一种航空发动机推力高动态响应控制方法技术

本发明专利技术提出一种航空发动机推力高动态响应控制方法，其核心思想在于避免动态响应较慢的转速发生变化。基于该方法的控制系统包括控制计划(由推力指令设定模块1、转速指令设定模块2和控制输入参考值设定模块3实现)和控制算法(由设计控制器4实现)设计两个步骤：模块1根据油门杆角度和进气条件生成推力指令F

【技术实现步骤摘要】
一种航空发动机推力高动态响应控制方法


[0001]本专利技术涉及航空发动机控制方法，属于航空发动机控制


技术介绍

[0002]航空发动机为飞行器提供推力，使飞行器具备巡航和机动能力。但由于推力无法直接测量，现有发动机控制系统只能通过控制转速等可测量参数间接控制推力。随着飞行器性能的提升，间接控制方法已不能满足飞行器对于推力的精细化需求，对于推力的直接控制问题亟待解决。
[0003]从推进系统发挥的作用来看，可以将推力直接控制的研究略有重叠地分为两个阶段：第一个阶段大约为1978
‑
1995年，研究重点是通过提高发动机总体性能(推力、耗油率)来优化飞行器的性能指标(加速性能、航程等)，具有代表性的工作是上世纪九十年代兴起的发动机性能寻优控制；第二个阶段为1990年至今，研究重点是使用发动机参与飞行器姿态控制，相较第一个阶段，此阶段关注的是发动机和飞行器的动力学行为。典型应用场景包括战斗机非定常机动、短垂起降飞行器起飞和降落、舰载机着舰、高隐身飞行器航向控制等。在这些应用场景中，对于推力不仅要控制得“稳”和“准”本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种航空发动机推力高动态响应控制方法，其特征在于，基于避免转子转速波动的原则调节航空发动机推力，并通过最大化恒定转速下的推力变化范围来确定转速指令，从而提升推力的响应速度和推力半径；基于所述方法的控制系统，其特征在于(如图1所示)含有一个推力指令设定模块1、一个转速指令设定模块2、一个控制输入参考值设定模块3和一个控制器4；所述推力指令设定模块1根据飞行条件确定飞行器需用推力的范围，将油门杆角度变化范围线性地映射在需用推力最小值和最大值之间；所述转速指令设定模块2工作逻辑如图3所示，各步骤的判定逻辑或各流程的实现方法为：判断转速是否满足推力需求：在作动范围内变化发动机各执行机构(包括但不限于燃油流量、尾喷口喉部面积、导叶角度、引射活门开度等)，记录发动机参数不超限条件下，各转速对应的推力变化范围，并称其为可用推力范围，如图4所示；若推力指令处于当前转速对应的可用推力范围内，则转速满足推力需求，否则不满足；判断推力是否达到稳态：当推力指令与实际推力之间的相对误差e小于ε的持续时间大于T
ε
时认为推力达到稳态，此处ε、T
ε
为预设的常数；生成转速指令的方法：根据图4可获得某一转速下的最小可用推力F
min
和最大可用推力F
max
，给定推力指令F
cmd
，定义某一转速下的推力半径R为(该定义当且仅当F
min
<F
cmd
<F
max
时存在)：R＝min(F
cmd
–
F
min
,F
max
–
F
cmd
)记使推力半径最大的转速为推力指令F
cmd
与的对应关系示例见图5；图5还给出了传统控制计划下的推力与转速的对应关系，该对应关系通过保持尾喷口喉部面积最...

【专利技术属性】
技术研发人员：李睿超，王向阳，王兵，张会强，谢峤峰，
申请(专利权)人：清航空天北京科技有限公司，
类型：发明
国别省市：