CN106321252B - 一种航空发动机的起动过程燃油控制方法和*** - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种航空发动机的起动过程燃油控制方法和***。根据设置的喘振裕度目标值以及计算的喘振裕度值进行喘振裕度限制保护计算，得到喘振裕度输出值，并根据喘振裕度输出值与温度修正量的对应关系，得到温度修正量；根据设置的温度裕度目标值、获取的发动机温度值以及温度修正量进行温度保护计算，得到温度输出值，根据温度输出值与燃油流量值的对应关系，获取当前时刻的燃油流量值；根据燃油流量值获取在燃油流量上限值与下限值之间的燃油流量输出值，以根据所述燃油流量输出值对发动机进行供油。本发明避免手动试凑来获取N2dot控制计划的繁琐工作。
Description
技术领域
本发明属于航空发动机控制，尤其涉及一种航空发动机的起动过程燃油控制方法和***。
背景技术
航空发动机(燃气涡轮发动机)正常的地面起动过程随着转速的升高分为三个阶段：1)起动机单独带转发动机；2)发动机到达一定转速后点火，发动机供油，起动机和涡轮共同带转发动机；3)起动机脱开，涡轮单独带转发动机至慢车状态。其中起动燃油的控制过程涉及上述的第2个和第3个阶段。
传统的航空发动机起动过程燃油控制方法为油气比控制(起动控制指航空发动机从停车状态起动到慢车状态过程中控制输入的变化规律)。油气比控制是一种按燃油量和压气机出口压力的比值来实现过渡态控制的开环控制计划，不具备抗扰性，在宽广范围内使用时需要对计划进行修正。
基于压气机转子加速度(N2dot)的起动过程燃油控制方法受到了广泛的关注(加速度控制指航空发动机在过渡态过程中，通过调节发动机燃油流量，获得期望的发动机转子转速的变化率)，该方法能使所有同一型号的发动机都具有相同的起动性能，即使彼此间存在制造和材料误差造成的差异；且发动机性能退化后，起动性能仍然能够保持不变。
和基于油气比控制一样，基于转子加速度的起动控制也需要事先制定相应的参考控制计划，这些计划一般是按转子转速来调度的。如何获得这样的控制计划是一个关键问题。高性能航空发动机的起动过程主要考虑的因素是满足一定的喘振裕度、熄火边界以及涡轮前温度裕度，并在满足上述条件下尽可能的减少起动时间。传统的起动过程设计方法，是通过发动机性能仿真模型，设计出N2dot控制计划，再通过发动机起动试车，不断调试，修改控制计划，以达到所有限制条件要求，这样的实现方法不具有自动优化的功能，且会导致保留裕度较大，不能充分发挥发动机性能。
同时，从N2dot控制实现的角度，需要设计N2dot控制器。N2dot控制回路具有自身的特点，其被控对象具有一个纯微分环节，因此从频率分析的角度来讲带来了90度的相位角超前，从而使得N2dot控制回路具有很高的稳定裕度，但是经典的频率设计方法如内模参数化方法、回路成型方法无法针对带纯微分环节的被控对象设计控制器。
发明内容
本发明要解决的技术问题是在航空发动机起动过程中满足喘振裕度、熄火边界以及温度裕度的条件下，获得起动过程中N2dot控制计划，避免了手动试凑来获取这一计划的繁琐工作。
根据本发明一方面，提出一种航空发动机的起动过程燃油控制方法，包括：
根据设置的喘振裕度目标值以及计算的喘振裕度值进行喘振裕度限制保护计算，得到喘振裕度输出值，并根据喘振裕度输出值与温度修正量的对应关系，得到温度修正量；
根据设置的温度裕度目标值、获取的发动机温度值以及温度修正量进行温度保护计算，得到温度输出值，根据温度输出值与燃油流量值的对应关系，获取当前时刻的燃油流量值；
根据燃油流量值获取在燃油流量上限值与下限值之间的燃油流量输出值，以根据所述燃油流量输出值对发动机进行供油。
进一步，还包括：获取发动机的转速加速度(N2dot)目标值，将N2dot目标值与N2dot计算值之间的差值作为控制器输入，通过差分进化计算，输出为转速(N2)，所述差分进化计算以满足N2dot指令与N2dot跟随信号的差值、N2dot控制回路开环传递函数的相位裕度、以及N2dot控制回路开环传递函数的截止频率为目标，并且计算满足所述目标所对应的控制器参数。
进一步，限定所述温度修正量的上下边界取值，并输出小于等于0的温度修正量。
进一步，差分进化计算对控制器参数进行优化，其优化目标为：
其中，e(t)是N2dot指令与N2dot跟随信号的差值，PM为N2dot控制回路开环传递函数的相位裕度，Wc为N2dot控制回路开环传递函数的截止频率，begin是起始时间，end为结束时间，a、b、c分别是三项指标的权值；
通过多次迭代计算，最后一次计算的N2dot控制器参数使得目标值J达到最小，确定最终的N2dot控制器参数。
进一步，从高压涡轮前温度传感器或发动机排气温度传感器获取发动机温度值。
进一步，从高压压气机出口流量传感器或高压压气机进口流量传感器获取燃烧室的气流量值，根据燃油流量值与气流量值的比值关系，获取燃油流量值。
进一步，根据燃油流量输出值与压气机出口压力的比值计算得到油气比。
根据本发明一方面，提出一种航空发动机的起动过程燃油控制***，包括：
所述喘振裕度限制保护回路用于根据设置的喘振裕度目标值以及计算的喘振裕度值进行喘振裕度限制保护计算，得到喘振裕度输出值，并根据喘振裕度输出值与温度修正量的对应关系，得到温度修正量；
所述温度裕度限制保护回路用于根据设置的温度裕度目标值、获取的发动机温度值以及温度修正量进行温度保护计算，得到温度输出值，根据温度输出值与燃油流量值的对应关系，获取当前时刻的燃油流量值；
所述熄火限制保护回路用于根据燃油流量值获取在燃油流量上限值与下限值之间的燃油流量输出值，以根据所述燃油流量输出值对发动机进行供油。
进一步，还包括：控制器，用于获取发动机的转速加速度(N2dot)目标值，将N2dot目标值与N2dot计算值之间的差值作为控制器输入，通过差分进化计算，输出为转速(N2)，所述差分进化计算以满足N2dot指令与N2dot跟随信号的差值、N2dot控制回路开环传递函数的相位裕度、以及N2dot控制回路开环传递函数的截止频率为目标，并且计算满足所述目标所对应的控制器参数。
进一步，所述喘振裕度限制保护回路限定所述温度修正量的上下边界取值，并输出小于等于0的温度修正量。
进一步，所述控制器执行差分进化计算对控制器参数进行优化，其优化目标为：
其中，e(t)是N2dot指令与N2dot跟随信号的差值，PM为N2dot控制回路开环传递函数的相位裕度，Wc为N2dot控制回路开环传递函数的截止频率，begin是起始时间，end为结束时间，a、b、c分别是三项指标的权值；
通过多次迭代计算，最后一次计算的N2dot控制器参数使得目标值J达到最小，确定最终的N2dot控制器参数。
进一步，所述温度裕度限制保护回路从T4传感器或发动机排气温度EGT传感器获取发动机温度值。
进一步，所述熄火限制保护回路从Wa3传感器或高压压气机进口流量Wa25传感器获取燃烧室的气流量值，根据燃油流量值与气流量值的比值关系，获取燃油流量值。
进一步，所述控制器根据燃油流量输出值与压气机出口压力Ps3的比值计算得到油气比。
在本发明中，以喘振裕度、温度裕度以及熄火边界的限制保护为目标，直接得到满足上述目标的燃油流量输出值，并根据所述燃油流量输出值对发动机进行供油。从而，可以获得发动机转速，并获得起动过程中N2dot控制计划，避免了手动试凑来获取这一计划的繁琐工作。
通过以下参照附图对本发明的示例性实施例的详细描述，本发明的其它特征及其优点将会变得清楚。
附图说明
构成说明书的一部分的附图描述了本发明的实施例，并且连同说明书一起用于解释本发明的原理。
参照附图，根据下面的详细描述，可以更加清楚地理解本发明，其中：
图1所示为典型的燃气涡轮发动机。
图2所示为航空发动机的起动过程燃油控制***的结构示意图。
图3所示为航空发动机的起动过程燃油控制***的另一实施例的结构示意图。
图4所示为航空发动机的起动过程燃油控制***的另一实施例的结构示意图。
图5为一种航空发动机的起动过程燃油控制方法的流程示意图。
具体实施方式
现在将参照附图来详细描述本发明的各种示例性实施例。应注意到：除非另外具体说明，否则在这些实施例中阐述的部件和步骤的相对布置、数字表达式和数值不限制本发明的范围。
同时，应当明白，为了便于描述，附图中所示出的各个部分的尺寸并不是按照实际的比例关系绘制的。
以下对至少一个示例性实施例的描述实际上仅仅是说明性的，决不作为对本发明及其应用或使用的任何限制。
对于相关领域普通技术人员已知的技术、方法和设备可能不作详细讨论，但在适当情况下，所述技术、方法和设备应当被视为授权说明书的一部分。
在这里示出和讨论的所有示例中，任何具体值应被解释为仅仅是示例性的，而不是作为限制。因此，示例性实施例的其它示例可以具有不同的值。
应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步讨论。
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明白，以下结合具体实施例，并参照附图，对本发明进一步详细说明。
图1所示为典型的燃气涡轮发动机。其按气流轴向流动方向a，依次具有低压级(风扇1和增压级2)；高压压气机3，以压缩进入核心发动机的空气流；燃烧室4，燃油和压缩空气的混合物在该燃烧室中燃烧，以产生推进气流；高压涡轮5和低压涡轮6，它们由推进气流转动，分别通过高压轴8和低压轴9，驱动高压压气机和风扇增压级；尾喷管7，涡轮出口气流经尾喷管高速喷出。
图2所示为航空发动机的起动过程燃油控制***的结构示意图。该***包括：喘振裕度限制保护回路21、温度裕度限制保护回路22以及熄火限制保护回路23。其中：
所述喘振裕度限制保护回路21用于根据设置的喘振裕度目标值以及计算的喘振裕度值进行喘振裕度限制保护计算，得到喘振裕度输出值，并根据喘振裕度输出值与温度修正量的对应关系，得到温度修正量。在另一实施例中，所述喘振裕度限制保护回路还限定所述温度修正量的上下边界取值，并输出小于等于0的温度修正量。
其中，可根据SMhpc在线模型计算喘振裕度值，SMhpc在线模型示例之一是根据P3/P25计算压比，根据N2和T3计算发动机流量值。将转速、压比和流量三个参数输入至机载发动机特性数据图，计算出当前发动机工作点的位置，该点与发动机喘振边界的相对值，即为发动机的喘振裕度值。这里P3为高压压气机出口压力，P25为高压压气机进口压力，T3为高压压气机出口温度，N2为转速。
喘振裕度目标值可以由所述喘振裕度限制保护回路21进行设置，也可以是在其它回路或者单元进行设置，在需要时，由所述喘振裕度限制保护回路21进行获取。
喘振裕度限制保护回路21根据设置的喘振裕度目标值以及计算的喘振裕度值进行喘振裕度限制保护计算，这里所进行的喘振裕度限制保护计算例如是PID计算，以使计算的喘振裕度值跟随设置的喘振裕度目标值，即，使得计算的喘振裕度值与设置的喘振裕度目标值之间的差值尽量小。当然，该喘振裕度限制保护计算不限于PID计算。本领域技术人员应该可以理解，这里只是用于举例说明，不应理解为对本发明的限值。
经计算，得到喘振裕度输出值，喘振裕度输出值的变化值与温度修正量的变化值之间具有对应关系，例如，线性关系，当然，这里只是用于举例，不应理解为对本发明的限值。根据当前时刻的喘振裕度输出值、以及前一时刻的喘振裕度输出值得到喘振裕度输出值的变化值，进而可以知道对应的温度修正量的变化值，并根据前一时刻温度修正量值，计算得到当前时刻的温度修正量。其中，还将该温度修正量进行上下边界取值的限定，并输出小于等于0的温度修正量到温度裕度限制保护回路22。由于温度越高，喘振裕度越小，为了让喘振裕度增大，则要降低温度值，则输出小于0的温度修正量；如果喘振裕度符合要求，则不需要调整温度，则温度修正量为0。因此，输出的温度修正量的取值为小于等于0。
所述温度裕度限制保护回路22用于根据设置的温度裕度目标值、获取的发动机温度值以及温度修正量进行温度保护计算，得到温度输出值，根据温度输出值与燃油流量的对应关系，获取当前时刻的燃油流量值。
温度裕度目标值可以由温度裕度限制保护回路22进行设置，也可以是在其它回路或者单元进行设置，在需要时，由温度裕度限制保护回路22进行获取。
所述温度裕度限制保护回路22可以从高压涡轮前温度T4传感器或发动机排气温度EGT传感器获取发动机温度值。
根据设置的温度裕度目标值、获取的发动机温度值以及温度修正量进行温度保护计算，这里所进行的喘振裕度限制保护计算例如是PID计算，以使计算的温度输出值跟随设置的温度裕度目标值，或者跟随由温度裕度目标值以及温度修正量确定的温度值。即，使得计算的温度输出值与设置的温度裕度目标值之间的差值尽量小，或者，由温度裕度目标值以及温度修正量确定的温度值，使得计算的温度输出值与该温度值之间的差值尽量小。当然，该温度保护计算不限于PID计算。本领域技术人员应该可以理解，这里只是用于举例说明，不应理解为对本发明的限值。
经计算，得到温度输出值，温度输出值的变化值与燃油流量的变化值之间具有对应关系，例如，线性关系，当然，这里只是用于举例，不应理解为对本发明的限值。根据当前时刻的温度输出值、以及前一时刻的温度输出值得到温度输出值的变化值，进而可以知道对应的燃油流量的变化值，并根据前一时刻燃油流量，计算得到当前时刻的燃油流量。
所述熄火限制保护回路23用于根据燃油流量值获取在燃油流量上限值与下限值之间的燃油流量输出值，以根据所述燃油流量输出值对发动机进行供油。
所述熄火限制保护回路23可以从高压压气机出口流量Wa3传感器或高压压气机进口流量Wa25传感器获取燃烧室的气流量值，根据燃油流量值与气流量值的比值关系，获取燃油流量值。例如，获取气流量值，并且已具有燃油流量值与气流量值的比值关系，则将获取的气流量值乘以比值关系，得到燃油流量值。
将燃油流量值与下限值进行取大操作，再将取大操作的结果与上限值进行取小操作，得到的取小结果，即燃油流量输出值。根据该燃油流量输出值对发动机进行供油，此时发动机运转的转速为N2，根据该N2计算得到的N2dot即发动机转速为控制计划，也就是，将该N2dot作为发动机转速的目标值进行控制器设计。因此，基于此设计的控制器是满足喘振裕度、温度裕度以及熄火边界的限制保护的要求的。
在该实施例中，以喘振裕度、温度裕度以及熄火边界的限制保护为目标，直接得到满足上述目标的燃油流量输出值，并根据所述燃油流量输出值对发动机进行供油。从而，可以获得发动机转速，并获得起动过程中N2dot控制计划，避免了手动试凑来获取这一计划的繁琐工作。
在本发明的另一***实施例中，还如图2所示，所述航空发动机的起动过程燃油控制***，还包括：控制器24。
控制器24，用于获取发动机的转速加速度N2dot目标值，将N2dot目标值与N2dot计算值之间的差值作为控制器输入，通过差分进化计算，输出为转速N2，所述差分进化计算以满足N2dot指令与N2dot跟随信号的差值、N2dot控制回路开环传递函数的相位裕度、以及N2dot控制回路开环传递函数的截止频率为目标，并且计算满足所述目标所对应的控制器参数。
其中，执行机构根据所述燃油流量输出值对发动机进行供油，发动机运转并具有发动机转速，获取该发动机转速，并计算得到发动机的转速加速度值。计算发动机转速加速度的操作可以由控制器完成，当然，也可以由其它机构或装置完成，并由控制器获取并进行后续控制。
在该实施例中，将相位裕度和截止频率这些频域指标和跟踪误差这种时域指标加权后作为优化算法的目标，从而使差分进化算法所得到的N2dot控制器具有良好的伺服跟踪性，并且有着较高的稳定裕度和较低的回路带宽，易于工程实现。
在本发明一实施例中，所述控制器执行差分进化计算对控制器参数进行优化，其优化目标为：
其中，e(t)是N2dot指令与N2dot跟随信号的差值，PM为N2dot控制回路开环传递函数的相位裕度，Wc为N2dot控制回路开环传递函数的截止频率，begin是起始时间，end为结束时间，a、b、c分别是三项指标的权值；
通过多次迭代计算，最后一次计算的N2dot控制器参数使得目标值J达到最小，确定最终的N2dot控制器参数。
在本发明另一实施例中，控制器24还可以根据燃油流量输出值与压气机出口压力Ps3的比值计算得到油气比。进而根据该油气比得到N2dot控制计划。
图3所示为航空发动机的起动过程燃油控制***的另一实施例的结构示意图。该实施例为获得N2dot控制计划的具体过程。
发动机起动过程运行中，输出各种性能参数，通过相应的传感器测得。喘振裕度限制保护回路、温度裕度限制保护回路以及熄火限制保护回路均位于发动机电子控制器中。
传感器参数N2、T3、P25、P3输入到喘振裕度限制保护回路的SMhpc在线模型中，计算得到喘振裕度值，将该喘振裕度值与目标值SMhpc_cmd作差，该差值输入到控制器Gc2(s)，该控制器形式不限于PID，经控制后输出喘振裕度输出值，根据喘振裕度输出值的变化值与温度修正量的变化值之间的对应关系得到温度修正量，再通过饱和非线性环节后输入到温度裕度限制保护回路，即主回路。该非线性环节的上限为零，下限为负无穷，使得喘振裕度限制保护回路只有在喘振裕度低于允许值时才投入工作。
T4传感器采集的发动机温度值反馈给温度裕度限制保护回路。温度裕度限制保护回路将设置的温度裕度目标值、获取的发动机温度值以及温度修正量作为控制器Gcl(s)的输入，该控制器形式不限于PID，得到温度输出值，并根据温度输出值的变化值与燃油流量的变化值之间的对应关系，获取当前时刻的燃油流量值，并输出给熄火限制保护回路。
Wa3传感器采集燃烧室的气流量值反馈给熄火限制保护回路。根据燃油流量值与气流量值的比值关系，获取燃油流量值。将燃油流量值与下限值进行取大操作Max，再将取大操作的结果与上限值进行取小操作Min，得到的取小结果，即燃油流量输出值。
将该燃油流量输出值传输给执行机构，由执行机构根据该燃油流量输出值对发动机进行供油，此时发动机运转的转速为N2，直接通过加速度计或通过输出参数N2求微分，获得的发动机N2dot输出即为期望的N2dot控制计划，并将该N2dot作为发动机转速的目标值进行控制器设计。
图4所示为航空发动机的起动过程燃油控制***的另一实施例的结构示意图。该实施例为根据N2dot控制计划来设计控制器的具体过程。
N2dot控制器为差分进化控制器，输入为N2dot目标值(N2dot_cmd，即N2dot控制计划)与N2dot反馈值之差，该控制器可以为PID控制器，当然，并不限于此，是为了实现N2dot反馈值跟随N2dot目标值，即使得N2dot反馈值与N2dot目标值之间的差值尽量小。输出为燃油量目标值，该燃油量目标值输入到Ga(s)，Ga(s)为执行机构传递函数，输出相应的燃油量，该燃油量输入到G(s)，G(s)为发动机燃油至转速的传递函数，输出为发动机转速N2，该N2反馈到Gs(s)，Gs(s)为转速传感器传递函数，输出为发动机转速N2测量值，该测量值输出到微分环节s，输出为N2dot，即作为N2dot反馈值。上述所说的各个控制器可以是PID控制器，也可以是其它控制器，只要能实现上述输入和输出的匹配即可。
通过差分进化算法对控制器的参数进行优化，得到N2dot控制器，使用如下的优化目标J：
其中，e(t)是N2dot指令与N2dot跟随信号的差值，PM为N2dot控制回路开环传递函数的相位裕度，Wc为N2dot控制回路开环传递函数的截止频率。a、b、c分别是三项指标的权值。通过合理的权值选取，就可以得到同时满足一定的伺服跟踪精度、稳定裕度和回路带宽的控制器参数。这一优化目标兼顾了跟随误差、反映稳定裕度的相位角裕度和与回路带宽有对应关系的开环截止频率，通过合理的权值选取可以得到相对来说跟随误差小，回路带宽低同时又能使回路具有足够稳定裕度的控制器参数。该流程为迭代过程，基于设计的优化目标，当满足回路的稳定性要求并达到所设定的最大迭代次数时，可获得N2dot最优控制器参数。
图5为一种航空发动机的起动过程燃油控制方法的流程示意图。该方法包括以下步骤：
在步骤51，根据设置的喘振裕度目标值以及计算的喘振裕度值进行喘振裕度限制保护计算，得到喘振裕度输出值，并根据喘振裕度输出值与温度修正量的对应关系，得到温度修正量。在本发明另一实施例中，还可以限定所述温度修正量的上下边界取值，并输出小于等于0的温度修正量。
在步骤52，根据设置的温度裕度目标值、获取的发动机温度值以及温度修正量进行温度保护计算，得到温度输出值，根据温度输出值与燃油流量值的对应关系，获取当前时刻的燃油流量值。
在步骤53，根据燃油流量值获取在燃油流量上限值与下限值之间的燃油流量输出值，以根据所述燃油流量输出值对发动机进行供油。
在该实施例中，以喘振裕度、温度裕度以及熄火边界的限制保护为目标，直接得到满足上述目标的燃油流量输出值，并根据所述燃油流量输出值对发动机进行供油。从而，可以获得发动机转速，并获得起动过程中N2dot控制计划，避免了手动试凑来获取这一计划的繁琐工作。
在本发明的另一实施例中，该方法还包括：获取发动机的转速加速度N2dot目标值，将N2dot目标值与N2dot计算值之间的差值作为控制器输入，通过差分进化计算，输出为转速N2，所述差分进化计算以满足N2dot指令与N2dot跟随信号的差值、N2dot控制回路开环传递函数的相位裕度、以及N2dot控制回路开环传递函数的截止频率为目标，并且计算满足所述目标所对应的控制器参数。
其中，执行机构根据所述燃油流量输出值对发动机进行供油，发动机运转并具有发动机转速，获取该发动机转速，并计算得到发动机的转速加速度值。计算发动机转速加速度的操作可以由控制器完成，当然，也可以由其它机构或装置完成，并由控制器获取并进行后续控制。
在该实施例中，将相位裕度和截止频率这些频域指标和跟踪误差这种时域指标加权后作为优化算法的目标，从而使差分进化算法所得到的N2dot控制器具有良好的伺服跟踪性，并且有着较高的稳定裕度和较低的回路带宽，易于工程实现。
在本发明的另一实施例中，差分进化计算对控制器参数进行优化，其优化目标为：
其中，e(t)是N2dot指令与N2dot跟随信号的差值，PM为N2dot控制回路开环传递函数的相位裕度，Wc为N2dot控制回路开环传递函数的截止频率，begin是起始时间，end为结束时间，a、b、c分别是三项指标的权值；
通过多次迭代计算，最后一次计算的N2dot控制器参数使得目标值J达到最小，确定最终的N2dot控制器参数。
在本发明的另一实施例中，该方法还包括：根据燃油流量输出值与压气机出口压力Ps3的比值计算得到油气比。
至此，已经详细描述了本发明。为了避免遮蔽本发明的构思，没有描述本领域所公知的一些细节。本领域技术人员根据上面的描述，完全可以明白如何实施这里公开的技术方案。
可能以许多方式来实现本发明的方法以及装置。例如，可通过软件、硬件、固件或者软件、硬件、固件的任何组合来实现本发明的方法以及装置。用于所述方法的步骤的上述顺序仅是为了进行说明，本发明的方法的步骤不限于以上具体描述的顺序，除非以其它方式特别说明。此外，在一些实施例中，还可将本发明实施为记录在记录介质中的程序，这些程序包括用于实现根据本发明的方法的机器可读指令。因而，本发明还覆盖存储用于执行根据本发明的方法的程序的记录介质。
虽然已经通过示例对本发明的一些特定实施例进行了详细说明，但是本领域的技术人员应该理解，以上示例仅是为了进行说明，而不是为了限制本发明的范围。本领域的技术人员应该理解，可在不脱离本发明的范围和精神的情况下，对以上实施例进行修改。本发明的范围由所附权利要求来限定。
Claims (14)
1.一种航空发动机的起动过程燃油控制方法，包括：
根据设置的喘振裕度目标值以及计算的喘振裕度值进行喘振裕度限制保护计算，得到喘振裕度输出值，并根据喘振裕度输出值与温度修正量的对应关系，得到温度修正量；
根据设置的温度裕度目标值、获取的发动机温度值以及温度修正量进行温度保护计算，得到温度输出值，根据温度输出值与燃油流量值的对应关系，获取当前时刻的燃油流量值；
根据燃油流量值获取在燃油流量上限值与下限值之间的燃油流量输出值，以根据所述燃油流量输出值对发动机进行供油。
2.根据权利要求1所述航空发动机的起动过程燃油控制方法，还包括：
获取发动机的转速加速度N2dot目标值，将N2dot目标值与N2dot计算值之间的差值作为控制器输入，通过差分进化计算，输出为转速N2，所述差分进化计算以满足N2dot指令与N2dot跟随信号的差值、N2dot控制回路开环传递函数的相位裕度、以及N2dot控制回路开环传递函数的截止频率为目标，并且计算满足所述目标所对应的控制器参数。
3.根据权利要求1或2所述航空发动机的起动过程燃油控制方法，包括：
限定所述温度修正量的上下边界取值，并输出小于等于0的温度修正量。
4.根据权利要求2所述航空发动机的起动过程燃油控制方法，包括：
差分进化计算对控制器参数进行优化，其优化目标为：
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其中，e(t)是N2dot指令与N2dot跟随信号的差值，PM为N2dot控制回路开环传递函数的相位裕度，Wc为N2dot控制回路开环传递函数的截止频率，begin是起始时间，end为结束时间，a、b、c分别是三项指标的权值；
通过多次迭代计算，最后一次计算的N2dot控制器参数使得目标值J达到最小，确定最终的N2dot控制器参数。
5.根据权利要求1或2所述航空发动机的起动过程燃油控制方法，包括：
从高压涡轮前温度T4传感器或发动机排气温度EGT传感器获取发动机温度值。
6.根据权利要求1或2所述航空发动机的起动过程燃油控制方法，包括：
从高压压气机出口流量Wa3传感器或高压压气机进口流量Wa25传感器获取燃烧室的气流量值，根据燃油流量值与气流量值的比值关系，获取燃油流量值。
7.根据权利要求1或2所述航空发动机的起动过程燃油控制方法，包括：
根据燃油流量输出值与压气机出口压力Ps3的比值计算得到油气比。
8.一种航空发动机的起动过程燃油控制***，包括：喘振裕度限制保护回路、温度裕度限制保护回路和熄火限制保护回路；
所述喘振裕度限制保护回路用于根据设置的喘振裕度目标值以及计算的喘振裕度值进行喘振裕度限制保护计算，得到喘振裕度输出值，并根据喘振裕度输出值与温度修正量的对应关系，得到温度修正量；
所述温度裕度限制保护回路用于根据设置的温度裕度目标值、获取的发动机温度值以及温度修正量进行温度保护计算，得到温度输出值，根据温度输出值与燃油流量值的对应关系，获取当前时刻的燃油流量值；
所述熄火限制保护回路用于根据燃油流量值获取在燃油流量上限值与下限值之间的燃油流量输出值，以根据所述燃油流量输出值对发动机进行供油。
9.根据权利要求8所述航空发动机的起动过程燃油控制***，还包括：
控制器，用于获取发动机的转速加速度N2dot目标值，将N2dot目标值与N2dot计算值之间的差值作为控制器输入，通过差分进化计算，输出为转速N2，所述差分进化计算以满足N2dot指令与N2dot跟随信号的差值、N2dot控制回路开环传递函数的相位裕度、以及N2dot控制回路开环传递函数的截止频率为目标，并且计算满足所述目标所对应的控制器参数。
10.根据权利要求8或9所述航空发动机的起动过程燃油控制***，包括：
所述喘振裕度限制保护回路限定所述温度修正量的上下边界取值，并输出小于等于0的温度修正量。
11.根据权利要求9所述航空发动机的起动过程燃油控制***，包括：
所述控制器执行差分进化计算对控制器参数进行优化，其优化目标为：
<mrow>
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</mrow>
其中，e(t)是N2dot指令与N2dot跟随信号的差值，PM为N2dot控制回路开环传递函数的相位裕度，Wc为N2dot控制回路开环传递函数的截止频率，begin是起始时间，end为结束时间，a、b、c分别是三项指标的权值；
通过多次迭代计算，最后一次计算的N2dot控制器参数使得目标值J达到最小，确定最终的N2dot控制器参数。
12.根据权利要求8或9所述航空发动机的起动过程燃油控制***，包括：
所述温度裕度限制保护回路从高压涡轮前温度T4传感器或发动机排气温度EGT传感器获取发动机温度值。
13.根据权利要求8或9所述航空发动机的起动过程燃油控制***，包括：
所述熄火限制保护回路从高压压气机出口流量Wa3传感器或高压压气机进口流量Wa25传感器获取燃烧室的气流量值，根据燃油流量值与气流量值的比值关系，获取燃油流量值。
14.根据权利要求9所述航空发动机的起动过程燃油控制***，包括：
所述控制器根据燃油流量输出值与压气机出口压力Ps3的比值计算得到油气比。
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Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4280323A (en) * | 1978-05-25 | 1981-07-28 | Westinghouse Electric Corp. | Gas turbine fuel control having fuel viscosity compensation to provide improved ignition reliability |
| EP1074747A2 (en) * | 1999-08-03 | 2001-02-07 | Rolls-Royce Plc | Ducted fan gas turbine engine control system |
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4280323A (en) * | 1978-05-25 | 1981-07-28 | Westinghouse Electric Corp. | Gas turbine fuel control having fuel viscosity compensation to provide improved ignition reliability |
| EP1074747A2 (en) * | 1999-08-03 | 2001-02-07 | Rolls-Royce Plc | Ducted fan gas turbine engine control system |
| CN104379909A (zh) * | 2012-06-20 | 2015-02-25 | 斯奈克玛 | 一种用于调节影响燃气涡轮发动机的推力的参数的设定值的方法和装置 |
| CN104481704A (zh) * | 2014-12-10 | 2015-04-01 | 中国科学院工程热物理研究所 | 一种实现燃气轮机起动过程中燃料实时控制方法及装置 |
| CN104712434A (zh) * | 2015-02-10 | 2015-06-17 | 北京华清燃气轮机与煤气化联合循环工程技术有限公司 | 燃气轮机启动控制方法及*** |
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