CN109356726B - 航空发动机同轴压气机可调导叶的控制方法 - Google Patents

航空发动机同轴压气机可调导叶的控制方法 Download PDF

Info

Publication number
CN109356726B
CN109356726B CN201811529904.8A CN201811529904A CN109356726B CN 109356726 B CN109356726 B CN 109356726B CN 201811529904 A CN201811529904 A CN 201811529904A CN 109356726 B CN109356726 B CN 109356726B
Authority
CN
China
Prior art keywords
guide vane
control
inlet guide
inlet
rule
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN201811529904.8A
Other languages
English (en)
Other versions
CN109356726A (zh
Inventor
刘永泉
阎巍
梁彩云
李睿
张博文
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
AECC Shenyang Engine Research Institute
Original Assignee
AECC Shenyang Engine Research Institute
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by AECC Shenyang Engine Research Institute filed Critical AECC Shenyang Engine Research Institute
Priority to CN201811529904.8A priority Critical patent/CN109356726B/zh
Publication of CN109356726A publication Critical patent/CN109356726A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN109356726B publication Critical patent/CN109356726B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
    • F02C9/16—Control of working fluid flow
    • F02C9/20—Control of working fluid flow by throttling; by adjusting vanes

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Control Of Positive-Displacement Air Blowers (AREA)

Abstract

本申请提供了一种航空发动机同轴压气机可调导叶的控制方法，包括：获取第一进口导叶按照第一进口导叶的进口换算转速的第一控制规律，以及获取联合调节***的控制参数；根据第一控制规律和控制参数，得到第一进口导叶的第一调节规律；根据第一控制规律和控制参数，得到第二进口导叶的第二调节规律；获取第二进口导叶按照第二进口导叶的进口换算转速的第二控制规律；根据第二控制规律和控制参数，得到第三进口导叶的第三调节规律；根据第一调节规律、第二调节规律和第三调节规律，调节压缩联合调节***。

Description

航空发动机同轴压气机可调导叶的控制方法
技术领域
本申请涉及航空发动机技术领域，具体提供一种航空发动机同轴压气机可调导叶的控制方法。
背景技术
随着航空动力技术的不断进步，逐步衍生发展出具有变循环特征的发动机。具有变循环特征的发动机可以通过改变可调部件/截面的几何形状、尺寸、位置等途径来改变热力循环，能够根据飞行状态和使用需求实现发动机循环参数调节和优化，使动力装置在亚/超音速等各个飞行状态下具有良好的性能。
压气机的可调导叶是发动机实现可变循环的关键几何可调措施之一，通过单级压气机(核心机驱动风扇)进口导叶的主动控制可以实现大范围的压气机流量调节，但也需要与其同轴的压气机进行相应联合调节，保持整个压缩***的高效稳定工作。
现有压气机可调导叶主要是根据压气机换算转速进行控制，压气机各级可调导叶采用被动的机械联调，可以满足现有航空发动机的使用要求，但随航空发动机可变循环技术逐步发展，现有技术缺点主要表现为：没有多个压气机之间导叶的联合调节规律，不能适应其一出现大流量调节后的匹配问题；不能适应本身大流量变化后出口流场控制。
发明内容
为了解决上述技术问题至少之一，本申请提供了一种航空发动机同轴压气机可调导叶的控制方法，所述航空发动机包括压缩联合调节***，所述压缩联合调节***包括第一压气机和位于第一压气机下游的第二压气机，所述第一压气机包括第一进口导叶和位于所述第一进口导叶下游的第二进口导叶，所述第二压气机包括第三进口导叶，所述控制方法包括：获取所述第一进口导叶按照第一进口导叶的进口换算转速的第一控制规律，以及获取所述压缩联合调节***的控制参数；根据所述第一控制规律和所述控制参数，得到所述第一进口导叶的第一调节规律；根据所述第一控制规律和所述控制参数，得到所述第二进口导叶的第二调节规律；获取所述第二进口导叶按照所述第二进口导叶的进口换算转速的第二控制规律；根据所述第二控制规律和所述控制参数，得到所述第三进口导叶的第三调节规律；根据所述第一调节规律、所述第二调节规律和所述第三调节规律，调节所述压缩联合调节***。
根据本申请的至少一个实施例，获取所述第一进口导叶按照所述第一进口导叶的进口换算转速的第一控制规律，包括：通过在压气机联合部件试验中获得。
根据本申请的至少一个实施例，所述第一调节规律为：
a21＝fa21(nh1R)+△a21
其中，fa21(nh1R)为第一控制规律，△a21为控制参数，nh1R为第一进口导叶的进口换算转速。
根据本申请的至少一个实施例，所述第二调节规律为：
a22＝fa22(nh1R，△a21)
其中，△a21为控制参数，nh1R为第一进口导叶的进口换算转速。
根据本申请的至少一个实施例，获取所述第二进口导叶按照所述第二进口导叶的进口换算转速的第二控制规律，包括：通过在压气机联合部件试验中获得。
根据本申请的至少一个实施例，所述第三调节规律为：
a3＝fa3(nh2R，△a21)
其中，△a21为控制参数，nh2R为第二进口导叶的进口换算转速。
本申请实施例提供的航空发动机同轴压气机可调导叶的控制方法中，通过设置控制参数对应发动机循环参数变换需求，可以更好适应可变循环发动机调节；以控制参数为整个压缩***联合调节的核心参数，其他压气机可调导叶规律与之联合调节；相应的调节规律可以在压气机联合部件试验优化获得，可实现压缩***在可变循环发动机多状态下稳定工作。
附图说明
图1是本申请实施例提供的典型可变循环发动机压气机的结构示意图。
其中：
10、第一压气机；11、第一进口导叶；12、第二进口导叶；20、第二压气机；21、第三进口导叶；30、第一截面；40、第二截面。
具体实施方式
下面结合附图和实施例对本申请作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅仅用于解释相关申请，而非对该申请的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本申请相关的部分。
需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本申请。
图1示出了本申请实施例提供的典型可变循环发动机压气机的结构示意图。
如图1所示，典型可变循环发动机包括压缩联合调节***，压缩联合调节***包括第一压气机10和位于第一压气机10下游的第二压气机20，其中，第一压气机10包括第一进口导叶11和位于第一进口导叶11下游的第二进口导叶12，第二压气机20包括第三进口导叶21。
通过调节第一进口导叶11的角度、第二进口导叶12的角度和第三进口导叶21的角度，能够实现压缩***在可变循环发动机多状态下的稳定工作。
本发明的实施例提供了一种航空发动机同轴压气机可调导叶的控制方法，包括以下步骤：
步骤201，获取第一进口导叶按照第一进口导叶的进口换算转速的第一控制规律，以及获取联合调节***的控制参数。
第一进口导叶按照第一进口导叶的进口换算转速的第一控制规律可以通过在压气机联合部件试验中获得。
在一示例中，第一控制规律表1所示：
表1第一进口导叶按照第一进口导叶的进口换算转速的控制规律
联合调节***的控制参数可以根据发动机整机热力循环调节得到。
步骤202，根据第一控制规律和控制参数，得到第一进口导叶的第一调节规律。
第一调节规律可以通过下式来进行表示：
a21＝fa21(nh1R)+△a21，
其中，fa21(nh1R)为第一控制规律，△a21为控制参数，nh1R为第一进口导叶的进口换算转速。
步骤203，根据第一控制规律和控制参数，得到第二进口导叶的第二调节规律。
在一示例中，第二调节规律如表2所示：
表2第二进口导叶角度调节规律
第二调节规律也可以通过下式来进行表示：
a22＝fa22(nh1R，△a21)
其中，△a21为控制参数，nh1R为第一进口导叶的进口换算转速。
步骤204，获取第二进口导叶按照第二进口导叶的进口换算转速的第二控制规律。
第二进口导叶按照其进口换算转速的第二控制规律可以通过在压气机联合部件试验中获得。
步骤205，根据第二控制规律和控制参数，得到第三进口导叶的第三调节规律。
在一示例中，第三控制规律如表3所示：
表3第三进口导叶角度调节规律
第三调节规律也可以通过下式来进行表示：
a3＝fa3(nh2R，△a21)
其中，△a21为控制参数，nh2R为第二进口导叶的进口换算转速。
步骤206，根据第一调节规律、第二调节规律和第三调节规律，调节压缩联合调节***。
在一示例中，在发动机实际工作在nh1R＝60％，nh2R＝80％时，整机调节需要△a21＝4时，根据部件试验特性(表1、表2和表3)，能够得到同轴压气机可调导叶的联合控制规律如下：
a21＝16°，
a22＝38°，
a3＝25°，
从而能够保证同轴两个压气机的稳定工作，并且也能够实现发动机热力循环参数的调节。
以上所述，仅为本申请的具体实施方式，所属领域的技术人员可以清楚地了解到，为了描述的方便和简洁，上述描述的***、模块和单元的具体工作过程，可以参考前述方法实施例中的对应过程，在此不再赘述。应理解，本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到各种等效的修改或替换，这些修改或替换都应涵盖在本申请的保护范围之内。

Claims (2)

1.一种航空发动机同轴压气机可调导叶的控制方法，所述航空发动机包括压缩联合调节***，所述压缩联合调节***包括第一压气机和位于所述第一压气机下游的第二压气机，所述第一压气机包括第一进口导叶和位于所述第一进口导叶下游的第二进口导叶，所述第二压气机包括第三进口导叶，
其特征在于，所述控制方法包括：
获取所述第一进口导叶按照所述第一进口导叶的进口换算转速的第一控制规律，以及获取所述压缩联合调节***的控制参数；
根据所述第一控制规律和所述控制参数，得到所述第一进口导叶的第一调节规律；
根据所述第一控制规律和所述控制参数，得到所述第二进口导叶的第二调节规律；
获取所述第二进口导叶按照所述第二进口导叶的进口换算转速的第二控制规律；
根据所述第二控制规律和所述控制参数，得到所述第三进口导叶的第三调节规律；
根据所述第一调节规律、所述第二调节规律和所述第三调节规律，调节所述压缩联合调节***；
获取所述第一进口导叶按照所述第一进口导叶的进口换算转速的第一控制规律，包括：通过在压气机联合部件试验中获得；
所述第一调节规律为：a21＝fa21(nh1R)+△a21；其中，
fa21(nh1R)为第一控制规律，△a21为控制参数，根据发动机整机热力循环调节得到，nh1R为第一进口导叶的进口换算转速；
所述第二调节规律为：a22＝fa22(nh1R，△a21)；其中，
△a21为控制参数，nh1R为第一进口导叶的进口换算转速；
获取所述第二进口导叶按照所述第二进口导叶的进口换算转速的第二控制规律，包括：通过在压气机联合部件试验中获得。
2.根据权利要求1所述的航空发动机同轴压气机可调导叶的控制方法，其特征在于，所述第三调节规律为：
a3＝fa3(nh2R，△a21)
其中，△a21为控制参数，nh2R为第二进口导叶的进口换算转速。
CN201811529904.8A 2018-12-14 2018-12-14 航空发动机同轴压气机可调导叶的控制方法 Active CN109356726B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201811529904.8A CN109356726B (zh) 2018-12-14 2018-12-14 航空发动机同轴压气机可调导叶的控制方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201811529904.8A CN109356726B (zh) 2018-12-14 2018-12-14 航空发动机同轴压气机可调导叶的控制方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN109356726A CN109356726A (zh) 2019-02-19
CN109356726B true CN109356726B (zh) 2019-09-13

Family

ID=65329801

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201811529904.8A Active CN109356726B (zh) 2018-12-14 2018-12-14 航空发动机同轴压气机可调导叶的控制方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN109356726B (zh)

Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112302987B (zh) * 2020-10-30 2022-07-15 中国航发沈阳发动机研究所 应对温度畸变的航空发动机压缩部件可调导叶调节方法
CN113294246B (zh) * 2021-06-30 2022-11-04 中国航发动力股份有限公司 一种燃气轮机可转导叶控制方法

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2005291184A (ja) * 2004-04-05 2005-10-20 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd 圧縮機用翼揺動制御装置、ファン用翼揺動制御装置、圧縮機、及びファン
CN106156436A (zh) * 2016-07-12 2016-11-23 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种可调叶片角度分级调控的压气机建模方法
CN106762159A (zh) * 2017-02-23 2017-05-31 中国航发沈阳发动机研究所 一种高压压气机可调叶片角度的控制方法
CN108005795A (zh) * 2017-12-12 2018-05-08 中国科学院工程热物理研究所 一种压气机进口导叶角度实时控制装置及方法

Family Cites Families (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9303565B2 (en) * 2012-06-29 2016-04-05 Solar Turbines Incorporated Method and system for operating a turbine engine
US10443509B2 (en) * 2014-10-31 2019-10-15 General Electric Company System and method for turbomachinery vane prognostics and diagnostics

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2005291184A (ja) * 2004-04-05 2005-10-20 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd 圧縮機用翼揺動制御装置、ファン用翼揺動制御装置、圧縮機、及びファン
CN106156436A (zh) * 2016-07-12 2016-11-23 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种可调叶片角度分级调控的压气机建模方法
CN106762159A (zh) * 2017-02-23 2017-05-31 中国航发沈阳发动机研究所 一种高压压气机可调叶片角度的控制方法
CN108005795A (zh) * 2017-12-12 2018-05-08 中国科学院工程热物理研究所 一种压气机进口导叶角度实时控制装置及方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN109356726A (zh) 2019-02-19

Similar Documents

Publication Publication Date Title
WO2020093264A1 (zh) 一种航空发动机过渡态控制规律优化的设计方法
US7367193B1 (en) Auxiliary power unit control method and system
CN107023404B (zh) 用于飞行器的燃气涡轮发动机的***及调整该发动机中空气流畸变的方法
EP3225815B1 (en) Translating inlet for adjusting airflow distortion in gas turbine engine
CN106321252B (zh) 一种航空发动机的起动过程燃油控制方法和***
EP3184756A1 (en) Method and system for stall margin modulation as a function of engine health
EP3176406A1 (en) Method and control system for determining a torque split for a multi-engine system
CN109477400A (zh) 涡轮发动机及操作方法
CN109611217B (zh) 一种航空发动机过渡态控制规律优化的设计方法
CN109356726B (zh) 航空发动机同轴压气机可调导叶的控制方法
US20210239053A1 (en) Corrected parameters control logic for variable geometry mechanisms
US10550716B2 (en) Gas turbine inlet guide vane control device, system and control method
RU2322601C1 (ru) Способ управления подачей топлива для газотурбинных двигателей
US20180355877A1 (en) Compressor bleed apparatus for a turbine engine
US20180230853A1 (en) Method for limiting the core engine speed of a gas turbine engine during icing conditions
US20170218852A1 (en) Inlet bleed heat system and method of assembling the same
US20160069274A1 (en) Engine-induced aircraft cabin resonance reduction system and method
EP3073102A1 (en) Control scheme using variable area turbine and exhaust nozzle to reduce drag
US20230220815A1 (en) Three-stream gas turbine engine control
RU2674844C2 (ru) Радиальный компрессор
US9879561B2 (en) Turbomachine comprising a plurality of fixed radial blades mounted upstream of the fan
US20230126222A1 (en) Active stability control of compression systems utilizing electric machines
RU2691287C1 (ru) Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя
CN205422839U (zh) 一种变布雷顿循环燃气轮机
WO2019147942A1 (en) Method for supressing surge instabilities in turbomachine compressors

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
TA01 Transfer of patent application right
TA01 Transfer of patent application right

Effective date of registration: 20190327

Address after: 100020 No. 1901 Motorcycle Building, 199 Chaoyang North Road, Chaoyang District, Beijing

Applicant after: Beijing Qingsoft Chuangxiang Information Technology Co., Ltd.

Address before: 110015 1 Wan Lian Road, Shenhe District, Shenyang, Liaoning

Applicant before: Shenyang Hangfa China Engine Research Institute

TA01 Transfer of patent application right
TA01 Transfer of patent application right

Effective date of registration: 20190815

Address after: Shenhe District of Shenyang City, 110015 Wan Lin Road No. 1 in Liaoning Province

Applicant after: Shenyang Hangfa China Engine Research Institute

Address before: 100020 No. 1901 Motorcycle Building, 199 Chaoyang North Road, Chaoyang District, Beijing

Applicant before: Beijing Qingsoft Chuangxiang Information Technology Co., Ltd.

GR01 Patent grant
GR01 Patent grant