CN109441645B - 一种起动辅助动力装置apu的燃油流量控制方法 - Google Patents

一种起动辅助动力装置apu的燃油流量控制方法 Download PDF

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Abstract

本发明提供了一种起动辅助动力装置APU的燃油流量控制方法，方法包括：预先设置过渡态燃油流量算法，稳态燃油流量算法，最终输出燃油流量选择算法；根据所述最终输出燃油流量选择算法来确定辅助动力装置起动过程中的燃油流量。

Description

一种起动辅助动力装置APU的燃油流量控制方法
技术领域
本发明属于航空发动机数字控制技术领域，具体为一种起动辅助动力装置APU的燃油流量控制方法。
背景技术
对于控制辅助动力装置(Auxiliary Power Unit简写为APU)这类结构不是特别复杂的小型涡轮发动机，采用机械液压控制器虽然也能满足控制的基本要求，但采用FADEC***具有很多明显的优势：在具备同等控制能力的前提下，体积和重量较机械液压式明显减小；采用计算机作为计算装置可以实现各种复杂和先进的控制算法和控制规律，可以获得更好的性能指标和控制精度；仅通过修改代码便能完成控制软件、算法的修改与更新，方便控制***的设计和应用；能实现控制***的各种限制和保护措施、故障记录和警示灯，提高了APU的适用性。
传统的APU燃油控制方法为基于APU加速曲线的控制方法，对于不同的工况下，简单的加速曲线难以适应较大的飞行包线，往往心有余而力不足，并且起动时间较长，排气温度高，难以满足起动特性与发动机需求；另外，在计算燃油流量时，传统方法一般采用固定的PI参数调节，简单的几组PI参数难以适应较大的飞行包线。
发明内容
本发明提供的起动辅助动力装置APU的燃油流量控制方法，能够解决不同工况下APU的起动供油问题。
本发明提供了一种起动辅助动力装置APU的燃油流量控制方法，方法包括：
预先设置过渡态燃油流量算法，稳态燃油流量算法，最终输出燃油流量选择算法；
根据所述最终输出燃油流量选择算法来确定辅助动力装置起动过程中的燃油流量。
可选的，所述预先设置过渡态燃油流量算法，稳态燃油流量算法，最终输出燃油流量选择算法，具体包括：
如果所述APU的转速<80％，则所述最终输出燃油流量选择算法是过渡态燃油流量算法；
如果98％＜APU转速≤100％，则所述最终输出燃油流量选择算法是稳态燃油流量算法；
如果80％≤APU转速≤98％，当根据所述过渡态燃油流量算法计算出的值小于根据所述稳态燃油流量算法计算出的值时，所述最终输出燃油流量选择算法是所述过渡态燃油流量算法；当根据所述过渡态燃油流量算法计算出的值大于等于根据所述稳态燃油流量算法计算出的值时，所述最终输出燃油流量选择算法是所述稳态燃油流量算法。
可选的，所述过渡态燃油流量算法包括：过渡态基于排气温度的控制算法、过渡态自适应PI参数算法，过渡态燃油流量限制算法；
所述稳态燃油流量算法包括：稳态恒定转速闭环PI控制算法，稳态燃油流量限制算法。
可选的，所述过渡态基于排气温度的控制算法、过渡态自适应PI参数算法，过渡态燃油流量限制算法，具体包括：
根据当前APU转速、当前进口压力P2确定当前APU转速下的期望排气温度；
计算当前APU转速下的实际排气温度T5与所述当前APU转速下的期望排气温度T5 *的当前温度偏差；
根据当前进口温度T2、所述当前进口压力P2计算当前自适应比例系数P和当前自适应积分系数I；
根据所述当前APU转速、当前进口温度T2、所述当前进口压力P2，计算当前过渡态燃油流量限制上限wf-t-max和当前过渡态燃油流量限制下限wf-t-min；
根据所述当前温度偏差、当前自适应比例系数P和当前自适应积分系数I计算当前过渡态燃油流量wf-t；
若所述wf-t≥所述wf-t-max，则输出过渡态燃油流量wf-t-out为wf-t-max；
若所述wf-t≤所述wf-t-min，则输出过渡态燃油流量wf-t-out为wf-t-min；
若所述wf-t-min＜wf-t＜wf-t-max，则输出过渡态燃油流量wf-t-out为wf-t。
可选的，所述稳态恒定转速闭环PI控制算法，稳态燃油流量限制算法，具体包括：
根据当前APU转速与期望转速计算当前转速偏差，所述期望转速为固定参数；
根据所述当前转速偏差、比例系数P、积分系数I计算当前稳态燃油流量wf-s，所述比例系数P、积分系数I均为固定参数；
根据所述当前APU转速、当前进口温度T2、当前进口压力P2，计算当前稳态燃油流量上限wf-s-max和当前稳态燃油流量下限wf-s-min；
若所述wf-s≥所述wf-s-max，则输出过渡态燃油流量wf-s-out为wf-s-max；
若所述wf-s≤所述wf-s-min，则输出过渡态燃油流量wf-s-out为wf-s-min；
若所述wf-s-min＜wf-s＜wf-s-max，则输出过渡态燃油流量wf-s-out为wf-s。
本发明的目的在于解决不同工况下APU的起动供油问题，在起动过程中，调节APU起动过程中的燃油流量，供给相适应的燃油流量。整个起动过程中，本发明控制的供油流量与APU需求燃油流量基本一致，不会出现燃油过大或者过小而影响油气比、起动时间、热悬挂，避免出现超温、超转，甚至于起动失败。
本发明预先设置过渡态燃油流量算法，稳态燃油流量算法，最终输出燃油选择算法，根据最终输出燃油选择算法来确定辅助动力装置起动过程中的输出燃油流量，解决不同工况下APU起动过程中的燃油流量控制问题，在起动过程中供给适应的燃油流量，控制的供油量与APU需油量基本一致，不会出现燃油流量过大或者过小而影响油气比、起动时间、热悬挂，避免出现超温、超转，甚至于起动失败，能够确保APU的安全使用，燃油的经济性能够延长APU的使用寿命。同时，过渡态燃油流量算法包括：过渡态基于排气温度的控制算法、过渡态自适应PI参数算法，过渡态燃油流量限制算法，能够在不同工况下，确保排气温度不超温，实时调节PI参数，输出与APU相适应的燃油流量；稳态燃油流量算法包括：稳态恒定转速闭环PI控制算法，稳态燃油流量限制算法，输出与APU相适应的燃油流量，确保APU转速不超转。本发明能确保整个起动过程中APU不超温、不超转，能够适应更大的飞行包线，对***的环境适应性更强。
附图说明
图1为本发明实施例提出的最终输出燃油流量选择算法示意图；
图2为本发明实施例提出的过渡态燃油流量算法示意图；
图3为本发明实施例提出的过渡态自适应PI参数算法示意图；
图4为本发明实施例提出的稳态燃油流量算法示意图。
具体实施方式
本发明采用过渡态燃油流量算法、稳态燃油流量算法、最终输出燃油流量选择算法，调节控制辅助动力装置(Auxiliary Power Unit简写为APU)起动过程中的燃油流量，旨在解决不同工况下APU起动过程中的燃油流量控制问题，在起动过程中供给相适应的燃油流量，不会出现燃油过大或者过小而影响油气比、起动时间、热悬挂，甚至于起动失败。
其中，过渡态燃油流量算法包括过渡态基于排气温度的控制算法、过渡态自适应PI参数的算法，过渡态燃油流量限制算法；稳态燃油流量算法包括稳态恒定转速闭环PI控制算法，稳态燃油流量限制算法，确保整个起动过程中APU不超温、不超转。
实施例一
本发明具体为起动APU过程中的燃油流量控制方法，最终输出燃油流量选择算法(如图1所示)，采用如下技术方案：
1.APU处于静止状态，接收到起动指令后，当APU转速APU_N达到N1时，APU点火器加电；
2.当APU转速APU_N达到N2时，主燃油阀通电，接通主燃油油路输出主燃油油路的燃油流量，最终输出燃油流量选择为过渡态燃油流量，其中图2为过渡态燃油流量算法，图3为过渡态自适应PI参数算法；
3.当APU转速APU_N达到N3时，APU点火器下电；
4.当PU转速APU_N达到N4时，则最终输出燃油流量选择为过渡态燃油流量和输出稳态燃油流量的最小值，其中图4为稳态燃油流量算法；
5.当APU转速APU_N达到N5时，APU起动控制过程结束，转入到稳态燃油控制，则最终输出燃油流量选择为稳态燃油流量算法。
实施例二
下面结合附图和实施例详细描述对本发明起动APU过程中的燃油流量控制方法，最终输出燃油流量选择算法(如图1所示)。
实施例步骤及相关参数如下：
1.APU处于静止状态，接收到起动指令后，当APU转速APU_N达到2％时，APU点火器加电；
2.当APU转速APU_N达到5％时，主燃油阀通电，接通主燃油油路输出主燃油油路的燃油流量，最终输出燃油流量选择为过渡态燃油流量wf-t-out，其中wf-t-out＝F过渡态(APU_N，P2、T2、T5 *、T5)，过渡态燃油流量算法如图2所示，过渡态自适应PI参数算法如图3所示；
3.当APU转速达到55％时，APU点火器下电；
4.当APU转速达到80％后，则最终输出燃油流量选择为过渡态燃油流量wf-t-out与稳态燃油流量wf-s-out的最小值，稳态燃油流量算法如图4所示，其中:
wf-t-out＝F过渡态(APU_N，P2、T2、T5 *、T5)，
wf-s-out＝F稳态(APU_N，P2、T2)；
5.APU转速达98％时，APU起动燃油流量控制过程结束，转入到稳态燃油控制，则最终输出燃油流量选择为稳态燃油流量wf-s-out,其中wf-s-out＝F稳态(APU_N，P2、T2)。
综上所述，本发明预先设置过渡态燃油流量算法，稳态燃油流量算法，最终输出燃油选择算法，根据最终输出燃油选择算法来确定辅助动力装置起动过程中的输出燃油流量，解决不同工况下APU起动过程中的燃油流量控制问题，在起动过程中供给适应的燃油流量，控制的供油量与APU需油量基本一致，不会出现燃油流量过大或者过小而影响油气比、起动时间、热悬挂，避免出现超温、超转，甚至于起动失败，能够确保APU的安全使用，燃油的经济性能够延长APU的使用寿命。同时，过渡态燃油流量算法包括：过渡态基于排气温度的控制算法、过渡态自适应PI参数算法，过渡态燃油流量限制算法，能够在不同工况下，确保排气温度不超温，实时调节PI参数，输出与APU相适应的燃油流量；稳态燃油流量算法包括：稳态恒定转速闭环PI控制算法，稳态燃油流量限制算法，输出与APU相适应的燃油流量，确保APU转速不超转。本发明能确保整个起动过程中APU不超温、不超转，能够适应更大的飞行包线，对***的环境适应性更强。

Claims (2)

1.一种起动辅助动力装置APU的燃油流量控制方法，其特征在于；方法包括：
预先设置过渡态燃油流量算法，稳态燃油流量算法，最终输出燃油流量选择算法；
根据所述最终输出燃油流量选择算法来确定辅助动力装置起动过程中的燃油流量；
所述预先设置过渡态燃油流量算法，稳态燃油流量算法，最终输出燃油流量选择算法，具体包括：
如果所述APU的转速<80％，则所述最终输出燃油流量选择算法是过渡态燃油流量算法；
如果98％＜APU转速≤100％，则所述最终输出燃油流量选择算法是稳态燃油流量算法；
如果80％≤APU转速≤98％，当根据所述过渡态燃油流量算法计算出的值小于根据所述稳态燃油流量算法计算出的值时，所述最终输出燃油流量选择算法是所述过渡态燃油流量算法；当根据所述过渡态燃油流量算法计算出的值大于等于根据所述稳态燃油流量算法计算出的值时，所述最终输出燃油流量选择算法是所述稳态燃油流量算法；
所述过渡态燃油流量算法包括：过渡态基于排气温度的控制算法、过渡态自适应PI参数算法，过渡态燃油流量限制算法；
所述稳态燃油流量算法包括：稳态恒定转速闭环PI控制算法，稳态燃油流量限制算法；
所述过渡态基于排气温度的控制算法、过渡态自适应PI参数算法，过渡态燃油流量限制算法，具体包括：
根据当前APU转速、当前进口压力P2确定当前APU转速下的期望排气温度；
计算当前APU转速下的实际排气温度T5与所述当前APU转速下的期望排气温度
Figure FDA0002807239680000021
的当前温度偏差；
根据当前进口温度T2、所述当前进口压力P2计算当前自适应比例系数P和当前自适应积分系数I；
根据所述当前APU转速、当前进口温度T2、所述当前进口压力P2，计算当前过渡态燃油流量限制上限wf-t-max和当前过渡态燃油流量限制下限wf-t-min；
根据所述当前温度偏差、当前自适应比例系数P和当前自适应积分系数I计算当前过渡态燃油流量wf-t；
若所述wf-t≥所述wf-t-max，则输出过渡态燃油流量wf-t-out为wf-t-max；
若所述wf-t≤所述wf-t-min，则输出过渡态燃油流量wf-t-out为wf-t-min；
若所述wf-t-min＜wf-t＜wf-t-max，则输出过渡态燃油流量wf-t-out为wf-t。
2.根据权利要求1所述的燃油流量控制方法，其特征在于：
所述稳态恒定转速闭环PI控制算法，稳态燃油流量限制算法，具体包括：
根据当前APU转速与期望转速计算当前转速偏差，所述期望转速为固定参数；
根据所述当前转速偏差、比例系数P、积分系数I计算当前稳态燃油流量wf-s，所述比例系数P、积分系数I均为固定参数；
根据所述当前APU转速、当前进口温度T2、当前进口压力P2，计算当前稳态燃油流量上限wf-s-max和当前稳态燃油流量下限wf-s-min；
若所述wf-s≥所述wf-s-max，则输出过渡态燃油流量wf-s-out为wf-s-max；
若所述wf-s≤所述wf-s-min，则输出过渡态燃油流量wf-s-out为wf-s-min；
若所述wf-s-min＜wf-s＜wf-s-max，则输出过渡态燃油流量wf-s-out为wf-s。
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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112879167B (zh) * 2019-11-29 2022-01-28 中国航发商用航空发动机有限责任公司 发动机闭环控制***及方法

Family Cites Families (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6777822B1 (en) * 2003-04-01 2004-08-17 Hamilton Sundstrand Corporation Control system for an auxiliary power unit
US9316157B2 (en) * 2012-02-01 2016-04-19 Hamilton Sundstrand Corporation Fuel system for starting an APU using a hybrid pump arrangement
US10094292B2 (en) * 2012-03-02 2018-10-09 Hamilton Sundstrand Corporation Method of acceleration control during APU starting
CN104948304B (zh) * 2015-05-13 2017-09-22 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种航空燃气涡轮发动机加速供油方法
CN106321252B (zh) * 2015-06-19 2018-01-09 中国航发商用航空发动机有限责任公司 一种航空发动机的起动过程燃油控制方法和***
CN105569847B (zh) * 2015-12-11 2017-10-24 中国航空工业集团公司西安航空计算技术研究所 辅助动力装置起动加速燃油流量控制方法
CN107806368A (zh) * 2016-09-08 2018-03-16 北京空用联盟教育科技有限公司 一种航空发动机加速控制装置及方法
CN108561232B (zh) * 2017-12-07 2020-06-09 中国航空工业集团公司西安航空计算技术研究所 辅助动力装置分圈供油的点火燃油流量控制方法

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