一种涡扇发动机高空左边界加力接通控制方法及装置制造方法及图纸

本申请属于发动机试验技术领域，具体涉及一种涡扇发动机高空左边界加力接通控制方法及装置。该方法包括步骤S1、根据飞机高度参数及速度参数确定飞机是否处于高空左边界；步骤S2、确定高压换算转速、高压物理转速、加力接通稳定性近似参数及油门推过加力域的持续时间均超过设定值，则进行加力供油；步骤S3、持续监控加力供油时间，当加力供油时间到达指定要求值且加力接通稳定性近似参数到达给定门槛值后进行加力点火；步骤S4、持续监测加力燃烧室内是否有火焰，根据监测结果进行延时后进行加力连焰控制。本申请缩短了加力接通时间，充分发挥了加力燃烧室接通性能，缩短了加力接通时间分散度。间分散度。间分散度。

【技术实现步骤摘要】
一种涡扇发动机高空左边界加力接通控制方法及装置


[0001]本申请属于发动机控制
，具体涉及一种涡扇发动机高空左边界加力接通控制方法及装置。

技术介绍

[0002]小涵道比加力式涡扇发动机，在加力接通包线内，应当具备接通加力燃烧室稳定工作的能力，从而提升排气温度和速度，实现推力增长，满足飞机机动和飞行性能需求。
[0003]加力接通控制逻辑设计是保证加力燃烧室可靠工作的前提，常温常压及高温高压条件下，加力燃烧室的接通能力相对较强，火焰传播速度快，能够正常进行供油及点火控制，但在高空左边界条件下，随着飞行高度增加、飞行速度降低，大气环境压力、温度下降，加力燃烧室进口条件急剧恶化，加之发动机的个体差异表现和供油品质的分散度，造成加力接通困难，影响飞机正常的使用。
[0004]目前一种使用的高空左边界加力接通设计方法是进行供油、点火延迟控制：1、在发动机主机加速过程中，监测涡轮膨胀比上升趋势，达到给定门槛值时，进入延迟控制；2、延迟t1秒后，进行加力供油控制；3、延迟t2秒后，进行加力点火控制；4、进行加力连焰及后续供油控制，达到最大推力状态。加力接通过程中控制逻辑示意图如图1所示。
[0005]现有的加力接通控制方法，能够提升高空左边界条件下的加力接通能力，但是存在以下主要缺点：
[0006]1、为提升加力接通可靠性，牺牲了加力接通时间，降低了飞机机动性能。现有的加力接通控制方法，其实质是推迟加力供油和点火的时间，使得主机状态进一步增长，改善加力燃烧室进口条件，提升加力接通的可靠性。但由于延迟供油和延迟点火时间的限制，使得发动机加力接通时间大幅增加，较非延迟控制方法相比，加力接通时间增长了1倍～2倍，发动机推力响应速度下降，制约了飞机的机动性能。
[0007]2、未充分发挥加力燃烧室接通能力。现有的延迟供油及点火控制，采用的是时间延迟方法，被动等待加力燃烧室进口条件建立。虽然能够兼容大部分发动机，但这种兼容能力的最优性并未得到有效验证。在延迟时间结束时刻，只能说明这一时刻能够进行加力接通，但不能表征是加力燃烧室可靠点火的边界条件。这种思路也不符合正向设计流程。应当建立一种采用主机状态参数主动识别的控制方法，当满足加力接通边界条件时，主动进行加力接通控制，充分发挥加力燃烧室接通性能。
[0008]3、加力接通时间分散度大。发动机的状态分散度是客观规律，不同的发动机，主机加速性能自身就存在一定的偏差，加之高空左边界区域小流量段的供油偏差，非标天、雷诺数、飞机功率提取及引气分出等外部因素影响，风扇/压气机/涡轮的匹配性偏差，综合造成涡轮膨胀比的响应速度偏差分散度较大，使得发动机达到加力燃烧室供油门槛值的时间偏差较大，加力接通时间分散度大。

技术实现思路

[0009]为了解决上述问题之一，本申请提供了一种涡扇发动机高空左边界加力接通控制方法及装置，基于主机状态参数主动识别是否需要进行加力接通，进而提升加力接通响应速度、充分发挥加力燃烧室接通性能、降低加力接通时间分散度。
[0010]本申请第一方面提供了一种涡扇发动机高空左边界加力接通控制方法，主要包括：
[0011]步骤S1、根据飞机高度参数及速度参数确定飞机是否处于高空左边界；
[0012]步骤S2、确定高压换算转速、高压物理转速、加力接通稳定性近似参数比例及油门推过加力域的持续时间均超过设定值，则进行加力供油；
[0013]步骤S3、持续监控加力供油时间，当加力供油时间到达指定要求值且加力接通稳定性近似参数到达给定门槛值后进行加力点火；
[0014]步骤S4、持续监测加力燃烧室内是否有火焰，根据监测结果进行延时后进行加力连焰控制。
[0015]优选的是，步骤S1进一步包括：
[0016]获取飞行高度或者发动机舱压，获取飞行速度，若飞行高度大于等于第一预设值，或者发动机舱压小于等于第二预设值，且飞行速度小于等于第三预设值，则确定飞机处于高空左边界，所述第一预设值为12km，所述第二预设值为19.3kPa，所述第三预设值取自400km/h～800km/h中的任一值；
[0017]若无法获得飞行速度，则获取压气机出口压力，若飞行高度大于等于第一预设值，或者发动机舱压小于等于第二预设值，且压气机出口压力小于等于第四预设值，则确定飞机处于高空左边界，所述第四预设值通过整机性能仿真模型确定，通过整机性能仿真模型确定第四预设值是指在指定高度、速度及总压损失条件下，确定的最大状态压气机出口压力。
[0018]优选的是，步骤S2中，高压换算转速大于等于第五预设值且加力接通稳定性近似参数大于等于加力可靠接通边界的0.9倍，或者高压物理转速大于等于第六预设值，或者油门推过加力域的持续时间大于等于第七预设值中的任一条件成立时，进行加力供油，其中，第五预设值、第六预设值及第七预设值均通过整机性能过渡态仿真模型确定，所述加力可靠接通边界使用整机性能仿真模型，计算在指定高度、速度及总压损失条件下，最大状态加力接通稳定性近似参数S，并取S的设定倍数作为加力可靠接通边界，所述设定倍数为0.6～0.8倍。
[0019]优选的是，步骤S3中，持续监控加力供油时间，若加力供油时间到达第八预设值且加力接通稳定性近似参数大于等于加力可靠接通边界，则进行加力点火，否则，当加力供油时间到达第九预设值后进行加力点火，所述第八预设值由加力供油管路长度
÷
供油流量
×
供油管路面积所确定，所述第九预设值为第八预设值的2～5倍。
[0020]优选的是，步骤S4中，若监测到加力燃烧室内有火焰，则持续当前加力供油状态第十预设值时间后进行加力连焰控制，否则持续当前加力供油状态第十一预设值时间后进行后续供油控制，其中，第十预设值时间由加力燃烧室主稳定器周长
÷
火焰传播速度确定，火焰传播速度取值范围2m/s～3m/s，所述第十一预设值时间为第十预设值时间的2～5倍。
[0021]本申请第二方面提供了一种涡扇发动机高空左边界加力接通控制装置，主要包
括：
[0022]高空左边界条件确定模块，用于根据飞机高度参数及速度参数确定飞机是否处于高空左边界；
[0023]加力供油条件确定模块，用于确定高压换算转速、高压物理转速、加力接通稳定性近似参数比例及油门推过加力域的持续时间均超过设定值，则进行加力供油；
[0024]加力点火条件确定模块，用于持续监控加力供油时间，当加力供油时间到达指定要求值且加力接通稳定性近似参数到达给定门槛值后进行加力点火；
[0025]加力连焰控制条件确定模块，用于持续监测加力燃烧室内是否有火焰，根据监测结果进行延时后进行加力连焰控制。
[0026]优选的是，所述加力供油条件确定模块包括：
[0027]高度速度确定单元，用于获取飞行高度或者发动机舱压，获取飞行速度，若飞行高度大于等于第一预设值，或者发动机舱压小于等于第二预设值，且飞行速度小于等于第三预设值，则确定飞机处于高空左边界，所本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种涡扇发动机高空左边界加力接通控制方法，其特征在于，包括：步骤S1、根据飞机高度参数及速度参数确定飞机是否处于高空左边界；步骤S2、确定高压换算转速、高压物理转速、加力接通稳定性近似参数比例及油门推过加力域的持续时间均超过设定值，则进行加力供油；步骤S3、持续监控加力供油时间，当加力供油时间到达指定要求值且加力接通稳定性近似参数到达给定门槛值后进行加力点火；步骤S4、持续监测加力燃烧室内是否有火焰，根据监测结果进行延时后进行加力连焰控制。2.如权利要求1所述的涡扇发动机高空左边界加力接通控制方法，其特征在于，步骤S1进一步包括：获取飞行高度或者发动机舱压，获取飞行速度，若飞行高度大于等于第一预设值，或者发动机舱压小于等于第二预设值，且飞行速度小于等于第三预设值，则确定飞机处于高空左边界，所述第一预设值为12km，所述第二预设值为19.3kPa，所述第三预设值取自400km/h～800km/h中的任一值；若无法获得飞行速度，则获取压气机出口压力，若飞行高度大于等于第一预设值，或者发动机舱压小于等于第二预设值，且压气机出口压力小于等于第四预设值，则确定飞机处于高空左边界，所述第四预设值通过整机性能仿真模型确定，通过整机性能仿真模型确定第四预设值是指在指定高度、速度及总压损失条件下，确定的最大状态压气机出口压力。3.如权利要求1所述的涡扇发动机高空左边界加力接通控制方法，其特征在于，步骤S2中，高压换算转速大于等于第五预设值且加力接通稳定性近似参数大于等于加力可靠接通边界的0.9倍，或者高压物理转速大于等于第六预设值，或者油门推过加力域的持续时间大于等于第七预设值中的任一条件成立时，进行加力供油，其中，第五预设值、第六预设值及第七预设值均通过整机性能过渡态仿真模型确定，所述加力可靠接通边界使用整机性能仿真模型，计算在指定高度、速度及总压损失条件下，最大状态加力接通稳定性近似参数S，并取S的设定倍数作为加力可靠接通边界，所述设定倍数为0.6～0.8倍。4.如权利要求1所述的涡扇发动机高空左边界加力接通控制方法，其特征在于，步骤S3中，持续监控加力供油时间，若加力供油时间到达第八预设值且加力接通稳定性近似参数大于等于加力可靠接通边界，则进行加力点火，否则，当加力供油时间到达第九预设值后进行加力点火，所述第八预设值由加力供油管路长度
÷
供油流量
×
供油管路面积所确定，所述第九预设值为第八预设值的2～5倍。5.如权利要求1所述的涡扇发动机高空左边界加力接通控制方法，其特征在于，步骤S4中，若监测到加力燃烧室内有火焰，则持续当前加力供油状态第十预设值时间后进行加力连焰控制，否则持续当前加力供油状态第十一预设值时间后进行后续供油控制，其中，第十预设值时间由加力燃烧室主稳定器周长
÷
火焰传播速度确定，火焰传播速度取值范围2m/s～3m/s，所述第十一预设值时间为第十预设值时间的2～5倍。6.一种涡扇发动机高空左边界加力接通控制装置，其特征在于，包括：高空左边界条件确定模块，用于根据飞机高度参数...

【专利技术属性】
技术研发人员：李焦宇，杨怀丰，刘亚君，于涵，王嘉瞳，
申请(专利权)人：中国航发沈阳发动机研究所，
类型：发明
国别省市：