WO2020093264A1 - 一种航空发动机过渡态控制规律优化的设计方法 - Google Patents

一种航空发动机过渡态控制规律优化的设计方法 Download PDF

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    • F05D2270/71—Type of control algorithm synthesized, i.e. parameter computed by a mathematical model

Definitions

  • the invention relates to a design method of aeroengine transition state control law optimization, which belongs to the technical field of aeroengine transition state optimization and control.
  • engine control mainly includes steady state control and transition state control.
  • Steady state control is to ensure that the performance of the engine will not fluctuate when a certain steady state point is disturbed, so that it can return to a stable state, which is a small deviation control problem.
  • the so-called acceleration and deceleration performance is the main manifestation of the engine's transition state performance, and the engine's acceleration and deceleration performance directly affects the aircraft's takeoff acceleration performance. Bad.
  • the acceleration and deceleration plan of the engine should be designed correctly, so that the engine can meet the constraint conditions and ensure that the transition state time from one working state to another working state is as short as possible. For military aircraft and combat aircraft, this can ensure their rapid operational requirements; for civilian aircraft, from the perspective of safe flight, it is also necessary to ensure that the engine transition time is the shortest.
  • the design of the acceleration and deceleration plan during the engine transition state has an important influence on the performance of the transition state. Therefore, it is necessary to study the control law of the engine transition state.
  • the acceleration and deceleration plan is set based on experience to shift the steady-state working line up and down and not exceed some limit boundaries such as the over-surge plan and the lean oil flameout line, which leads to the design of the acceleration and deceleration plan.
  • some limit boundaries such as the over-surge plan and the lean oil flameout line, which leads to the design of the acceleration and deceleration plan.
  • there is a large margin so that the engine's transition state performance cannot be fully exerted.
  • there is a power extraction method for optimizing the engine transition state but this method cannot consider the effect of the volume effect of the engine components; in addition, there is a dynamic stability method, but this method needs to know many coupling factors in advance, and the design is not very good. Convenience.
  • the present invention adopts a method based on SQP to optimize the design of the engine transition state control law, so that the shortest transition state time is obtained when the engine does not exceed the constraint boundary conditions, and the performance of the engine transition state is improved.
  • the designed acceleration and deceleration plans at different transition state times can be used in the engine transition state closed-loop control, which provides a certain theoretical basis for it to achieve full closed-loop control with different transition state times as the target to achieve the transition state.
  • the combination of optimization and closed-loop control is a method based on SQP to optimize the design of the engine transition state control law, so that the shortest transition state time is obtained when the engine does not exceed the constraint boundary conditions, and the performance of the engine transition state is improved.
  • the present invention provides an aeroengine transition state control law optimization design method.
  • a design method of aeroengine transition state control law optimization the steps are as follows:
  • the engine's transition state is optimized to realize the design of the engine transition state control law running along the constrained boundary;
  • N 2 min is the minimum physical speed of the compressor
  • N 2 max is the maximum physical speed of the compressor
  • N 1 max is the minimum physical speed of the fan
  • P 3 max is the maximum value of the compressor outlet pressure
  • T 5 max is the maximum low-temperature turbine outlet temperature
  • SMC min compressor surge margin minimum SMF min fan surge margin minimum
  • W f, min and W f, max are the minimum and maximum fuel flow
  • ⁇ W f, max is the maximum fuel flow rate
  • N 1, cmd and N 2, cmd are the expected values of the physical speed of the fan and the physical speed of the compressor;
  • S3.2 uses the compressor relative physical speed N 2 in the engine output as the evaluation variable of the engine transition state time. When it stabilizes at 0.2% above and below its steady state value, it enters the stable state by default, and the entry time is the engine transition State time
  • S4.1 arranges the fuel flow rate and its corresponding transition state time T s, 1 , T s, 2 , T s, 3 ... T s, N under different restrictions in order from small to large;
  • S4.2 takes each transition state time T s, 1 , T s, 2 , T s, 3 ... T s, N as the interpolation node 1, and the corresponding fuel flow rates W f, 1 , W f, 2 , W f, 3 ... W f, N as Tabledata. Since the fuel flow loaded into the engine model is in time series format, the time series of fuel flow is used as interpolation node 2 to establish a lookuptable interpolation table;
  • the method for optimizing the transition state control law of an aero engine proposed by the present invention can design a transition state control law that satisfies the transition state time requirement and the previous engine transition state edge under the condition that the engine transition state does not exceed the limit. Boundary operation can only find the shortest transition state time. Compared with the present invention, the choice of engine transition state time is more flexible, and the online transition state control plan can be scheduled according to the transition state time.
  • the aero engine transition state optimization method has A certain universality can be extended to other types of aviation turbine engine transition state optimization; at the same time, the control law designed by the transition state optimization can be used as a reference command in the engine full-closed control, which solves the previous transition based on acceleration and deceleration planning
  • the shortcomings of open-loop control provide a reliable theoretical basis for engine closed-loop control, and realize the combination of transition state optimization and full closed-loop control.
  • Figure 1 is a schematic diagram of the design method for the optimization of aeroengine transition state control law
  • Figure 2 is the overall flow chart of the design method for the optimization of aeroengine transition state control law
  • Figure 3 is a flow chart of the design algorithm of the engine transition state control law running along the constraint boundary
  • Figure 4 is the flow chart of the online transition state control plan and scheduling of the engine
  • Figure 5 is a three-dimensional graph of the interpolation table established based on the optimized fuel flow and the calculated transition state time;
  • Fig. 6 is the transition state control law of the micro gas turbine engine optimized based on this method.
  • FIG. 1 The system structure diagram is shown in FIG. 1.
  • a design method for the optimization of aeroengine transition state control law includes the following steps:
  • SQP An algorithm based on SQP is used to optimize the engine's transition state and realize the design of the engine transition state control law that runs along the constrained boundary;
  • T 8 seconds. Since the model itself has a calculation step of 0.025 seconds, the principle that the number of calculation points of the model and the number of optimized nodes are equal is adopted, thus determining the number of optimized nodes as 0: 0.025: 8, total 321;
  • the optimized initial value of the fuel flow rate is a numerical sequence of 59.1Kg / h and a length of 321. It has been verified that under the action of this fuel, The engine output does not exceed the limit value, which is a feasible solution;
  • N 2, min is the minimum physical speed of the compressor
  • N 2 max is the maximum physical speed of the compressor
  • N 1, max is the minimum physical speed of the fan
  • P 3 max is the maximum value of the compressor outlet pressure
  • T 5 max is the maximum low-temperature turbine outlet temperature
  • SMC min compressor surge margin minimum SMF min fan surge margin minimum
  • W f, min and W f, max are the minimum and maximum fuel flow
  • ⁇ W f, max is the maximum fuel flow rate
  • S1 generates the output of the engine model: the optimized engine fuel flow W f is loaded into the engine model to obtain the engine output: fan relative physical speed N 1 , fan relative conversion speed N 1cor , compressor relative physical speed N 2 , The conversion speed of the compressor relative to the engine inlet N 2cor, etc .;
  • S2 uses the compressor relative physical speed N 2 in the engine output as the evaluation variable of the engine transition state time. When it stabilizes at 0.2% above and below its steady state value, it enters the stable state by default.
  • S3 loads the fuel flow rates W f, 1 , W f, 2 , W f, 3 , W f, 4 , W f, 5 in the engine transition state control law under different constraints into the engine model to obtain different constraints
  • N 2,1 , N 2,2 , N 2,3 , N 2,4 , N 2,5 calculate the transition state time T s, 1 , T s, 2 , T s under different constraints , 3 , T s, 4 , T s, 5 and save;
  • the steps to achieve online transition state control planning and scheduling are:
  • the fuel flow rate and its corresponding transition state time T s, 1 , T s, 2 , T s, 3 ... T s, N are arranged in order from small to large under different restrictions;
  • Figure 5 is a three-dimensional graph of the interpolation table established based on the optimized fuel flow and the calculated transition state time;
  • Figure 6 is the transition state control law of the micro gas turbine engine optimized based on this method
  • the method for aeroengine transition state control regularization proposed by the present invention is effective, feasible, and universal, and can be applied to the optimization of transition state control laws of other types of engines.

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Abstract

一种航空发动机过渡态控制规律优化的设计方法，采用SQP算法对发动机过渡态进行优化，实现沿约束边界条件下的过渡态控制规律设计。同时，对燃油流量速率值进行调整，其他约束条件不变，设计不同限制条件下的过渡态控制规律。通过构建过渡态时间评估函数，计算各个过渡态控制规律下的过渡态时间。利用计算出的过渡态时间和与之对应的燃油流量建立lookuptable插值表，实现不同的过渡态时间下的燃油流量调度。将在期望时间下通过调度得到的燃油流量作为发动机闭环控制的加减速计划，其输出作为加速过程参考指令，实现发动机过渡态优化与闭环控制的结合，为发动机的闭环控制提供理论依据。

Description

一种航空发动机过渡态控制规律优化的设计方法 技术领域
本发明涉及一种航空发动机过渡态控制规律优化的设计方法，属于航空发动机过渡态优化及控制技术领域。
背景技术
本发明依托背景为某型小涵道比涡扇发动机的非线性部件级数学模型的过渡态控制规律优化。一般来说，在发动机控制中，主要包括稳态控制和过渡态控制。稳态控制是保证发动机在某一稳态点受到扰动时使其性能不至于波动从而能够恢复到稳定状态，是一种小偏离控制问题。在发动机的过渡态控制，发动机部分或全部性能随着时间发生改变，通常所说的加减速性能就是发动机过渡态性能的主要表现形式，而发动机的加减速性能直接影响着飞机起飞加速性能的好坏。为了获得良好的过渡态性能，应正确设计发动机的加减速计划，使发动机在满足约束条件下，尽可能保证其从一个工作状态到另一个工作状态的过渡态时间最短。这对于军用飞机和作战飞机而言，能够保证其快速性的作战需求；同样对于民用飞机，出于安全飞行的角度，也要保证发动机过渡态时间最短。在发动机过渡态过程中的加减速计划的设计对过渡态性能有重要影响，因此，对发动机过渡态控制规律的研究很有必要。
在发动机的过渡态中，加减速计划是根据经验上下平移稳态工作线且不超一些限制边界线如过喘振计划和贫油熄火线而设定的，这就导致加减速计划的设计在一定程度上留有很大的裕度，使得发动机的过渡态性能不能充分发挥。依据现有的文献，对发动机过渡态的优化方法有功率提取法，但该方法无法考虑发动机部件容积效应影响；此外还有动态稳定法，但该方法需提前已知诸多 耦合因素，设计很不方便。本发明采用一种基于SQP方法，对发动机过渡态控制规律进行优化设计，使在发动机在不超过约束边界条件，获得最短的过渡态时间，改善发动机过渡态性能。同时在不超过边界限制的前提下，调整燃油流量速率限制值，设计非最短过渡态时间下的加减速计划。同时将设计出的不同过渡态时间下的加减速计划可以用到发动机过渡态闭环控制中，为其提供一定的理论依据，达到以不同的过渡态时间作为目标下的全闭环控制，实现过渡态优化与闭环控制的结合。
发明内容
为了保证发动机过渡态不超限，同时能够满足发动机过渡态时间要求，以及针对发动机在加减速过程中开环控制问题，本发明提供了一种航空发动机过渡态控制规律优化的设计方法。
本发明的技术方案为：
一种航空发动机过渡态控制规律优化的设计方法，步骤如下：
S1.基于SQP算法，对发动机的过渡态进行优化，实现沿约束边界运行的发动机过渡态控制规律设计；
沿约束边界运行的发动机过渡态控制规律设计步骤如下：
S1.1确定优化节点的个数以及整个优化过程时间的长短；
S1.2将发动机在闭环控制器作用下得到的燃油流量作为参考，选取燃油流量初值，使最终确定的燃油流量初值加载到发动机模型后，发动机各项输出不超过限制值；
S1.3对SQP算法的有关优化选项最大函数计算次数MaxFunEvals、最大迭代次数MaxIter和函数精度TolFun参数进行设置；
S1.4确定发动机过渡态控制规律优化的边界条件，包括压气机物理转N 2的 限制、风扇物理转速N 1限制、压气机出口压力P 3限制、低压涡轮出口温度T 5限制、风扇喘振SMF喘振边界、压气机喘振SMC喘振边界、燃油流量W f限制和过渡态燃油流量速率△W f限制条件，并依据限制条件建立相应的约束函数，其形式如下所示：
N 2,min≤N 2≤N 2,max
N 1≤N 1,max
P 3≤P 3,max
T 5≤T 5,max
SMF≥SMF min
SMC≥SMC min
W f,min≤W f≤W f,max
ΔW f≤ΔW f,max
其中，N 2,min为压气机物理最低物理转速，N 2,max为压气机最高物理转速，N 1,max为风扇最低物理转速，P 3,max为压气机出口压力最大值，T 5,max为低压涡轮出口温度最大值，SMC min压气机喘振裕度最小值，SMF min风扇喘振裕度最小值，W f,min和W f,max分别为燃油流量最小值和最大值，ΔW f,max为燃油流量速率最大值；
S1.5结合发动机过渡态对时间的要求，建立发动机过渡态控制规律优化的目标函数，其形式如下：
J＝100*norm(N 2-N 2,cmd,2)+100*norm(N 1-N 1,cmd,2)
其中，N 1,cmd和N 2,cmd为风扇物理转速和压气机物理转速的期望值；
S2.在不超过发动机限制边界的前提下，调整发动机的燃油流量速率限制值而其他约束条件不变，由此建立不同燃油速率限制条件下的发动机过渡态控制规律；
建立不同燃油速率限制条件下的发动机过渡态控制规律设计步骤如下：
S2.1优化节点个数以及整个优化过程时间、燃油流量初值以及各个优化选项的设定与沿约束边界下的过渡态优化保持一致；
S2.2发动机过渡态中的压气机物理转速N 2的限制、风扇物理转速N 1限制、压气机出口压力P 3限制、低压涡轮出口温度T 5限制、风扇喘振SMF喘振边界、压气机喘振SMC喘振边界和燃油流量W f限制条件不变，在不超过过渡态燃油流量速率最大限制值ΔW f,max的前提下，对燃油流量速率限制进行改变，分别设为ΔW f,1，ΔW f,2，ΔW f,3…ΔW f,N，在不同燃油流量速率限制条件下重新进行过渡态优化，得到不同条件下的控制规律即燃油流量W f,1，W f,2，W f,3…W f,N；
S2.3将在不同燃油流量速率限制条件下优化得到的发动机燃油流量W f,1，W f,2，W f,3…W f,N进行保存，为之后的燃油流量调度做准备；
S3.完成不同燃油速率限制条件下的过渡态控制规律设计后，构建发动机过渡态时间的评估函数，从而确定不同过渡态控制规律下的过渡态时间；
构建发动机过渡态时间的评估函数步骤如下：
S3.1产生发动机模型的输出：将发动机的燃油流量W f加载到发动机模型中，得到发动机的输出：风扇相对物理转速N 1、风扇相对换算转速N 1cor、压气机相对物理转速N 2、压气机相对发动机进口的换算转速N 2cor；
S3.2以发动机输出中的压气机相对物理转速N 2作为发动机过渡态时间的评估变量，当其稳定在其稳态值的上下浮动0.2％则默认进入稳定状态，则进入时间为发动机的过渡态时间；
S3.3将不同限制条件下的发动机过渡态控制规律中的燃油流量W f,1，W f,2，W f,3…W f,N加载到发动机模型中，得到不同限制条件下发动机模型输出N 2,1，N 2,2，N 2,3…N 2,N，计算不同限制条件下的过渡态时间T s,1，T s,2，T s,3…T s,N并保存；
S4.对不同的过渡态控制规律下的燃油流量和其对应的过渡态时间从小到大排序，并建立lookuptable插值表；根据建立的插值表，实现在线过渡态控制计划调度，即输入期望的发动机过渡态时间调度得到该过渡态时间下对应的燃油流量；
实现在线过渡态控制计划调度的步骤如下：
S4.1将不同限制条件下燃油流量以及其对应的过渡态时间T s,1，T s,2，T s,3…T s,N按从小到大的顺序排列；
S4.2以各个过渡态时间T s,1，T s,2，T s,3…T s,N作为插值节点1，对应的燃油流量W f,1，W f,2，W f,3…W f,N作为Tabledata，由于加载到发动机模型的燃油流量是时间序列格式，将燃油流量的时间序列作为插值节点2，建立lookuptable插值表；
S4.3选择期望的过渡态时间
Figure PCTCN2018114327-appb-000001
通过建立的插值表进行插值，得到与过渡态时间对应的一组燃油流量
Figure PCTCN2018114327-appb-000002
实现在线过渡态时间调度；
S4.4将期望过渡态时间下的燃油流量
Figure PCTCN2018114327-appb-000003
作为发动机的输入，保存发动机的相关输出，以保存的输出作为闭环控制器的参考指令；
S5.将期望过渡态时间下的燃油流量作为发动机输入，得到发动机的输出，相关输出参数作为发动机闭环控制的参考指令，实现发动机的全闭环控制。
本发明的有益效果：
本发明提出的一种航空发动机过渡态控制规律优化的设计方法能够在发动机过渡态不超限的条件下，通过优化设计出满足过渡态时间要求的过渡态控制规律，和以往的发动机过渡态沿边界运行，只能寻找出最短的过渡态时间相比，本发明在发动机过渡态时间的选择上更加灵活，可以依据过渡态时间进行在线过渡态控制计划调度；此外，航空发动机过渡态优化方法具有一定的普适性，可以推广到其他类型的航空涡轮发动机过渡态优化；同时由过渡态优化而设计 出的控制规律可以作为发动机全闭环控制中参考指令，解决了以往基于加减速计划编排的过渡态开环控制的弊端，为发动机闭环控制提供了可靠的理论依据，实现了过渡态优化与全闭环控制的结合。
附图说明
图1为航空发动机过渡态控制规律优化的设计方法结构示意图；
图2为航空发动机过渡态控制规律优化的设计方法的整体流程图；
图3为沿约束边界运行的发动机过渡态控制规律设计算法流程图；
图4为发动机在线过渡态控制计划调度流程图；
图5为依据优化得到的燃油流量和计算出的过渡态时间而建立的插值表三维曲线图；
图6为基于此种方法优化得到的微型燃气涡轮发动机的过渡态控制规律。
具体实施方式
下面结合附图对本发明作进一步说明，系统结构图如图1所示。
如图2所示，一种航空发动机过渡态控制规律优化的设计方法，包括以下步骤：
S1.采用一种基于SQP的算法，对发动机的过渡态进行优化，实现沿约束边界运行的发动机过渡态控制规律设计；
S2.在不超过发动机限制边界的前提下，调整发动机的燃油速率限制值而其他约束条件不变，通过优化建立不同限制条件下的过渡态控制规律；
S3.完成不同限制条件下的过渡态控制规律设计后，构建发动机过渡态时间的评估函数，从而确定不同过渡态控制规律下的过渡态时间；
S4.对不同的过渡态控制规律下的燃油流量和其对应的过渡态时间从小到 大排序，并建立lookuptable插值表；根据建立的插值表，实现在线过渡态控制计划调度，即输入期望的发动机过渡态时间调度得到该过渡态时间下对应的燃油流量；
S5.将期望过渡态时间下的燃油流量作为发动机输入，得到发动机的输出，相关输出参数可作为发动机闭环控制的参考指令，实现发动机的全闭环控制；
如图3所示，沿约束边界运行的发动机过渡态控制规律设计步骤是：
S1.确定优化的过渡态时间为T＝8秒，由于模型本身计算步长为0.025秒，采取模型计算点数和优化节点数相等的原则，由此确定优化节点数为0：0.025：8，总计321个；
S2.将发动机在闭环控制器作用下得到的燃油流量大小作为参考，取优化的燃油流量初值为数值大小59.1Kg/h，长度为321的常值序列，经验证在该燃油的作用下，发动机各项输出不超过限制值，该值为可行解；
S3.对SQP方法的有关优化选项最大函数计算次数MaxFunEvals、最大迭代次数MaxIter和函数精度TolFun等参数进行设置，取MaxFunEvals＝INF，MaxIter＝INF，TolFun＝1e-8；
S4.确定发动机过渡态控制规律优化的边界条件，主要包括压气机物理转速N 2的限制、风扇物理转速N 1限制、压气机出口压力P 3限制、低压涡轮出口温度T 5限制、风扇喘振SMF喘振边界、压气机喘振SMC喘振边界、燃油流量W f限制、过渡态燃油流量速率△W f限制等条件，并依据限制条件建立相应的约束函数，其形式如下所示：
N 2,min≤N 2≤N 2,max
N 1≤N 1,max
P 3≤P 3,max
T 5≤T 5,max
SMF≥SMF min
SMC≥SMC min
W f,min≤W f≤W f,max
ΔW f≤ΔW f,max
其中，N 2,min为压气机物理最低物理转速，N 2,max为压气机最高物理转速，N 1,max为风扇最低物理转速，P 3,max为压气机出口压力最大值，T 5,max为低压涡轮出口温度最大值，SMC min压气机喘振裕度最小值，SMF min风扇喘振裕度最小值，W f,min和W f,max分别为燃油流量最小值和最大值，ΔW f,max为燃油流量速率最大值，取N 2,min＝68.9％，N 2,max＝102％，N 1,max＝102％，P 3,max＝1310kPa，T 5,max＝873K，W f,min＝39.6kg/h，W f,max＝465kg/h，ΔW f,max＝2.5kg/h/25ms，SMF min＝3％，SMC min＝3％则约束函数表示为：
68.9％≤N 2≤102％
N 1≤102％
P 3≤1310
T 5≤873
SMF≥3％
SMC≥3％
39.6≤W f≤465
ΔW f≤2.5
S5.结合发动机过渡态对时间的要求，建立发动机过渡态控制规律优化的目标函数,其形式如下：
J＝100*norm(N 2-N 2,cmd,2)+100*norm(N 1-N 1,cmd,2)
其中N 1,cmd和N 2,cmd为风扇物理转速和压气机物理转速的期望值，取N 2,cmd＝100， N 1,cmd,＝100，则目标函数表示为
J＝100*norm(N 2-100,2)+100*norm(N 1-100,2)
建立不同限制条件下的过渡态控制规律设计步骤是：
S1.发动机的优化时间和优化结点数的设定，燃油流量初值的选取以及各个优化选项的设定和沿约束边界下的过渡态优化保持一致；
S2.发动机过渡态中的压气机物理转速N 2的限制、风扇物理转速N 1限制、压气机出口压力P 3限制、低压涡轮出口温度T 5限制、风扇喘振SMF喘振边界、压气机喘振SMC喘振边界、燃油流量W f限制条件不变，在不超过过渡态燃油流量速率最大限制值ΔW f,max＝2.5的前提下，对燃油流量速率限制进行改变，分别设为ΔW f,1＝2.2，ΔW f,2＝2.0，ΔW f,3＝1.8，ΔW f,3＝1.6，ΔW f,3＝1.4，ΔW f,3＝1.2，在不同燃油速率限制条件下重新进行过渡态优化，得到不同条件下的控制规律即燃油流量W f,1，W f,2，W f,3，W f,4，W f,5；
S3.将在不同燃油流量速率限制条件下优化得到的发动机燃油流量W f,1，W f,2，W f,3，W f,4，W f,5进行保存；
构建发动机过渡态时间的评估函数步骤是：
S1产生发动机模型的输出：将优化后的发动机的燃油流量W f加载到发动机模型中，得到发动机的输出：风扇相对物理转速N 1、风扇相对换算转速N 1cor、压气机相对物理转速N 2、压气机相对发动机进口的换算转速N 2cor等；
S2以发动机输出中的压气机相对物理转速N 2作为发动机过渡态时间的评估变量，当其稳定在其稳态值的上下0.2％则默认进入稳定状态，则进入时间为发动机的过渡态时间；
S3将不同限制条件下的发动机过渡态控制规律中的燃油流量W f,1，W f,2，W f,3，W f,4，W f,5加载到发动机模型中，得到不同限制条件下发动机模型输出N 2,1， N 2,2，N 2,3，N 2,4，N 2,5，计算不同限制条件下的过渡态时间T s,1，T s,2，T s,3，T s,4，T s,5并保存；
如图4所示，实现在线过渡态控制计划调度的步骤是：
S1.将不同限制条件下燃油流量以及其对应的过渡态时间T s,1，T s,2，T s,3…T s,N按从小到大的顺序排列；
S2.以各个过渡态时间T s,1，T s,2，T s,3…T s,N作为插值节点1，对应的燃油流量W f,1，W f,2，W f,3…W f,N作为Tabledata，由于加载到模型的燃油流量是时间序列格式，将燃油流量的时间序列作为插值节点2，建立lookuptable插值表，如图5所示，以过渡态时间作为调度量，依据期望的过渡态时间调度出对应的燃油流量；
S3.选择期望的过渡态时间
Figure PCTCN2018114327-appb-000004
通过建立的插值表进行插值，得到与过渡态时间对应的一组燃油流量
Figure PCTCN2018114327-appb-000005
实现在线过渡态时间调度；
S4.将期望过渡态时间下的燃油流量
Figure PCTCN2018114327-appb-000006
作为发动机的输入，保存发动机的相关输出，以此作为发动机闭环控制的参考指令；
图5为依据优化得到的燃油流量和计算出的过渡态时间而建立的插值表三维曲线图；
图6为基于此种方法优化得到的微型燃气涡轮发动机的过渡态控制规律；
综上可见本发明提出的航空发动机过渡态控制规律化方法是有效的、可行的，并且具有普适性，能够应用到其他类型的发动机的过渡态控制规律优化中。

Claims (1)

  1. 一种航空发动机过渡态控制规律优化的设计方法，其特征在于，步骤如下：
    S1.基于SQP算法，对发动机的过渡态进行优化，实现沿约束边界运行的发动机过渡态控制规律设计；
    沿约束边界运行的发动机过渡态控制规律设计步骤如下：
    S1.1确定优化节点的个数以及整个优化过程时间的长短；
    S1.2将发动机在闭环控制器作用下得到的燃油流量作为参考，选取燃油流量初值，使最终确定的燃油流量初值加载到发动机模型后，发动机各项输出不超过限制值；
    S1.3对SQP算法的有关优化选项最大函数计算次数MaxFunEvals、最大迭代次数MaxIter和函数精度TolFun参数进行设置；
    S1.4确定发动机过渡态控制规律优化的边界条件，包括压气机物理转N 2的限制、风扇物理转速N 1限制、压气机出口压力P 3限制、低压涡轮出口温度T 5限制、风扇喘振SMF喘振边界、压气机喘振SMC喘振边界、燃油流量W f限制和过渡态燃油流量速率△W f限制条件，并依据限制条件建立相应的约束函数，其形式如下所示：
    N 2,min≤N 2≤N 2,max
    N 1≤N 1,max
    P 3≤P 3,max
    T 5≤T 5,max
    SMF≥SMF min
    SMC≥SMC min
    W f,min≤W f≤W f,max
    ΔW f≤ΔW f,max
    其中，N 2,min为压气机物理最低物理转速，N 2,max为压气机最高物理转速，N 1,max为风扇最低物理转速，P 3,max为压气机出口压力最大值，T 5,max为低压涡轮出口温度最大值，SMC min压气机喘振裕度最小值，SMF min风扇喘振裕度最小值，W f,min和W f,max分别为燃油流量最小值和最大值，ΔW f,max为燃油流量速率最大值；
    S1.5结合发动机过渡态对时间的要求，建立发动机过渡态控制规律优化的目标函数，其形式如下：
    J＝100*norm(N 2-N 2,cmd,2)+100*norm(N 1-N 1,cmd,2)
    其中，N 1,cmd和N 2,cmd为风扇物理转速和压气机物理转速的期望值；
    S2.在不超过发动机限制边界的前提下，调整发动机的燃油流量速率限制值而其他约束条件不变，由此建立不同燃油速率限制条件下的发动机过渡态控制规律；
    建立不同燃油速率限制条件下的发动机过渡态控制规律设计步骤如下：
    S2.1优化节点个数以及整个优化过程时间、燃油流量初值以及各个优化选项的设定与沿约束边界下的过渡态优化保持一致；
    S2.2发动机过渡态中的压气机物理转速N 2的限制、风扇物理转速N 1限制、压气机出口压力P 3限制、低压涡轮出口温度T 5限制、风扇喘振SMF喘振边界、压气机喘振SMC喘振边界和燃油流量W f限制条件不变，在不超过过渡态燃油流量速率最大限制值ΔW f,max的前提下，对燃油流量速率限制进行改变，分别设为ΔW f,1，ΔW f,2，ΔW f,3…ΔW f,N，在不同燃油流量速率限制条件下重新进行过渡态优化，得到不同条件下的控制规律即燃油流量W f,1，W f,2，W f,3…W f,N；
    S2.3将在不同燃油流量速率限制条件下优化得到的发动机燃油流量W f,1，W f,2，W f,3…W f,N进行保存，为之后的燃油流量调度做准备；
    S3.完成不同燃油速率限制条件下的过渡态控制规律设计后，构建发动机过 渡态时间的评估函数，从而确定不同过渡态控制规律下的过渡态时间；
    构建发动机过渡态时间的评估函数步骤如下：
    S3.1产生发动机模型的输出：将发动机的燃油流量W f加载到发动机模型中，得到发动机的输出：风扇相对物理转速N 1、风扇相对换算转速N 1cor、压气机相对物理转速N 2、压气机相对发动机进口的换算转速N 2cor；
    S3.2以发动机输出中的压气机相对物理转速N 2作为发动机过渡态时间的评估变量，当其稳定在其稳态值的上下浮动0.2％则默认进入稳定状态，则进入时间为发动机的过渡态时间；
    S3.3将不同限制条件下的发动机过渡态控制规律中的燃油流量W f,1，W f,2，W f,3…W f,N加载到发动机模型中，得到不同限制条件下发动机模型输出N 2,1，N 2,2，N 2,3…N 2,N，计算不同限制条件下的过渡态时间T s,1，T s,2，T s,3…T s,N并保存；
    S4.对不同的过渡态控制规律下的燃油流量和其对应的过渡态时间从小到大排序，并建立lookuptable插值表；根据建立的插值表，实现在线过渡态控制计划调度，即输入期望的发动机过渡态时间调度得到该过渡态时间下对应的燃油流量；
    实现在线过渡态控制计划调度的步骤如下：
    S4.1将不同限制条件下燃油流量以及其对应的过渡态时间T s,1，T s,2，T s,3…T s,N按从小到大的顺序排列；
    S4.2以各个过渡态时间T s,1，T s,2，T s,3…T s,N作为插值节点1，对应的燃油流量W f,1，W f,2，W f,3…W f,N作为Tabledata，由于加载到发动机模型的燃油流量是时间序列格式，将燃油流量的时间序列作为插值节点2，建立lookuptable插值表；
    S4.3选择期望的过渡态时间
    Figure PCTCN2018114327-appb-100001
    通过建立的插值表进行插值，得到与过渡态时间对应的一组燃油流量
    Figure PCTCN2018114327-appb-100002
    实现在线过渡态时间调度；
    S4.4将期望过渡态时间下的燃油流量
    Figure PCTCN2018114327-appb-100003
    作为发动机的输入，保存发动机的相关输出，以保存的输出作为闭环控制器的参考指令；
    S5.将期望过渡态时间下的燃油流量作为发动机输入，得到发动机的输出，相关输出参数作为发动机闭环控制的参考指令，实现发动机的全闭环控制。
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