【技术实现步骤摘要】
一种航空发动机控制方法及装置
[0001]本专利技术涉及一种航空发动机控制方法。
技术介绍
[0002]传统的航空发动机控制是基于传感器的控制，即通过可测的转速、压比和温度等发动机状态参数来间接控制发动机推力及喘振裕度等性能参数。这种控制模式虽然简单、可靠，但是难以准确获得发动机工作过程中推力/喘振裕度等不可测参数的变化情况，为了保证发动机在全生命周期的安全控制，必须采用过于保守的控制方法，这就限制了发动机性能的充分发挥。目前，面对未来航空发动机提出的高效率、高推重比、高稳定性、高安全性等高性能要求，模型基控制是最有可能实现这一目标的控制方法。
[0003]模型基控制是指通过机载自适应模型来在线反馈发动机的实时工作状态，计算出推力和喘振裕度作为反馈量，构成直接推力控制和直接喘振裕度闭环控制回路，从而充分挖掘发动机潜力。相比于传统控制方法：1)可提高油门杆和推力之间的线性度、消除油门杆空行程，改善飞行员的驾驶体验，提高发动机推力响应；2)可使发动机稳定工作在高压比、高效率的喘振边界附近，大幅提高了发动机工作范围，是目前...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种航空发动机控制方法，其特征在于，以模型基控制器作为主控制系统对所述航空发动机进行控制，并对航空发动机的工作状态及模型基控制器的工作情况是否正常进行实时监控，如发现异常，则切换至作为备份控制系统的转速/压比控制器来对所述航空发动机进行控制；当以下条件全部得到满足时，判定航空发动机的工作状态及模型基控制器的工作情况正常，否则，判定异常：航空发动机的状态参数均在预设范围内；航空发动机参数的实际测量值与模型基控制器的估计值之间的误差均在预设范围内；航空发动机未处于接近失稳状态。2.如权利要求1所述航空发动机控制方法，其特征在于，通过以下方法判断航空发动机是否处于接近失稳状态：使用基于压力相关度测量的近喘喘振裕度估计方法和基于完备集成经验模态分解的希尔伯特
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黄变换时频谱分析法分别对航空发动机是否处于接近失稳状态进行判定，只要其中一个判定结果为是，则判定航空发动机处于接近失稳状态。3.如权利要求1所述航空发动机控制方法，其特征在于，所述航空发动机的状态参数包括：风扇转速、核心机转速、高压压气机出口静压、高压压气机喘振裕度、低压压气机喘振裕度、类油气比；所述航空发动机参数的实际测量值与模型基控制器的估计值之间的误差包括：风扇转速估计残差、核心机转速估计残差、高压压气机总温估计残差、高压压气机出口静压估计残差、低压涡轮出口总温估计残差、低压涡轮出口总压估计残差。4.如权利要求1所述航空发动机控制方法，其特征在于，所述模型基控制器是利用机载自适应模型估计航空发动机的推力和喘振裕度，分别形成推力和喘振裕度闭环反馈控制回路，计算并通过保护逻辑得到最佳燃油流量指令，输出给执行机构来控制发动机。5.如权利要求1所述航空发动机控制方法，其特征在于，模型基控制器与转速/压比控制器的切换逻辑具体如下：Step1：开始，主控制系统运行，并设置初始值K = 0，t = 0以及阈值Nthr、tthr、mthr、nthr；Step2：对K值变化进行统计，并计算当前短时间内K值变化的频率N；Step3：判断N是否大于Nthr，如果“是”，进入Step4，如果“否”，切换为备份控制系统，并不再触发切换逻辑；Step4：对实时监控的结果是否为异常进行判断，进入防止虚报事件触发切换逻辑：1）如果
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真”，m++，n=0；如果“假”，m=0，n++；2）判断m大于mthr和n大于nthr两个事件“或”，如果“真”，进入Step5；如果“假”，重新进入Step4；Step5：判断实时监控的结果是否为异常，如果“真”，t清零，并开始计时，切换为备份控制系统；如果“假”，判断K是否等于0，如果“是”切换为主控制系统，进入Step2，如果“否”切换为备份控制系统；Step6：K = 1，t ++；Step7：判断t是否大于等于tthr以及实时监控的结果是否为异常，并将两个事件“与”，如果“真”，K=0，进入Step2，如果“假”，进入Step2。6.一种航空发动机控制装置，其特征在...
【专利技术属性】
技术研发人员：盛汉霖，陈芊，李嘉诚，王喆，顾至诚，
申请(专利权)人：南京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：
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