一種航空燃氣渦輪發(fā)動機加速供油方法
【技術領域】
[0001] 本發(fā)明涉及航空燃氣渦輪發(fā)動機瞬態(tài)供油設計領域，具體涉及一種航空燃氣渦輪 發(fā)動機加速供油方法。
【背景技術】
[0002] 發(fā)動機加速供油規(guī)律應綜合考慮加速時間要求、壓氣機特性、最大供油量邊界 (喘振邊界）、最小供油量邊界（懸掛邊界）、附件加載等條件進行設計。
[0003] 目前較為通用的起動供油規(guī)律主要包括如下兩種：
[0004] I控制規(guī)律，采用組合參數(shù)& (簡稱油氣比）進行供油規(guī)律設計，其 Pl 中P3為壓氣機后總壓。這種方法依據(jù)主燃燒室的部件特性所確定的穩(wěn)定燃燒油氣比范圍， 并考慮壓氣機穩(wěn)定工作邊界進行供油規(guī)律的設計，可以比較好地反映燃燒的物理特性。但 是，這種供油方式依賴于油量控制和計量精度，在發(fā)動機控制系統(tǒng)油量控制和計量精度不 能滿足要求時，實際供油量會偏離設計要求，使發(fā)動機在加速過程超出穩(wěn)定工作范圍，出現(xiàn) 超溫、喘振等異常狀態(tài)，從而影響發(fā)動機加速性能。
[0005] 二、Wf = f(t)或Wf = f(P3)控制規(guī)律，這種方法的供油量僅考慮時間或者壓氣 機后總壓的單值函數(shù)，易于實現(xiàn)，缺點是僅適用于特定的使用條件。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0006] 本發(fā)明的目的在于提供一種航空燃氣渦輪發(fā)動機加速供油方法，以解決目前的供 油方式容易導致實際供油量與設計要求產(chǎn)生偏差，從而影響發(fā)動機加速性能的問題。
[0007] 本發(fā)明的技術方案是：
[0008] -種航空燃氣渦輪發(fā)動機加速供油方法，包括如下步驟：
[0009] 步驟一，通過公式（1)獲得加速過程給定的轉速上升速率規(guī)律Ndrt:
[0010]
(1)
[0011] 其中，Mt為渦輪輸出扭矩，M。為壓氣機輸出扭矩，Mm為附件載荷折合扭矩，J為轉 子轉動慣量，n m為轉子傳動效率，η為轉速，n i為慢車狀態(tài)轉速，η 2為允許最高轉速；
[0012] 步驟二，根據(jù)公式（2)對上升速率規(guī)律Ndrt進行修正，得到修正后的轉速上升速率 規(guī)律Ndtrtl:
[0013] Ndotl= NdotXPl/101. 325X (288. 2/Tl)0. 5 (2)
[0014] 其中，Tl為進氣總溫，Pl為進氣總壓；
[0015] 步驟三，按照修正后的轉速上升速率規(guī)律Ndrtl，采用閉環(huán)調(diào)節(jié)方法實現(xiàn)加速過程 燃油流量的控制。
[0016] 可選地，在所述步驟三中，在所述閉環(huán)控制方法中加入燃油流量最大邊界值和最 小邊界值，以對燃油流量進行限制。
[0017] 可選地，在所述步驟三中，在所述閉環(huán)控制方法中加入燃油流量的最大變化量，以 對燃油流量相對上周期輸出燃油流量的變化量進行限制。
[0018] 本發(fā)明的有益效果：
[0019] 本發(fā)明的航空燃氣渦輪發(fā)動機加速供油方法，通過引入轉速上升速率規(guī)律作為控 制參數(shù)，采用閉環(huán)調(diào)節(jié)方法適應性調(diào)整供油量，能夠提高供油精度準確性，避免由于供油精 度不準確造成加速性能差異；同時，較好適應發(fā)動機臺份間差異，保持加速性能的一致性， 可廣泛應用于多種航空燃氣渦輪發(fā)動機、燃氣輪機起動供油控制。
【附圖說明】
[0020] 此處的附圖被并入說明書中并構成本說明書的一部分，示出了符合本發(fā)明的實施 例，并與說明書一起用于解釋本發(fā)明的原理。
[0021] 圖1是本發(fā)明發(fā)動機加速供油方法的流程圖；
[0022] 圖2是本發(fā)明發(fā)動機加速供油系統(tǒng)的示意圖。
【具體實施方式】
[0023] 這里將詳細地對示例性實施例進行說明，其示例表示在附圖中。下面的描述涉及 附圖時，除非另有表示，不同附圖中的相同數(shù)字表示相同或相似的要素。
[0024] 如圖1至圖2所示，本發(fā)明的航空燃氣渦輪發(fā)動機加速供油方法，包括如下步驟：
[0025] 步驟SlOl、通過公式（1)獲得加速過程給定的轉速上升速率規(guī)律Ndrt，加速過程給 定轉速上升速率控制規(guī)律綜合考慮加速時間要求、渦輪扭矩、壓氣機扭矩、附件載荷折合扭 矩、轉動慣量等條件進行設計，具體如下：
[0026]
[0027] 其中，Mt為渦輪輸出扭矩，M。為壓氣機輸出扭矩，Mm為附件載荷折合扭矩，J為轉 子轉動慣量，n m為轉子傳動效率，η為轉速，n i為慢車狀態(tài)轉速，η 2為允許最高轉速。
[0028] 對于發(fā)動機慢車轉速至最高允許轉速之間的任一轉速條件下，壓氣機的扭矩特 性、附件載荷特性、轉子轉動慣量均可由相關特性獲取，渦輪的輸出扭矩MT = f(Wf)，燃燒 室供油量Wf在考慮渦輪前溫度上升量和壓氣機的穩(wěn)定裕度的限制的基礎上確定得出，由 此則可得到在此轉速條件下的轉速上升速率控制規(guī)律。
[0029] 步驟S102,根據(jù)公式⑵對轉速上升速率規(guī)律NdJi行修正，得到修正后的轉速上 升速率規(guī)律Ndtrtl:
[0030] Ndotl= NdotXPl/101. 325X (288. 2/Tl)0. 5 (2)
[0031] 其中，Tl為進氣總溫，Pl為進氣總壓。
[0032] 步驟S103,按照修正后的轉速上升速率規(guī)律Ndrtl，采用閉環(huán)調(diào)節(jié)方法實現(xiàn)加速過 程燃油流量的控制。
[0033] 特別如圖2所示，是本發(fā)明發(fā)動機加速供油系統(tǒng)的示意圖，可以包括相連接的 Ndot給定模塊、PI控制器、PID控制器、占空比電磁閥、計量活門、發(fā)動機以及轉速傳感器 等，其中，Ndotl給定模塊用于得到轉速上升速率規(guī)律并對其進行修正，最終輸出修正后的 轉速上升速率規(guī)律Ndtrtl。再以修正后的轉速上升速率規(guī)律Ndrtl被控制變量，通過控制系統(tǒng) PI控制器計算實現(xiàn)對主燃油流量閉環(huán)控制，以此來獲得期望的轉速上升速率要求，使得發(fā) 動機在加速過程的任意一點都有良好的動態(tài)特性。需要說明的是，本發(fā)明的閉環(huán)調(diào)節(jié)方法 可以采用目前已知的多少適合的方法，在本實施例中，本領域普通技術人員能夠依據(jù)上述 器部件實現(xiàn)閉環(huán)調(diào)節(jié)，所以此處不再對閉環(huán)調(diào)節(jié)方法進行贅述。
[0034] 進一步，為了消除靜差和跟蹤誤差，滿足控制精度要求，在上述閉環(huán)調(diào)節(jié)控制回路 中采用純積分控制，通過對主燃油控制回路的閉環(huán)快速控制（即通過調(diào)整占空比實現(xiàn)對計 量活門控制）來實現(xiàn)發(fā)動機轉速上升速率的精確、快速控制。
[0035] 發(fā)動機實際加速過程，存在轉速上升速率突變的可能性，例如加載、轉子卡滯等， 為避免在上述狀態(tài)條件下，發(fā)動機控制系統(tǒng)按照轉速上升速率閉環(huán)控制邏輯進行快速加減 油控制，導致發(fā)動機工作不穩(wěn)定，出現(xiàn)超溫、喘振、懸掛、熄火等現(xiàn)象。
[0036] 因此，本發(fā)明的航空燃氣渦輪發(fā)動機加速供油方法的步驟S103中，還可以在閉環(huán) 調(diào)節(jié)控制回路（控制方法）中加入燃油流量最大邊界值和最小邊界值，以對燃油流量進行 限制。進一步，還可以加入燃油流量的最大變化量，以對燃油流量相對上周期輸出燃油流量 的變化量進行限制。
[0037] 本發(fā)明的航空燃氣渦輪發(fā)動機加速供油方法，通過引入修正后的轉速上升速率規(guī) 律Ndtrtl作為控制參數(shù)，采用閉環(huán)調(diào)節(jié)方法適應性調(diào)整供油量，能夠提高供油精度準確性，避 免由于供油精度不準確造成加速性能差異；同時，較好適應發(fā)動機臺份間差異，保持加速性 能的一致性，可廣泛應用于軍民用航空燃氣渦輪發(fā)動機、燃氣輪機起動供油控制。
[0038] 以上所述，僅為本發(fā)明的【具體實施方式】，但本發(fā)明的保護范圍并不局限于此，任何 熟悉本技術領域的技術人員在本發(fā)明揭露的技術范圍內(nèi)，可輕易想到的變化或替換，都應 涵蓋在本發(fā)明的保護范圍之內(nèi)。因此，本發(fā)明的保護范圍應以所述權利要求的保護范圍為 準。
【主權項】
1. 一種航空燃氣渦輪發(fā)動機加速供油方法，其特征在于，包括如下步驟： 步驟一，通過公式（1)獲得加速過程給定的轉速上升速率規(guī)律Nd(rt:其中，MT為渦輪輸出扭矩，M。為壓氣機輸出扭矩，MA(；為附件載荷折合扭矩，J為轉子轉 動慣量，nm為轉子傳動效率，n為轉速，ni為慢車狀態(tài)轉速，n2為允許最高轉速； 步驟二，根據(jù)公式（2)對轉速上升速率規(guī)律乂^進行修正，得到修正后的轉速上升速率 規(guī)律Nd(rtl: Nd〇ti=NdotXPl/101. 325X(288. 2/Tl)0. 5 (2) 其中，T1為進氣總溫，PI為進氣總壓； 步驟三，按照修正后的轉速上升速率規(guī)律Nd()tl，采用閉環(huán)調(diào)節(jié)方法實現(xiàn)加速過程燃油 流量的控制。2. 按照權利要求1所述的供油方法，其特征在于，在所述步驟三中，在所述閉環(huán)控制方 法中加入燃油流量最大邊界值和最小邊界值，以對燃油流量進行限制。3. 按照權利要求1或2所述的供油方法，其特征在于，在所述步驟三中，在所述閉環(huán)控 制方法中加入燃油流量的最大變化量，以對燃油流量相對上周期輸出燃油流量的變化量進 行限制。
【專利摘要】本發(fā)明涉及航空燃氣渦輪發(fā)動機瞬態(tài)供油設計領域，具體涉及一種航空燃氣渦輪發(fā)動機加速供油方法，以解決目前的供油方式容易導致實際供油量與設計要求產(chǎn)生偏差，從而影響發(fā)動機加速性能的問題。本發(fā)明的航空燃氣渦輪發(fā)動機加速供油方法包括：獲得加速過程給定的轉速上升速率規(guī)律；獲取修正后的轉速上升速率規(guī)律；通過閉環(huán)調(diào)節(jié)方法實現(xiàn)加速過程燃油流量的控制；本發(fā)明的航空燃氣渦輪發(fā)動機加速供油方法，通過引入轉速上升速率規(guī)律作為控制參數(shù)，采用閉環(huán)調(diào)節(jié)方法適應性調(diào)整供油量，能夠提高供油精度準確性，避免由于供油精度不準確造成加速性能差異。
【IPC分類】F02C9/28
【公開號】CN104948304
【申請?zhí)枴緾N201510242191
【發(fā)明人】閻巍, 李睿, 隋巖峰, 施磊
【申請人】中國航空工業(yè)集團公司沈陽發(fā)動機設計研究所
【公開日】2015年9月30日
【申請日】2015年5月13日