一种导叶可调的涡扇发动机部件级机载动态模型设计方法技术

本发明专利技术公开一种导叶可调的涡扇发动机部件级机载动态模型设计方法，结合航空发动机气动热力学物理建模与LPV建模思想，建立含加力的发动机的机载动态实时模型。该方法包括：在原有部件级模型的基础上，引入压气机导叶特性修正；根据发动机开加力时的部件级模型的数据，将加力燃油量作为控制量之一，建立加力接通后关于压比状态参数的含加力宽工况范围LPV模型；设计引入并优化状态参数惯性环节计算策略，获得包线内不同飞行状态平稳切换的宽工况范围机载动态模型。本发明专利技术将导叶特性修正、建立机载加力燃烧室模型、状态参数惯性环节计算策略用于建立含加力的涡扇发动机机载动态实时模型，可获得在包线内慢车以上全状态的涡扇发动机机载实时计算模型。发动机机载实时计算模型。发动机机载实时计算模型。

【技术实现步骤摘要】
一种导叶可调的涡扇发动机部件级机载动态模型设计方法


[0001]本专利技术涉及航空发动机建模与仿真领域，尤其涉及导叶可调的含加力涡扇发动机机载动态模型设计。

技术介绍

[0002]现代航空发动机是一个极其复杂的非线性气动热力学系统，在研发过程中，需要大量的人员和资金投入。航空发动机数学模型是控制系统设计研究的基础，其中包括三种航空发动机数学模型：部件级模型、状态变量模型和LPV模型。
[0003]部件级模型：精度较高且能够全面反映发动机各截面工作状态。然而，由于其计算时需要反复的流量迭代计算，因此实时性较差。在控制算法实时仿真验证时，既要求数学模型有较高的精度，又要求其有较好的实时性。
[0004]状态变量模型：利用非线性部件级模型局部线性建立的模型，目前广泛应用于发动机多变控制器设计。建立航空发动机状态变量模型的方法有偏导数法、拟合法和最小二乘法。
[0005]LPV模型：由于状态变量模型是小范围的线性模型，难以满足发动机大范围的精度要求，因此需要应用LPV建模方法。LPV模型通过可测量的外部实时参数作为调度参数对系统的动态特征进行描述，LPV控制器直接采用线性鲁棒控制理论进行设计，保证所设计的控制器具有鲁棒稳定性。LPV系统在工程应用与理论研究上均具有很高的潜在价值，因此，近年来LPV建模技术受到了控制学界的高度重视。
[0006]加力燃烧一般在发动机低压涡轮后、喷管前的加力燃烧室内完成。加力燃烧室可以在特定的情况下，大幅提升发动机的推力，从而使飞行器获得短暂优势，作用不容忽视。本专利技术将涡扇发动机各个部件模型以及建立的关于转速和压比的LPV模型，提出一种导叶可调的含加力的涡扇发动机机载实时模型的构建方法，在精度损失较小的情况下提高发动机模型的实时性。

技术实现思路

[0007]本专利技术所要解决的技术问题是针对
技术介绍
的缺陷，提供一种具有高精度的导叶可调的机载动态实时模型，解决原有的非线性部件级模型实时性不足，线性化模型误差较大的问题。
[0008]本专利技术为解决上述技术问题采用以下技术方案：
[0009]步骤A)，在原有部件级模型的基础上，引入压气机导叶特性修正；设计LPV形式的非线性共同工作方程组的无迭代求解算法，根据发动机开加力时的部件级模型的数据，将加力燃油量作为控制量之一，建立加力接通后关于压比状态参数的含加力宽工况范围LPV模型；
[0010]步骤B)，设计引入并优化状态参数惯性环节计算策略，由此获得包线内不同飞行状态平稳切换的宽工况范围机载动态模型。
[0011]作为本专利技术一种导叶可调的涡扇发动机部件级机载动态模型设计方法的进一步优化方案，步骤A)的具体步骤如下：
[0012]步骤A1)，在原有部件级模型的基础上，将压气机前三级与后六级分开建模，引入压气机导叶特性修正。
[0013]步骤A2)，根据发动机开加力时的部件级模型的数据，将加力燃油量作为控制量之一，建立加力接通后关于压比状态参数的含加力状态变量模型。
[0014]步骤A3)，在不同的进口温度，分别在不同的喉道面积A8与不同的导叶角角度Afa下，将在此喉道面积和导叶角角度时的不同转速下的状态变量模型组合成LPV模型。
[0015]作为一种含加力的涡扇发动机机载动态实时模型的构建方法，提出了一种减小误差的优化方案步骤B)的具体步骤如下：
[0016]步骤B1)，建立基于等温线的飞行包线划分方案。根据飞行包线划分方案，优化选取若干个T2下的包线点建立加力接通后关于压比状态参数的含加力宽工况范围LPV模型；
[0017]步骤B2)，针对全包线内飞行点，设计引入并优化状态参数惯性环节计算策略。由LPV模型求解获得换算转速与压比，提供给气路各部件气动热力学模型完成计算，由此获得状态平稳切换的宽工况范围机载动态模型。
[0018]进一步的，所述步骤B1)中飞行包线划分方案为：在包线范围内，以进口温度T2每隔20K建立一条等温线，由此获得包线内含加力宽工况范围LPV模型。
[0019]进一步的，所述步骤B2)中具体步骤如下：
[0020]步骤B2.1)，根据涡扇发动机所处的进口总温T2，计算T2与已建立LPV模型的T2的差值，当T2与已建立LPV模型的T2相差均不超过20K时，可选择差值最小的LPV模型。选择相应等温线下多项式系数，计算系数矩阵中的元素，进而得到当前高压转速n
H
下的各系数矩阵A，B，C，D，根据当前A8进行插值计算当前喉道截面面积A8下的转速压比。
[0021]步骤B2.2)，在原有模型的基础上，设计引入并优化状态参数惯性环节计算策略。状态参数惯性环节计算策略如图1(b)所示。
[0022]步骤B2.3)，将求出的压比与转速再送回非线性模型中，提供给气路各部件气动热力学模型完成计算，由此获得状态平稳切换的宽工况范围机载动态模型。
[0023]进一步的，步骤B2.2)中优化策略的具体步骤如下：在切换系数矩阵过程中，判断输入参数的改变是否需要更改矩阵系数，如不需要则继续使用上一时刻的矩阵系数，如需要更换矩阵系数，则重复计算若干次以达到稳态效果；在得到转速与压比后，引入转速与压比的状态参数惯性环节，减小模型在切换矩阵过程中的输出误差，一阶惯性环节的传递函数表示如下：
[0024][0025]其中T为时间常数，s表示复频域。
[0026]本专利技术采用以上技术方案与现有方案相比，具有以下技术效果：
[0027](1)本专利技术所使用的部件级模型，是在原有部件级模型的基础上，将压气机前六级与后三级分开建模，引入压气机导叶特性修正；
[0028](2)本专利技术所使用的机载动态实时模型，将加力燃油量作为控制量之一，建立了机载加力燃烧室模型；
[0029](3)本专利技术在LPV模型求解后，设计引入并优化状态参数惯性环节计算策略，能有效减小系数矩阵更换导致的误差。
附图说明
[0030]图1中，(a)是含加力的涡扇发动机机载动态实时模型原理简图，(b)是对优化计算策略的详细说明；
[0031]图2是基于等温线的包线划分计划；
[0032]图3是H＝0km,Ma＝0,T
t2
＝288.15K时归一化后的燃油流量W
f
、加力燃油流量W
fa
和尾喷管喉道界面面积A8变化；
[0033]图4是H＝0km,Ma＝0,T
t2
＝288.15K时输出参数对比；
[0034]图5是H＝11km,Ma＝0.8,T
t2
＝244.38K时归一化后的燃油流量W
f
、加力燃油流量W
fa
和尾喷管喉道界面面积A8变化；
[0035]图6是H＝11km,Ma＝0.8,T
t2
＝244.38K时输出参数对比；
[0036]图7是H＝11km,Ma＝1.5,T
t2
＝314.3K时归一化本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种导叶可调的涡扇发动机部件级机载动态模型设计方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤A)，在原有部件级模型的基础上，引入压气机导叶特性修正；设计LPV形式的非线性共同工作方程组的无迭代求解算法，根据发动机开加力时的部件级模型的数据，将加力燃油量作为控制量之一，建立加力接通后关于压比状态参数的含加力宽工况范围LPV模型；步骤B)，设计引入并优化状态参数惯性环节计算策略，由此获得包线内不同飞行状态平稳切换的宽工况范围机载动态模型。2.如权利要求1所示的一种导叶可调的涡扇发动机部件级机载动态模型设计方法，其特征在于，所述步骤A)的具体步骤如下：步骤A1)，在原有部件级模型的基础上，将压气机前三级与后六级分开建模，引入压气机导叶特性修正；步骤A2)，根据发动机开加力时的部件级模型的数据，将加力燃油量作为控制量之一，建立加力接通后关于压比状态参数的含加力状态变量模型；步骤A3)，在不同的进口温度，分别在不同的喉道面积A8与不同的导叶角角度Afa下，将在此喉道面积和导叶角角度时的不同转速下的状态变量模型组合成LPV模型。3.如权利要求1所示的一种导叶可调的涡扇发动机部件级机载动态模型设计方法，其特征在于，所述步骤B)的具体步骤如下：步骤B1)，建立基于等温线的飞行包线划分方案，根据飞行包线划分方案，优化选取若干个进口总温T2下的包线点建立加力接通后关于压比状态参数的含加力宽工况范围LPV模型；步骤B2)，针对全包线内飞行点，设计引入并优化状态参数惯性环节计算策略；由LPV模型求解获得换算转速与压比，提供给气路各部件气动热力学模型完成计算，由此获得状态平稳切换的宽工况范围机载...

【专利技术属性】
技术研发人员：鲁峰，徐天润，邹泽龙，周鑫，黄金泉，高亚辉，
申请(专利权)人：南京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：