CN116696561A - 一种航空涡喷涡扇发动机起动加速段供油方法 - Google Patents

Abstract

本申请属于发动机控制技术领域，具体涉及一种航空涡喷涡扇发动机起动加速段供油方法。该方法包括步骤S1、实时获取发动机高压换算转速；步骤S2、当所述发动机高压换算转速超过预设的点火转速，并在发动机点火成功后，基于油气比上限控制规律确定用于作为第一加速阶段的供油量；步骤S3、当所述发动机高压换算转速到达预设的开闭环转换转速时，在基于油气比上限控制规律确定的供油量与基于加速度供油规律确定的供油量中低选，将低选结果与基于油气比下限控制规律确定的供油量中高选，将高选结果作为第二加速阶段的供油量。本申请既可保证地面起动时间的一致性，也可以保证不同大气环境或起动机个体存在差异时的地面起动可靠性。

Description

一种航空涡喷涡扇发动机起动加速段供油方法

技术领域

本申请属于发动机控制技术领域，具体涉及一种航空涡喷涡扇发动机起动加速段供油方法。

背景技术

发动机从零转速过渡到慢车转速的过程称为起动过程。燃气涡轮发动机在地面起动时依靠外界动力源(如起动机)，只有达到一定转速后，燃烧室内的气流才能建立起稳定燃烧所需要的气流压力和温度，此时开始向燃油室进行供油并进行点火，点火成功后，发动机在起动机和加速燃油共同作用下，加速到慢车状态对应转速。基于开式供油喷嘴的涡轮发动机地面起动过程供油一般分为3段：填充段、点火段、加速段。加速段的要求是在发动机点火成功后，能够快速、可靠的使发动机加速到慢车状态。

因此地面起动加速段的供油规律设计需要保证发动机不出现超温、喘振或熄火等情况，同时还要保证起动时间满足飞机使用要求并且具有较好的一致性。常规的地面起动加速段供油规律有两种方式：

一是根据发动机油气比供油(开环供油)，将加速燃油流量W_fb描述为高压换算转速n_hr、发动机进口总压P_t2和压气机出口总压P_t3的函数，W_fb/P_t3＝f(n_hr，P_t2)，这种形式的控制规律理论上可以获得较短的起动时间，但也存在不足，如发动机实际起动供油量受P_t3等压力测量精度、控制成附件供油准确性和一致性、发动机个体差异及冷热态等因素影响，导致起动时间一致性差。起动时间过长会影响飞机作战出动效率，起动时间过短会影响发动机使用寿命、增加成本；

二是根据发动机转子的加速度供油(闭环供油)，将加速燃油流量W_fb描述为高压换算转速n_hr和高压转子转速上升率n_hdot的函数，W_fb,nhdot＝f(n_hr，n_hdot)，这种形式的控制规律可以保证起动加速时间的一致性，但也存在一定的局限性，尤其是在加速前段(此时发动机稳定裕度较小、涡轮做功能力较弱)，当由于大气环境改变(如高原条件)或起动机个体差异，起动机功率存在分散度，当起动机功率偏大时，加速燃油流量偏小，发动机易熄火；当起动机功率偏小时，加速燃油流量偏大，发动机易超温或喘振，可能导致起动失败。起动不成功会影响飞机作战出动效率、降低飞机综合作战效能。

发明内容

为了解决上述问题，本申请提供一种航空涡喷涡扇发动机起动加速段供油方法，采用一种控制油气比和转子加速度相结合的起动加速段供油规律设计方法所形成。

本申请的航空涡喷涡扇发动机起动加速段供油方法主要包括：

步骤S1、实时获取发动机高压换算转速；

步骤S2、当所述发动机高压换算转速超过预设的点火转速，并在发动机点火成功后，基于油气比上限控制规律确定用于作为第一加速阶段的供油量；

步骤S3、当所述发动机高压换算转速到达预设的开闭环转换转速时，在基于油气比上限控制规律确定的供油量与基于加速度供油规律确定的供油量中低选，将低选结果与基于油气比下限控制规律确定的供油量中高选，将高选结果作为第二加速阶段的供油量。

优选的是，步骤S2进一步包括加载所述油气比上限控制规律，所述油气比上限控制规律是指根据燃烧室富油熄火边界和压气机失速边界确定起动加速段油气比上限，基于起动加速段油气比上限修正当前发动机油气比供油规律，而获得的控制规律。

优选的是，根据燃烧室仿真或部件试验结果获得燃烧室富油熄火边界，根据压气机仿真或部件试验结果获得压气机失速边界。

优选的是，步骤S3进一步包括加载所述油气比下限控制规律，所述油气比下限控制规律是指根据燃烧室贫油熄火边界确定起动加速段油气比下限，基于起动加速段油气比下限修正当前发动机油气比供油规律，而获得的控制规律。

优选的是，步骤S3之前，进一步包括：

确定当前发动机起动环境，当起动环境为高原环境时，将所述开闭环转换转速向上修正设定百分比。

优选的是，所述设定百分比为4％-6％。

本申请既可保证地面起动时间的一致性，也可以保证不同大气环境或起动机个体存在差异时的地面起动可靠性。

附图说明

图1为本申请航空涡喷涡扇发动机起动加速段供油方法一优选实施例的流程图。

图2为本申请发动机地面起动过程供油流量与高压换算转速关系示意图。

图3为本申请发动机地面起动过程转速变化示意图。

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做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。

本申请提供了一种航空涡喷涡扇发动机起动加速段供油方法，如图1所示，主要包括：

步骤S1、实时获取发动机高压换算转速。

步骤S2、当所述发动机高压换算转速超过预设的点火转速，并在发动机点火成功后，基于油气比上限控制规律确定用于作为第一加速阶段的供油量。

在一些可选实施方式中，步骤S2进一步包括加载所述油气比上限控制规律，所述油气比上限控制规律是指根据燃烧室富油熄火边界和压气机失速边界确定起动加速段油气比上限，基于起动加速段油气比上限修正当前发动机油气比供油规律，而获得的控制规律。

该实施例中，根据燃烧室富油熄火边界和压气机失速边界确定起动加速段油气比上限，并根据整机试验结果对其进行修正，获得起动加速段按油气比上限控制的燃油流量W_fb,max，W_fb,max为高压换算转速n_hr、发动机进口总压P_t2和压气机出口总压P_t3的函数，即W_fb,max/P_t3＝f(n_hr，P_t2)，保证起动过程按油气比上限供油时发动机不超温或喘振。如图2所示，在步骤S1中，在发动机点火成功后(设点火转速为n_hr,ign)，进入加速段供油控制，当转速小于n_hr,change时，采用油气比上限控制，可以保证在发动机稳定裕度较小、涡轮部件做功能力较弱的加速前段不出现超温、喘振或熄火等情况，控制系统给定加速燃油流量W_fb,dem＝W_fb,max。

在一些可选实施方式中，根据燃烧室仿真或部件试验结果获得燃烧室富油熄火边界，根据压气机仿真或部件试验结果获得压气机失速边界。

步骤S3、当所述发动机高压换算转速到达预设的开闭环转换转速时，在基于油气比上限控制规律确定的供油量与基于加速度供油规律确定的供油量中低选，将低选结果与基于油气比下限控制规律确定的供油量中高选，将高选结果作为第二加速阶段的供油量。

在一些可选实施方式中，步骤S3进一步包括加载所述油气比下限控制规律，所述油气比下限控制规律是指根据燃烧室贫油熄火边界确定起动加速段油气比下限，基于起动加速段油气比下限修正当前发动机油气比供油规律，而获得的控制规律。

在该实施例中，根据整机试验结果对其进行修正，获得整机试验起动加速段按油气比下限控制的燃油流量W_fb,min，W_fb,min为高压换算转速nhr、发动机进口总压P_t2和压气机出口总压P_t3的函数，即W_fb,min/P_t3＝f(n_hr，P_t2)，保证起动过程按油气比下限供油时发动机不熄火。

在该实施例中，当转速达到开闭环转换转速n_hr,change时，小于慢车转速n_hr,mc前，按照加速度控制，按照加速度控制的燃油流量W_fb,nhdot为高压换算转速n_hr和高压转子转速上升率n_hdot的函数，W_fb,nhdot＝f(n_hr，n_hdot)，此时控制系统给定的燃油流量先按照W_fb,nhdot和W_fb,max进行低选，低选结果再与W_fb,min进行高选，即W_fb,dem＝max(min(W_fb,nhdot，W_fb,max)，W_fb,min)，这样可以在保证起动可靠性的同时，保证加速后段时间的一致性，如图3所示，由于加速后段一般占加速段总时间的80％以上，因此这种控制方法可以较好的保证加速段时间的一致性。

如图2所示，展示了上述技术方案地面起动加速供油段按油气比上限确定的W_fb,max(在加速前段作为控制系统控制油，加速后段作为防止超温、喘振的保护限制)、按油气比下限确定的W_fb,min(在加速段作为防止熄火的保护限制)、按转子加速度确定的W_fb,nhdot(在加速后段作为控制系统控制油，保证加速时间的一致性)。

本申请的开闭环转换转速n_hr,change是根据燃烧室仿真或部件试验结果确定，具体的，在发动机起动过程中，燃烧室稳定工作的范围一般随高压换算转速上升逐渐变大，在燃烧室仿真或部件试验中，以保证燃烧室稳定工作范围(不熄火、不超温)大于一定值为目标，将此时对应的高压换算转速定义为开闭环转换转速，对应的高压换算转速一般为30％，为保证高原起动可靠性，高原条件的开闭环转换转速n_hr,change应适当高于海平面条件，例如在一些可选实施方式中，步骤S3之前，进一步包括：确定当前发动机起动环境，当起动环境为高原环境时，将所述开闭环转换转速向上修正设定百分比。

在一些可选实施方式中，所述设定百分比为4％-6％，例如5％。

本申请采用控制油气比和转子加速度相结合(开、闭环结合)的方法，有益效果如下：

1、地面起动加速段前段采用油气比上限控制，可以保证在发动机稳定裕度较小、涡轮部件做功能力较弱的加速前段不出现超温、喘振或熄火等情况。

2、地面起动加速段后段采用加速度控制，可以保证加速后段时间的一致性，进而较好的保证加速段时间的一致性。

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 (6)

1.一种航空涡喷涡扇发动机起动加速段供油方法，其特征在于，包括：

步骤S1、实时获取发动机高压换算转速；

步骤S2、当所述发动机高压换算转速超过预设的点火转速，并在发动机点火成功后，基于油气比上限控制规律确定用于作为第一加速阶段的供油量；

步骤S3、当所述发动机高压换算转速到达预设的开闭环转换转速时，在基于油气比上限控制规律确定的供油量与基于加速度供油规律确定的供油量中低选，将低选结果与基于油气比下限控制规律确定的供油量中高选，将高选结果作为第二加速阶段的供油量。

2.如权利要求1所述的航空涡喷涡扇发动机起动加速段供油方法，其特征在于，步骤S2进一步包括加载所述油气比上限控制规律，所述油气比上限控制规律是指根据燃烧室富油熄火边界和压气机失速边界确定起动加速段油气比上限，基于起动加速段油气比上限修正当前发动机油气比供油规律，而获得的控制规律。

3.如权利要求2所述的航空涡喷涡扇发动机起动加速段供油方法，其特征在于，根据燃烧室仿真或部件试验结果获得燃烧室富油熄火边界，根据压气机仿真或部件试验结果获得压气机失速边界。

4.如权利要求1所述的航空涡喷涡扇发动机起动加速段供油方法，其特征在于，步骤S3进一步包括加载所述油气比下限控制规律，所述油气比下限控制规律是指根据燃烧室贫油熄火边界确定起动加速段油气比下限，基于起动加速段油气比下限修正当前发动机油气比供油规律，而获得的控制规律。

5.如权利要求1所述的航空涡喷涡扇发动机起动加速段供油方法，其特征在于，步骤S3之前，进一步包括：

确定当前发动机起动环境，当起动环境为高原环境时，将所述开闭环转换转速向上修正设定百分比。

6.如权利要求1所述的航空涡喷涡扇发动机起动加速段供油方法，其特征在于，所述设定百分比为4％-6％。