一种提高舰载机发动机起飞时气动稳定性的控制方法与流程

1.本技术属于舰载机发动机设计领域，特别涉及一种提高舰载机发动机起飞时气动稳定性的控制方法。


背景技术：

2.舰载机起飞或在舰面上进行发动机试车时,尾喷管喷出高速、高温燃气，这将影响其附近区域的人员和设备。因此在航母甲板上设有偏流板，来改变燃气方向达到保护人员、设备的目的。但是这同样带来了新的问题：偏流板会将高温燃气反射至飞机进气道进口，形成总温畸变，导致发动机喘振裕度降低。尤其在飞机起飞时，发动机处于全加力状态，由偏流板反射回的燃气温度高，发动机进口总温畸变大，发动机极易发生喘振，导致起飞时推力瞬间下降，进而导致事故。
3.目前现有技术方案是识别偏流板前工作状态，通过关小压气机可调叶片控制规律，提高起飞过程发动机气动稳定性。而舰载机起飞跑道距离较陆机短，在较短的跑道上起飞需要很大的推力，该方案的缺点是在某些大气环境下发动机推力损失较大，存在起飞失败的隐患。
4.现有技术方案控制用进口温度传感器布局为一只一点，进气截面存在较大温度畸变时，受布局位置及传感器响应速率影响，现有测点无法表征截面真实平均温度。从而导致和进口温度相关的控制规律偏离发动机真实状态。
5.因此，如何同时保证舰载机起飞状态的稳定性与起飞推力需求是一个需要解决的问题。


技术实现要素：

6.本技术的目的是提供了一种提高舰载机发动机起飞时气动稳定性的控制方法，以解决现有技术中难以同时保证舰载机起飞状态的稳定性与推力需求的问题。
7.本技术的技术方案是：一种提高舰载机发动机起飞时气动稳定性的控制方法，包括，确定飞机是否处于地面、加力油达到最大状态，若是，执行t1重构控制逻辑；利用发动机出口总压p3重构发动机进口总温t1，利用重构的发动机进口总温t1获取发动机最大状态下的转速、温度、加力油、喷口控制计划值，利用重构的发动机进口总温t1重新计算高压转子相对换算转速n
2r
，利用高温转子相对换算转速n
2r
得到压气机可调叶片角度α2控制计划值，对舰载机进行控制；确定飞机状态，若重构时间大于20s，退出t1重构控制逻辑。
8.优选地，利用发动机出口总压p3对发动机进口总温t1的重构方法包括，
9.获取低压转子相对换算转速n
1r
与发动机出口和进口总压比值p3/p1的对应关系，获取进气道总压恢复系数σ与低压转子相对换算转速n
1r
的对应关系；
10.获取实测进气道总压恢复系数σ，重构低压转子相对换算转速n
1r
，结合实测低压转子相对转速n1，刚满足重构条件时，对发动机进口总温t1进行第一次重构，而后再以第一次重构的t1为基础对t1进行再次重构。
11.优选地，发动机进口总温t1的第一次重构方法包括，
12.根据实测的低压转子相对换算转速n
1r
，插值获取重构的进气道总压恢复系数σ；
13.利用实测发动机舱压p
h
作为大气压力，与进气道总压恢复系数σ相乘得到发动机进口总压p1，利用p3/p1插值得到重构的低压转子相对换算转速n
1r
；
14.利用重构的低压转子相对换算转速n
1r
与实测低压转子相对转速n1得到重构的发动机进口总温t1。
15.优选地，重构的发动机进口总温t1的计算公式为，
16.t1＝288.15
×
(n1/n
1r
)2。
17.优选地，所述t1的再次重构方法为，利用重构的发动机进口总温t1和实测低压转子相对转速n1得到重构的低压转子相对换算转速n
1r
，低压转子相对换算转速n
1r
插值得到重构的σ；利用实测发动机舱压p
h
作为大气压力，相乘进气道总压恢复系数σ获取发动机进口总压p1，利用p3/p1插值得到重构的低压转子相对换算转速n
1r
；利用重构的低压转子相对换算转速n
1r
与实测低压转子相对转速n1得到重构的发动机进口总温t
1c
。
18.优选地，退出飞机控制逻辑的方法为，
19.当重构时间大于20s，退出重构逻辑，并开始计时；
20.如果退出瞬间|t
1c
‑
t
1d
|≤5k，则直接切换为t
1d
控制；如果退出瞬间|t
1c
‑
t
1d
|＞5k，则在t秒内从t
1c
采用过渡算法过渡到t
1d
；
21.当时间大于ts时，则直接采用t
1d
控制；
22.其中，t的时间为5且可调，t
1c
为重构的发动机进口总温，t
1d
为控制系统采集的发动机进口总温。
23.优选地，所述过渡算法为，
24.t
1dx
(n)＝t
1dx
(n
‑
1) [t
1d
(n)
‑
t
1dx
(n
‑
1)]
×
δt/t
[0025]
其中，n为当前周期数，在刚满足退出条件时n＝1，t
1dx
为从t
1c
过渡到t
1d
过程中的发动机进口总温，δt为过渡时间，当刚满足退出条件时为0时刻。
[0026]
一种提高舰载机发动机起飞时气动稳定性的控制系统，包括，控制逻辑确认模块，用于确定飞机的状态，在飞机处于地面或加力油达到最大状态时，执行t1重构控制逻辑；控制逻辑执行模块，用于利用发动机出口总压p3重构发动机进口总温t1，利用重构的发动机进口总温t1获取发动机最大状态下的转速、温度、加力油、喷口控制计划值，利用重构的发动机进口总温t1计算高压转子相对换算转速n
2r
，利用高温转子相对换算转速n
2r
得到压气机可调叶片角度控制计划值α2，对舰载机进行控制系；控制逻辑退出模块，用于确定飞机飞行状态，若重构时间大于20s，退出执行t1重构控制逻辑。
[0027]
优选地，所述控制逻辑执行模块包括，相关特性获取单元，用于获取低压转子相对换算转速n
1r
与发动机出口和进口总压比值p3/p1的对应关系，获取进气道总压恢复系数σ与低压转子相对换算转速n
1r
的对应关系；重构步骤执行单元，用于获取实测进气道总压恢复系数σ，重构低压转子相对换算转速n
1r
，结合实测低压转子相对转速n1，再次对发动机进口总温t1进行重构。
[0028]
一种舰载机发动机，包括如权利要求8
‑
9所述的控制系统。
[0029]
本技术的通过发动机出口总压与发动机进口总温的对应关系，重构发动机进口总温，并获取发动机最大状态下的转速、温度、加力油、喷口控制计划值，而后利用重构的发动
机进口总温得到可调叶片控制角度计划值，从而提高发动机的工作稳定性，并且保证了起飞过程中发动机推力的发挥。
附图说明
[0030]
为了更清楚地说明本技术提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本技术的一些实施例。
[0031]
图1为本技术实施例一整体流程结构示意图；
[0032]
图2为本技术实施例一传感器测到高温区示意图；
[0033]
图3为本技术实施例一α2控制计划示意图；
[0034]
图4为本技术实施例一发动机进口温度升高n1随温度变化示意图；
[0035]
图5为本技术实施例一发动机进口温度升高p3随温度变化示意图；
[0036]
图6为本技术实施例一根据p3重构t1的总体流程示意图；
[0037]
图7为本技术实施例一n
1r
与p3/p1的关系示意图；
[0038]
图8为本技术实施例一进气道总压恢复系数示意图；
[0039]
图9为本技术实施例一t1的重构流程示意图；
[0040]
图10为本技术实施例一再次重构t1的流程示意图；
[0041]
图11为本技术实施例一迭代与非迭代算法的比较示意图；
[0042]
图12为本技术实施例一退出控制逻辑的流程示意图；
[0043]
图13为本技术实施例二的整体系统结构示意图。
[0044]1‑
进气道高温区总温；2
‑
迭代算法得到的t1；3
‑
表面不迭代重构算法得到的t1；4
‑
控制系统测得的总温；5
‑
控制逻辑确认模块；6
‑
控制逻辑执行模块；7
‑
控制逻辑退出模块；8
‑
相关特性获取单元；9
‑
重构步骤执行单元。
具体实施方式
[0045]
为使本技术实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本技术实施例中的附图，对本技术实施例中的技术方案进行更加详细的描述。
[0046]
实施例一，一种提高舰载机发动机起飞时气动稳定性的控制方法，如图1所示，包括，
[0047]
步骤s100，确定飞机是否处在地面或加力油达到最大状态，若是，则执行t1重构控制逻辑，若否则不执行；
[0048]
步骤s200，利用发动机出口总压p3重构发动机进口总温t1，利用重构的发动机进口总温t1获取发动机最大状态下的转速、温度、加力油、喷口控制计划值，利用重构的发动机进口总温t1重新计算高压转子相对换算转速n
2r
，利用高温转子相对换算转速n
2r
得到压气机可调叶片角度α2控制计划值，对舰载机进行控制；
[0049]
步骤s300，确定飞机状态，若重构时间大于20s，退出执行t1重构控制逻辑；
[0050]
如图2所示，当发动机吸入高温燃气，且控制系统采用的发动机进口总温传感器未感受到高温，利用控制系统采集的发动机进口总温t
1d
来计算压气机可调叶片角度α2。具体步骤如下：
[0051]
1、采用测量的t
1d
和n2计算高压转子相对换算转速n
2r
，计算的公式为：
[0052]
n
2r
＝n2×
sqrt(288.15/t
1d
)
ꢀꢀꢀ
(1)
[0053]
2、如图3所示，用n
2r
在α2控制计划中的插值得到α2。
[0054]
假设此时高温区的进口总温为t
lin
，比t
1d
高，则采用公式1计算出的n
2r
要低，如果可调叶片角度仍按t
1d
，计算得到的α2给定就会偏开，发动机容易进喘。
[0055]
如图4、5所示，为了避免发动机喘振，需要通过其他参数评估发动机进口总温，当发动机相对转速不变，进气温度提高时，压气机出口压力p3会降低，因此利用实测的p3下降来反应t
1d
升高，进而保证发动机相关参数仍按接近实际进口总温的条件来控制，通过重构发动机进口总温来得到发动机平均进口总温t1，用于对发动机最大状态的转速、温度、加力油、喷口(或者π
t
或epr)控制计划值。再利用t1得到准确的压气机可调叶片角度α2，并用α2来控制发动机的其余各参数，从而有效提高发动机气动稳定性、保证起飞推力需求，避免喘振的发生。
[0056]
优选地，利用发动机出口总压p3对发动机进口总温t1的重构方法，如图6所示，包括：
[0057]
如图7、8所示，步骤s210，获取低压转子相对换算转速n
1r
与压气机出口和发动机进口总压比值p3/p1的对应关系，获取进气道总压恢复系数σ与低压转子相对换算转速n
1r
的对应关系；
[0058]
步骤s220，获取实测进气道总压恢复系数σ，重构低压转子相对换算转速n
1r
，结合实测低压转子相对转速n1，刚满足重构条件时，对发动机进口总温t1进行第一次重构，而后再以第一次重构的t1为基础对t1进行再次重构；
[0059]
通过该设计，将p3数值与发动机进口总温实现关联，通过相应计算，重构后的发动机进口总温t1体现的是发动机进口平均总温。
[0060]
如图9所示，t1的第一次重构方法包括：
[0061]
步骤s221，根据实测的低压转子相对换算转速n
1r
，插值获取重构的进气道总压恢复系数σ；
[0062]
步骤s222，利用实测发动机舱压p
h
作为大气压力，相乘进气道总压恢复系数σ获取发动机进口总压p1，利用p3/p1插值得到重构的低压转子相对换算转速n
1r
；
[0063]
步骤s223，利用重构的低压转子相对换算转速n
1r
与实测低压转子相对转速n1得到重构的发动机进口总温t1；
[0064]
发动机进口总温的重构公式为，
[0065]
t1＝288.15
×
(n1/n
1r
)2。
ꢀꢀꢀ
(2)
[0066]
其中，设定重构后的t1设定符号为t
1c
。
[0067]
该方法先利用发动机台架的试验数据来获取n
1r
、p1的数值，该数值与实测的数值相同，通过与实测的p3的关系，能够反应实际的进气道总压恢复系数，然后根据实测的发动机舱压来得到新的n
1r
，而实测的发动机舱压p
h
不能够准确反映出发动机的实际工作状况，其有一定的偏差，通过n
1r
来重构t1，其体现为发动机进口平均总温，使得重构t1与实际t1更为接近，用重构的t1再继续计算新的n
1r
、σ的数值，重构的t1会改变n
1r
，进而改变σ，而每次重构均会使得t1的计算数值与实际数值t1更为接近，通过再次计算，t1的数值和n
1r
的数值会逐渐收敛，当t1、n
1r
的数值与上次计算的数值差别在一定范围内时，如0.01，即可认为得到了准确的t1、n
1r
的数值。
[0068]
发动机分高压转子和低压转子。n1或n
1r
为低压的转速或低压换算转速，n2或n
2r
为高压转速或高压换算转速。n1和n
1r
与n2和n
2r
的计算公式相同，均采用(2)所述的计算公式进行。利用重构t1计算n
2r
,用该n
2r
得到α2控制计划值。
[0069]
优选地，由于重构的t1由实测n
1r
计算得到，而重构的t1将改变n
1r
，进而改变σ，这需要迭代计算完成，然后再发动机控制软件中增加迭代算法会增加控制器负担，因此需要提出一种不需要迭代的算法，即表面不迭代重构算法。如图10所示，具体方法为，
[0070]
步骤s224，利用重构的发动机进口总温t1和实测低压转子相对转速n1得到重构的低压转子相对换算转速n
1r
，低压转子相对换算转速n
1r
插值得到重构的σ；
[0071]
步骤s225，利用实测发动机舱压p
h
作为大气压力，与进气道总压恢复系数σ相乘得到发动机进口总压p1，利用p3/p1插值得到重构的低压转子相对换算转速n
1r
；
[0072]
步骤s226，利用重构的低压转子相对换算转速n
1r
与实测低压转子相对转速n1得到重构的发动机进口总温t
1c
；
[0073]
如图11所示，1为进气道高温区总温，2为迭代算法得到的t1，3为采用表面不迭代重构算法得到的t1，4为控制系统测得的总温，采用步骤s224
‑
s226计算，与迭代重构算法相比，不迭代重构的t1与迭代重构的t1一致，几乎重叠，最大偏差不大于0.5k，因此表面不迭代重构算法是有效的。并且采用该算法，控制器负担更小，有利用发动机的稳定运行。
[0074]
优选地，该控制逻辑仅用于执行舰载机起飞过程，当飞机向前开始滑行后，进气道不再吸入高温燃气，在此情况下可退出重构逻辑，采用t
1d
控制发动机。但在退出瞬间，发动机由t
1c
控制切换成t
1d
控制，如果t
1c
与t
1d
偏差很大，则会导致发动机推力瞬间变化，影响飞机起飞过程的工作稳定性，因此需要制定合理的退出逻辑。如图12所示，具体如下：
[0075]
步骤s310；当重构时间大于20s，退出重构逻辑，并开始计时；
[0076]
步骤s320；如果退出瞬间|t
1c
‑
t
1d
|≤5k，则直接切换为t
1d
控制；如果退出瞬间|t
1c
‑
t
1d
|＞5k，则在t秒内从t
1c
采用过渡算法过渡到t
1d
；
[0077]
步骤s330；当时间大于ts时，则直接采用t
1d
控制。
[0078]
其中，t的时间为5且可调，t
1c
为重构的发动机进口总温，t
1d
为控制系统采集的发动机进口总温。
[0079]
采用该方法，有效避免了发动机在退出控制逻辑时其推力瞬间变化，保证了飞机起飞过程的工作稳定性。
[0080]
优选地，过渡算法为，
[0081]
t
1dx
(n)＝t
1dx
(n
‑
1) [t
1d
(n)
‑
t
1dx
(n
‑
1)]
×
δt/t
ꢀꢀꢀ
(3)
[0082]
其中，n为当前周期数，在刚满足退出条件时n＝1，t
1dx
为从t
1c
过渡到t
1d
过程中的发动机进口总温，δt为过渡时间，当刚满足退出条件时为0时刻。
[0083]
本技术具有如下优点：
[0084]
1.当飞机起飞时，发动机吸入高温燃气，通过本发明可适应性关小压气机可调叶片，提高发动机稳定性；
[0085]
2.当飞机未吸入高温燃气时有两种可能：1在舰面上影响飞机方向有风，迫使高温燃气无法反射到进气道进口；2飞机已向前滑行，偏流板对高温燃气的反射作用减弱，本发明能够自动识别该情况，可将压气机可调叶片打开到合适的状态，保证飞机起飞推力需求。
[0086]
3.重构进气温度代表气动截面平均温度，可以确保发动机按照该温度控制相关规
律。
[0087]
符号说明
[0088]
t
1d
——控制系统采集的发动机进口总温,k；
[0089]
t
1in
——发动机进口高温区总温，k；
[0090]
α2——压气机可调叶片角度，
°
；
[0091]
n1——低压转子相对转速，％；
[0092]
n
1r
——低压转子相对换算转速，％；
[0093]
n2——高压转子相对转速，％；
[0094]
n
2r
——高压转子相对换算转速，％；
[0095]
p3——压气机出口总压，kpa；
[0096]
σ——进气道总压恢复系数；
[0097]
p
h
——发动机舱压，kpa；
[0098]
p1——发动机进口总压，kpa；
[0099]
π
t
——涡轮落压比；
[0100]
epr——发动机增压比，p6/p1。
[0101]
实施例二，作为一种具体实施方式，一种提高舰载机发动机起飞时气动稳定性的控制系统，如图13所示，包括控制逻辑确认模块5、控制逻辑执行模块6、控制逻辑退出模块7。
[0102]
控制逻辑确认模块5，用于确定飞机的状态，在飞机处于地面、加力油达到最大状态时，执行t1重构控制逻辑；
[0103]
控制逻辑执行模块6，用于利用发动机出口总压p3重构发动机进口总温t1，利用重构的发动机进口总温t1获取发动机最大状态下的转速、温度、加力油、喷口控制计划值，利用重构的发动机进口总温t1重新计算高压转子相对换算转速n
2r
，利用高温转子相对换算转速n
2r
得到压气机可调叶片角度α2控制计划值，对舰载机进行控制；
[0104]
控制逻辑退出模块7，用于确定飞机飞行状态，若飞机开始向前滑行，退出退出t1重构控制逻辑。
[0105]
优选地，控制逻辑执行模块6包括相关特性获取单元8、重构步骤执行单元9。相关特性获取单元8，用于获取低压转子相对换算转速n
1r
与发动机出口和进口总压比值p3/p1的对应关系，获取进气道总压恢复系数σ与低压转子相对换算转速n
1r
的对应关系；
[0106]
重构步骤执行单元9，用于获取实测进气道总压恢复系数σ，重构低压转子相对换算转速n
1r
，结合实测低压转子相对转速n1，刚满足重构条件时，对发动机进口总温t1进行第一次重构，而后再以第一次重构的t1为基础对t1进行再次重构。
[0107]
优选地，重构步骤执行单元9包括，
[0108]
根据实测的低压转子相对换算转速n
1r
，插值获取重构的进气道总压恢复系数σ；
[0109]
利用实测发动机舱压p
h
作为大气压力，相乘进气道总压恢复系数σ实测发动机进口总压p1，利用p3/p1插值得到重构的低压转子相对换算转速n
1r
；
[0110]
利用重构的低压转子相对换算转速n
1r
与实测低压转子相对转速n1得到重构的发动机进口总温t1；
[0111]
利用重构的发动机进口总温t1和实测低压转子相对转速n1得到重构的低压转子相
对换算转速n
1r
，低压转子相对换算转速n
1r
插值得到重构的σ；
[0112]
利用实测发动机舱压p
h
作为大气压力，相乘进气道总压恢复系数σ获取发动机进口总压p1，利用p3/p1插值得到重构的低压转子相对换算转速n
1r
；
[0113]
利用重构的低压转子相对换算转速n
1r
与实测低压转子相对转速n1得到重构的发动机进口总温t
1c
。
[0114]
其中，重构的发动机进口总温的计算公式为，
[0115]
t1＝288.15
×
(n1/n
1r
)2。
[0116]
优选地，控制逻辑退出模块7包括，
[0117]
当重构时间大于20s，退出重构逻辑，并开始计时；
[0118]
如果退出瞬间|t
1c
‑
t
1d
|≤5k，则直接切换为t
1d
控制；如果退出瞬间|t
1c
‑
t
1d
|＞5k，则在t秒内从t
1c
采用过渡算法过渡到t
1d
；
[0119]
当时间大于ts时，则直接采用t
1d
控制；
[0120]
其中，t的时间为5且可调，t
1c
为重构的发动机进口总温，t
1d
为控制系统采集的发动机进口总温。其中过渡算法为，
[0121]
t
1dx
(n)＝t
1dx
(n
‑
1) [t
1d
(n)
‑
t
1dx
(n
‑
1)]
×
δt/t
[0122]
其中，n为当前周期数，在刚满足退出条件时n＝1，t
1dx
为从t
1c
过渡到t
1d
过程中的发动机进口总温，δt为过渡时间，当刚满足退出条件时为0时刻。
[0123]
实施例三，作为一种具体实施方式，还包括一种舰载机发动机，其包括如实施例二所述的控制系统，现有技术中采用的方案未考虑发动机的推力，而采用该系统控制发动机，不仅能够保证发动机的工作稳定性，同时还兼顾了起飞过程中发动机推力的发挥。
[0124]
以上所述，仅为本技术的具体实施方式，但本技术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技术揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本技术的保护范围之内。因此，本技术的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。