CN108150295A - 一种无人机用发动机起动控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种无人机用发动机起动控制方法，属于发动机技术领域。本发明设计了一种无人机用发动机起动控制方法，包括无人机用发动机点火起动准备阶段、点火阶段的控制方法，实现了发动机稳定、安全、可靠的点火起动，降低了点火起动过程发动机结构件的机械损伤及热冲击损伤，满足了无人机用发动机的使用需求。

Description

一种无人机用发动机起动控制方法

技术领域

本发明涉及发动机技术领域，具体涉及一种无人机用发动机起动控制方法。

背景技术

随着无人机市场蓬勃发展，对于中小型动力装置的需求日益迫切，无人机动力非常关注发动机的使用次数和发动机工作寿命。大量的工程经验表明涡轮发动机快速起动对发动机的低循环疲劳寿命有很大影响。无人机对发动机的起动快速性要求较低，因此无人机用涡轮发动机起动阶段供油规律的设计原则为，在保证起动可靠性的同时降低起动速率，减缓发动机起动过程中产品低循环疲劳寿命影响。该无人机用小型双转子涡轮风扇发动机的基本组成原理为，低压转子由一级风扇和一级低压涡轮组成，高压转子由高压压气机(包括一级轴流压气机和一级斜流压气机)和一级高压涡轮组成，燃烧室的形式为半折流环形燃烧室，排气形式为内、外涵分别排气。该发动机的突出特点是尺寸小、重量轻、结构紧凑，使用维护简单。

通过发动机控制***模拟仿真及试验验证，针对发动机点火起动过程中转子转速快速增加、燃烧室和涡轮部件温度瞬间升高等原因产生的发动机低周疲劳损伤、超温损伤等不利情况，制定发动机点火起动阶段的控制方法，实现发动机稳定、安全、可靠的点火起动，降低点火起动过程发动机结构件的机械损伤及热冲击损伤，满足无人机用发动机的使用需求。

发明内容

(一)要解决的技术问题

本发明要解决的技术问题是：如何设计一种无人机用发动机起动控制方法，以实现发动机稳定、安全、可靠的点火起动。

(二)技术方案

为了解决上述技术问题，一种无人机用发动机起动控制方法，包括以下步骤：

S1、在点火前采用如下发动机燃油控制策略进行控制：

发动机燃油控制***上电至接收到“准备起动指令”信号之间供油调节器中的快速电磁阀驱动信号为0，供油调节器中的快速电磁阀处于不工作状态，当发动机高转转速Nh大于等于10％的设计最大转速时输出的快速电磁阀驱动信号仍为0，供油调节器中的快速电磁阀仍然处于不工作状态，发动机高转转速Nh在10％的设计最大转速以上一段时间内强制快速电磁阀驱动信号0，发动机高转转速Nh在10％的设计最大转速以上一段时间后判断油针位置：若燃油实际值高于83.3％的最大燃油值，设置快速电磁阀驱动信号，使燃油油针以最快速度回到发动机点火实际需要位置，进入正常控制；所述设计最大转速为发动机高压转子转速最大值；

S2、在点火过程中采用渐进式起动控制策略进行控制：

发动机在点火时按照初始点火燃油流量进行燃烧室点火，判断燃烧室点火成功后，按照预定的燃油流量上升斜率增加燃油供给量，同时进行发动机起动成功条件判断，当满足起动成功判据后采用退出点火供油策略，否则直至发动机起动过程最大点火燃油流量

优选地，所述初始点火燃油流量按照如下方式确定：根据发动机燃烧室部件特性，针对不同点火高度、不同点火转速设计所述初始点火燃油流量。

优选地，所述最大点火燃油流量按照如下方式确定：设为比最小稳态工况的油量高出30％以上。

优选地，所述退出点火供油策略为：发动机在燃烧室点火成功，并按照预设供油增加量向慢车状态爬升过程中，进行渐进式起动控制策略、转速控制策略以及油气比控制策略的比较，按燃油最小供应量的条件选择三者之一进行工作。

优选地，所述一段时间为4秒。

(三)有益效果

本发明设计了一种无人机用发动机起动控制方法，包括无人机用发动机点火起动准备阶段、点火阶段的控制方法，实现了发动机稳定、安全、可靠的点火起动，降低了点火起动过程发动机结构件的机械损伤及热冲击损伤，满足了无人机用发动机的使用需求。

附图说明

图1是发动机点火阶段的燃油流量控制调节方法示意图；

图2是发动机控制策略的逻辑选择关系图；

图3是双轴混排涡扇发动机模型结构、截面示意图；

图4是发动机控制***模型数值仿真图；

图5是渐进式供油策略控制规律曲线图；

图6是点火前发动机燃油流量计算及调节方法试验效果曲线图；

图7是第三阶段软件优化后发动机起动阶段试验曲线图；

图8是点火阶段发动机燃油流量控制策略方法试验效果曲线图。

具体实施方式

为使本发明的目的、内容、和优点更加清楚，下面结合附图和实施例，对本发明的具体实施方式作进一步详细描述。

大量的工程经验和理论分析表明，发动机点火起动过程中转子转速快速增加、燃烧室和涡轮部件的温度瞬间升高等现象可能导致发动机出现低周疲劳损伤、热疲劳损伤等不利情况。参考国内外先进发动机的起动控制策略，通过发动机控制***模拟仿真及试验验证，制定合理的发动机起动准备阶段、点火起动阶段的控制策略方法，降低了点火起动过程中发动机旋转结构件、高温部件受到的疲劳应力及热冲击影响，实现发动机稳定、安全、可靠的点火起动，满足了无人机用发动机的使用需求。

在发动机安装于无人机等飞行器后，需要进行多次点火起动，由于发动机点火起动过程中高压转子转速快速爬升，燃烧室、高压涡轮温度急剧增加，发动机高压涡轮转子部件较易产生低周循环疲劳以及超温导致的烧蚀、热冲击损伤，将会降低发动机的使用寿命。

为此本发明制定了一种稳定、安全、可靠的无人机用发动机起动准备阶段、点火起动阶段的燃油控制策略方法，该方法包括点火前发动机燃油控制策略、点火阶段发动机燃油控制策略。

1.点火前发动机燃油控制策略

传统的设计理念中，为了保护发动机供油调节器中的快速电磁阀，要求在数字控制器上电后到接收到飞行器的“准备起动指令”信号之间供油调节器中的快速电磁阀驱动信号0，也就是使快速电磁阀处于不工作状态；当数字控制器接收到“准备起动指令”信号且高转转速Nh大于等于10％设计最大转速时，开始进行发动机燃油的控制运算。由于无人机采用地面高压气源吹转发动机到一定转速后进行点火起动，在地面高压气吹转发动机的过程中，按照传统的保护策略，快速电磁阀驱动信号为0，供油调节器中的快速电磁阀不工作时，由于缺少驱动，发动机燃油位置将随发动机转速增加而向最大位置移动，当转速超出10％设计最大转速后，发动机控制***按照预设控制规律参与控制，供油调节器中的快速电磁阀开始工作，发动机燃油位置按照实际需求向目标位置移动，由于控制运算采用时间积分的方式，油针位置由最大位置回到目标位置需要较长时间。当数字控制器收到“起动点火指令”时，发动机燃油位置较大，供给发动机燃烧室的燃油流量远高于实际需要值，导致发动机点火起动阶段燃烧室内富油燃烧，对发动机燃烧室及高温部件产生较大的温度冲击，极限情况将导致发动机热部件出现烧蚀。

本发明通过控制策略模拟仿真与试验验证，针对上述问题制定了如下技术方案：数字控制器上电至接收到“准备起动指令”信号之间快速电磁阀驱动信号为0，供油调节器中的快速电磁阀处于不工作状态，当高转转速Nh大于等于10％设计最大转速时输出的快速电磁阀驱动信号仍为0，供油调节器中的快速电磁阀仍然处于不工作状态。发动机高转转速Nh在10％设计最大转速以上4s内强制快速电磁阀驱动信号0，高转转速Nh在10％设计最大转速以上4s后判断油针位置：若燃油实际值高于83.3％最大燃油值，设置快速电磁阀驱动信号100，使油针快速回到发动机点火实际需要位置，进入正常控制。该策略不但可以保证发动机点火时刻燃油在合适位置，还可以在点火前对发动机油针的灵活性进行检查，当油针出现卡涩时，终止流程并报警提示，为保证发动机点火前该策略有效执行，该策略的执行反馈情况作为发动机“允许点火”的条件，反馈给飞行器计算机，作为飞行器判读发动机能否点火起动的依据。

2.点火过程中发动机燃油控制策略

目前航空发动机较为通用的起动点火供油规律是Wf/P3＝f(Nh)，Wf、P3分别是燃烧室内燃油流量和空气流，反映燃烧室内的油气比特性，Nh为发动机高转转速Nh。该类控制策略依据发动机燃烧室稳定工作的油气比范围，可以比较好地反映燃烧的物理特性，但是供油方式比较依赖于油量控制的一致性和计量精度，在发动机控制***油量控制和计量精度不能满足要求时，实际供油量会偏离设计要求，同时该策略以发动机燃烧室压力作为燃油供给的计算参数，对于小型涡轮发动机，在点火瞬间易出现燃烧室压力快速升高，从而相应燃油供给急剧增加，导致发动机点火起动速度较快，转子***转速变化率、燃烧室及涡轮部件温度急剧增加，对于发动机多次使用不利。

本发明的起动控制策略对无人机用小型涡轮发动机的燃烧室稳定工作特性进行了统计，依据发动机燃烧室可以稳定点火的油气比参数和发动机点火成功后小工况时燃烧室的油气比参数，制定一种适于用小型涡轮发动机点火起动的渐进式供油策略。发动机在点火时按照初始点火燃油流量进行燃烧室点火，判断燃烧室点火成功后，按照预定的燃油上升斜率增加燃油供给量，同时进行发动机起动成功条件判断，当满足起动成功判据后退出点火供油策略，否则直至最大燃油流量限制，该方法可以最大程度地降低涡扇发动机起动中低循环疲劳，温度冲击等对发动机结构的损伤，提高发动机的使用寿命。该策略主要包括初始点火油量确定，最大点火油量限制确定，点火油量上升斜率以及退出起动点火控制规律条件等部分。

1)初始点火燃油流量确定

对于涡轮发动机燃烧室在进口总压、总温一定的条件下，不同进气流量对应一定条件的贫油、富油点火油量边界，在边界范围内可以保证燃烧室的可靠点火。根据发动机燃烧室部件特性，针对不同点火高度、不同高压转子转速制定燃烧室可靠点火的初始燃油供给量，同时设计电点火装置和发动机起动油路工作时序和工作时间，以便发动机燃烧室可以稳定、可靠点火成功，并通过地面、高空点火试验验证。

2)最大点火油量限制确定

由于发动机点火成功后将转入最小工作状态，控制规律切换时的发动机最小工况与来流温度有关，若温度较低，则最小工况的物理转速会降低，进而所需燃油流量会降低；若温度较高，则最小工况的物理转速升高，所需燃油流量会升高，若温度进一步升高，所需燃油流量一旦大于渐进式起动控制侧路的最大燃油流量限制值，则会出现无法转入稳态控制规律的情况。因此渐进式起动控制的最大油量需比最小稳态工况的油量高出30％以上，以保证切换成功。

3)点火油量上升斜率

通过高转转速Nh上升量或是燃烧室温度增加值判断发动机燃烧室稳定点火成功后，开始按照一定的斜率增加燃烧室的燃油供给量，保证在燃油流量增加过程中，发动机不出现瞬态超转和超温，以及燃烧室、风扇、压气机不稳定工作，根据发动机高温旋转部件的材料特性，控制发动机转速和燃烧室温度的上升速率。该燃油增加量的设置是本发明的关键参数。通过控制***模拟仿真和试验验证，制定了该型涡轮发动机燃烧室点火成功并爬升到小工况稳定工作的燃油增加量值。

4)退出起动点火控制规律条件

发动机在燃烧室点火成功，并向按照预设供油增加量向慢车状态爬升过程中，发动机控制器内部进行渐进式起动控制策略、转速控制策略以及油气比控制策略的比较，按燃油最小供应量的条件选择三者之一进行工作。发动机控制策略的选择关系见图2所示，至发动机退出点火控制规律，进入稳态控制规律。

本发明实施涉及的发动机为双轴涡扇混排无加力发动机，含风扇、轴流压气机、斜流压气机、燃烧室、高压涡轮、低压涡轮、内外涵道尾喷管等部件。为了进行发动机控制***的设计和试验验证工作，根据发动机各部件特性数据建立发动机模型，模型结构和截面定义如图3所示，发动机安装有5个传感器监视、控制发动机工作情况，包括低压转子转速Nl、高压转子转速Nh、风扇后气流温度传感器Tt22、高压压气机后总压Pt3和高压涡轮后总温Tt5。

该型发动机的控制***由控制器单元、发动机传感器、燃油调节执行机构组成，其中控制器单元是发动机控制***的核心设备，其功能是执行飞行器计算机发送的发动机相关指令，并结合发动机各种传感器的采集信号，按照控制器单元内的控制算法进行控制运算，给出驱动信号，控制燃油调节器的油门移动，从而改变燃烧室供油量大小以实现发动机工作状态的控制。图4为发动机控制***的基本原理图。

对于某小型涡轮风扇发动机，点火阶段燃油流量控制方法为：

飞行器发出起动指令后预置固定油门qmf_start，进行发动机燃烧室点火，当高压转子转速Nh比起动指令时刻超过3000r/min或高压涡轮后总温Tt5比起动指令时刻增长超过50℃时，按照时间逐步增加燃油供油，该规律的最大供油限制为qmf_end。点火油量上升斜率率为2.5kg/s，如图5所示。

qmf_start＝50×PH/101.325，qmf_end单位为kg/h；

qmf_end＝120×PH/101.325；

PH＝101.325×(1-H/44.308)5.2553×103，PH单位为kPa；式中H为发动机工作高度，单位km。

点火准备阶段发动机燃油控制策略应用举例：

传统的设计理念中，为了保护发动机供油调节器中的快速电磁阀，要求在数字控制器上电后到接收到飞行器的“准备起动指令”信号之间供油调节器中的快速电磁阀驱动信号0，也就是使快速电磁阀处于不工作状态；当数字控制器接收到“准备起动指令”信号且高转转速Nh大于等于10％设计最大转速时，开始进行发动机燃油的控制运算。由于无人机采用地面高压气源吹转发动机到一定转速后进行点火起动，在地面高压气吹转发动机的过程中，按照传统的保护策略，快速电磁阀驱动信号为0，供油调节器中的快速电磁阀不工作时，由于缺少驱动，发动机燃油位置将随发动机转速增加，约2s时间内达到最大位置移动，当转速超出10％设计最大转速后，发动机控制***按照预设控制规律参与控制，供油调节器中的快速电磁阀开始工作，发动机燃油位置按照实际需求向目标位置移动，由于控制运算采用时间积分的方式，油针位置由最大位置回到目标位置需要较长时间。约13s时间可以到达目标位置，如果在13s内发出起动指令，由于发动机燃油开度位置较大当数字控制器收到“起动点火指令”时，供给发动机燃烧室的燃油流量远高于实际需要值，导致发动机点火起动阶段燃烧室内富油燃烧，对发动机燃烧室及高温部件产生较大的温度冲击，极限情况将导致发动机热部件出现烧蚀。

为此进行了发动机点火准备阶段燃油控制策略的完善：数字控制器上电至接收到“准备起动指令”信号之间快速电磁阀驱动信号为0，供油调节器中的快速电磁阀处于不工作状态，当高转转速Nh大于等于10％设计最大转速时输出的快速电磁阀驱动信号仍为0，供油调节器中的快速电磁阀仍然处于不工作状态。发动机高转转速Nh在10％设计最大转速以上4s内强制快速电磁阀驱动信号0，高转转速Nh在10％设计最大转速以上4s后判断油针位置：若燃油实际值高于83.3％最大燃油值，设置快速电磁阀驱动信号100，使油针快速回到发动机点火实际需要位置，进入正常控制。该策略不但可以保证发动机点火时刻燃油在合适位置，还可以在点火前对发动机油针的灵活性进行检查，当油针出现卡涩时，终止流程并报警提示，为保证发动机点火前该策略有效执行，该策略的执行反馈情况作为发动机“允许点火”的条件，反馈给飞行器计算机，作为飞行器判读发动机能否点火起动的依据。

图6为采取本设计方法后发动机起动情况对比图，由曲线可见在采取本设计策略方法后，发动机可以在起动指令前及时调整至目标点火油位，降低了富油状态下点火的风险。

点火起动阶段发动机燃油控制策略应用举例：

为降低点火起动过程发动机旋转结构件、高温部件受到的疲劳应力及温度冲击影响，采取本发明中点火起动阶段发动机燃油控制策略方法后的试验曲线见图7所示。点火起动阶段渐进式燃油控制策略和传统弹用油气比控制策略对比见图8所示。由图8可知，发动机在燃油调节器的固定油门50kg/h的条件下燃烧室快速点火成功，至发动机高转转速Nh较“起动指令”时刻增长超过3000r/min后，按照固定斜率增加燃油供给，发动机自主爬升，期间发动机控制逻辑判断，选择其中某一控制规律进行工作，在18.3s时间后由起动控制策略平滑切入至发动机最小工作状态。

通过比较点火起动阶段渐进式燃油控制策略和传统油气比控制策略，高转转速Nh为40％设计最大转速时，在渐进式控制策略下，发动机起动阶段的燃油流量比传统油气比供油策略供给发动机燃烧室的燃油流量降低30％。起动过程发动机转速变化率不超过1000r/min/s，起动过程柔和，可以有效降低发动机起动过程中的疲劳损伤以及热应力，提高发动机的使用寿命。

本发明用于无人机用涡轮发动机地面起动技术领域，通过制定发动机点火准备阶段、点火阶段的发动机燃油控制策略，降低了点火起动过程发动机旋转结构件、高温部件受到的疲劳应力及温度冲击影响。该发明是在航空发动机的标准和规范基础上，结合三十一所多年来涡轮发动机研制经验，通过大量的控制***模拟仿真和整机试验研究，实现涡轮发动机稳定、安全、可靠的点火起动并切换至至最小稳定工作状态，满足了无人机用发动机的多次点火、长寿命的使用需求。该发明已在多种无人机用涡轮发动机上应用，并且经过了发动机试验台及发动机装机后的点火起动试验考核，试验结果表明，采用本燃油控制策略的设计方法，满足了无人机用发动机的多次点火、长寿命的使用需求。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明技术原理的前提下，还可以做出若干改进和变形，这些改进和变形也应视为本发明的保护范围。

Claims (5)

1.一种无人机用发动机起动控制方法，其特征在于，包括以下步骤：

S1、在点火前采用如下发动机燃油控制策略进行控制：

发动机燃油控制***上电至接收到“准备起动指令”信号之间供油调节器中的快速电磁阀驱动信号为0，供油调节器中的快速电磁阀处于不工作状态，当发动机高转转速Nh大于等于10％的设计最大转速时输出的快速电磁阀驱动信号仍为0，供油调节器中的快速电磁阀仍然处于不工作状态，发动机高转转速Nh在10％的设计最大转速以上一段时间内强制快速电磁阀驱动信号0，发动机高转转速Nh在10％的设计最大转速以上一段时间后判断油针位置：若燃油实际值高于83.3％的最大燃油值，设置快速电磁阀驱动信号，使燃油油针以最快速度回到发动机点火实际需要位置，进入正常控制；所述设计最大转速为发动机高压转子转速最大值；

S2、在点火过程中采用渐进式起动控制策略进行控制：

发动机在点火时按照初始点火燃油流量进行燃烧室点火，判断燃烧室点火成功后，按照预定的燃油流量上升斜率增加燃油供给量，同时进行发动机起动成功条件判断，当满足起动成功判据后采用退出点火供油策略，否则直至发动机起动过程最大点火燃油流量。

2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述初始点火燃油流量按照如下方式确定：根据发动机燃烧室部件特性，针对不同点火高度、不同点火转速设计所述初始点火燃油流量。

3.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述最大点火燃油流量按照如下方式确定：设为比最小稳态工况的油量高出30％以上。

4.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述退出点火供油策略为：发动机在燃烧室点火成功，并按照预设供油增加量向慢车状态爬升过程中，进行渐进式起动控制策略、转速控制策略以及油气比控制策略的比较，按燃油最小供应量的条件选择三者之一进行工作。

5.如权利要求1至4中任一项所述的方法，其特征在于，所述一段时间为4秒。