CN118110601A - 一种变循环发动机多变量加速优化方法 - Google Patents

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陈浩颖
刘轩恺
王一凡
汪勇
郑前钢
张海波
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    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
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Abstract

本发明公开了一种变循环发动机多变量加速优化方法。在所述变循环发动机加速过程中，利用加速优化计划实时生成燃油量及所述可调几何机构调节量的控制指令，并选择加速优化计划所生成的燃油量控制指令与稳态控制计划实时生成的燃油量控制指令之间的较小者作为最终的燃油控制指令对燃油执行机构进行控制，同时以加速优化计划所生成的可调几何机构调节量的控制指令对所述可调几何机构进行控制；所述加速优化计划是以燃油量及所述可调几何机构调节量为优化变量，以满足高低压转速限制、各转子部件喘振裕度限制、涡轮温度限制、调节机构限制为约束条件，通过预先离线优化得到。相比现有技术，本发明可大幅提升循环发动机的加速性能。

Description

一种变循环发动机多变量加速优化方法
技术领域
本发明属于航空发动机控制技术领域，具体涉及一种变循环发动机多变量加速优化方法。
背景技术
随着变循环发动机可调几何机构(例如，模式选择阀、前后涵道引射器以及尾喷管等)的增加，其发动机性能的提升所付出的代价变为控制变量的增多和控制方法的复杂化，这会使得系统的耦合特性变得更加明显，为此变循环发动机控制系统需考虑发动机各回路之间的耦合问题，通过多变量控制方法完成解耦控制，进一步提高发动机控制系统的鲁棒性。为在飞行任务段发挥发动机性能优势，需保证发动机各部件及机构共同稳定工作。然而各部件和机构均有可调变量，通过调节这些变量可优化各部件的性能，但同时也会影响其他部件的性能，为此可通过多变量控制方法缓解各部件之间的耦合问题，进一步提升发动机整机性能。
国内外科研人员已针对变循环发动机控制系统及控制方法开展了相关研究。在国外，空军航空推进装置实验室的Stephen J.Przybylko等人针对GE23变循环发动机进行了多变量控制研究，在F100发动机多变量控制方法的基础上采用线性二次调节LQR(LinearQuadratic Regulator)控制方法进行了多变量控制研究。通用航空发动机公司的ShriderAdibhatla将H∞多变量鲁棒控制技术运用至XTE76变循环发动机中，研究结果表明H∞控制方法能跟踪响应，其良好的鲁棒性及抗干扰性为变循环发动机多变量控制提供了方法。在国内，苟学中等人针对双外涵变循环发动机开展了单涵和双涵模式转换之间的可调部件调节规律设计，研究结果表明提出的调节规律可实现变循环发动机单涵和双涵模式之间的转换。贾琳渊等人针对双外涵变循环发动机，研究其控制变量对发动机性能的影响，在稳态控制及过渡态控制中提出稳态逆算法和过渡态逆算法。王元等人以带核心驱动风扇级的双外涵变循环发动机为研究对象，采用了三输入三输出的多变量控制系统运用于部件级模型中，得出的结论是LQ/H∞控制器具有较高的鲁棒性。
在航空发动机控制研究中，发动机过渡态性能控制是其中的一个重要研究方向。而随着变循环发动机的提出，其高机动性及低油耗性受到各国广泛关注，其中发动机高机动性可通过加速过程体现。然而变循环发动机具备多变量控制的特点虽给发动机过渡态控制研究提供了新思路，但控制变量的增多也加大了研究难度。对于常规涡扇发动机而言，其加速控制计划通常仅考虑燃油量对加速性能的影响，并未考虑其余控制变量，这对具有多控制变量的变循环发动机来说是不适合的。目前的加速优化控制均考虑到发动机稳定性问题，为此在制定加速控制计划时会保留安全裕度。但当飞机遇到突发情况或紧急任务时，如紧急起飞、加速追击、复飞等情况时，需要在短时间内转换至作战状态，此时发动机可通过加速优化控制获得比常规状态下更大的推力、更短的加速时间。
综上，研究人员针对变循环发动机多变量稳态控制做了大量研究，但目前在过渡态控制中并未考虑变循环可调部件变化对发动机加速性能的影响，仅关注燃油量单个变量对发动机加速性能的影响，这导致发动机自身潜力在加速过程未得到充分发挥。同时优化变量过多会导致耦合性加剧，未必可优化出最优的发动机加速性能。为此研究变循环发动机多变量加速优化势在必行。
发明内容
本发明所要解决的技术问题在于克服现有技术不足，提供一种循环发动机多变量加速优化方法，通过引入多个可调几何机构调节量来对循环发动机加速过程的进行多变量优化控制，可大幅提升循环发动机的加速性能。
本发明具体采用以下技术方案解决上述技术问题：
一种变循环发动机多变量加速优化方法，所述变循环发动机具有至少两个可调几何机构；在所述变循环发动机加速过程中，利用加速优化计划实时生成燃油量及所述可调几何机构调节量的控制指令，并选择加速优化计划所生成的燃油量控制指令与稳态控制计划实时生成的燃油量控制指令之间的较小者作为最终的燃油控制指令对燃油执行机构进行控制，同时以加速优化计划所生成的可调几何机构调节量的控制指令对所述可调几何机构进行控制；所述加速优化计划是以燃油量及所述可调几何机构调节量为优化变量，以满足高低压转速限制、各转子部件喘振裕度限制、涡轮温度限制、调节机构限制为约束条件，通过对以下优化目标函数进行预先离线优化得到：
其中，Fobj为发动机目标推力，F为发动机当前推力，Tt41,obj为高压涡轮进口目标温度，Tt41为当前高压涡轮进口温度，ω1和ω2为相应的两权重值。
优选地，所述可调几何机构包括前涵道引射器、低压涡轮导向器及尾喷管，所述可调几何机构调节量为前涵道引射器面积、低压涡轮导向器面积和尾喷管喉道面积。
优选地，使用序列二次规划算法进行所述预先离线优化。
相比现有技术，本发明技术方案具有以下有益效果：
本发明以变循环发动机为研究对象，针对其具备多可调部件的特性，通过调节多个可调几何机构在加速阶段对高压轴换算转速及推力进行优化，相较于以往仅考虑燃油量单控制变量，进一步优化变循环发动机加速性能，为提高变循环发动机作战时的机动性提供参考依据。
本发明进一步对加速优化过程中所引入的可调几何机构调节量进行了研究，指出了以前涵道引射器面积、低压涡轮导向器面积及尾喷管喉道面积作为变循环发动机加速优化变量，可在提升加速性能的同时大幅提高压缩部件喘振裕度，且避免了引入过多优化变量所带来的复杂度提升及可能产生的对加速性能的不良影响。
附图说明
图1为变循环发动机结构示意图；
图2为变循环发动机加速控制逻辑原理图；
图3为加速优化过程中约束条件对加速控制计划的影响；
图4为变循环发动机多变量加速优化逻辑示意图；
图5为变循环发动机推力加速仿真图；
图6为变循环发动机CDFS喘振裕度加速仿真图。
具体实施方式
针对现有变循环发动机加速控制技术仅考虑燃油量单控制变量的不足，本发明的解决思路是基于其具备多可调部件的特性，通过调节多个可调几何机构在加速阶段对高压轴换算转速及推力进行优化，以优化变循环发动机加速性能。
本发明具体采用以下技术方案解决上述技术问题：
一种变循环发动机多变量加速优化方法，所述变循环发动机具有至少两个可调几何机构；在所述变循环发动机加速过程中，利用加速优化计划实时生成燃油量及所述可调几何机构调节量的控制指令，并选择加速优化计划所生成的燃油量控制指令与稳态控制计划实时生成的燃油量控制指令之间的较小者作为最终的燃油控制指令对燃油执行机构进行控制，同时以加速优化计划所生成的可调几何机构调节量的控制指令对所述可调几何机构进行控制；所述加速优化计划是以燃油量及所述可调几何机构调节量为优化变量，以满足高低压转速限制、各转子部件喘振裕度限制、涡轮温度限制、调节机构限制为约束条件，通过对以下优化目标函数进行预先离线优化得到：
其中，Fobj为发动机目标推力，F为发动机当前推力，Tt41,obj为高压涡轮进口目标温度，Tt41为当前高压涡轮进口温度，ω1和ω2为相应的两权重值。
发动机的加速时间取决于许多因素，在给定发动机部件结构参数和特性时，加速时间主要是由发动机控制计划及参数极限值来确定的。根据发动机控制计划，发动机加速时间所能达到的最小时间主要是由受限制允许的燃油流量增量来决定的，而燃油流量增加则是受发动机气动稳定性及结构强度的制约。
变循环发动机的诸多可调几何机构对发动机加速过程的影响是不同的，同时，过多优化变量会带来计算复杂度的指数级增长，并且可能会对加速性能产生负面影响。因此，有必要选择最佳的可调几何机构调节参数作为加速优化变量。
在变循环发动机加速过程中，往往在加速中期时CDFS部件容易触碰至喘振边界，如图1(图中的mf/Pt3近似表示油气比，NH为高压压气机转速)所示，这会导致发动机加速性能受到限制。为此，在加速过程中可适当降低前涵道引射器面积，从而降低CDFS涵道进口气流，使得CDFS流过气流增大，使得CDFS迅速脱离喘振边界，进而进一步提高发动机加速性。
随着低压涡轮导向器技术的发展，在发动机飞行过程中使用可调低压涡轮导向器已逐步成为现实，当协调控制低压涡轮导向器和发动机其他调节因素时，在某些状态下发动机推力可有效提高或单位耗油率有所降低。且在加速过程中，通过调节低压涡轮导向器可大大降低压气机进喘的可能性，即提高压气机喘振裕度以保证发动机平稳加速。为此，当满足对发动机参数变化的限制条件下，使用可调低压涡轮导向器可提高发动机推力，并大大缩短发动机加速过程的时间。
基于以上原因，优选地，所述可调几何机构包括前涵道引射器、低压涡轮导向器及尾喷管，所述可调几何机构调节量为前涵道引射器面积、低压涡轮导向器面积和尾喷管喉道面积。
为了便于公众理解，下面通过一个具体实施例并结合附图来对本发明的技术方案进行详细说明：
图2为某型变循环发动机结构图，图中标明了加速阶段相应控制变量在发动机所在位置。图3给出了本发明为该变循环发动机所设计的加速控制逻辑原理图，通过调节发动机燃油量(mf)、前涵道引射器面积(AFVABI)、低压涡轮导向器面积(AtL)及尾喷管喉道面积(A8)对变循环发动机进行加速优化。如图2所示，在加速过程中，利用加速优化计划实时生成燃油量mf1及前涵道引射器面积AFVABI1、低压涡轮导向器面积AtL1和尾喷管喉道面积A8的控制指令，发动机稳态控制计划所生成的燃油量mf2及加速控制计划生成的燃油量mf1通过燃油最小值选择器进行比较，选出其中的较小值作为燃油执行机构的控制指令，同时利用加速优化计划生成的前涵道引射器面积AFVABI1、低压涡轮导向器面积AtL1、以及尾喷管喉道面积A8的控制指令分别对前涵道引射器、低压涡轮导向器的执行机构进行控制。
本实施例采用的加速控制计划是按油气比FAR与高压压气机转速NH的关系预先离线优化确定的，其对应函数关系如下：
mf/Pt3＝f(NH) (1)
式中，mf/Pt3近似表示油气比，由于压气机出口流量不可直接测量获得，为此采用与压气机流量成正比的压气机出口压力Pt3来表示。
发动机加速时间是指发动机在稳定运行的前提下，从慢车状态加速至最大状态时所需要的时间，其可定义为：
式中，I为转子转动惯量，NHmax为最大状态下的压气机转速，NHidle为慢车状态下的压气机转速，ΔM是涡轮剩余功率。
基于式(2)可知，由于转子转动惯量是固定的，因此提高涡轮剩余功率是减小加速时间最直接的方式。从发动机原理上可知增大发动机推力会提升飞机加速度，从而减小发动机加速时间，而高压涡轮进口温度Tt41提升可有效增大涡轮功率，为此可选择F及Tt41为优化目标，通过线性加权的方法实现多目标优化，
式中，Fobj为发动机目标推力，F为发动机当前推力，Tt41,obj为高压涡轮进口目标温度，Tt41为当前高压涡轮进口温度，ω1和ω2为相应的两权重值。
发动机加速状态可看作是动态过程中对时间的连续函数，在优化过程中SQP(序列二次规划)优化算法只能求解与时间无关的优化问题，为此需对过渡态优化目标函数进行离散化。
式中u[k]为第k步优化控制量。
基于上述理论，为保证发动机在加速过程中运行安全，控制变量受到发动机稳定裕度及机械机构的限制，其限制约束如下，
1)高低压转速限制，在加速优化过程中应考虑高低压转速不超过限定值以保证飞机运行稳定性。
式中，NL为风扇换算转速，NH为压气机换算转速，NL,max，NH,max为风扇及压气机最大换算转速。
2)各转子部件喘振裕度限制，在加速优化过程中压缩部件的增压比增加速度会快于流量增加速度，为此发动机压缩部件在加速过程中其喘振裕度应高于最低喘振边界。
式中，SML为风扇喘振裕度，SMCDFS为CDFS喘振裕度，SMH为压气机喘振裕度，SML,min，SMCDFS,min，NH,min为风扇、CDFS及压气机最低喘振裕度。
3)涡轮温度限制，由于涡轮材料温度限制的影响，在加速过程中涡轮前温度Tt41不能过高，为此涡轮进口温度在加速过程中应低于最高温度边界。
式中，Tt41为涡轮进口温度，Tt41,max为涡轮进口温度最大值。
4)调节机构限制，由于发动机本身机械结构上的限制，在发动机可调部件调节过程中不超过其自身几何尺寸，结构强度等方面的限定值，例如燃油泵油量及燃油供给速度的限制，作动机构调节角度的限制，可调部件面积大小的限制等。
umin≤u[k]≤umax (11)
式中u[k]表示优化变量mf、AFVABI、AtL和A8。
基于上述优化目标函数及约束条件，表采用如图4所示的多变量优化方法预先离线优化得到该变循环发动机的加速控制计划，在加速阶段除了优化燃油量，还适当调节前涵道引射器面积、低压涡轮导向器面积和尾喷管喉道面积，从而进一步提高发动机加速性。
为验证上述变循环发动机可调部件前涵道引射器、低压涡轮导向器和尾喷管对加速控制的影响，分别仿真模拟了基于SQP优化算法的单变量加速优化控制(燃油量mf)和双变量加速优化控制(前涵道引射器AFVABI和燃油量mf；低压涡轮导向器面积AFVABI和燃油量mf；尾喷管喉道面积A8和燃油量mf)、三变量加速优化控制(前涵道引射器AFVABI，低压涡轮导向器面积AtL和燃油量mf；前涵道引射器AFVABI，喷管喉道面积A8和燃油量mf；低压涡轮导向器面积AtL，喷管喉道面积A8和燃油量mf)和四变量加速优化控制(前涵道引射器AFVABI，低压涡轮导向器面积AtL，喷管喉道面积A8和燃油量mf)。从图5和图6中可以看出，多变量发动机加速响应比单变量快，且在三变量优化控制中选择燃油量，前涵道引射器以及低压涡轮导向器的调节可最快提升发动机的推力，提高发动机的加速性能。而四变量优化加速效果并不比三变量优化效果好，这是由于各调节变量之间的相互耦合作用导致优化算法最终并未寻找到最优路径。在加速初期，发动机加速性能主要受执行机构约束的影响，在此阶段发动机燃油量及低压涡轮导向器面积迅速增大，从而发动机推力迅速上升。到加速中期，CDFS压缩部件工作点逐渐逼近喘振边界，为此发动机通过减小前涵道引射器面积ARVABI来防止发动机进喘，然而从喘振裕度图中可以看出控制低压涡轮导向器面积AtL可迅速将高压轴连接的压缩部件喘振裕度迅速提升，这有助于发动机进一步提升加速性能。到加速后期，发动机工作点接近涡轮进口温度约束边界，为防止涡轮叶片温度过高而损坏，发动机不再继续供油且低压涡轮导向器恢复至原来状态，此时高压压气机转速NH逐渐趋于平稳，且不超过其转速边界，发动机完成从慢车至中间状态的加速过程。

Claims (3)

1.一种变循环发动机多变量加速优化方法，所述变循环发动机具有至少两个可调几何机构；其特征在于，在所述变循环发动机加速过程中，利用加速优化计划实时生成燃油量及所述可调几何机构调节量的控制指令，并选择加速优化计划所生成的燃油量控制指令与稳态控制计划实时生成的燃油量控制指令之间的较小者作为最终的燃油控制指令对燃油执行机构进行控制，同时以加速优化计划所生成的可调几何机构调节量的控制指令对所述可调几何机构进行控制；所述加速优化计划是以燃油量及所述可调几何机构调节量为优化变量，以满足高低压转速限制、各转子部件喘振裕度限制、涡轮温度限制、调节机构限制为约束条件，通过对以下优化目标函数进行预先离线优化得到：
其中，Fobj为发动机目标推力，F为发动机当前推力，Tt41,obj为高压涡轮进口目标温度，Tt41为当前高压涡轮进口温度，ω1和ω2为相应的两权重值。
2.如权利要求1所述变循环发动机多变量加速优化方法，其特征在于，所述可调几何机构包括前涵道引射器、低压涡轮导向器及尾喷管，所述可调几何机构调节量为前涵道引射器面积、低压涡轮导向器面积和尾喷管喉道面积。
3.如权利要求1所述变循环发动机多变量加速优化方法，其特征在于，使用序列二次规划算法进行所述预先离线优化。
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