一种基于模型的涡扇发动机加减速控制规律设计方法技术

本发明专利技术公开了一种基于模型的涡扇发动机加减速控制规律设计方法。首先通过固定发动机加减速过程中的转速状态量，然后通过二分法逆向求解满足物理约束条件的最优燃油量，进而获得发动机加减速开环油气比控制规律与闭环转子加速度控制规律。两种控制规律仿真结果基本一致，在满足最短加、减速时间的要求下，发动机高、低压转速仿真曲线与设计状态基本一致，发动机涡轮出口总温、燃烧室余气系数和压气机喘振裕度等主要参数均未超限，本发明专利技术可一次完成发动机加减速两种典型控制规律的设计，具有算法简单、易于实现的优点，为涡扇发动机加减速控制规律设计提供了新方法。控制规律设计提供了新方法。控制规律设计提供了新方法。

【技术实现步骤摘要】
一种基于模型的涡扇发动机加减速控制规律设计方法


[0001]本专利技术涉及航空发动机
，具体的为一种基于模型的涡扇发动机加减速控制规律设计方法。

技术介绍

[0002]航空发动机加减速时间、起动时间等是衡量发动机过渡态性能的重要指标。为保证发动机在过渡态过程中不超温、不喘振、不熄火，且加、减速时间最短，设计一个最优的过渡态控制规律至关重要。
[0003]当前，设计航空发动机过渡态控制规律的方法主要有两种。一种是从发动机模型外部出发，充分利用整机性能模型，结合带约束的优化算法，离线优化加减速控制规律。这些优化算法包括：约束变尺度法、序列二次规划法以及遗传算法等，但其存在算法复杂、计算量大且工程应用困难等问题。另一种是从发动机模型内部出发，以求解带约束的动态共同工作方程为基础，对加减速控制规律进行正向设计。通用的方法包括：功率提取法、动态稳定法等，但在对含多个状态量的发动机模型进行加减速控制规律设计时，两种方法均无法准确给出状态变量合适的初始值，因此在迭代求解过程中，当前迭代状态变量的给定值需要由上一代加减速仿真结果确定。为消除高低压转子转差以及状态量的初始值在设计过程中对发动机动态性能的影响，“功率提取法”与“动态稳定法”设计出的加减速控制规律在正式投入使用前还需要通过多次迭代进行测试及优化，最终满足工程使用需求。
[0004]除上述两种带约束的优化方法以外，基于部件法的涡扇发动机加减速显式格式和隐式格式计算、航空发动机过渡态控制规律逼近设计等方法也可以对过渡态开环和闭环控制规律进行设计与验证，但前者增加了模型的复杂性，后者并未考虑高低压转子转差对发动机过渡态性能的影响，且求解加减速过程中的极限燃油流量时，假设涡轮与压气机功率平衡，这在发动机实际的加减速过程中一般是不成立的。因此针对航空发动机这类强非线性的被控对象，如何基于非线性部件级模型，方便、准确地设计其过渡态控制规律，对充分发挥发动机的性能潜力具有重要的意义。

技术实现思路

[0005]专利技术目的：针对上述
技术介绍
中存在的问题，本专利技术提供了一种基于模型的涡扇发动机加减速控制规律设计方法，通过固定发动机过渡态过程中的高、低压转速状态量，在给定压气机喘振裕度限制、低压涡轮出口温度限制以及燃烧室贫油与富油余气系数限制等条件下，逆向求解发动机的燃油输入量，从而得到发动机加减速开环油气比控制规律与闭环转子加速度控制规律。
[0006]技术方案：为实现上述目的，本专利技术采用的技术方案为：
[0007]一种基于模型的涡扇发动机加减速控制规律设计方法，包括以下步骤：
[0008]1)建立涡扇发动机过渡态数学模型，计算涡扇发动机处于过渡态工况时的性能；
[0009]2)采用部件级建模中的改进欧拉法对涡扇发动机过渡态数学模型进行离散化，根
据期望的涡扇发动机输出参数，利用二分法逆向求解满足限制的涡扇发动机的最优主燃油流量；
[0010]3)获取加减速开环油气比控制规律和加减速闭环转子加速度控制规律，对两个控制规律进行仿真验证。
[0011]优选的，步骤1)的实现过程为：
[0012]1.1)获取非线性共同工作方程组：
[0013]W
a21
‑
W
a25
‑
W
a13
＝0
[0014]W
g4
‑
W
a3
‑
W
f
＝0
[0015]W
g45
‑
W
g44
＝0
[0016]W
g9
‑
W
g7
＝0
[0017][0018][0019]其中：W表示气体质量流量，J表示转动惯量，η
mL
与η
mH
分别表示低压与高压转子机械轴效率，L表示部件功率，L
EXT
表示附件提取功率，n
L
与n
H
分别表示低压与高压转子转速，J
L
与J
H
分别表示低压与高压转子转动惯量；下标F、C、HT与LT分别表示风扇、压气机、高压涡轮与低压涡轮；下标a表示空气，g表示燃气，f表示燃油，21表示风扇出口截面，25表示压气机进口截面，13表示外涵道进口截面，3表示燃烧室进口截面，4表示高压涡轮进口截面，44表示涡轮过渡段出口截面，45表示低压涡轮进口截面，7表示尾喷管进口截面，9表示尾喷管出口截面；
[0020]1.2)获取涡扇发动机的风扇、压气机、高压涡轮与低压涡轮这四个旋转部件的压比π
F
、π
C
、π
HT
、π
LT
，将这四个压比作为初猜变量，以牛顿
‑
拉弗森迭代的方法求解所述非线性共同工作方程组，得到涡扇发动机处于过渡态工况时的性能。
[0021]优选的，步骤2)的实现过程为：
[0022]2.1)将涡扇发动机视为时不变因果系统，采用部件级建模中改进欧拉法对涡扇发动机过渡态数学模型进行离散化，设置一定离散时间步长，离散化方程为：
[0023][0024]式中：x(
·
)为涡扇发动机的状态量，包括低压转子转速n
L
和高压转子转速n
H
，u(
·
)为涡扇发动机的输入，y(
·
)为期望的涡扇发动机的输出，k为时刻，k0是起始时刻，f和g为参数；
[0025]由k
‑
1时刻的涡扇发动机的状态量：低压转子转速n
L
(k
‑
1)与高压转子转速n
H
(k
‑
1)，确定在k时刻的涡扇发动机的的状态量：低压转子转速n
L
(k)与高压转子转速n
H
(k)，同时根据k时刻的低压转子转速n
L
(k)与高压转子转速n
H
(k)与W
f
(k)更新k+1时刻的低压转子转速n
L
(k+1)与高压转子转速n
H
(k+1)；其中W
f
(k)为涡扇发动机主燃油流量；
[0026]在k时刻，由期望的涡扇发动机输出y(k)采用二分法逆向求解涡扇发动机主燃油流量W
f
(k)；
[0027]2.2)根据步骤2.1)中的离散化方程，计算第1次迭代更新涡扇发动机主燃油流量变化范围与
[0028][0029]式中：与分别表示k时刻采用二分法逆向求解第1次迭代更新后的涡扇发动机主燃油流量上、下限，ΔW
flim
表示执行机构燃油流量变化限制，设定为常数；
[0030]2.3)使用二分法计算出代入到涡扇发动机动态模型中仿真：
[0031][0032]式中：与分别表示k时刻第i次迭代的涡扇发动机主燃本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种基于模型的涡扇发动机加减速控制规律设计方法，其特征在于，包括以下步骤：1)建立涡扇发动机过渡态数学模型，计算涡扇发动机处于过渡态工况时的性能；2)采用部件级建模中的改进欧拉法对涡扇发动机过渡态数学模型进行离散化，根据期望的涡扇发动机输出参数，利用二分法逆向求解满足限制的最优主燃油流量；3)获取加减速开环油气比控制规律和加减速闭环转子加速度控制规律，对两个控制规律进行仿真验证。2.如权利要求1所述的一种基于模型的涡扇发动机加减速控制规律设计方法，其特征在于，步骤1)的实现过程为：1.1)获取非线性共同工作方程组：W
a21
‑
W
a25
‑
W
a13
＝0W
g4
‑
W
a3
‑
W
f
＝0W
g45
‑
W
g44
＝0W
g9
‑
W
g7
＝0＝0其中：W表示气体质量流量，J表示转动惯量，η
mL
与η
mH
分别表示低压与高压转子机械轴效率，L表示部件功率，L
EXT
表示附件提取功率，n
L
与n
H
分别表示低压与高压转子转速，J
L
与J
H
分别表示低压与高压转子转动惯量；下标F、C、HT与LT分别表示风扇、压气机、高压涡轮与低压涡轮；下标a表示空气，g表示燃气，f表示燃油，21表示风扇出口截面，25表示压气机进口截面，13表示外涵道进口截面，3表示燃烧室进口截面，4表示高压涡轮进口截面，44表示涡轮过渡段出口截面，45表示低压涡轮进口截面，7表示尾喷管进口截面，9表示尾喷管出口截面；1.2)获取涡扇发动机的风扇、压气机、高压涡轮与低压涡轮这四个旋转部件的压比π
F
、π
C
、π
HT
、π
LT
，将这四个压比作为初猜变量，以牛顿
‑
拉弗森迭代的方法求解所述非线性共同工作方程组，得到涡扇发动机处于过渡态工况时的性能。3.如权利要求2所述的一种基于模型的涡扇发动机加减速控制规律设计方法，其特征在于，步骤2)的实现过程为：2.1)将涡扇发动机视为时不变因果系统，采用部件级建模中改进欧拉法对涡扇发动机过渡态数学模型进行离散化，设置一定离散时间步长，离散化方程为：式中：x(
·
)为涡扇发动机的状态量，包括低压转子转速n
L
和高压转子转速n
H
，u(
·
)为涡扇发动机的输入，y(

【专利技术属性】
技术研发人员：周文祥，李国昌，王荣，叶旻逸，
申请(专利权)人：南京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：