CN104936859B - 用于发动机的控制设备 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种用于发动机的控制装置控制设备，包括用于计算发动机的至少一个推进器的浆桨叶桨距桨叶角设定点(160)的工具计算装置(150)，该计算工具装置(150)使用一个推进器执行性能模块模型，该模型将至少考虑一个飞行速度(115)纳入考虑中，从而以便通过计算考虑轴马力设定点来调整浆桨叶桨桨距桨叶角设定点。
Description
技术领域和现有技术
本发明属于用于航空发动机的控制设备领域，航空发动机可具有单一推进器或逆向旋转的推进器。
推进器的运行通常基于两种主要的调节模式来控制。
首先，对旋转的定速进行调节，其中包括推进器的桨距(即推进器叶片的设置角度)在伺服控制回路的帮助下进行调整，从而与旋转设置点的速度一致，其中实际速度通过专用传感器来测量。这一调节模式被用于飞行的所有阶段，其中前进速度足够快以获得推进器的稳定的空气动力学运行。
另一个已知的调节模式是不变桨距，也被称为是测试模式。该桨距被伺服控制到飞行员给出的油门位置和推进器的旋转速度。这一模式被用于所有阶段，其中飞行器的前进速度对于推进器的空气动力学特性来说太慢，以至于难以在面对旋转速度的变化时呈现足够的牵引力响应。
在从一种调节模式准换为另一种调整模式期间，期望使推力(被观察为由传动轴所传输的给定动力值)的变化最小化，因为这一变化对飞行员观察发动机表现正确运行来说是不利的。由于推进器的速度变化对发动机的整体动力的影响，并且由于这种被忽略的振动和噪音，也期望使这一变化最小化，。还期望在所有情况下保持发动机整体运行的持续性，这些情形导致在各运行模式之间的转换，比如加速、减速、飞机高度中的变化、或者故障。
不幸地，现有调节***的体系结构仅仅取决于依赖测量推进器的桨距和旋转速度，且不提供预防性作用。满足在发动机控制中所希望达到连续性的所有需求，可能仅在降低性能的代价下获得，尤其是通过选择与推进器的空气动力学不匹配的桨距但一定程度上确保运行稳定来获得。
两种运行模式之间的转换因而导致在调节发动机方面的困难，且这些困难(在传统的只具有一个推进器的涡轮螺旋桨发动机中已经是问题了)在无导管(或“开放旋翼”)桨扇形式(或确实具有多个推进器的任何发动机)的具有两个推进器的发动机中更严重，因为在这类发动机中，下游的旋翼的表现非常强烈地取决于从上游旋翼的排放情况。
因此期望改善从一种调节模式到另一个调节模式的转换，同时遵守上述的与推力变化、速度、以及运行连续性有关的约束条件。
通用电气代表NASA承担的研究工作(“Extended parametric representation ofcompressor fans and turbines”(压缩机旋翼和涡轮的延伸的参数化表示)，1984年)或已公开在文件SAE AIR 4065中的研究工作已试图标识了用于使得损耗最小化或者以简单方式来表达推进器不变量之间的关系的条件。那项工作并未提出用于改善两种运行模式之间的转换的方法。
本发明的定义及相关优势
为了解决上述困难，本发明提供了一种具有用于计算发动机的至少一个推进器的桨距设定点的计算装置的发动机控制设备桨，该计算装置至少考虑了飞行速度。
通过这样一种设备，执行可预测的动作并改善桨距设定点伺服控制功能是可能的，从而使其能够在从一种运行模式过渡到另一种运行模式期间符合针对伺服 控制功能所定义的规范，同时也顺应上述的约束。因而获得了对桨距需求的预期调节，并限制了上述的缺点(具体来说，就是运行的不连续性和偏离推力范围和速度范围)。控制推进器的桨距的精确性、反应时间、和桨局部回路全都被改善。对桨距的伺服控制桨的会聚所需要的时间被减少。
此外，对于以更高速度(如大于0.5的飞行马赫数)飞行的飞行器，本发明通过考虑与桨叶接触的空气的压缩性能也能够改善对桨距的调节。
根据一个有利的特性，代表推进器的表现的量级使用至少一个多项式(例如二阶多项式)来确定。这使得该方法能够在采用普通计算能力的计算机上执行。多项式的使用是简单和易于集成在有限计算能力的计算机中的数学运算。
根据另一个有利的特性，代表推进器的表现的量级根据推进器叶片的相关马赫数和推进器的假定桨距来确定。
因此对于诸如高级涡轮螺旋桨发动机或无导管桨扇推进器之类的快速推进器，考虑了与跨音速范围内的速度相关联的压缩效应。
在某些实施例中，在与推进器的运行相关联的扩展损耗模型的基础上所计算的数字的损耗值得以确定。这个特性使得将对推进器的表现的预测扩展到飞行包线(包括扩展到异常情况)成为可能。
在某些实施例中，确定吸收能量系数。此外，在某些实施例中，该计算装置着使用推进器的旋转速度。此外，也为计算装置使用桨距假设制定了规定，并且为它们使用迭代循环制定了规定，该迭代循环具有停止标准，该停止标准在轴动力的计算值上收敛。
控制设备可以被构造为全权限数字发动机控制计算机的模块或者与其组成为一体。
本发明还提供一种全权限数字发动机控制计算机，其包括如上所述的设备，此外，还提供一种包括如上所述的控制设备的涡轮螺旋桨发动机或包括如上所述的控制设备的无导管桨扇发动机。
附图说明
图1示出伺服控制涡轮发动机推进器的桨距的回路，其中已经显露出本发明。
图2是一个图表，基于该图表，计算推进器的性能系数是可能的。
图3示出本发明的一个实施例。
图4示出在本发明一个实施例中实施的一种协议。
图5和6示出图4中协议的具体方面。
实施例的详细描述
图1示出控制一个或多个推进器的桨距以对恒定的旋转速度进行调节的回路。
推进器20的速度的设定点10由飞行员给出或由自动地或伺服控制的领航***给出。用于感应推进器的旋转速度的传感器30使得计算设定点和即时速度的差40成为可能。
该差40被发送到全权限数字发动机控制(FADEC)50，其使用与发动机油门12的位置相关并且代表传递到轴的能量的设定点，从而确定桨距的设定点60。该确定通过在预定桨距值列表的基础上迭代加工而执行，这些值是基于油门位置且不考虑飞行速度来选择的。该迭代过程使用采用该桨距并提供被传递到轴的能量的模型。迭代在计算的能量对应于请求的能量时停止。
感应桨距的角度传感器70使得能够计算即时桨距值和设定点之间的差，且该差被传递到按照推进器20的桨距工作的致动器90。
推进器的性能通过使用传统的无因次不变量来表示，如下所述：
- Ct＝牵引系数
- Cp＝吸收能量系数
- J＝前进率
- T＝由推进器传递的牵引
- PW＝可从推进器轴获得的能量
- N＝推进器的旋转速度
- D＝推进器直径
- V＝飞行器的前进(或飞行)速度
- β＝推进器桨距
针对快速推进器(诸如无导管桨扇或高级涡轮螺旋桨推进器)，取决于飞行马赫数而加入修正，从而尽可能好地表示出整个飞行包线上的推进器表现。
组合不变量Ct、Cp和J，还能够限定推进器效率概念：
这些系数以“推进器领域”的形式用于作为前进率J和吸收能量系数Cp的函数来标绘效率变化，如图2所示。
图2示出沿横坐标轴的前进率J以及沿纵坐标轴的吸收能量系数Cp。这些值是在知道效率η和设定角的情况下确定的，针对效率η标绘了恒定效率曲线100，并且针对设定角标绘了恒定桨距曲线110。
这一图表存在缺点。
首先，针对推进器桨叶所看到的不同马赫数，准备多个这种类型的图表是有用的，且针对各图表之间的J和Cp所获得的值进行内插也是有用的。此外，因为曲线在图表的左下部分汇聚在一起，这一区域中的精确性较差。另外，在极端情况下产生这些图表是困难的，如接近飞行器失速，或在极大负入射角的条件下。最后，在零速度，功率未能确定。
图3示出本发明的实施例的大体原理。这些元件被赋予可由图1中的那些附图标记加100而获得的附图标记。因此，FADEC 150(或FADEC的负责调节推进器桨距的子***)使用速度设定点和推进器瞬时旋转速度的差140来计算桨距的设定点160。为了执行这一计算，FADEC 150还考虑与油门的位置112相关的设定点，该位置代表传递到轴的能量，如图1。然而，它也考虑飞行器115的飞行速度。
在FADEC 150，为了执行上述计算，利用了推进器的性能模型，该模型基于对与推进器的运行相关联的损耗(下文称为损耗)以及吸收能量系数Cp的预测，这两个参数都作为运行条件的函数来评估，即作为飞机飞行速度v 115和由传感器130所测得的推进器的旋转速度N的函数，以及作为桨距β的假设的函数来评估。如图1中，这一性能模型在桨距假设的连续性细化的基础上在FADEC 150内迭代实施，直到在轴能量的设定点附近获得汇聚为止。
损耗被定义为是牵引力所获得的功和传递到轴的机械功率之间的差，使用公式如下：loss＝PW-T.v＝Cp-J.Ct
与功率比较，损耗的优点在于在所有时间被定义并且是正的，不管推进器的运行方式怎样。
图4的示图总结了模型的体系结构。对这两个量级的预测(损耗和Cp)是利用基于桨距β的函数以及桨叶的相关马赫数300的函数计算得到的系数进行简单多项式计算来执行的，桨叶的相关马赫数300本身是飞行器的飞行速度v115和推进器的旋转速度N的函数。
现在描述的实施方式中使用了输入值v(标记115，如所测量的)，N(标记130，如所测量的)，以及β(标记175，通过迭代限定的假定)以确定八个数值，每一个从相应的预先定义的表格中读取。在本发明的上下文中可能设想采用其它数量个表格的其他实施方式。这八个表格在图中示出被标记为401-408。在这些表格的每一个中，横坐标轴表示桨片的相关马赫数目，纵坐标轴表示读到的数值。对应于各个桨距值β的多条曲线存在于每一个表格中，并且在每一个表格上，选择曲线和横坐标值可给出待读出的单个数值。在对应于两个β值的两根曲线中读出的值之间进行内插自然是可能的。
当使用二阶多项式时，从表格中读出的八个数值使得能够确定两个寻找的量级(损耗410和吸收能量吸收(Cp)415)的数值是可能的。确定这些值使得能够在预测推进器空气动力学表现的模型的上下文中推导出轴能量420和传递的牵引力。该迭代过程用经细化的桨距值175来继续，直到计算的轴能量420对应于设定点112。
该方法因此依赖于标识损耗最小化处的工作点，以及依赖于能够限定在这个点和最优运行之间的差的相关性。
损耗相关性可建模为如图5所示的两个抛物线元素的形式，其中一个对应于正入射角(“失速侧”)，另一个对应于负入射角(“阻塞侧”)。优选地，在前进率J平面中示出这个损耗(在图5左边)。
引入由下式确定的位置参数GH：
GH＝Jml-J
其中Jml代表最小化损耗的前进率(“J最小损耗”)。GH因此代表前进率和最小损耗处的运行之间的差。
这个损耗模型因此通过使用如下公式来确定：
针对给定的桨叶桨距β和给定的与运行相关的马赫数，这个模型只利用了四个系数。这些系数如下：
- Lossm1：最小损耗
- Jml：对应于最小损耗的前进率
- A2losschoke：负入射角的损耗抛物线
- A2lossstall：正入射角的损耗抛物线。
吸收能量系数表示桨叶的空气动力学性能，并且与桨叶的局部入射角直接相关联。
能量系数以可以简单建模的方式变化，具体来说是采用直线趋向和两个抛物线元素的方式，一个抛物线元素对应于正入射角(“失速侧”)，而另一个对应于负入射角(“阻塞侧”)。
吸收能量系数Cp的模型因此以下式建定：
针对给定的桨叶桨距β和给定的与运行相关的马赫数，这个模式再一次只使用四个系数。这些系数如下：
- Cpml：最小损耗线上的吸收能量系数
- A1：吸收能量系数模型的一阶系数
- A2Cpchoke：负入射角的吸收能量系数的抛物线
- A2Cpstall：正入射角的吸收能量系数的抛物线。
这种针对损耗和所吸收的能量系数的分析方法使得不仅能够鉴别推进器性能(性能可通过常规的预测手段(2D提升线航空电码，3D Navier-Stokes)或通过实验手段来计算)，还可以将预测扩展到这个范围外侧。
一个或多个推进器的运行表现为至少图6所示出的5个特征点。这些点如下：
- 零前进速度(J＝0)表示的静态点
- 最大效率点
- 最小损耗点
- 透明点：倒退模式运行的开始(牵引系数符号的变化)
- 自转点：自转模式运行的开始(没有能量吸收的情况下提供拖曳，Cp＝0)。
上述的多项式模型使得五个特征点的每一个的坐标(损耗和能量系数方面)能够被以分析计算。具体来说，在奇点(即静态点、透明点和自转点)处预测推进器的表现的可能性构成了表现推进器在整个运行范围内(从全油门到空转)以及所有的外部飞行条件下的表现的能力方面的进步。
此处提出的技术方案呈现了这些优点：易于数字实现，适于集成到具有中等计算能力的计算机(将在小尺寸的数字阵列中执行的少量线性内插，少量多项分析计算)；由于解的唯一性，预测是可靠的；无论考虑的运行区域如何(包括在[J，Cp]图表的左侧底部)，数学的准确性都是相同的；通过将方法的基本系数表达为桨叶的相关马赫数的函数简单化了考虑压缩率的效果的方法，并使该方法变得可靠；以及将预测推进器的表现的容量扩展到整个飞行包线，包括特殊情况(静止条件、透明点、顺桨、...)，因为解所依赖于的损耗的概念总是被限定的并且是正的。
本发明不限于所公开的实施例，而是延伸到落入权利要求的范围的任意变型。
Claims (10)
1.一种发动机控制设备，包括用于计算发动机的至少一个推进器的桨距设定点的计算装置，所述计算装置使用推进器性能模型，所述性能模型至少考虑飞行速度以在计算轴能量设定点的同时调整桨距设定点，所述推进器性能模型基于对与推进器的运行相关联的损耗和吸收能量系数的预测。
2.如权利要求1所述的发动机控制设备，其特征在于，表示所述推进器的表现的量级是使用至少一个二阶或更高阶多项式来确定的。
3.如权利要求1所述的发动机控制设备，其特征在于，表示所述推进器的表现的量级被确定为所述推进器的桨叶的相关马赫数和所述推进器的假定桨距的函数。
4.如权利要求1所述的发动机控制设备，其特征在于，所述计算装置使用所述推进器旋转速度。
5.如权利要求1所述的发动机控制设备，其特征在于，所述计算装置使用对所述桨距的假定。
6.如权利要求1所述的发动机控制设备，其特征在于，所述计算装置使用具有停止标准的迭代循环，所述停止标准是收缩在轴能量设定点的轴能量的计算值。
7.如权利要求1所述的发动机控制设备，其特征在于，由用于全权限数字发动机控制计算机(150)的模型构成。
8.一种全权限数字发动机控制计算机，包括根据权利要求1所述的控制设备。
9.一种涡轮螺旋桨发动机，包括根据权利要求1所述的控制设备。
10.一种无导管桨扇发动机，包括根据权利要求1所述的控制设备。
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