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”，还要有足够“快”的响应速度。
[0004]目前，国内外主要有三种提高发动机响应速度的技术方案：1)提高控制系统的带宽：通过提高转速控制回路的带宽来加快响应速度；2)高速慢车：通过压气机放气提高慢车转速，从而缩短慢车到最大状态的加速时间；3)放宽对于发动机的限制要求：在紧急情况下，放宽对于压气机喘振裕度和涡轮前温度的限制，允许燃油流量以更快的速率变化。但这些方法存在如下局限性：1)主要面向民用航空发动机，没有针对军用航空发动机的结构和控制特点进行优化；2)出发点仍是提高转子的响应速度而非直接控制推力；3)高速慢车和放宽限制的方法仅适用于特定功率状态(如慢车)或特定飞行场景(如起飞)，不能作为一种常备的控制方法；
[0005]与现有控制方法相比，本专利技术针对军用航空发动机普遍带有可调尾喷口喉部面积装置的特点提出新型控制方法，通过避免转速波动的方法有效提高推力的响应速度，在隐身飞行器航向控制、舰载机着舰等飞行器姿态控制场景具备良好的应用价值。

技术实现思路

[0006]本专利技术的目的在于提供一种航空发动机推力高动态响应控制方法。应用该方法需完成控制计划设计和控制算法设计。其中控制计划是指规定发动机应当处于的状态，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，控制算法则使发动机工作在上述规定状态，由控制器4实现。
[0007]控制计划设计：本专利技术提出一种新型控制计划，具体功能为：1)将油门杆角度直接映射为推力指令：根据飞行条件预先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；2)根据推力指令确定转速指令，具体逻辑为：当推力指令变化时，通过查表判断当前转速是否满足推力需求，若满足则冻结转速指令，使
发动机沿等转速线改变推力，待推力达到稳态后再重新生成转速指令，引导发动机沿等推力线调整转速至合适值。当转速无法满足推力需求时则重新生成转速指令，此时将同时改变发动机的推力和转速。3)发动机的控制输入(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)参考值根据推力指令和转速指令查表生成。
[0008]控制算法设计：本专利技术使用定常跟踪反馈控制器直接控制转速和推力，控制器4根据推力指令、转速指令及控制输入参考值，计算控制信号，完成控制目标。
附图说明
[0009]图1：本专利技术提出的推力高动态响应过程示意图。
[0010]图2：本专利技术提出的推力高动态响应控制系统原理框图。
[0011]图3：转速设定模块工作逻辑框图。
[0012]图4：可用推力范围与推力半径示意图。
[0013]图5：转速指令与推力指令对应关系示意图。
[0014]图6：本专利技术与传统方案的推力响应速度对比示意图。
具体实施方式
[0015]下面结合附图和实例对本专利技术作进一步说明，此处所使用的附图只用来提供对本专利技术的进一步理解，为本申请的一部分，不构成对本专利技术方案的限定。
[0016]以某发动机为例，作其等转速线和等推力线，如图1所示，图中控制输入为燃油流量W
F
、尾喷口喉部面积A8，转速为低压转子转速线，此处仅为说明控制方法原理，并非对控制输入的类型和转子数量作特别的限制。以起始推力50％为例，相较传统尾喷口喉部面积保持不变的加速过程(见图中A1
‑
>B1路径)，本专利技术提出的方法使发动机在同等初始推力状态下，沿图中A2
‑
>B2
‑
>C2路径变化，其中A2
‑
>B2为定转速增推力过程，B2
‑
>C2为定推力增转速过程。下面对实现该控制计划的各子模块功能进行说明。
[0017]基于该控制方法的控制系统如图2所示，含有：推力指令设定模块1、转速指令设定模块2、控制输入参考值设定模块3和控制器4。各模块工作逻辑或设计方法如下：
[0018]1)转速指令设定模块1，其设计方法为：根据飞行条件预先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；
[0019]2)转速指令设定模块2，其工作逻辑如图3所示，各步骤的判定逻辑或各流程的实现方法为：
[0020]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；
[0021]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。
[0022]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：
[0023]R＝min(F
cmd
–
F
min
,F
max
–
F
cmd
)
[0024]该定义当且仅当F
min
<F
cmd
<F
max
时存在。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小或使燃油消耗率最低获得，记该控制计划下的转速为一般性地，传统控制计划具有更小的燃油消耗率本文档来自技高网...

【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
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<F
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时存在)：R＝min(F
cmd
–
F
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–
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)记使推力半径最大的转速为推力指令F
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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：