一种活塞式航空发动机负荷协调控制方法技术

本发明专利技术公开了一种活塞式航空发动机负荷协调控制方法，该方法基于发动机负荷协调控制系统，包括FADEC控制系统、电子节气门体、电动螺旋桨变距系统，电子节气门体、电动螺旋桨变距系统分别与FADEC控制系统连接，FADEC控制系统包括测量传感器、控制器和执行器。所述传感器用于测量发动机转速、操纵杆位置、电子节气门开度的参数。电动螺旋桨变距系统用于操纵杆与螺旋桨转速的机械解耦；电子节气门体用于操纵杆与节气门开度的机械解耦。所述执行器用于实现发动机的喷油和点火。该方法基于飞行推进功率请求的发动机工况寻优算法计算得到工况点；确定当前期望节气门开度与螺旋桨转速，并通过闭环控制系统调节节气门开度与桨叶角。

【技术实现步骤摘要】
一种活塞式航空发动机负荷协调控制方法
本专利技术属于活塞式航空发动机控制
，具体涉及一种活塞式航空发动机负荷协调控制方法。
技术介绍
基于活塞式发动机和螺旋桨推进器的动力驱动系统广泛应用于轻型和超轻型固定翼通航飞机上。传统的三杆操作系统，通过油门杆调节发动机节气门开度，通过变距杆调节螺旋桨转速，通过混合比杆调节发动机混合气浓度。飞行过程中，驾驶员需要三杆配合操作，操作复杂度高、难度大。采用FADEC技术的单杆操作系统，通过一根操纵杆实现节气门开度、螺旋桨转速及发动机混合气浓度调节，大大简化操作复杂性和难度，优势明显，代表着当前最先进的活塞式航空发动机控制技术。当前采用单杆操作的通航飞机一般都配置变距螺旋桨和机械式节气门体。操纵杆通过刚性机械联接发动机节气门体和螺旋桨转速设定机构，一旦操纵杆位置确定，对应的节气门开度和螺旋桨转速就唯一确定，虽然通过螺旋桨变距可以实现在一定飞行速度范围内调节桨叶角，保证螺旋桨高效运行，但在操纵杆位置一定的情况下，无法实现发动机转速和节气门开度的自由组合与最佳匹配选择。理论上，除最高速额定功率飞行外，在螺旋桨效率和飞行推进功率一定的情况下，满足飞行推进功率要求的发动机工况点有多个，如果能实现螺旋桨转速与节气门开度独立自由调节，就可以基于操纵杆位置确定的推进功率请求，选择最优的节气门开度与螺旋桨转速组合，降低发动机工作油耗。对于单杆操作系统，如果飞机配备电动螺旋桨变距系统和电子节气门体，就可以实现基于飞行推进功率的发动机节气门开度和螺旋桨转速的完全柔性控制。电子节气门与电动变距系统首先可以实现操纵杆位置与节气门开度、操纵杆位置与螺旋桨转速的机械解耦；其次，还可以实现节气门开度与螺旋桨转速两个控制量之间的机械解耦，从而实现理论上两者之间的自由组合，为最佳寻优提供更大的选择自由度。
技术实现思路
根据以上现有技术的不足，本专利技术所要解决的技术问题是提出一种活塞式航空发动机负荷协调控制方法，在满足给定飞行推进功率要求的前提下，降低发动机转速和提高节气门开度。降低发动机转速可以减小发动机摩擦损耗，而增加节气门开度可以降低发动机泵气损耗，两个因素都能提高发动机工作时的机械效率，从而降低工作油耗。为了解决上述技术问题，本专利技术采用的技术方案为：一种活塞式航空发动机负荷协调控制方法，该方法基于发动机负荷协调控制系统，该系统包括FADEC控制系统、电子节气门体、电动螺旋桨变距系统，电子节气门体、电动螺旋桨变距系统分别与FADEC控制系统连接，所述FADEC控制系统包括测量传感器、控制器和执行器。所述传感器用于测量发动机转速、操纵杆位置、电子节气门开度等参数。所述电动螺旋桨变距系统用于操纵杆与螺旋桨转速的机械解耦；所述电子节气门体用于操纵杆与节气门开度的机械解耦。所述执行器用于实现发动机的喷油和点火。该方法基于飞行推进功率请求的发动机工况寻优算法计算得到工况点；确定当前期望节气门开度与螺旋桨转速，并通过闭环控制系统调节节气门开度与桨叶角。该系统控制器中存储飞机设计过程中定义的飞行任务剖面各阶段的飞行推进功率，并将这种功率需求映射到操纵杆的操纵行程的不同位置，最终系统通过操作杆位置来统一表示飞机当前飞行推进功率需求；根据操作杆位置解释的需求功率控制发动机节气门开度和螺旋桨转速。该方法首先根据飞机设计定义的飞行任务剖面，确定各个阶段的飞行推进功率以及实际飞行状态；基于确定的飞行推进功率和飞行速度，结合螺旋桨推进器允许的螺旋桨转速窗口、螺旋桨桨叶角调整范围、螺旋桨最佳效率对应的桨叶迎角范围、螺旋桨最佳效率值信息，确定一个允许的发动机转速区Nw1；然后确定此时发动机输出功率的最小值，基于该最小输出功率、发动机功率外特性曲线、飞行高度信息可以确定满足飞行推进功率要求的发动机转速区Nw2；两个转速区共同包含区域为转速区Nw3，转速区Nw3为发动机工况寻优转速区。该方法在基于硬件限制和物理边界筛选出的发动机转速区，进行最小油耗工况点搜索，搜索算法采用查表比较法。所述查表比较法首先在控制器中存储一个发动机比油耗map，该map是由发动机台架试验实测得到，map表的两个轴分别由发动机转速和扭矩数组构成；根据选定转速区和发动机输出功率请求，每50转设定一个搜索点，对油耗map查表得到搜索点对应的比油耗数值，所有搜索点完成后得到一个比油耗数组，找出该数组中数值最小的元素，该元素的索引对应的工况点即为当前飞行条件下的最佳发动机工况点。本专利技术有益效果是:该方法在满足给定飞行推进功率要求的前提下，降低发动机转速和提高节气门开度。降低发动机转速可以减小发动机摩擦损耗，而增加节气门开度可以降低发动机泵气损耗，两个因素都能提高发动机工作时的机械效率，从而降低工作油耗。基于飞行推进功率的发动机工况点寻优算法是实现该控制方式的软件核心，在充分考虑硬件限制和物理边界的基础上找到满足飞行推进功率要求同时油耗最低的发动机工况点(节气门开度、转速)，并通过发动机节气门开度闭环控制和螺旋桨变距调节保证发动机工作在该工况点，就可以有效降低发动机工作油耗。附图说明下面对本说明书附图所表达的内容及图中的标记作简要说明：图1是本专利技术的具体实施方式的控制系统结构图。图2是本专利技术的具体实施方式的控制算法流程框图。具体实施方式下面对照附图，通过对实施例的描述，本专利技术的具体实施方式如所涉及的各构件的形状、构造、各部分之间的相互位置及连接关系、各部分的作用及工作原理、制造工艺及操作使用方法等，作进一步详细的说明，以帮助本领域技术人员对本专利技术的专利技术构思、技术方案有更完整、准确和深入的理解。如图1所示，一种活塞式航空发动机负荷协调控制方法，该方法基于发动机负荷协调控制系统，该系统包括FADEC控制系统、电子节气门体、电动螺旋桨变距系统，电子节气门体、电动螺旋桨变距系统分别与FADEC控制系统连接，所述FADEC控制系统包括测量传感器、控制器和执行器。所述传感器用于测量发动机转速、操纵杆位置、电子节气门开度等参数。所述电动螺旋桨变距系统用于操纵杆与螺旋桨转速的机械解耦；所述电子节气门体用于操纵杆与节气门开度的机械解耦。所述执行器用于实现发动机的喷油和点火。该方法基于飞行推进功率请求的发动机工况寻优算法计算得到工况点；确定当前期望节气门开度与螺旋桨转速，并通过闭环控制系统调节节气门开度与桨叶角。该系统控制器中存储飞机设计过程中定义的飞行任务剖面各阶段的飞行推进功率，并将这种功率需求映射到操纵杆的操纵行程的不同位置，最终系统通过操作杆位置来统一表示飞机当前飞行推进功率需求；根据操作杆位置解释的需求功率控制发动机节气门开度和螺旋桨转速。该方法首先根据飞机设计定义的飞行任务剖面，确定各个阶段的飞行推进功率以及实际飞行状态；基于确定的飞行推进功率和飞行速度，结合螺旋桨推进器允许的螺旋桨转速窗口、螺旋桨桨叶角调整范围、螺旋桨最佳效率对应的桨叶迎角范围、螺旋桨最佳效率值信息，确定一个允许的发动机转速区Nw1；然后确定此时发动机输出功率的最小值，基于该最小输出功率、发动机功率外特性曲线、飞行高度信息可以确定满足飞行推进功率要求的发动机转速区Nw2；两个转速区共同包含区域为转速区Nw3，转速区Nw3为发动机工况寻优转速区。该方法在基于硬件限制和物理边界筛选出的发动机转速区，本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种活塞式航空发动机负荷协调控制方法，其特征在于,该方法基于发动机负荷协调控制系统，该系统包括FADEC控制系统、电子节气门体、电动螺旋桨变距系统，电子节气门体、电动螺旋桨变距系统分别与FADEC控制系统连接，所述FADEC控制系统包括测量传感器、控制器和执行器，所述FADEC控制系统包括控制器、传感器、执行器。

【技术特征摘要】
1.一种活塞式航空发动机负荷协调控制方法，其特征在于,该方法基于发动机负荷协调控制系统，该系统包括FADEC控制系统、电子节气门体、电动螺旋桨变距系统，电子节气门体、电动螺旋桨变距系统分别与FADEC控制系统连接，所述FADEC控制系统包括测量传感器、控制器和执行器，所述FADEC控制系统包括控制器、传感器、执行器。2.根据权利要求1所述的活塞式航空发动机负荷协调控制方法，其特征在于,所述传感器用于测量发动机转速、操纵杆位置、电子节气门开度参数。3.根据权利要求1所述的活塞式航空发动机负荷协调控制方法，其特征在于,所述电动螺旋桨变距系统用于操纵杆与螺旋桨转速的机械解耦；所述电子节气门体用于操纵杆与节气门开度的机械解耦。4.根据权利要求1所述的活塞式航空发动机负荷协调控制方法，其特征在于,所述执行器用于实现发动机的喷油和点火。5.根据权利要求1所述的活塞式航空发动机负荷协调控制方法，其特征在于,该方法基于飞行推进功率请求的发动机工况寻优算法计算得到工况点；确定当前期望节气门开度与螺旋桨转速，并通过闭环控制系统调节节气门开度与桨叶角。6.根据权利要求1所述的活塞式航空发动机负荷协调控制方法，其特征在于,该系统控制器中存储飞机设计过程中定义的飞行任务剖面各阶段的飞行推进功率，并将这种功率需求映射到操纵杆的操纵行程的不同位置，最终系统通过操作杆位置来统一表示飞机当前飞行推进功率需求；根据操作杆位置解...

【专利技术属性】
技术研发人员：李卫东，蔡亚兵，任黎霞，侯建英，
申请(专利权)人：安徽航瑞航空动力装备有限公司，
类型：发明
国别省市：安徽,34