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

技术特征：
1.一种提高舰载机发动机起飞时气动稳定性的控制方法，其特征在于：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
，利用高压转子相对换算转速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。2.如权利要求1所述的提高舰载机发动机起飞时气动稳定性的控制方法，其特征在于：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，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；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。3.如权利要求2所述的提高舰载机发动机起飞时气动稳定性的控制方法，其特征在于：发动机进口总温t1的第一次重构方法包括，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；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
；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。4.如权利要求3所述的提高舰载机发动机起飞时气动稳定性的控制方法，其特征在于：重构的发动机进口总温t1的计算公式为，t1＝288.15
×
(n1/n
1r
)2。5.如权利要求3所述的提高舰载机发动机起飞时气动稳定性的控制方法，其特征在于：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
。6.如权利要求1所述的提高舰载机发动机起飞时气动稳定性的控制方法，其特征在于：退出飞机控制逻辑的方法为，当重构时间大于20s，退出重构逻辑，并开始计时；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
；当时间大于t秒时，则直接采用t
1d
控制；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。7.如权利要求6所述的提高舰载机发动机起飞时气动稳定性的控制方法，其特征在于：所述过渡算法为，t
1dx
(n)＝t
1dx
(n
‑
1) [t
1d
(n)
‑
t
1dx
(n
‑
1)]
×
δt/t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。8.一种提高舰载机发动机起飞时气动稳定性的控制系统，其特征在于：包括，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，对飞机执行控制逻辑；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；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，退出飞机控制逻辑。9.如权利要求8所述的提高舰载机发动机起飞时气动稳定性的控制系统，其特征在于：所述控制逻辑执行模块(6)包括，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；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，再次对发动机进口总温t1进行重构。10.一种舰载机发动机，其特征在于：包括如权利要求8
‑
9任一所述的控制系统。

技术总结
本申请涉及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，包括，确定飞机是否处于地面、加力油达到最大状态，若是，对飞机执行控制逻辑；利用发动机出口总压重构发动机进口总温，利用重构的发动机进口总温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得出高压转子相对换算转速，利用高温转子相对换算转速得到压气机可调叶片角度控制计划值，对舰载机进行控制；确定飞机状态，若飞机开始向前滑行，退出飞机控制逻辑。具有能够同时保证舰载机起飞状态的稳定性与推力需求的技术效果。推力需求的技术效果。推力需求的技术效果。


技术研发人员：韩文俊 郭海红 邢洋 李兆红 刘亚君 唐兰
受保护的技术使用者：中国航发沈阳发动机研究所
技术研发日：2021.06.29
技术公布日：2021/9/21