一种航空发动机功率管理设计方法及系统技术方案

本发明专利技术涉及一种航空发动机功率管理设计方法及系统，属于航空发动机技术领域，所述功率管理设计方法包括：基于发动机的非线性性能计算模型和计算条件，获得发动机特性函数关系式；按照修正目标采用粒子群算法对发动机特性函数关系进行修正，获得发动机功率管理计算函数关系式；将基于环境参数和发动机功率管理计算函数关系式计算获得的验证发动机功率和对应的飞机需求功率值进行比较验证，获得验证结果；根据验证结果，输出发动机功率管理计算函数关系式，完成功率管理设计。本发明专利技术收到发动机收到状态信号后，结合所测量的环境参数，完成功率数值的计算，可以更准确评估发动机实际功率能力，可以用于基于飞机需求的发动机设计。计。计。

【技术实现步骤摘要】
一种航空发动机功率管理设计方法及系统


[0001]本专利技术属于航空发动机
，特别涉及一种航空发动机功率管理设计方法及系统。

技术介绍

[0002]功率管理控制是一种以发动机输出功率为控制目标的发动机调节模式，这种模式可以有效减少飞行员操作难度，配合飞机的自动油门，可以实现飞机的自动驾驶，提高发动机循环次数累计精度，从而提高发动机的使用寿命。对于发动机来说，需要建立一套计算方法，给出不同功率等级、飞行条件下的功率数值，这套计算方法的结果即要满足飞机需求，又要尽量降低发动机的使用模式，还要兼顾发动机的实际能力。
[0003]目前的涡轴涡桨类发动机没有功率管理的计算方法，国内现有的涡轴涡桨发动机大都以动力涡轮转速为控制目标，飞机操纵杆直接对应了发动机功率。随着飞机飞行的高度速度温度发生变化，飞机需要实时调整操作杆，来改变发动机输出功率。对于飞机来说，现有通过调整操作杆来改变发动机输出功率的方案对飞行员来说，操作难度大，需要实时根据飞行模式整操作杆，容易造成飞行员疲惫。对于发动机来说，当外界环境变化时，飞行员如果没有及时修改控制模式，发动机可能会工作在转速更高的模式，不利于发动机的长寿命使用。

技术实现思路

[0004]针对上述问题，本专利技术一种航空发动机功率管理设计方法及系统。
[0005]本专利技术的第一个目的，可以通过以下技术方案解决：
[0006]一种航空发动机功率管理设计方法，包括：
[0007]基于发动机的非线性性能计算模型和计算条件，获得发动机特性函数关系式；
[0008]按照修正目标采用粒子群算法对发动机特性函数关系进行修正，获得发动机功率管理计算函数关系式；
[0009]将基于环境参数和发动机功率管理计算函数关系式计算获得的验证发动机功率和对应的飞机需求功率值进行比较验证，获得验证结果；
[0010]根据验证结果，输出发动机功率管理计算函数关系式，完成功率管理设计。
[0011]进一步地，所述基于发动机的非线性性能计算模型和计算条件，获得发动机特性函数关系式，包括：
[0012]基于发动机的非线性性能计算模型和计算条件，计算发动机功率特性数据；
[0013]将发动机功率特性数据和高度、温度、飞行马赫数进行函数拟合，获得发动机特性函数关系式。
[0014]进一步地，所述发动机的非线性性能计算模型基于发动机参数建立。
[0015]进一步地，所述计算条件包括发动机特性模式下的稳态调节规律，所述发动机特性模式包括最大巡航模式、最大爬升模式、正常起飞模式和最大起飞模式。
[0016]进一步地，所述发动机特性函数关系式如下所示：
[0017]PW
j
＝PW
m
‑
H*k1
‑
DT*k2+Ma^2*k3
‑
ESC*k4，
[0018]其中，PW
j
为特性函数计算功率，PW
m
是不同模式下的初始功率数值，H为飞行高度，DT为环境温度与标准温度偏差，Ma为飞行马赫数，ESC为飞机引气等级，k1为功率随高度的变化系数，k2为功率随温度的变化系数、k3为功率随飞行马赫数的变化系数、k4为功率随飞机引气等级变化系数。
[0019]进一步地，所述修正目标为计算功率≥飞机需求功率，且计算功率最小。
[0020]进一步地，所述发动机功率管理计算函数关系如下所示：
[0021]PW
jr
＝PW
m
‑
H*k1r
‑
DT*k2r+Ma^2*k3r
‑
ESC*k4r，
[0022]其中，PW
jr
表示系数修正后的计算功率，k1r为修正后功率随高度的变化系数，k2r为修正后功率随温度的变化系数、k3r为修正后功率随飞行马赫数的变化系数、k4r为修正后功率随飞机引气等级变化系数。
[0023]进一步地，所述将基于环境参数和发动机功率管理计算函数关系式计算获得的验证发动机功率和对应的飞机需求功率值进行验证，获得验证结果，包括：
[0024]将环境参数代入发动机功率管理计算函数关系式计算得验证发动机功率，所述环境参数包括飞行高度、环境温度与标准温度偏差、飞行马赫数和飞机引气等级；
[0025]将验证发动机功率和对应的飞机需求功率进行比较验证，获得验证结果。
[0026]进一步地，所述根据验证结果，输出发动机功率管理计算函数关系式，完成功率管理设计，包括：
[0027]所述验证结果为验证发动机功率大于飞机需求功率，则输出发动机功率管理计算函数关系式，完成功率管理设计；
[0028]或，
[0029]所述验证结果为验证发动机功率小于等于飞机需求功率，则在功率限制条件下重复“按照修正目标采用粒子群算法对发动机特性函数关系进行修正，获得发动机功率管理计算函数关系式”、“基于发动机功率管理计算函数关系式和验证参数计算得验证发动机功率”和“将验证发动机功率和验证参数对应的飞机需求功率进行比较验证，获得验证结果”步骤直至所述验证结果为验证发动机功率大于飞机需求功率，输出最后获得的发动机功率管理计算函数关系式，完成完成功率管理设计。
[0030]本专利技术的第二个目的，可以通过以下技术方案实现：
[0031]一种航空发动机功率管理设计系统，包括：计算拟合模块、修正模块、验证模块和输出模块；
[0032]所述计算拟合模块用于基于发动机的非线性性能计算模型和计算条件，获得发动机特性函数关系式；
[0033]所述修正模块用于按照修正目标采用粒子群算法对发动机特性函数关系进行修正，获得发动机功率管理计算函数关系式；
[0034]所述验证模块用于将基于发动机功率管理计算函数关系式计算获得的发动机功率和对应发动机状态的飞机需求功率值进行验证，根据验证结果，完成功率管理设计；
[0035]所述输出模块用于根据验证结果，选择输出发动机功率管理计算函数关系式，完成功率管理设计。
[0036]本专利技术的第三个目的，可以通过以下技术方案实现：
[0037]一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质上存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现权上述的航空发动机功率管理设计方法。
[0038]本专利技术的有益效果：
[0039]本专利技术提供的一种航空发动机功率管理设计方法及系统，针对应发动机状态，收到发动机收到状态信号后，结合所测量的环境参数，完成功率数值的计算，方便实时状态的功率计算和获取，可以更准确评估发动机实际功率能力，可以用于基于飞机需求的发动机设计。
[0040]本专利技术的其它特征和优点将在随后的说明书中阐述，并且，部分地从说明书中变得显而易见，或者通过实施本专利技术而了解。本专利技术的目的和其他优点可通过在说明书、权利要求书以及附图中所指出的结构来实现和获得。
附图说明
[0041]为了更清本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种航空发动机功率管理设计方法，其特征在于，包括：基于发动机的非线性性能计算模型和计算条件，获得发动机特性函数关系式；按照修正目标采用粒子群算法对发动机特性函数关系进行修正，获得发动机功率管理计算函数关系式；将基于环境参数和发动机功率管理计算函数关系式计算获得的验证发动机功率和对应的飞机需求功率值进行比较验证，获得验证结果；根据验证结果，输出发动机功率管理计算函数关系式，完成功率管理设计。2.根据权利要求1所述的航空发动机功率管理设计方法，其特征在于，所述基于发动机的非线性性能计算模型和计算条件，获得发动机特性函数关系式，包括：基于发动机的非线性性能计算模型和计算条件，计算发动机功率特性数据；将发动机功率特性数据和高度、温度、飞行马赫数进行函数拟合，获得发动机特性函数关系式。3.根据权利要求2所述的航空发动机功率管理设计方法，其特征在于，所述发动机的非线性性能计算模型基于发动机参数建立。4.根据权利要求1所述的航空发动机功率管理设计方法，其特征在于，所述计算条件包括发动机特性模式下的稳态调节规律，所述发动机特性模式包括最大巡航模式、最大爬升模式、正常起飞模式和最大起飞模式。5.根据权利要求1所述的航空发动机功率管理设计方法，其特征在于，所述发动机特性函数关系式如下所示：PW
j
＝PW
m
‑
H*k1
‑
DT*k2+Ma^2*k3
‑
ESC*k4，其中，PW
j
为特性函数计算功率，PW
m
是不同模式下的初始功率数值，H为飞行高度，DT为环境温度与标准温度偏差，Ma为飞行马赫数，ESC为飞机引气等级，k1为功率随高度的变化系数，k2为功率随温度的变化系数、k3为功率随飞行马赫数的变化系数、k4为功率随飞机引气等级变化系数。6.根据权利要求1所述的航空发动机功率管理设计方法，其特征在于，所述修正目标为计算功率≥飞机需求功率，且计算功率最小。7.根据权利要求1所述的航空发动机功率管理设计方法，其特征在于，所述发动机功率管理计算函数关系如下所示：PW
jr
＝PW
m
‑
H*k1r
‑
DT*k2r+Ma^2*k3r
‑
ESC*k4r，其中，PW

【专利技术属性】
技术研发人员：张晨阳，张怡超，王琛，王召广，李炎，杨志，梅庆，宋双文，金海良，
申请(专利权)人：中国航发湖南动力机械研究所，
类型：发明
国别省市：