面向喘振检测和消喘控制验证的仿真模拟方法技术

本发明专利技术涉及一种面向喘振检测和消喘控制验证的仿真模拟方法，其目的在于避免试验研究建立在压气机/航空发动机试车试验或历史试验数据上带来的高成本与高风险，通过数字仿真的方式验证消喘控制的有效性，设计一种用于消喘控制的全数字仿真试验方法以降低风险和成本，减轻测试资源和人力资源的负担，同时也为后续硬件在环仿真、半物理仿真提供条件。该方法包括以下步骤：（1）MG3模型与压气机部件参数的耦合关系；（2）喘振检测和消喘控制验证的仿真模拟方法。建立含进退喘模拟的发动机实时模型；控制器根据实时模型进喘的运行参数，验证喘振信号检测算法，产生消喘控制指令，执行消喘控制，为航空发动机主动稳定控制研究提供条件。

【技术实现步骤摘要】
面向喘振检测和消喘控制验证的仿真模拟方法
本专利技术涉及一种面向喘振检测和消喘控制验证的仿真模拟方法，属于航空发动机稳定性控制

技术介绍
当代高性能战斗机需要更快的飞行速度和更高的飞行高度，同时要保证灵活的机动性以及导弹武器的使用，对航空发动机的稳定性与抗畸变能力提出了更高的要求。而航空发动机的稳定性是在发动机使用过程中不可逾越的红线，是评价发动机气动性能的前提，对发动机的结构完整性和可靠性有着极其重要的影响。因此，稳定性问题将成为新一代航空发动机研制成败的关键问题和技术“瓶颈”。喘振作为发动机的典型气动不稳定流态，是存在于整个压缩系统内的轴对称不稳定流动，表现为通过系统的流量和压气机出口压力等参数都随着时间在发动机轴向上作低频脉动。这种脉动使得发动机的效率和性能大大降低，不稳定气流微团的振动给压气机叶片附加额外的振动负荷，而气动失稳导致的涡轮前温度上升则给发动机叶片附加了额外的热负荷。振动负荷与热负荷大大加速了发动机的老化，缩短发动机使用寿命，增加了发动机的维护成本。在严重的情况下，还将引起发动机故障，从而导致灾难性的后果。所以消喘控制已成为现代航空发动机控制系统的一个重要组成部分。消喘控制通常包括三个步骤：(1)判断发动机是否进入从喘振状态；(2)相关执行机构按一定逻辑采取措施，快速消除喘振；(3)使发动机恢复至喘振前的性能状态。针对喘振检测与消喘控制逻辑，国内已有部分研究但工程应用方面尚未成熟。专利CN104239614A公开了一种压气机气动失稳信号的模拟方法，能够在数值模拟或解析数值模拟获得的少量气动失稳信号基础上，采用数乘变换、展缩变换、平移变换和时域叠加等运算，产生大量的涵盖不同频率、幅值、失速先兆模式等特征的气动失稳信号；但该方法首先依赖于气动失稳信号基础，另外也只能用于喘振检测算法的检验。专利CN203630543U公开了一种可用于发动机控制系统半物理模拟试验的喘振模拟装置，但该装置仅靠叶片间断切割进气管嘴组件和出气管嘴组件之间气流的通断来模拟发动机喘振，一是难以保证模拟是否准确，二是无法与消喘方法对应从而验证消喘控制逻辑。
技术实现思路
本专利技术提出的是一种面向喘振检测和消喘控制验证的仿真模拟方法，其目的在于避免试验研究建立在压气机/航空发动机试车试验或历史试验数据上带来的高成本与高风险，通过数字仿真的方式验证消喘控制的有效性，设计一种用于消喘控制的全数字仿真试验方法以降低风险和成本，减轻测试资源和人力资源的负担，同时也为后续硬件在环仿真、半物理仿真提供条件。本专利技术的技术解决方案：面向喘振检测和消喘控制验证的仿真模拟方法，包括以下步骤：1)建立航空发动机部件级实时模型；2)模型间的耦合；3)喘振检测算法的验证；4)退喘控制的验证。步骤1)所述建立航空发动机部件级实时模型，根据涡轮风扇发动机的构造和功能，沿发动机进气流程设计包括进气道、风扇、压气机、燃烧室、涡轮、尾喷管和外涵道；涡轮包括高压涡轮和低压涡轮。依次用非线性方程完成上述各部件的气动热力计算，建立反映发动机稳态工作过程中各部件共同工作关系的控制方程并求解；建立反映发动机动态工作过程中各部件共同工作关系的控制方程并求解。通过调节工作状态下模型系统的压力系数和流量系数，根据气动热力学过程推算发动机的工作状态参数。进一步地，所述部件级实时模型的建立，基本假设包括：忽略部件热惯性；气体在发动机中的流动按一维流动处理。进一步地，所述气动热力学过程推算各部件共同工作关系的控制方程时，依次通过高压涡轮进口流量连续、高压转子功率平衡、低压涡轮进口流量连续、低压转子功率平衡、内外涵出口静压平衡和尾喷管喉道总压平衡作为约束条件，进行迭代计算，得到全包线范围内模拟发动机的动态和稳态特性。步骤2)采用压气机变转速MG3模型与所述部件级实时模型耦合，得到含进退喘模拟的部件级模型。Moore和Greitzer结合Greitzer喘振模型和旋转失速理论，推导出耦合旋转失速和喘振的统一过失速瞬态模型，即MG3模型。MG3模型是描述压缩系统旋转失速和喘振动态过程的二维非定常不可压缩非线性模型，为压气机动态失速特性模拟奠定了理论基础，是分析压气机失速与喘振的经典模型。Greitzer定义了决定压缩系统失速失稳类型的参数B：其中，U为发动机当前转子转速，as为当地声速；VP为压气机后容腔容积；AC为压气机出口截面面积；LC为压气机等效管道长度。Greitzer喘振模型的数值仿真发现，对于每个压缩系统均存在一个理论临界值Bcr，当B＞Bcr时系统发生喘振，B＜Bcr时退喘，发动机各参数恢复至正常水平。进一步地，在经典MG3模型基础上，考虑旋转失速高阶谐波转子动态特性的影响，进一步提高模型精度，建立所述压气机变转速MG3模型，该模型最终以如下的4个微分方程描述：其中，Φ为平均流量系数；Ψ为压力系数；Jn为无因此流量扰动(旋转失速)的第n次谐波的振幅平方；ξ为无量纲时间；lc是压气机的无量纲长度；H、W为压气机三次轴对称特性曲线的半高和半宽；ψc0为压气机轴对称特性曲线0流量出对应的压升；φ为轴向速度系数；lE为压气机出口管道无量纲长度；ΦT为节流阀特性；Ud为转子指令周向转速；Γ为无量纲扭矩；a为压气机内部滞后系数；m为出口管道流道参数；μ为压气机内气体黏性系数；b、Λ1、Λ2为自定义常量，定义分别如下：其中，as为当地声速；VP为压气机后容腔容积；AC为压气机出口截面面积；LC为压气机出口到燃烧室进口的长度；R为转子平均半径；I为转子的转动惯量；mB为与参数B相关的常量，按经验取值。进一步地，压气机变转速MG3模型与部件级实时模型耦合，具体为：步骤2-1，压气机变转速MG3模型根据指定转速计算出动态失速过程压缩系统的压力系数和流量系数；考虑到发动机喘振时内部流动状态表现为通过系统的流量和压力在发动机轴向上作低频脉动，根据转子转速的动态过程，将压气机变转速MG3模型的压力系数和流量系数和部件级实时模型中压气机部件的流量与出口压力参数建立联系如下：其中ρ为压气机出口空气密度，CX为轴向速度也即压气机出口气体流速，U为转子周向速度，AC为压气机出口截面面积，PS为压气机出口总压，PT为压气机进口总压；步骤2-2，根据压气机变转速MG3模型的压力系数与流量系数直接解算出部件级实时模型压气机实际出口压力和流量后，进行记录但不参与后续部件级实时模型的计算；步骤2-3，采用滑动窗口平均的方法对压力系数与流量系数进行平滑滤波，再次解算出压气机实际出口压力和流量，代入部件级实时模型后续部件的热力计算以及动态共同工作方程求解。步骤3)所述喘振检测算法的验证，即在选定时刻分别调整压气机变转速MG3模型的参数B，控制所述部件级实时模型的进喘与退喘；待验证喘振检测算法根据解算后的发动机模型的压气机出口流量、总本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.面向喘振检测和消喘控制验证的仿真模拟方法，其特征是包括以下步骤：/n1)建立航空发动机部件级实时模型；/n2)模型间的耦合；/n3)喘振检测算法的验证；/n4)退喘控制的验证。/n

【技术特征摘要】
1.面向喘振检测和消喘控制验证的仿真模拟方法，其特征是包括以下步骤：
1)建立航空发动机部件级实时模型；
2)模型间的耦合；
3)喘振检测算法的验证；
4)退喘控制的验证。


2.根据权利要求1所述的面向喘振检测和消喘控制验证的仿真模拟方法，其特征是步骤1)所述建立航空发动机部件级实时模型，包括：
步骤1-1，根据涡轮风扇发动机的构造和功能，沿发动机进气流程设计包括进气道、风扇、压气机、燃烧室、涡轮、尾喷管和外涵道；涡轮包括高压涡轮和低压涡轮；
步骤1-2，依次用非线性方程完成上述各部件的气动热力计算，建立反映发动机稳态工作过程中各部件共同工作关系的控制方程并求解；
步骤1-3，建立反映发动机动态工作过程中各部件共同工作关系的控制方程并求解，实现根据气动热力学过程推算发动机的工作状态参数。


3.根据权利要求2所述的面向喘振检测和消喘控制验证的仿真模拟方法，其特征是所述部件级实时模型的建立，基本假设包括：忽略部件热惯性；气体在发动机中的流动按一维流动处理。


4.根据权利要求2所述的面向喘振检测和消喘控制验证的仿真模拟方法，其特征是所述推算各部件共同工作关系的控制方程时，依次通过高压涡轮进口流量连续、高压转子功率平衡、低压涡轮进口流量连续、低压转子功率平衡、内外涵出口静压平衡和尾喷管喉道总压平衡作为约束条件，进行迭代计算，得到全包线范围内模拟发动机的动态和稳态特性。


5.根据权利要求1所述的面向喘振检测和消喘控制验证的仿真模拟方法，其特征是所述步骤2)采用压气机变转速MG3模型与所述部件级实时模型耦合，得到含进退喘模拟的部件级模型。


6.根据权利要求5所述的面向喘振检测和消喘控制验证的仿真模拟方法，其特征是所述压气机变转速MG3模型，是在经典MG3模型基础上，考虑旋转失速高阶谐波转子动态特性的影响，进一步提高模型精度，以如下的4个微分方程描述：












其中，Φ为平均流量系数；Ψ为压力系数；Jn为无因此流量扰动(旋转失速)的第n次谐波的振幅平方；ξ为无量纲时间；lc是压气机的无量纲长度；H、W为压气机三次轴对称特性曲线的半高和半宽；ψc0为压气机轴对称特性曲线0流量出对应的压升；φ为轴向速度系数；lE为压气机出口管道无量纲长度；ΦT为节流阀特性；Ud为转子指令周向转速；Γ为无量纲扭矩；a为压气机内部滞后系数；m为出口管道流道参数；μ为压气机内气体黏性系数；b、Λ1、Λ2为自定...

【专利技术属性】
技术研发人员：张兴龙，张天宏，袁元，盛汉霖，黄向华，
申请(专利权)人：南京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：江苏;32