CN88100576A - 燃气涡轮发动机的瞬变控制系统 - Google Patents

Abstract

作为战斗机动力的燃气涡轮发动机的辅助控制装置，仅在飞行状态范围的箱形战斗队形的瞬变中，用于改善主控制装置，在调节燃料流量和发动机排气管截面的同时，在慢车状态中保持较高的压缩机转速，涡轮机进气温度，和发动机的空气流量。

Description

本发明与涡轮式动力装置的飞机发动机有关，具体有关用以取得飞行范围中的某些性能曲线的动力装置的控制和程序（scheduling）。

和民用或商用飞机比较，本发明更适用于军用飞机，尤其适用的飞机类型为战斗机类型。如所熟知，现代观念的战斗机是为飞行状态范围中之箱形战斗队形设计的。发动机在海拔15.000英尺的0.9马赫数下工作，是箱形战斗队形的典型。由于飞行任务的性质，这类飞机一般经历很剧烈的机动飞行，要求动力杆作更多的操纵以改变发动机的推力，在非常严峻的条件下作加速和减速。当飞机经历这类机动飞行时，飞行员一般要执行各种动力杆动作，即所谓弹体（bodies），猛收油门（chops）和快滚（snaps）等等，它们造成发动机的速度，温度和空气流量的偏移。在这种机动飞行偏移下，风扇和高压压缩机的转子速度变化，从所谓中间功率的高水平工作范围，变为所谓部分功率或慢车功率的低工作范围，在机动飞行偏移过程中，这些转子速度和推力变化时，发动机的可变几何部分也在变化。风扇和高压压缩机叶片角度随转子速度变化，变截面排气喷管改变状态，当发动机向慢车功率变化时，一般从中间功率范围减低+5%至+10%。当发动机加速时，排气喷管截面一般关闭5%至10%。

为充分说明这技术的背景，图1中的曲线表示在15，000英尺高空0.9马赫数操作的军用机发动机的典型程序。曲线表示在各推力水平时的高压压缩机和风扇压力转子的速度（分别为N2及N1），涡轮进气温度风扇进口总空气流量（Wat2），和排气喷管的截面积（Aj）。无论在冲压式喷气发动机或涡轮风扇喷气发动机的单转子或多转子轴向式涡轮动力装置中，这些参数都属典型;作为风扇喷气发动机的举例，以普拉特惠特尼公司（Pratt    &    Whitney    Aircraft）制造的F100发动机为代表，该公司为联合技术公司（United    Technologies    Corporation）的分公司，也是本专利申请的受让人。

在主要方面，从（图1）曲线可见，推力级从零推力（慢车）向在0.9/15，000英尺的约12，000磅（军用功率）推力变化。排气喷管的开度面积，预定为慢车时的3.0英尺²，为中间功率工作时的略小开度2.8英尺²。这些都是发动机稳态工作下的最佳排气喷管截面积。全部曲线图中的标号A，表示飞机正常工作时的军用功率状态（推力12，000磅）。理想推力的典型放出通过减少向发动机燃烧室中供给的燃料，并将排气喷管截面增大到3.0英尺²，预定使功率减低，例如2-4千磅推力，甚至是慢车（加标号B）。N1及N2速度，涡轮温度和气流的数值对应于沿3.0英尺²曲线（E）下降的推力。例如，在慢车时，T4约为1200°F。N1及N2的速度约分别为5000转/分及10，000转/分，发动机空气流量约为100磅/秒。

根据上述，可以理解到当动力装置经过一个从军用功率到慢车功率的瞬变状态时，在典型程序中，发动机的速度，温度和空气流量有很大的下降。与此相似，当动力装置经历从慢车或部分功率变为军用功率的瞬变状态，速度，温度和空气流量有很大的增高，正好是下降功率瞬变的颠倒。这种程序是战斗机发动机的特点，代表内置发动机性能曲线中的典型偏移。

同属已知的是为战斗机型飞机设计的发动机部件使用寿命比为商用或民用型飞机设计的发动机的类似部件短。显然，军用发动机比非军用发动机更显示出剧烈的推力瞬变和瞬变的迅速。

本人发现除采用过去已知的上述程序外，再加一个特殊的程序，仅在预定的瞬变条件下使用，提供下列优点，便可对动力装置改进：

1）延长生命周期疲劳（LCF）寿命，

2）改进发动机的稳定性/战斗适用性，

3）改进性能

4）减短发动机推力瞬变时间。

在预分析研究中测定，按本发明改变动力装置的程序，有可能将高低转子的断裂力学寿命分别提高1.4倍和2.7倍。这种预测是基于藉评价发动机的表面流动断裂力学寿命对慢车时高转子速度的评估。

本发明的目的是为一种以涡轮型动力装置作动力的战斗机，提出仅在机动飞行，瞬变推力条件下使用的辅助程序，在减少或增加供给发动机燃料的同时，将排气喷管的截面很大程度开放或关闭，降低或增高推力，在部分功率或慢车功率条件下，可获得比仅用主程序更高的转子速度，燃烧器及涡轮温度和发动机空气流量。

本发明的一个特点，是提出一个辅助程序系统，随在飞机驾驶舱中操纵的动力杆的变化率，保持部分功率下的较高的转子速度，较高的燃烧室/涡轮温度和发动机空气流量。

本发明的上述的以及其他的特点和优点，从下文和附图中便可清楚了解。

图1为若干图表，表示若干在燃气涡轮型动力装置的推力范围中工作的发动机的工作参数下，排气喷管不同开口面积的一组曲线。

图2为一个平面视图，表示典型燃气涡轮动力装置和一个概略方框图，说明主程序和解说本发明的辅助程序的功能。

图3为说明本发明影响的曲线图，用轴向式风扇的典型风扇曲线图作示意。

本发明的目的是将其用于一种类型的发动机，作举例的为普拉特惠特尼飞机公司制造的PWF100型发动机，该公司为联合技术公司的分公司，即本申请案的受让人，但应理解发明并不以此为限制。然而打算使用本发明的涡轮式动力装置，不仅将燃料流量随发动机的燃烧器调节，而且在推力瞬变时改变排气喷管的截面积，以取得上而列举的优点。

由于了解本发明不需对发动机的细节作叙述，为简便起见故予省略，仅说明发动机属于双转子轴向式即可。这类构形的典型，是N2转子中有高压压缩机级，由高压涡轮驱动，并有N1转子，其中有风扇的级和由低压涡轮级驱动的低压压缩机级。一个典型为环形的燃烧器放在压缩机出口及涡轮进口之间，用于将发动机的工作介质加速并加热，使气体很大激化，作涡轮的动力并产生推力。

如图2概略所示，涡轮式动力装置一般用号10表示，有一个燃气发生器部，其中有高压压缩机11，和高压涡轮14，互相用高速轴16连接。燃气发生器的燃烧器18放在其间，用于将燃料燃烧，激化发动机的工作介质。风扇/低压压缩机20和低压涡轮24，用低速轴22将其连接。高压转子和低压转子没有相互的机械连接，各自独立旋转。

发动机还有一个加力装置30，接受低压涡轮排出的发动机工作介质。最后将发动机中的工作介质从变截面的排气喷管（Aj）排出。喷管用标图号31表示其整体。一个适当的作动器32用于改变排气喷管的状态，以控制排气口的截面，排气口随发动机工作程序的变化调节。

仅需说燃烧器燃料流量和排气喷管的截面按预定的程序控制，程序的选定是为在发动机飞行状态范围内，取得最佳的发动机工作即可。现代飞机一般使用电子控制器，监测发动机的若干工作参数，计算其数值，以调节燃料流量和发动机几何学，以达到最佳工作。本发明考虑的是有这种程序，而不论用电子，液力或液/机控制，这种程序在下文中称为主程序。

再参看图2可对本发明有最好的了解，典型程序方案用方框图示出，并加叙述以介绍最佳工况。然而应理解，并且熟悉本技艺领域者也能体会，对程序的现有机理作变化，便很易于将本发明实现。例如，在数字型的控制中，可设计适当的集成电路块，配置在现有的计算机装置中。

如图2所示，有一个变化率传感器40，用于测量动力杆42的变化率，动力杆典型在驾驶舱中操纵。一个小于预定值的变化率，例如在任一极点上的50°/每秒的变化，将使输入信号受到主程序控制器44的处理。

作为适当的电子数字控制器，可采用联合技术公司汉弥尔顿标准部（Hamilton Standard Div.）出品的EEC-104型。联合技术公司为本申请案的受让人。如上所述，主程序监测发动机的若干工作参数，诸如转子速度（N1），压缩机排出压力（P3），压缩机进气压力（P2.5），和其他，计算出数值，然后使发动机自动工作，取得发动机的最佳工作，而防止喘振，过热现象等等出现。如已提到，主程序控制器44用于产生两种输出信号。一种是燃料流量（WF），用函数发生器适当算出，这函数发生器标号为46。另一种信号是排气喷管的截面（Aj），用标号为48的函数发生器算出。实际程序如图1中曲线所示。如上文已有所述，典型的弹体和快滚（Snaps）的程序，用Aj的3.0英尺²开口的曲线表示，将动力杆在军用状态和慢车状态之间控制。

在本发明中，假如动力杆42的变化率大于预定值，例如50°/秒，于是辅助程序将输入信号处理，辅助程序下文中称为MAJ-IC工况，即最大排气喷管截面积慢车控制的缩写。虽然表示为两个分别的控制内容，如上文所述，但MAJ-IC工况很易用电子数字控制器实现。在这工况中可将程序变化，使发动机燃料的供给速度，遵守用6.35英尺²曲线标注的程序，从MAJ-IC工况的函数发生器50中可见。将Aj从3.0英尺²开至6.35英尺²，这数值为过去已知的程序，如函数发生器52所示。

图1所示的MAJ-IC工况提供的新程序，用虚线D表示。

显然可见，通过MAJ-IC工况程序，发动机的全部工作参数，当从军用功率向慢车功率偏移时，比主程序的数值高很多。T4的偏移减小30%。N2及N1的速度偏移分别减少45%及66%，发动机空气流量偏移从146脉冲/秒下降到55脉冲/秒。这是在不改变发动机推力输出的情况下取得的，因此对飞机的机动性没有不利的影响。一个优点显然是这些机动的偏移，比仅用主程序的相同机动的偏移减少很多。这有提高LCF寿命的优点，因为在发动机组件上的应变证明过程不严重，尤其在发动机的高温部上。

据估计，既然在军用状态和慢车状态之间发动机部件（高温和低温）的应变范围减小很多，因此发动机的这些瞬变工作对发动机部件寿命的LCF的严重程度减低，从而延长寿命约30%，发动机稳定性提高约24%，推力的瞬变时间约减少42%。

发动机稳定性提高是另一优点，参看图3中之曲线便极易理解，曲线表示轴向式风扇的性能图。可以看到发动机工作曲线E，该曲线依据压缩比（PR）（纵座标）和空气流量（Wac）（横座标）标定，作出修正速度（N/ $\sqrt{\theta }$ ）的曲线。可以看到工作曲线E和喘振边界线F有距离，在任何给定的修正风扇速度下，喘振边界线和工作曲线的差别确定喘振边界。尤其在瞬变过程中喘振边界越宽则发动机稳定性越高。主程序所提供的这些瞬变的典型程序，使发动机沿E工作线上的G至H点工作。在相同的瞬变中，MAJ-IC工况使程序改变。使发动机沿虚线K的G至M点工作。喘振边界的增宽明显可见。因此在这些瞬变中，发动机的稳定性自然提高。在MAJ-IC工况中，高压压缩机也有相当大的喘振边界增宽（风扇性能曲线中可见相同效果）。

显然，由于在MAJ-IC工况程序中，发动机在较高的速度和温度下工作，其对功率增高要求的灵敏度有相当大的改善。这可减短发动机推力的瞬变时间，对战斗机非常有利。

为了不必要地防止燃料偶然的过度消耗，也就是在没有充分利用瞬变工作时，MAJ-IC工况转变为基本工况，于是考虑了使用一个定时器，假如在一段预定时间内，譬如一分钟内，使动力杆42不活动，而程序处于MAJ-IC工况，于是定时器66自动将输入信号从变化率传感器40，向主程序44转移。因此，发动机将沿工作程序的3.0英尺曲线工作。

虽然对本发明已对照详细的实施方案作了叙述，但熟悉本技艺领域者可以理解，还可就形式和细节作各种变化，而不超出权利要求书中之范围。

Claims (6)

1、产生飞机推进推力的一种燃气涡轮发动机，它具有变截面面积的排气喷管，并且可在一个给定的飞行状态范围中工作，状态范围包括给定马赫数和飞行高度的箱形战斗队形，发动机有一个主控制系统，监测给定的发动机工作参数，控制供给该发动机的燃料的速度和该变截面排气喷管，有辅助控制装置主要而非完全在该箱形战斗队形中工作，但在该燃气涡轮机工作的瞬变中，则完全进一步控制供给该发动机的该燃料和该变截面排气喷管，以达到比该主控制器可取得的该发动机的较高部分功率和慢车转子速度。

2、如权利要求1中之燃气涡轮发动机，有一个动力杆向该主控制系统输入推力指令，对该动力杆位置的变化率起反应的装置以产生信号，该辅助控制系统对该变化率信号反应，当该变化率超过预定值时，使该辅助控制系统起动。

3、如权利要求2中之燃气涡轮发动机，有一个定时器，当该动力杆在给定位置上保持给定长度的时间后，或动力杆位置上的变化率很小，在给定或预定的时间长度中，小于预定的数值时，定时器从该辅助控制系统向该主控制系统切换。

4、如权利要求2中之燃气涡轮发动机，该辅助控制系统可在推力降低和推力增高的工况中工作，因此在瞬变状况下，该发动机产生的推力减低或增高。

5、产生推力作飞机动力的一种燃气涡轮发动机，它有一个变截面面积的排气喷管，并可在一个给定的飞行状态范围内工作，这范围包括一个在该飞行状态范围中的有给定飞行高度和马赫数的箱形战斗队形，有一个主控制系统监测发动机给定的工作参数，控制供给该发动机的燃料和该变截面排气喷管的截面面积，有辅助控制装置，主要可在该箱形战斗队形中工作，而在该燃气涡轮发动机的局部功率瞬变中，则完全用于进一步控制向该发动机供给的该燃料和该变截面排气喷管，为每一局部功率推力值取得较高的该发动机的转子速度，较高的涡轮进气温度，和较高的发动机空气流量。

6、如权利要求5中之燃气涡轮发动机，有一个动力杆，可在给定的推力状态之间的各种运动速率之下操作，对该动力杆位置的变化率反应以产生一个信号的装置，该辅助控制器对该信号反应以起动该控制器，该变截面排气喷管的截面积比用该主控制装置控制的该变截面排气喷管的截面积增大很多。

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