一种基于特性参数变化的航空发动机自动再点火方法技术

本申请属于航空发动机控制领域，特别涉及一种基于特性参数变化的航空发动机自动再点火方法。包括：步骤一、获取进入熄火条件，当满足进入熄火条件时，进入步骤二；步骤二、获取发动机熄火条件，根据发动机熄火条件进行发动机熄火识别，当识别出发动机熄火时，进入步骤三；步骤三、通过发动机点火器点火，并按照预置的发动机供油规律进行供油，当发动机点火器持续点火T

【技术实现步骤摘要】
一种基于特性参数变化的航空发动机自动再点火方法


[0001]本申请属于航空发动机控制领域，特别涉及一种基于特性参数变化的航空发动机自动再点火方法。

技术介绍

[0002]在航空发动机工作过程中，若出现燃油供应中断、飞行员错误操作以及进气畸变或恶劣天气条件下，可能会导致发动机燃烧室熄火，导致发动机不能稳定工作，若不及时恢复点火，则会造成发动机空中停车，使发动机丧失推力，对于单发飞机造成的后果是十分严重的，可能会导致机毁人亡，对于多发飞机也会对飞行安全造成影响，并会对飞行员造成额外的操作负担。因此飞机在对发动机的需求中对于空中熄火提出了更加严苛的要求，要求在发动机熄火时应能快速的判断熄火，并快速的进行再点火，保证发动机可以稳定、可靠的为飞机提供所需推力要求。
[0003]常见的发动机熄火后再起动的方式有风车起动和惯性起动等，风车起动是发动机完全停车后，依靠飞机飞行产生的冲压带动发动机转子转动，在一定的起动包线范围内，依靠飞行员指令，实现风车起动；惯性起动是发动机熄火后，转速下降至惯起转速后，由发动机控制系统自动点火，实现发动机再起动。当前技术方案的主要缺点如下：风车起动是燃烧室熄火后，发动机停车，进入风车工作状态，而发动机在风车状态，进入燃烧室的空气流速高，压力和温度低，使燃油点燃和稳定燃烧带来困难，因此风车起动不是在任何飞行条件下都可以成功的，需要满足一定的高度和速度条件。飞行高度越高，燃烧室进口空气的压力和温度越低，燃烧室难以被点燃；飞行速度过高，燃烧室进口气流速度过大燃油与空气的混合气体难以点燃，火焰也难以稳定，而飞行速度过低，会导致风车转速太低，如供油量过低则有可能出现涡轮输出功率不足，导致启动悬挂，燃油过多又可能出现涡轮前温度太高。惯性起动是指发动机空中意外停车后，由发动机控制系统自动执行的一种空中起动程序，虽然是一种自动起动方式，但需要发动机的核心机转速下降至目标转速后才会触发该逻辑，一般转速设置低于慢车转速，这样若发动机处于较高状态运行时，会导致发动机推力变化较大，出现持续较长时间的推力损失状态。
[0004]因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。

技术实现思路

[0005]本申请的目的是提供了一种基于特性参数变化的航空发动机自动再点火方法，以解决现有技术存在的至少一个问题。
[0006]本申请的技术方案是：
[0007]一种基于特性参数变化的航空发动机自动再点火方法，包括：
[0008]步骤一、获取进入熄火条件，当满足所述进入熄火条件时，进入步骤二；
[0009]步骤二、获取发动机熄火条件，根据所述发动机熄火条件进行发动机熄火识别，当识别出发动机熄火时，进入步骤三；
[0010]步骤三、通过发动机点火器点火，并按照预置的发动机供油规律进行供油，当发动机点火器持续点火T
C
s后关闭发动机点火器，进入步骤四；
[0011]步骤四、获取再点火成功条件，根据所述再点火成功条件判断再点火是否成功，若是，则结束。
[0012]在本申请的至少一个实施例中，所述进入熄火条件为：
[0013]X
D
‑
X
F
＞Δ
[0014]其中，X
F
为闭环控制回路或限制回路的反馈值，X
D
为第一阈值，Δ为偏差。
[0015]在本申请的至少一个实施例中，步骤二中，所述获取发动机熄火条件，根据所述发动机熄火条件进行发动机熄火识别包括：
[0016]计算发动机特性参数变化率为：
[0017][0018]其中，k表示当前周期，定义k周期为进入熄火判断时的周期，k
‑
1表示上一周期，T表示采集周期，Y表示发动机特性参数测量值；
[0019]则，连续5个周期的发动机特性参数变化率分别为：
[0020][0021]其中，所述发动机特性参数包括高压转子转速N2、低压转子转速N1、涡轮后排气温度T5；
[0022]获取连续5个周期的高压转子转速N2变化率分别为：
[0023][0024]获取连续5个周期的低压转子转速N1变化率分别为：
[0025][0026]获取连续5个周期的涡轮后排气温度T5变化率分别为：
[0027][0028]当连续5个周期的高压转子转速N2变化率中任意4个均大于第二阈值ΔY
N2
时，认为满足第一发动机熄火条件；
[0029]当连续5个周期的低压转子转速N1变化率中任意4个均大于第三阈值ΔY
N1
时，认为满足第二发动机熄火条件；
[0030]当连续5个周期的涡轮后排气温度T5变化率中任意4个均大于第四阈值ΔY
T5
时，认为满足第三发动机熄火条件；
[0031]当所述第一发动机熄火条件、所述第二发动机熄火条件、所述第三发动机熄火条件中至少满足2个时，认为发动机熄火。
[0032]在本申请的至少一个实施例中，步骤四中，所述获取再点火成功条件，根据所述再点火成功条件判断再点火是否成功包括：
[0033]获取进入熄火判断之后的连续5个周期的涡轮后排气温度T5上升率分别为：
[0034][0035]其中，l表示k周期之后的周期；
[0036]当进入熄火判断之后的连续5个周期的涡轮后排气温度T5上升率均大于第五阈值ΔZ
T5
时，认为发动机再点火成功。
[0037]在本申请的至少一个实施例中，还包括步骤五、根据所述再点火成功条件判断再点火不成功时，进入发动机惯性起动或空中起动。
[0038]在本申请的至少一个实施例中，还包括步骤五、根据所述再点火成功条件判断再点火不成功时，进入发动机惯性起动，当发动机惯性起动不成功时，进入空中起动。
[0039]专利技术至少存在以下有益技术效果：
[0040]本申请的基于特性参数变化的航空发动机自动再点火方法，通过识别特性参数的变化特点，既可快速识别出发动机的熄火状态，并进行自动再点火，又无需增加飞行员额外的操作；同时采用多个特性参数变化判断，避免因单一信号干扰或扰动导致的信号误判，或因单一信号故障造成无法判断熄火。
附图说明
[0041]图1是本申请一个实施方式的基于特性参数变化的航空发动机自动再点火方法流程图。
具体实施方式
[0042]为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施例进行详细说明。<本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种基于特性参数变化的航空发动机自动再点火方法，其特征在于，包括：步骤一、获取进入熄火条件，当满足所述进入熄火条件时，进入步骤二；步骤二、获取发动机熄火条件，根据所述发动机熄火条件进行发动机熄火识别，当识别出发动机熄火时，进入步骤三；步骤三、通过发动机点火器点火，并按照预置的发动机供油规律进行供油，当发动机点火器持续点火T
C
s后关闭发动机点火器，进入步骤四；步骤四、获取再点火成功条件，根据所述再点火成功条件判断再点火是否成功，若是，则结束。2.根据权利要求1所述的基于特性参数变化的航空发动机自动再点火方法，其特征在于，所述进入熄火条件为：X
D
‑
X
F
＞Δ其中，X
F
为闭环控制回路或限制回路的反馈值，X
D
为第一阈值，Δ为偏差。3.根据权利要求2所述的基于特性参数变化的航空发动机自动再点火方法，其特征在于，步骤二中，所述获取发动机熄火条件，根据所述发动机熄火条件进行发动机熄火识别包括：计算发动机特性参数变化率为：其中，k表示当前周期，定义k周期为进入熄火判断时的周期，k
‑
1表示上一周期，T表示采集周期，Y表示发动机特性参数测量值；则，连续5个周期的发动机特性参数变化率分别为：其中，所述发动机特性参数包括高压转子转速N2、低压转子转速N1、涡轮后排气温度T5；获取连续5个周期的高压转子转速N2变化率分别为：获取连续5个周期的低压转子转速N1变化...

【专利技术属性】
技术研发人员：李琛，尹吉龙，廉征环，韩崇鹏，
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：