CN117331383A - 一种航空发动机燃油加温装置及控制方法 - Google Patents

一种航空发动机燃油加温装置及控制方法 Download PDF

Info

Publication number
CN117331383A
CN117331383A CN202311232923.5A CN202311232923A CN117331383A CN 117331383 A CN117331383 A CN 117331383A CN 202311232923 A CN202311232923 A CN 202311232923A CN 117331383 A CN117331383 A CN 117331383A
Authority
CN
China
Prior art keywords
temperature
oil
flow rate
fuel
control
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
CN202311232923.5A
Other languages
English (en)
Inventor
张海幸
陈彦锋
高巍
金镜
于之帅
满达
袁俊博
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
AECC Shenyang Engine Research Institute
Original Assignee
AECC Shenyang Engine Research Institute
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by AECC Shenyang Engine Research Institute filed Critical AECC Shenyang Engine Research Institute
Priority to CN202311232923.5A priority Critical patent/CN117331383A/zh
Publication of CN117331383A publication Critical patent/CN117331383A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D23/00—Control of temperature
    • G05D23/19—Control of temperature characterised by the use of electric means
    • G05D23/20—Control of temperature characterised by the use of electric means with sensing elements having variation of electric or magnetic properties with change of temperature
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M15/00—Testing of engines
    • G01M15/02—Details or accessories of testing apparatus
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M15/00—Testing of engines
    • G01M15/14—Testing gas-turbine engines or jet-propulsion engines

Landscapes

  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Flow Control (AREA)

Abstract

本申请属于发动机试验设备控制领域，特别涉及一种航空发动机燃油加温装置及控制方法，燃油加温试验时，燃油经离心油泵组增压，涡轮流量计，进入加温器进行加温，其中加温器采取PID控制算法，保证加温器出口后的热油温度保持恒定。加热后的热油进入三通调节阀，在三通调节阀前增加一支路，支路上设置高温离心油泵组，流量计，止回阀，形成热油内循环，将热油供油管道内部分燃油供应到流量计前，增大热油供油管流速，减小温度损失，温度控制方法采用了PID控制结合自动控制，该系统与原燃油加温控制系统相比，燃油流量稳定时出口温度控制精度在±1.5℃以内，燃油流量变化时出口温度控制精度在±5℃以内，且稳定时间不大于60秒。

Description

一种航空发动机燃油加温装置及控制方法
技术领域
本申请属于发动机试验设备控制领域，特别涉及一种航空发动机燃油加温装置及控制方法。
背景技术
根据《航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机通用规范》(GJB241A-2010)的要求，发动机连续工作允许的最高燃油进口温度应不低于93℃，为满足某种航空发动机燃油加温试验要求，燃油加温装置应具备如下功能：
1)出口油液温度为常温～93℃，可按照试验要求控制油液温度；
2)燃油加温试验燃油流量稳定时温度控制精度在±1.5℃以内，燃油流量变换过程中温度控制精度在±5℃以内，且稳定时间不大于60秒。
目前，航空发动机燃油加温装置主要利用电加温器加热，电加温器控制主要有继电器控制和PID控制，但它们只能满足简单温度控制系统的控制需求，对于具有控制滞后、温度时变等特点的温度控制系统，其适应性和可靠性不强，难以满足控制要求。由于燃油加温装置油温控制对象是典型的一阶滞后环节，采用单一控制方法油温无法按照试验要求在试验过程中快速变化油液温度，因此目前的燃油加温装置主要通过PID控制结合手动调节控制出口油温。
发明内容
为了解决上述问题，本申请提供了一种航空发动机燃油加温装置，包括：
热油通路、冷油通路以及掺混通路；
其中，
热油通路由进口到出口依次具有：离心油泵组、体积流量计、压力传感器、温度传感器、加温器、压力传感器、温度传感器；在加温器出口的温度传感器后以及体积流量计前并联回油支路，回油支路上具有使加温器出口热油回流至加温器进口的离心油泵组、体积流量计以及单向阀；在回油支路后还安装有压力传感器与温度传感器；
冷油通路由进口到出口依次具有离心油泵组，压力传感器、温度传感器；
热油通路与冷油通路电动三通调节阀掺混并进入掺混通路，掺混通路出口连接试验件，掺混通路上连接有体积流量计、压力传感器以及温度传感器。
一种航空发动机燃油加温装置温度控制方法，采用所述的航空发动机燃油加温装置，采集实测掺混温度T'2，设定试验要求的掺混通路出口的设置温度T2；
根据发动机进口变化率将系统分为稳态控制与动态控制，当系统处于稳态控制过程时：
当|T2-T'2|≤a时，则此控制周期不进行三通调节阀阀门调节；
当|T2-T'2|＞a时，则计算使设置温度T2等于实测掺混温度T'2时的理论热油流量Q0，并通过理论热油流量Q0与实测热油流量Q'0之差ΔQ调整三通调节阀开度；
当系统处于动态控制过程时，则计算使设置温度T2等于实测掺混温度T'2时的理论热油流量Q0，并通过理论热油流量Q0与实测热油流量Q'0之差ΔQ调整三通调节阀开度。
优选的是，a取值0.5。
优选的是，理论热油流量Q0，理论冷油流量Q1的计算方法为：
根据热油通路、冷油通路以及掺混通路的能量守恒得到：
Cρ0Q0T0+Cρ1Q1T1＝Cρ2Q2T2；
式中，C为油液的比热容，T0为热油温度，通过温度传感器采集获得，ρ0为T0温度下的油液密度，T1为冷油温度，通过温度传感器采集获得，ρ1为T1温度下的油液密度，Q1为T1温度下的理论冷油流量，ρ2为T2温度下的油液密度；
根据质量守恒定律，掺混前后燃油流量之间的关系为：
ρ0Q0+ρ1Q1＝ρ2Q2
根据已知试验所需的燃油流量为混合流量Q2，若要掺混温度达到设置温度T2，则需要理论热油温度T0下的理论热油流量Q0与理论冷油温度T1下的理论冷油流量Q1分别为：
优选的是，稳态控制时，实测热油流量Q'0取掺混通路的体积流量计(3)在该控制周期前一定时间内的平均值；动态控制时，实测热油流量Q'0取掺混通路的体积流量计(3)在该控制周期t内的平均值，控制周期t大于三通调节阀调节响应周期；
优选的是，稳态控制与动态控制判断方法：燃油加温装置系统出口流量主要受发动机进口阀门的开度控制，当发动机进口阀门开度变化率α≥1°/s，则认为系统处于动态控制过程，如果发动机进口阀门开度变化率α＜1°/s，则认为系统处于稳态控制过程。
本申请的优点包括：
1)能自动控制燃油加温装置出口油温；
2)燃油流量稳定时出口温度控制精度在±1.5℃以内，燃油流量变化时出口温度控制精度在±5℃以内，且稳定时间不大于60秒；
3)在三通调节阀前增加一支路，支路上设置高温离心油泵组，流量计，止回阀，形成热油内循环，将热油供油管道内部分燃油供应到流量计前，增大热油供油管流速，减小温度损失。
4)控制算法简单易懂，操作简便。
附图说明
图1是本申请一优选实施方式航空发动机燃油加温装置示意图；
图2是本申请一优选实施方式航空发动机燃油加温装置温度控制方法流程图。
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。
如图1所示，一种航空发动机燃油加温装置，包括：
热油通路、冷油通路以及掺混通路；其中，热油通路由进口到出口依次具有：离心油泵组1、体积流量计3、压力传感器4、温度传感器5、加温器6、压力传感器4、温度传感器5；在加温器6出口的温度传感器5后以及体积流量计3前并联回油支路，回油支路上具有使加温器6出口热油回流至加温器6进口的离心油泵组1、体积流量计3以及单向阀2；在回油支路后还安装有压力传感器4与温度传感器5；
冷油通路由进口到出口依次具有离心油泵组1，压力传感器4、温度传感器5；
热油通路与冷油通路电动三通调节阀7掺混并进入掺混通路，掺混通路出口连接试验件，掺混通路上连接有体积流量计3、压力传感器4以及温度传感器5；燃油加温试验时，燃油经离心油泵组增压，涡轮流量计，进入加温器进行加温，其中加温器采取PID控制算法，保证加温器出口后的热油温度保持恒定。加热后的热油进入三通调节阀，由于加温器距离三通调节阀距离长，造成温度损失较大，在三通调节阀前增加一支路，支路上设置高温离心油泵组，流量计，止回阀，形成热油内循环，将热油供油管道内部分燃油供应到流量计前，增大热油供油管流速，减小温度损失。另一路低温燃油经离心油泵组增压至三通调节阀，通过手动调节三通调节阀来控制冷油和热油的比例，达到试验所需的燃油温度。
新燃油加温装置系统简化原理图与原加温装置相同，但温度控制方法采用了PID控制结合自动控制。本发明首先建立了燃油加温装置温度控制对象的数学模型，然后提出了燃油加温装置温度控制逻辑，然后说明了燃油加温装置数据处理方法，最后编写燃油加温装置温度自动控制算法。
一、燃油加温装置温度控制对象的数学模型
燃油加温装置通过混合热油与冷油的方式得到温度符合试验要求的燃油。其中核心控制部件为三通调节阀，调整三通调节阀开度可以控制热油冷油的掺混比例从而使掺混温度符合要求。假设在混合装置中的压降及对外的热交换可以忽略不计，则其能量守恒方程为：
Cρ0Q0T0+Cρ1Q1T1＝Cρ2Q2T2 (1)
式中，C为油液的比热容，T0为热油温度，通过温度传感器采集获得，ρ0为T0温度下的油液密度，T1为冷油温度，通过温度传感器采集获得，ρ1为T1温度下的油液密度，Q1为T1温度下的理论冷油流量，ρ2为T2温度下的油液密度。
根据质量守恒定律，掺混前后燃油流量之间的关系为：
ρ0Q0+ρ1Q1＝ρ2Q2 (2)
对公式1-2进行化简，已知试验所需的燃油流量为混合流量Q2，若要掺混温度达到T2，则需要T0温度下的理论计算热油流量Q0与T1温度下的理论计算冷油流量Q1分别为：
根据燃油加温装置上的流量计测点可以实测热油流量Q'0。通过对比实测的热油流量Q'0与理论热油流量Q0来实时调整三通调节阀使实时测量热油流量Q'0等于理论热油流量Q0，实测冷油流量Q'1等于理论冷油流量Q1，从而掺混温度达到试验要求的温度T2。
二、燃油加温装置温度控制逻辑
本发明通过对比实测的热油流量Q'0与理论热油流量Q0的差ΔQ＝Q'0-Q0来控制三通调节阀开度从而控制燃油温度。为了兼顾控制系统的稳定性与快速响应性，本发明将燃油加温装置分成两个状态：一是流量稳定时，三通调节阀开度只与测量温度T'2和设置温度T2有关，此时为稳态控制过程。二是系统流量变化时，三通调节阀开度与流量变化量、测量温度T'2与设置温度T2都相关，此时为动态控制过程。因此动态控制与稳态控制采用不同的控制算法。
稳态控制时，如果ΔQ相差很小，即表示掺混后的燃油已经达到设置温度T2，此时三通调节阀开度只做微调甚至不调节；如果ΔQ相差较大，即表示测量温度T'2与设置温度T2相差较大，此时三通调节阀开度调节应做出调整，使实测的热油流量Q'0快速达到理论热油流量Q0。且稳态控制时，如果测量温度T'2与设置温度T2相差0.5℃以内时，三通调节阀开度不做调整，再满足温度控制精度要求的情况下，增加了控制算法的稳定性。
动态控制时，ΔQ影响因素较多，系统较复杂，因此三通调节阀开度应随时根据ΔQ调整三通调节阀开度，且不设置温度死区。
稳态控制与动态控制判断方法：燃油加温装置系统出口流量主要受发动机进口阀门的开度控制，如果发动机进口阀门开度变化率α≥1°/s，则认为系统处于动态控制过程，如果发动机进口阀门开度变化率α＜1°/s，则认为系统处于稳态控制过程。
三、燃油加温装置数据处理方法
试验过程中燃油加温装置温度控制程序主要通过对比理论流量和测量流量来控制三通调节阀进阀位开度，因此流量的数据准确性直接影响控制精度。燃油加温系统流量测量采用FM高温流量计。由于实际工程原因，流量测量会存在随机误差，即测量值有波动，从而会降低控制系统的稳定性与准确性，因此采集到的数据需经过处理。消除随机误差的一个有效方法为均值法，但均值法无法反映测量值的真实变化。为解决此问题，需要在流量稳定时与流量变化时采用不同的数据处理方法。
稳态控制的采样周期越长，平均值越接近真值。考虑试验时每次流量稳定的周期在200s以上，因此稳态控制的流量测量值为该控制周期前10s的平均值。动态控制时测量流量值为该控制周期t内的平均值。考虑到工程实际，控制周期t应略大于三通调节阀调节响应周期，以便增加阀门寿命和系统控制稳定性。稳态控制过渡成动态控制时，采用动态控制时的数据处理方式；动态控制过渡成稳态控制时，流量测量值为转换后至该时刻的流量平均值。
四、燃油加温装置温度自动控制算法
燃油加温装置控制系统采用西门子PLC，并用WinCC编程。试验过程中燃油加温装置温度控制过程如下：
1)首先设置试验要求出口温度T2，并实时采集燃油加温装置的实测热油温度T'0，实测冷油温度T'1，实测掺混温度T'2，实测热油流量Q'0与混合流量Q2。
2)然后判断此时系统处于稳态控制过程还是动态控制过程，如果系统处于稳态控制过程，则判断设置试验要求出口温度T2与实测掺混温度T'2之差，若|T2-T'2|≤0.5则此控制周期不进行三通调节阀阀门调节；若|T2-T'2|＞0.5则通过公式1-3得到理论的热油流量Q0与ΔQ，调整三通调节阀开度；如果系统处于动态控制过程，则通过公式1-3得到理论的热油流量Q0与ΔQ，并根据表调整三通调节阀开度。
3)下个控制周期重复以上步骤。
单个控制周期内燃油加温控制流程图如图2所示。
该系统与原燃油加温控制系统相比，新控制方法算法简单易懂，操作简便，能实现自动控制，且控制精度高，燃油流量稳定时出口温度控制精度在±1.5℃以内，燃油流量变化时出口温度控制精度在±5℃以内，且稳定时间不大于60秒。
以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (6)

1.一种航空发动机燃油加温装置，其特征在于，包括：
热油通路、冷油通路以及掺混通路；
其中，
热油通路由进口到出口依次具有：离心油泵组(1)、体积流量计(3)、压力传感器(4)、温度传感器(5)、加温器(6)、压力传感器(4)、温度传感器(5)；在加温器(6)出口的温度传感器(5)后以及体积流量计(3)前并联回油支路，回油支路上具有使加温器(6)出口热油回流至加温器(6)进口的离心油泵组(1)、体积流量计(3)以及单向阀(2)；在回油支路后还安装有压力传感器(4)与温度传感器(5)；
冷油通路由进口到出口依次具有离心油泵组(1)，压力传感器(4)、温度传感器(5)；
热油通路与冷油通路电动三通调节阀(7)掺混并进入掺混通路，掺混通路出口连接试验件，掺混通路上连接有体积流量计(3)、压力传感器(4)以及温度传感器(5)。
2.一种航空发动机燃油加温装置温度控制方法，采用如权利要求1所述的航空发动机燃油加温装置，其特征在于，
采集实测掺混温度T′2，设定试验要求的掺混通路出口的设置温度T2；
根据发动机进口变化率将系统分为稳态控制与动态控制，当系统处于稳态控制过程时：
当|T2-T′2|≤a时，则此控制周期不进行三通调节阀阀门调节；
当|T2-T′2|＞a时，则计算使设置温度T2等于实测掺混温度T′2时的理论热油流量Q0，并通过理论热油流量Q0与实测热油流量Q'0之差ΔQ调整三通调节阀开度；
当系统处于动态控制过程时，则计算使设置温度T2等于实测掺混温度T′2时的理论热油流量Q0，并通过理论热油流量Q0与实测热油流量Q'0之差ΔQ调整三通调节阀开度。
3.如权利要求2所述的航空发动机燃油加温装置温度控制方法，其特征在于，a取值0.5。
4.如权利要求2所述的航空发动机燃油加温装置温度控制方法，其特征在于，理论热油流量Q0，理论冷油流量Q1的计算方法为：
根据热油通路、冷油通路以及掺混通路的能量守恒得到：
Cρ0Q0T0+Cρ1Q1T1＝Cρ2Q2T2；
式中，C为油液的比热容，T0为热油温度，通过温度传感器采集获得，ρ0为T0温度下的油液密度，T1为冷油温度，通过温度传感器采集获得，ρ1为T1温度下的油液密度，Q1为T1温度下的理论冷油流量，ρ2为T2温度下的油液密度；
根据质量守恒定律，掺混前后燃油流量之间的关系为：
ρ0Q0+ρ1Q1＝ρ2Q2
根据已知试验所需的燃油流量为混合流量Q2，若要掺混温度达到设置温度T2，则需要理论热油温度T0下的理论热油流量Q0与理论冷油温度T1下的理论冷油流量Q1分别为：
5.如权利要求2所述的航空发动机燃油加温装置温度控制方法，其特征在于，稳态控制时，实测热油流量Q'0取掺混通路的体积流量计(3)在该控制周期前一定时间内的平均值；动态控制时，实测热油流量Q'0取掺混通路的体积流量计(3)在该控制周期t内的平均值，控制周期t大于三通调节阀调节响应周期。
6.如权利要求2所述的航空发动机燃油加温装置温度控制方法，其特征在于，稳态控制与动态控制判断方法：燃油加温装置系统出口流量主要受发动机进口阀门的开度控制，当发动机进口阀门开度变化率α≥1°/s，则认为系统处于动态控制过程，如果发动机进口阀门开度变化率α＜1°/s，则认为系统处于稳态控制过程。
CN202311232923.5A 2023-09-22 2023-09-22 一种航空发动机燃油加温装置及控制方法 Pending CN117331383A (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202311232923.5A CN117331383A (zh) 2023-09-22 2023-09-22 一种航空发动机燃油加温装置及控制方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202311232923.5A CN117331383A (zh) 2023-09-22 2023-09-22 一种航空发动机燃油加温装置及控制方法

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN117331383A true CN117331383A (zh) 2024-01-02

Family

ID=89278220

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202311232923.5A Pending CN117331383A (zh) 2023-09-22 2023-09-22 一种航空发动机燃油加温装置及控制方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN117331383A (zh)

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN203375724U (zh) 燃气热水器出水口水温控制装置
CN106768495A (zh) 一种商用循环热泵热水器性能测试装置及测试方法
CA2891183C (en) Method and arrangement for controlling fuel supply for a gas turbine
RU2611543C2 (ru) Способ и устройство для подачи топлива в газовую турбину
CN103135544B (zh) 一种飞机温度控制恒温器的测试系统及其测试方法
CN117331383A (zh) 一种航空发动机燃油加温装置及控制方法
CN110864857A (zh) 一种基于压强修正的燃机燃料入口泄漏测试装置及测试方法
CN109539568A (zh) 一种燃气具多气源自适应控制方法及其系统
CN105179222A (zh) 一种试验回路系统及其方法
CN210239874U (zh) 一种实现柴油单缸机egr的系统
CN205779270U (zh) 一种防止燃气轮机起动过程冷热悬挂的装置
CN216844137U (zh) 一种温度与压力可调的供气系统
CN208000205U (zh) 一种燃气灶具热效率测量试验装置
CN102507229B (zh) 一种加温器箱式实验装置
CN210863158U (zh) 一种测量航空发动机起动系统管路阻力损失的试验装置
CN210241661U (zh) 一种利用空气计算折算热负荷的系统
CN209244799U (zh) 一种热泵热水机测试台
CN207114184U (zh) 一种空气加热系统及燃烧室试验台系统
CN111981697A (zh) 热水器出水温度控制方法、装置和热水器
CN110319463B (zh) 一种利用空气计算折算热负荷的系统和方法
CN110987393B (zh) 可实现自动控制的航空散热器寿命试验装置及其寿命试验方法
CN110442118A (zh) 绕组温控器校验装置及其恒温槽系统
CN216144524U (zh) 后处理结晶检测装置
CN202182824U (zh) 一种车辆加温器综合试验台
CN220230759U (zh) 一种烟温探头动作温度测试装置

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination