CN116163854A - 一种变循环航空发动机中双涵压气机模式转换控制方法 - Google Patents

一种变循环航空发动机中双涵压气机模式转换控制方法 Download PDF

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CN116163854A CN202310137956.5A CN202310137956A CN116163854A CN 116163854 A CN116163854 A CN 116163854A CN 202310137956 A CN202310137956 A CN 202310137956A CN 116163854 A CN116163854 A CN 116163854A
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Abstract

一种变循环航空发动机中双涵压气机模式转换控制方法，包括：对变循环航空发动机中双涵压气机进行模式转换时，控制核心机风扇可调叶片角度αCDFS、压气机一级静子可调叶片角度αS1，变化为：
Figure DDA0004086586660000011
Figure DDA0004086586660000012
其中，T为对进行模式转换的时间；dt为控制运算周期；K为计数器；αXCDFS DEM,n为第n个控制运算周期，αCDFS的给定值；αXCDFS DEM,n为第n个控制运算周期，αCDFS的值；αXCDFS,n‑1为第n‑1个控制运算周期，αCDFS的值；αCDFSt,n为第n个控制运算周期，αCDFS进行模式转换的目标值；αS1DEM,n为对进行模式转换时，第n个控制运算周期，αS1的给定值；αS1,n为第n个控制运算周期，αS1的取值；αS1,n‑1为第n‑1个控制运算周期，αS1的取值；αS1t,n为第n个控制运算周期，αS1进行模式转换的目标值。

Description

一种变循环航空发动机中双涵压气机模式转换控制方法
技术领域
本申请属于变循环航空发动机中双涵压气机模式转换控制设计技术领域，具体涉及一种变循环航空发动机中双涵压气机模式转换控制方法。
背景技术
变循环航空发动机具有模式转换功能，能够在大范围调节发动机的涵道比、增压比，可根据工况进行高单位推力、低油耗工作模式转化，兼具高单位推力和低油耗能力。
变循环航空发动机主要包括前风扇、双涵压气机、主燃烧室、压涡轮、喷管等组成，如图1所示，在实际装机使用条件下，模式转换需要快速、稳定，在模式转换过程中，双涵压气机的控制尤其重要。
变循环航空发动机前风扇外涵出口处装有模式选择活门，用以调节气流路线，当模式选择活门打开时，前风扇出口气流一部分流入双涵压气机，另一部分流入第二外涵，双涵压气机包括核心机风扇、压气机，核心机风扇出口气流分为两股，一股流入压气机，另一股流入第一外涵。
变循环航空发动机模式转换时，双涵压气机在模式一、模式二间转换，其中，
模式一：模式选择活门打开，核心机风扇可调叶片角度关小，使前风扇出口流量更多地流入第二外涵；
模式二：模式选择活门关闭，此时核心机风扇可调叶片角度开大，风扇出口流量全部流入CDFS进口。
模式一、模式二下，变循环航空发动机核心机风扇可调叶片角度αCDFS稳定态控制律，变循环航空发动机压气机一级静子可调叶片角度αS1稳定态控制律如图2所示，从中可知，在相同核心机风扇换算转速nR25下，模式一、模式二对应的核心机风扇可调叶片角度αCDFS、压气机一级静子可调叶片角度αS1相差很大，进行模式一、模式二间转换，需要在规定时间内，完成对核心机风扇可调叶片角度αCDFS、压气机一级静子可调叶片角度αS1以及前涵道引射器面积A148变化的调整，当前，多是采用分布式调节的方法进行调整，调整过程中，核心机风扇可调叶片角度αCDFS、压气机一级静子可调叶片角度αS1以及前涵道引射器面积A148变化协同性差，易引发双涵压气机喘振。
鉴于上述技术缺陷的存在提出本申请。
需注意的是，以上背景技术内容的公开仅用于辅助理解本发明的发明构思及技术方案，其并不必然属于本专利申请的现有技术，在没有明确的证据表明上述内容在本申请的申请日已经公开的情况下，上述背景技术不应当用于评价本申请的新颖性和创造性。
发明内容
本申请的目的是提供一种变循环航空发动机中双涵压气机模式转换控制方法，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。
本申请的技术方案是：
一种变循环航空发动机中双涵压气机模式转换控制方法，包括：
对变循环航空发动机中双涵压气机进行模式转换时，控制核心机风扇可调叶片角度αCDFS、压气机一级静子可调叶片角度αS1，变化为：
Figure BDA0004086586640000021
Figure BDA0004086586640000022
其中，
T为对变循环航空发动机中双涵压气机进行模式转换的时间；
dt为对变循环航空发动机中双涵压气机模式进行转换的控制运算周期；
K为计数器，对变循环航空发动机中双涵压气机进行模式转换时，从0开始计数，模式转换结束时，清0；
αXCDFSDEM,n为对变循环航空发动机中双涵压气机进行模式转换时，第n个控制运算周期，核心机风扇可调叶片角度αCDFS的给定值；
αXCDFSDEM,n为对变循环航空发动机中双涵压气机进行模式转换时，第n个控制运算周期，核心机风扇可调叶片角度αCDFS的值；
αXCDFS,n-1为对变循环航空发动机中双涵压气机进行模式转换时，第n-1个控制运算周期，核心机风扇可调叶片角度αCDFS的值；
αCDFSt,n为对变循环航空发动机中双涵压气机进行模式转换时，第n个控制运算周期，核心机风扇可调叶片角度αCDFS进行模式转换的目标值；
αS1DEM,n为对变循环航空发动机中双涵压气机进行模式转换时，第n个控制运算周期，压气机一级静子可调叶片角度αS1的给定值；
αS1,n为对变循环航空发动机中双涵压气机进行模式转换时，第n个控制运算周期，压气机一级静子可调叶片角度αS1的取值；
αS1,n-1为对变循环航空发动机中双涵压气机进行模式转换时，第n-1个控制运算周期，压气机一级静子可调叶片角度αS1的取值；
αS1t,n为对变循环航空发动机中双涵压气机进行模式转换时，第n个控制运算周期，压气机一级静子可调叶片角度αS1进行模式转换的目标值。
根据本申请的至少一个实施例，上述的变循环航空发动机中双涵压气机模式转换控制方法中，在k≥T/dt，或|αCDFSt,n-αXCDFS,n|≤0.5°时，为对变循环航空发动机中双涵压气机进行模式转换结束。
根据本申请的至少一个实施例，上述的变循环航空发动机中双涵压气机模式转换控制方法中，对变循环航空发动机中双涵压气机进行模式转换时，以核心机风扇换算转速nR25关联前涵道引射器面积A148，并以核心机风扇可调叶片角度αCDFS进行修正控制：
A148DEM,n＝f(nR25,n,αXCDFS,n)；
其中，
A148DEM,n为对变循环航空发动机中双涵压气机进行模式转换时，第n个控制运算周期，前涵道引射器面积A148给定值；
nR25,n为对变循环航空发动机中双涵压气机进行模式转换时，第n个控制运算周期，核心机风扇换算转速nR25的值。
根据本申请的至少一个实施例，上述的变循环航空发动机中双涵压气机模式转换控制方法中，核心机风扇换算转速
Figure BDA0004086586640000041
其中，
n2为高压转子相对转速；
T23d为设计点条件下，双涵压气机进口总温
T23为双涵压气机进口总温。
附图说明
图1是本申请实施例提供的变循环航空发动机的示意图；
图2是本申请实施例提供的模式一、模式二下，变循环航空发动机核心机风扇可调叶片角度及其压气机一级可调叶片角度稳定态控制律的示意图；
图3是本申请实施例提供的变循环航空发动机中双涵压气机模式转换控制的示意图；
图4是本申请实施例提供的以核心机风扇换算转速关联前涵道引射器面积，并以核心机风扇可调叶片角度进行修正控制示意图；
图5是本申请实施例提供的变循环航空发动机中双涵压气机自模式一向模式二转换，核心机风扇可调叶片角度及其压气机一级可调叶片角度变化的示意图。
为了更好说明本实施例，附图某些部件会有省略、放大或缩小，并不代表实际产品的尺寸，此外，附图仅用于示例性说明，不能理解为对本专利的限制。
具体实施方式
为使本申请的技术方案及其优点更加清楚，下面将结合附图对本申请的技术方案作进一步清楚、完整的详细描述，可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅是本申请的部分实施例，其仅用于解释本申请，而非对本申请的限定。需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本申请相关的部分，其他相关部分可参考通常设计，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的技术特征可以相互组合以得到新的实施例。
此外，除非另有定义，本申请描述中所使用的技术术语或者科学术语应当为本申请所属领域内一般技术人员所理解的通常含义。本申请描述中所使用的“上”、“下”、“左”、“右”、“中心”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等表示方位的词语仅用以表示相对的方向或者位置关系，而非暗示装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，当被描述对象的绝对位置发生改变后，其相对位置关系也可能发生相应的改变，因此不能理解为对本申请的限制。本申请描述中所使用的“第一”、“第二”、“第三”以及类似用语，仅用于描述目的，用以区分不同的组成部分，而不能够将其理解为指示或暗示相对重要性。本申请描述中所使用的“一个”、“一”或者“该”等类似词语，不应理解为对数量的绝对限制，而应理解为存在至少一个。本申请描述中所使用的“包括”或者“包含”等类似词语意指出现在该词前面的元件或者物件涵盖出现在该词后面列举的元件或者物件及其等同，而不排除其他元件或者物件。
此外，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，在本申请的描述中使用的“安装”、“相连”、“连接”等类似词语应做广义理解，例如，连接可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，还可以是两个元件内部的连通，领域内技术人员可根据具体情况理解其在本申请中的具体含义。
下面结合附图1至图5对本申请做进一步详细说明。
一种变循环航空发动机中双涵压气机模式转换控制方法，包括：
对变循环航空发动机中双涵压气机进行模式转换时，控制核心机风扇可调叶片角度αCDFS、压气机一级静子可调叶片角度αS1，变化为：
Figure BDA0004086586640000061
Figure BDA0004086586640000062
其中，
T为对变循环航空发动机中双涵压气机进行模式转换的时间；
dt为对变循环航空发动机中双涵压气机模式进行转换的控制运算周期；
K为计数器，对变循环航空发动机中双涵压气机进行模式转换时，从0开始计数，模式转换结束时，清0；
αXCDFSDEM,n为对变循环航空发动机中双涵压气机进行模式转换时，第n个控制运算周期，核心机风扇可调叶片角度αCDFS的给定值；
αXCDFSDEM,n为对变循环航空发动机中双涵压气机进行模式转换时，第n个控制运算周期，核心机风扇可调叶片角度αCDFS的值；
αXCDFS,n-1为对变循环航空发动机中双涵压气机进行模式转换时，第n-1个控制运算周期，核心机风扇可调叶片角度αCDFS的值；
αCDFSt,n为对变循环航空发动机中双涵压气机进行模式转换时，第n个控制运算周期，核心机风扇可调叶片角度αCDFS进行模式转换的目标值；
αS1DEM,n为对变循环航空发动机中双涵压气机进行模式转换时，第n个控制运算周期，压气机一级静子可调叶片角度αS1的给定值；
αS1,n为对变循环航空发动机中双涵压气机进行模式转换时，第n个控制运算周期，压气机一级静子可调叶片角度αS1的取值；
αS1,n-1为对变循环航空发动机中双涵压气机进行模式转换时，第n-1个控制运算周期，压气机一级静子可调叶片角度αS1的取值；
αS1t,n为对变循环航空发动机中双涵压气机进行模式转换时，第n个控制运算周期，压气机一级静子可调叶片角度αS1进行模式转换的目标值。
对变循环航空发动机中双涵压气机进行模式转换，核心机风扇换算转速nR25会发生变换，以上述公开的变循环航空发动机中双涵压气机模式转换控制方法，可在转换时间T内，同时快速的完成对核心机风扇可调叶片角度αCDFS、压气机一级静子可调叶片角度αS1的变换，保证协调性，避免发生喘振，如图4所示。
根据本申请的至少一个实施例，上述的变循环航空发动机中双涵压气机模式转换控制方法中，在k≥T/dt，或|αCDFSt,n-αXCDFS,n|≤0.5°时，为对变循环航空发动机中双涵压气机进行模式转换结束。
根据本申请的至少一个实施例，上述的变循环航空发动机中双涵压气机模式转换控制方法中，对变循环航空发动机中双涵压气机进行模式转换时，以核心机风扇换算转速nR25关联前涵道引射器面积A148，并以核心机风扇可调叶片角度αCDFS进行修正控制：
A148DEM,n＝f(nR25,n,αXCDFS,n)；
其中，
A148DEM,n为对变循环航空发动机中双涵压气机进行模式转换时，第n个控制运算周期，前涵道引射器面积A148给定值；
nR25,n为对变循环航空发动机中双涵压气机进行模式转换时，第n个控制运算周期，核心机风扇换算转速nR25的值；
，对应于最开αCDFS、最关αCDFS、居中αCDFS，前涵道引射器面积A148给定值如图4所示。
根据本申请的至少一个实施例，上述的变循环航空发动机中双涵压气机模式转换控制方法中，核心机风扇换算转速
Figure BDA0004086586640000081
其中，
n2为高压转子相对转速；
T23d为设计点条件下，双涵压气机进口总温
T23为双涵压气机进口总温。
在一个具体的实施例中，以上述的变循环航空发动机中双涵压气机模式转换控制方法进行控制，变循环航空发动机中双涵压气机自模式一向模式二转换，核心机风扇可调叶片角度αCDFS及其压气机一级可调叶片角度αS1变化过程如图5所示，在模式转换瞬间，两个可调叶片角度目标值瞬时变小，但两个角度能够在2s内完成过渡，并且使用的时间相同，能够保证各参数间的协调性，调节速度快，可避免发生喘振。
说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。
至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本申请的技术方案，领域内技术人员应该理解的是，本申请的保护范围显然不局限于这些具体实施方式，在不偏离本申请的原理的前提下，本领域技术人员可以对相关技术特征作出等同的更改或替换，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本申请的保护范围之内。

Claims (4)

1.一种变循环航空发动机中双涵压气机模式转换控制方法，其特征在于，包括：
对变循环航空发动机中双涵压气机进行模式转换时，控制核心机风扇可调叶片角度αCDFS、压气机一级静子可调叶片角度αS1，变化为：
Figure FDA0004086586630000011
Figure FDA0004086586630000012
其中，
T为对变循环航空发动机中双涵压气机进行模式转换的时间；
dt为对变循环航空发动机中双涵压气机模式进行转换的控制运算周期；
K为计数器，对变循环航空发动机中双涵压气机进行模式转换时，从0开始计数，模式转换结束时，清0；
αXCDFSDEM,n为对变循环航空发动机中双涵压气机进行模式转换时，第n个控制运算周期，核心机风扇可调叶片角度αCDFS的给定值；
αXCDFSDEM,n为对变循环航空发动机中双涵压气机进行模式转换时，第n个控制运算周期，核心机风扇可调叶片角度αCDFS的值；
αXCDFS,n-1为对变循环航空发动机中双涵压气机进行模式转换时，第n-1个控制运算周期，核心机风扇可调叶片角度αCDFS的值；
αCDFSt,n为对变循环航空发动机中双涵压气机进行模式转换时，第n个控制运算周期，核心机风扇可调叶片角度αCDFS进行模式转换的目标值；
αS1DEM,n为对变循环航空发动机中双涵压气机进行模式转换时，第n个控制运算周期，压气机一级静子可调叶片角度αS1的给定值；
αS1,n为对变循环航空发动机中双涵压气机进行模式转换时，第n个控制运算周期，压气机一级静子可调叶片角度αS1的取值；
αS1,n-1为对变循环航空发动机中双涵压气机进行模式转换时，第n-1个控制运算周期，压气机一级静子可调叶片角度αS1的取值；
αS1t,n为对变循环航空发动机中双涵压气机进行模式转换时，第n个控制运算周期，压气机一级静子可调叶片角度αS1进行模式转换的目标值。
2.根据权利要求1所述的变循环航空发动机中双涵压气机模式转换控制方法，其特征在于，
在k≥T/dt，或|αCDFSt,n-αXCDFS,n|≤0.5°时，为对变循环航空发动机中双涵压气机进行模式转换结束。
3.根据权利要求1所述的变循环航空发动机中双涵压气机模式转换控制方法，其特征在于，
对变循环航空发动机中双涵压气机进行模式转换时，以核心机风扇换算转速nR25关联前涵道引射器面积A148，并以核心机风扇可调叶片角度αCDFS进行修正控制：
A148DEM,n＝f(nR25,n,αXCDFS,n)；
其中，
A148DEM,n为对变循环航空发动机中双涵压气机进行模式转换时，第n个控制运算周期，前涵道引射器面积A148给定值；
nR25,n为对变循环航空发动机中双涵压气机进行模式转换时，第n个控制运算周期，核心机风扇换算转速nR25的值。
4.根据权利要求1所述的变循环航空发动机中双涵压气机模式转换控制方法，其特征在于，
核心机风扇换算转速
Figure FDA0004086586630000021
其中，
n2为高压转子相对转速；
T23d为设计点条件下，双涵压气机进口总温T23为双涵压气机进口总温。
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