CN116906190B - 一种航空发动机冷运转控制系统和方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种航空发动机冷运转控制系统和方法，所述系统包括：主控制单元；起动机进气压力调节单元，包括空气涡轮起动机；转速传感器，用于检测所述航空发动机的冷运转转速信号值，并将所述冷运转转速信号值传输至所述主控制单元；其中，所述主控制单元被配置为：基于所述冷运转转速信号值生成转速信号指令值；根据所述冷运转转速信号值和所述转速信号指令值，生成起动机进气压力指令值，并将所述起动机进气压力指令值传输至所述起动机进气压力调节单元；所述起动机进气压力调节单元被配置为：基于所述起动机进气压力指令值对所述空气涡轮起动机的进气压力进行调节，以带动所述航空发动机基于所述转速信号指令值进行冷运转。

Description

一种航空发动机冷运转控制系统和方法

技术领域

本发明主要涉及航空发动机冷运转控制领域，尤其涉及一种航空发动机冷运转控制系统和方法。

背景技术

航空发动机热部件在极高温度下工作，停车冷却过程中，由于发动机转子上下两部分热对流引发的散热快慢不同，会使转子发生热弯曲现象，造成转子的重心会发生上下偏离，不再与发动机轴线重合，导致起动过程严重振动，并造成发动机内部磨损超限。

经过研究表明，使用低速冷转被动吸入冷气为发动机内部热部件降温，从而降低热弯曲形变量，是航空发动机消除热弯曲影响的重要手段。提高航空发动机冷运转转速可加速发动机内涵道内热空气的流通，使内部温度迅速降低，快速达到温度均化并降低转子的形变量。但同时，冷运转转速不能过高于冷运转要求的最低门限值，否则会导致压气机转子叶片和轴承产生过大的磨损。因此，需要一种航空发动机冷运转控制系统和方法，来快速地缓解发动机转子热弯曲现象，同时又能避免转速超限从而导致损坏发动机。

发明内容

本发明要解决的技术问题是提供一种航空发动机冷运转控制系统和方法，实现快速消除发动机转子热弯曲现象，同时能够避免转速超限从而导致损坏发动机。

为解决上述技术问题，本发明提供了一种航空发动机冷运转控制系统，包括：主控制单元；起动机进气压力调节单元，包括空气涡轮起动机；转速传感器，用于检测所述航空发动机的冷运转转速信号值，并将所述冷运转转速信号值传输至所述主控制单元；其中，所述主控制单元被配置为：基于所述冷运转转速信号值生成转速信号指令值；根据所述冷运转转速信号值和所述转速信号指令值，生成起动机进气压力指令值，并将所述起动机进气压力指令值传输至所述起动机进气压力调节单元；所述起动机进气压力调节单元被配置为：基于所述起动机进气压力指令值对所述空气涡轮起动机的进气压力进行调节，以带动所述航空发动机基于所述转速信号指令值进行冷运转。

在本发明的一实施例中，基于所述冷运转转速信号值生成转速信号指令值包括：当所述冷运转转速信号值小于等于第一阈值转速时，将当前转速信号指令值确定为第一阈值转速；当所述冷运转转速信号值大于所述第一阈值转速且小于等于第二阈值转速时，基于第一阈值转速、转速信号最终指令值和一阶惯性环节确定当前转速信号指令值；当所述冷运转转速信号值大于所述第二阈值转速时，将当前转速信号指令值确定为转速信号最终指令值。

在本发明的一实施例中，根据所述冷运转转速信号值和所述转速信号指令值，生成起动机进气压力指令值包括：当所述冷运转转速信号值小于等于第一阈值转速时，根据发动机冷运转对应的稳转速关系表计算所述起动机进气压力指令值；当所述冷运转转速信号值大于所述第一阈值转速时，根据所述冷运转转速信号值和当前转速信号指令值的偏差值，基于第一控制算法，生成起动机进气压力指令值。

在本发明的一实施例中，所述起动机进气压力调节单元还包括次级控制器、起动空气阀和气体压力传感器；所述起动空气阀的前端连接有进气源；所述起动空气阀的后端通过空气导管连接至所述空气涡轮起动机的进气端；所述气体压力传感器用于对所述起动空气阀的阀后压力值进行检测，并传输至所述次级控制器；基于所述起动机进气压力指令值对所述空气涡轮起动机的进气压力进行调节包括：所述次级控制器基于所述起动机进气压力指令值和所述气体压力传感器检测的所述起动空气阀的阀后压力值，对所述起动空气阀的开度进行调节，以对输送至所述空气涡轮起动机的气体量进行调节。

在本发明的一实施例中，所述第一阈值转速与所述转速信号最终指令值的比例位于30%至50%之间；所述第二阈值转速与所述转速信号最终指令值的比例位于85%至95%之间。

在本发明的一实施例中，所述第一控制算法包括微分-积分控制算法或滑模控制算法。

在本发明的一实施例中，所述发动机冷运转对应的稳转速关系表为空气涡轮起动机的进气端压力与发动机被带动旋转达到的稳定转速的数值关系映射表。

在本发明的一实施例中，所述航空发动机基于所述转速信号指令值进行冷运转包括：所述航空发动机的高压转子基于所述转速信号指令值进行冷运转。

在本发明的一实施例中，所述起动空气阀包括气体蝶阀，所述气体蝶阀的开度可调节。

本发明还提供一种航空发动机冷运转控制方法，包括：检测所述航空发动机的冷运转转速信号值；基于所述冷运转转速信号值生成转速信号指令值；根据所述冷运转转速信号值和所述转速信号指令值，生成起动机进气压力指令值；基于所述起动机进气压力指令值对所述空气涡轮起动机的进气压力进行调节，以带动所述航空发动机基于所述转速信号指令值进行冷运转。

与现有技术相比，本发明具有以下优点：本申请的技术方案，能够实现精准控制航空发动机冷运转转速，从而有效消除发动机停车冷却时的热弯曲效应，且避免发动机转速超限损坏发动机。

附图说明

附图是为提供对本申请进一步的理解，它们被收录并构成本申请的一部分，附图示出了本申请的实施例，并与本说明书一起起到解释本申请原理的作用。附图中：

图1是本申请一实施例的航空发动机冷运转控制系统的组成示意图。

图2是本申请一实施例的航空发动机冷运转控制方法流程图。

图3是本申请一实施例的基于所述冷运转转速信号值生成转速信号指令值的过程流程图。

图4是本申请一实施例的根据冷运转转速信号值和所述转速信号指令值生成起动机进气压力指令值的过程流程图。

具体实施方式

为了更清楚地说明本申请的实施例的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单的介绍。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请的一些示例或实施例，对于本领域的普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图将本申请应用于其他类似情景。除非从语言环境中显而易见或另做说明，图中相同标号代表相同结构或操作。

如本申请和权利要求书中所示，除非上下文明确提示例外情形，“一”、“一个”、“一种”和/或“该”等词并非特指单数，也可包括复数。一般说来，术语“包括”与“包含”仅提示包括已明确标识的步骤和元素，而这些步骤和元素不构成一个排它性的罗列，方法或者设备也可能包含其他的步骤或元素。

除非另外具体说明，否则在这些实施例中阐述的部件和步骤的相对布置、数字表达式和数值不限制本申请的范围。同时，应当明白，为了便于描述，附图中所示出的各个部分的尺寸并不是按照实际的比例关系绘制的。

此外，需要说明的是，使用“第一”、“第二”等词语来限定零部件，仅仅是为了便于对相应零部件进行区别，如没有另行声明，上述词语并没有特殊含义，因此不能理解为对本申请保护范围的限制。此外，尽管本申请中所使用的术语是从公知公用的术语中选择的，但是本申请说明书中所提及的一些术语可能是申请人按他或她的判断来选择的，其详细含义在本文的描述的相关部分中说明。此外，要求不仅仅通过所使用的实际术语，而是还要通过每个术语所蕴含的意义来理解本申请。

本申请中使用了流程图用来说明根据本申请的实施例的系统所执行的操作。应当理解的是，前面或下面操作不一定按照顺序来精确地执行。相反，可以按照倒序或同时处理各种步骤。同时，或将其他操作添加到这些过程中，或从这些过程移除某一步或数步操作。

本申请的实施例描述一种航空发动机冷运转控制系统和方法。

图1是本申请一实施例的航空发动机冷运转控制系统的组成示意图。参考图1，航空发动机冷运转控制系统100包括主控制单元101、起动机进气压力调节单元102和转速传感器104。图1中的103标示航空发动机。

起动机进气压力调节单元102包括空气涡轮起动机203。转速传感器104用于检测航空发动机103的冷运转转速信号值r，并将冷运转转速信号值r传输至主控制单元101。

在一些实施例中，主控制单元101被配置为执行如下步骤：基于冷运转转速信号值生成转速信号指令值；根据冷运转转速信号值和转速信号指令值，生成起动机进气压力指令值，并将起动机进气压力指令值传输至起动机进气压力调节单元。

在一些实施例中，起动机进气压力调节单元被配置为：基于起动机进气压力指令值对空气涡轮起动机的进气压力进行调节，以带动航空发动机基于转速信号指令值进行冷运转。

航空发动机基于转速信号指令值进行冷运转包括：航空发动机的高压转子基于转速信号指令值进行冷运转。

在一些实施例中，基于冷运转转速信号值生成转速信号指令值包括：步骤501，当冷运转转速信号值小于等于第一阈值转速时，将当前转速信号指令值确定为第一阈值转速；步骤502，当冷运转转速信号值大于第一阈值转速且小于等于第二阈值转速时，基于第一阈值转速、转速信号最终指令值和一阶惯性环节确定当前转速信号指令值；步骤503，当冷运转转速信号值大于第二阈值转速时，将当前转速信号指令值确定为转速信号最终指令值。

在一些实施例中，第一阈值转速与转速信号最终指令值的比例位于30%至50%之间；第二阈值转速与转速信号最终指令值的比例位于85%至95%之间。

在一些实施例中，根据冷运转转速信号值和转速信号指令值，生成起动机进气压力指令值包括：步骤601，当冷运转转速信号值小于等于第一阈值转速时，根据发动机冷运转对应的稳转速关系表计算起动机进气压力指令值；步骤602，当冷运转转速信号值大于第一阈值转速时，根据冷运转转速信号值和当前转速信号指令值的偏差值，基于第一控制算法，生成起动机进气压力指令值。第一控制算法例如包括微分-积分控制算法（或称为PI控制算法）或滑模控制算法。通过转速闭环控制精准实现航空发动机停机冷却时的冷运转，消除发动机停车后的热弯曲效应。

在一些实施例中，继续参考图1，起动机进气压力调节单元102还包括次级控制器201、起动空气阀202和气体压力传感器204。起动空气阀202的前端连接有进气源210。起动空气阀202的后端通过空气导管211连接至空气涡轮起动机203的进气端。气体压力传感器204用于对起动空气阀的阀后压力值p进行检测，并传输至次级控制器。起动空气阀例如包括气体蝶阀，气体蝶阀的开度可调节。进气源210例如来自辅助动力装置（Auxiliary PowerUnit，APU）、地面气源或发动机交叉引气的供气。

在一些实施例中，基于起动机进气压力指令值对空气涡轮起动机的进气压力进行调节包括：次级控制器201基于起动机进气压力指令值Dem和气体压力传感器204检测的起动空气阀202的阀后压力值p，对起动空气阀202的开度进行调节，以对输送至空气涡轮起动机203的气体量进行调节。

本申请还提供一种航空发动机冷运转控制方法。

图2是本申请一实施例的航空发动机冷运转控制方法流程图。参考图2，航空发动机冷运转控制方法包括：步骤301，检测航空发动机的冷运转转速信号值；步骤302，基于冷运转转速信号值生成转速信号指令值；步骤303，根据冷运转转速信号值和转速信号指令值，生成起动机进气压力指令值；步骤304，基于起动机进气压力指令值对空气涡轮起动机的进气压力进行调节，以带动航空发动机基于转速信号指令值进行冷运转。

在一些实施例中，参考图3，基于冷运转转速信号值生成转速信号指令值包括：步骤501，当冷运转转速信号值小于等于第一阈值转速时，将当前转速信号指令值确定为第一阈值转速；步骤502，当冷运转转速信号值大于第一阈值转速且小于等于第二阈值转速时，基于第一阈值转速、转速信号最终指令值和一阶惯性环节确定当前转速信号指令值；步骤503，当冷运转转速信号值大于第二阈值转速时，将当前转速信号指令值确定为转速信号最终指令值。发动机冷运转对应的稳转速关系表为空气涡轮起动机的进气端压力与发动机被带动旋转达到的稳定转速的数值关系映射表。第一阈值转速与转速信号最终指令值的比例例如位于30%至50%之间。第二阈值转速与转速信号最终指令值的比例例如位于85%至95%之间。

通过分段调节和设置冷运转转速目标值，在保证响应速度的同时避免转速控制超调，从而实现平缓控制至冷运转转速目标值，转速信号最终指令值。

在一些实施例中，基于冷运转转速信号值生成转速信号指令值的具体实现过程例如为：(1)当满足(N2＜N2DryStartThsld）时，进入第一控制状态，使得N2DryStartDem_real(k) = N2DryStartThsld；

(2)当满足(N2≥N2DryStartThsld，且(N2DryStartDem - N2DryStartDem_real(k-1))/(N2DryStartDem - N2DryStartThsld)>0.05)时，进入状态2，进入第二控制状态，使得N2N2DryStartDem_real(k) = N2DryStartDem_real(k-1)*a1_Filter +N2DryStartDem*a2_Filter；

(3)当不满足(N2≥N2DryStartThsld，且(N2DryStartDem - N2DryStartDem_real(k-1))/(N2DryStartDem - N2DryStartThsld)≤0.05)时，进入第三控制状态，使得N2DryStartDem_real(k) = min(N2DryStartDem_real(k-1) + 10, N2DryStartDem)。其中，N2DryStartDem为转速信号指令值初始值，N2DryStartThsld为第一阈值转速，例如为1500rpm（转/分钟）； N2DryStartDem_real(k)表示第k个计算周期的实际转速信号指令值；a1_Filter和a2_Filter为惯性滤波参数，初始值例如可设置为0.99和0.01，也可设置为0.98和0.02。惯性滤波参数a1_Filter和a2_Filter例如满足a1_Filter和a2_Filter之和为1的数值关系。计算周期例如为Ts。

在一些实施例中，参考图4，根据冷运转转速信号值和转速信号指令值，生成起动机进气压力指令值包括：步骤601，当冷运转转速信号值小于等于第一阈值转速时，根据发动机冷运转对应的稳转速关系表计算起动机进气压力指令值；步骤602，当冷运转转速信号值大于第一阈值转速时，根据冷运转转速信号值和当前转速信号指令值的偏差值，基于第一控制算法，生成起动机进气压力指令值。第一控制算法例如包括微分-积分控制算法或滑模控制算法。

在一些实施例中，当第一控制算法包括微分-积分控制算法时，生成起动机进气压力指令值PsavDem例如包括：

(4)N2ErrorSum=min(max((N2ErrorSumPre+N2Error*Ts),N2ErrorSum_min),N2ErrorSum_max)；

(5)dPsavDem= Kp_DryStart*N2Error + Ki_DryStart*N2ErrorSum

(6)PsavDem = min(max((dPsavDem + PsavDem_Init), Psav_min), Psav_max)。

其中， N2DryStartThsld为第一阈值转速，当N2大于等于N2DryStartThsld时，N2Error为 N2DryStartDem_real与N2之差，否则N2Error = 0。N2ErrorSum_max和N2ErrorSum_min为N2ErrorSum的上下限，初值例如可设为320rpm和-320rpm。N2ErrorSumPre为N2ErrorSum的上一周期值，N2ErrorSum进入冷运转闭环模式后第一个控制周期的值设为0；Ts为计算周期，单位例如为秒（s）。Kp_DryStart和Ki_DryStart分别为比例系数和积分系数。Psav_max和Psav_min为起动空气阀后压力指令的上下限初值分别设为520KPa（千帕）和100KPa。

本申请的航空发动机冷运转控制系统和方法，能够实现精准控制航空发动机冷运转转速，从而有效消除发动机停车冷却时的热弯曲效应，且避免发动机转速超限损坏发动机。

上文已对基本概念做了描述，显然，对于本领域技术人员来说，上述发明披露仅仅作为示例，而并不构成对本申请的限定。虽然此处并没有明确说明，本领域技术人员可能会对本申请进行各种修改、改进和修正。该类修改、改进和修正在本申请中被建议，所以该类修改、改进、修正仍属于本申请示范实施例的精神和范围。

同时，本申请使用了特定词语来描述本申请的实施例。如“一个实施例”、“一实施例”、和/或“一些实施例”意指与本申请至少一个实施例相关的某一特征、结构或特点。因此，应强调并注意的是，本说明书中在不同位置两次或多次提及的“一实施例”或“一个实施例”或“一替代性实施例”并不一定是指同一实施例。此外，本申请的一个或多个实施例中的某些特征、结构或特点可以进行适当的组合。

本申请的一些方面可以完全由硬件执行、可以完全由软件（包括固件、常驻软件、微码等）执行、也可以由硬件和软件组合执行。以上硬件或软件均可被称为“数据块”、“模块”、“引擎”、“单元”、“组件”或“系统”。处理器可以是一个或多个专用集成电路（ASIC）、数字信号处理器（DSP）、数字信号处理器件（DAPD）、可编程逻辑器件（PLD）、现场可编程门阵列（FPGA）、处理器、控制器、微控制器、微处理器或者其组合。此外，本申请的各方面可能表现为位于一个或多个计算机可读介质中的计算机产品，该产品包括计算机可读程序编码。

同理，应当注意的是，为了简化本申请披露的表述，从而帮助对一个或多个发明实施例的理解，前文对本申请实施例的描述中，有时会将多种特征归并至一个实施例、附图或对其的描述中。但是，这种披露方法并不意味着本申请对象所需要的特征比权利要求中提及的特征多。实际上，实施例的特征要少于上述披露的单个实施例的全部特征。

一些实施例中使用了描述成分、属性数量的数字，应当理解的是，此类用于实施例描述的数字，在一些示例中使用了修饰词“大约”、“近似”或“大体上”来修饰。除非另外说明，“大约”、“近似”或“大体上”表明所述数字允许有±20%的变化。相应地，在一些实施例中，说明书和权利要求中使用的数值参数均为近似值，该近似值根据个别实施例所需特点可以发生改变。在一些实施例中，数值参数应考虑规定的有效数位并采用一般位数保留的方法。尽管本申请一些实施例中用于确认其范围广度的数值域和参数为近似值，在具体实施例中，此类数值的设定在可行范围内尽可能精确。

虽然本申请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申请，在没有脱离本申请精神的情况下还可作出各种等效的变化或替换，因此，只要在本申请的实质精神范围内对上述实施例的变化、变型都将落在本申请的权利要求书的范围内。

Claims (9)

1.一种航空发动机冷运转控制系统，包括：

主控制单元；

起动机进气压力调节单元，包括空气涡轮起动机；

转速传感器，用于检测所述航空发动机的冷运转转速信号值，并将所述冷运转转速信号值传输至所述主控制单元；

其中，所述主控制单元被配置为：

当所述冷运转转速信号值小于等于第一阈值转速时，将当前转速信号指令值确定为第一阈值转速；当所述冷运转转速信号值大于所述第一阈值转速且小于等于第二阈值转速时，基于所述第一阈值转速、转速信号最终指令值和一阶惯性环节确定当前转速信号指令值；当所述冷运转转速信号值大于所述第二阈值转速时，将当前转速信号指令值确定为转速信号最终指令值；

当所述冷运转转速信号值小于等于第一阈值转速时，根据发动机冷运转对应的稳转速关系表计算起动机进气压力指令值；当所述冷运转转速信号值大于所述第一阈值转速时，根据所述冷运转转速信号值和当前转速信号指令值的偏差值，基于微分-积分控制算法或滑模控制算法，生成起动机进气压力指令值；将所述起动机进气压力指令值传输至所述起动机进气压力调节单元；

所述起动机进气压力调节单元被配置为：基于所述起动机进气压力指令值对所述空气涡轮起动机的进气压力进行调节，以带动所述航空发动机基于所述转速信号指令值进行冷运转。

2.根据权利要求1所述的航空发动机冷运转控制系统，其特征在于，所述起动机进气压力调节单元还包括次级控制器、起动空气阀和气体压力传感器；所述起动空气阀的前端连接有进气源；所述起动空气阀的后端通过空气导管连接至所述空气涡轮起动机的进气端；

所述气体压力传感器用于对所述起动空气阀的阀后压力值进行检测，并传输至所述次级控制器；

基于所述起动机进气压力指令值对所述空气涡轮起动机的进气压力进行调节包括：

所述次级控制器基于所述起动机进气压力指令值和所述气体压力传感器检测的所述起动空气阀的阀后压力值，对所述起动空气阀的开度进行调节，以对输送至所述空气涡轮起动机的气体量进行调节。

3.根据权利要求1所述的航空发动机冷运转控制系统，其特征在于，所述第一阈值转速与所述转速信号最终指令值的比例位于30%至50%之间；所述第二阈值转速与所述转速信号最终指令值的比例位于85%至95%之间。

4.根据权利要求1所述的航空发动机冷运转控制系统，其特征在于，所述发动机冷运转对应的稳转速关系表为空气涡轮起动机的进气端压力与发动机被带动旋转达到的稳定转速的数值关系映射表。

5.根据权利要求1所述的航空发动机冷运转控制系统，其特征在于，所述航空发动机基于所述转速信号指令值进行冷运转包括：

所述航空发动机的高压转子基于所述转速信号指令值进行冷运转。

6.根据权利要求2所述的航空发动机冷运转控制系统，其特征在于，所述起动空气阀包括气体蝶阀，所述气体蝶阀的开度可调节。

7.一种航空发动机冷运转控制方法，包括：

检测所述航空发动机的冷运转转速信号值；

当所述冷运转转速信号值小于等于第一阈值转速时，将当前转速信号指令值确定为第一阈值转速；当所述冷运转转速信号值大于所述第一阈值转速且小于等于第二阈值转速时，基于所述第一阈值转速、转速信号最终指令值和一阶惯性环节确定当前转速信号指令值；当所述冷运转转速信号值大于所述第二阈值转速时，将当前转速信号指令值确定为转速信号最终指令值；

当所述冷运转转速信号值小于等于第一阈值转速时，根据发动机冷运转对应的稳转速关系表计算起动机进气压力指令值；当所述冷运转转速信号值大于所述第一阈值转速时，根据所述冷运转转速信号值和当前转速信号指令值的偏差值，基于微分-积分控制算法或滑模控制算法，生成起动机进气压力指令值；

基于所述起动机进气压力指令值对空气涡轮起动机的进气压力进行调节，以带动所述航空发动机基于所述转速信号指令值进行冷运转。

8.根据权利要求7所述的航空发动机冷运转控制方法，其特征在于，所述第一阈值转速与所述转速信号最终指令值的比例位于30%至50%之间；所述第二阈值转速与所述转速信号最终指令值的比例位于85%至95%之间。

9.根据权利要求7所述的航空发动机冷运转控制方法，其特征在于，所述发动机冷运转对应的稳转速关系表为空气涡轮起动机的进气端压力与发动机被带动旋转达到的稳定转速的数值关系映射表。