配控制模块，用于接收所述燃烧稳定性自动调整模块下达的所述不调节指令或所述调节指令；当接收到所述调节指令时，所述燃油分配控制模块从所述发动机的燃料流量分配器获取分配阀实际位置，计算分配阀控制目标指令，基于所述分配阀控制目标指令和所述分配阀实际位置计算分配控制量，将所述分配控制量输出至所述燃料流量分配器，用以控制分配阀。
18.根据权利要求17的燃烧不稳定性控制系统，其特征在于，所述燃烧稳定性自动调整模块和所述燃油分配控制模块设置在所述发动机电子控制单元内；所述发动机电子控制单元还包括内部存储器，所述内部存储器存储所述采集模块采集并传输的所述温度信号和所述压力信号，以使所述燃烧稳定性自动调整模块调用所述温度信号和所述压力信号。
19.一种发动机，包括权利要求11～18任一项所述的燃烧不稳定性控制系统。
20.权利要求19述的发动机，其特征在于，所述发动机为吸气式航空发动机或燃气轮机。
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