用于发动机的控制设备的制造方法
【技术领域】 [0001] 和现有技术
[0002] 本发明属于用于航空发动机的控制设备领域，航空发动机可具有单一推进器或逆 向旋转的推进器。
[0003] 推进器的运行通常基于两种主要的调节模式来控制。
[0004] 首先，对旋转的定速进行调节，其中包括推进器的桨距（即推进器叶片的设置角 度）在伺服控制回路的帮助下进行调整，从而与旋转设置点的速度一致，其中实际速度通 过专用传感器来测量。这一调节模式被用于飞行的所有阶段，其中前进速度足够快以获得 推进器的稳定的空气动力学运行。
[0005] 另一个已知的调节模式是不变桨距，也被称为是测试模式。该桨距被伺服控制到 飞行员给出的油门位置和推进器的旋转速度。这一模式被用于所有阶段，其中飞行器的前 进速度对于推进器的空气动力学特性来说太慢，以至于难以在面对旋转速度的变化时呈现 足够的牵引力响应。
[0006] 在从一种调节模式准换为另一种调整模式期间，期望使推力（被观察为由传动轴 所传输的给定动力值）的变化最小化，因为这一变化对飞行员观察发动机表现正确运行来 说是不利的。由于推进器的速度变化对发动机的整体动力的影响，并且由于这种被忽略的 振动和噪音，也期望使这一变化最小化，。还期望在所有情况下保持发动机整体运行的持 续性，这些情形导致在各运行模式之间的转换，比如加速、减速、飞机高度中的变化、或者故 障。
[0007] 不幸地，现有调节系统的体系结构仅仅取决于依赖测量推进器的桨距和旋转速 度，且不提供预防性作用。满足在发动机控制中所希望达到连续性的所有需求，可能仅在降 低性能的代价下获得，尤其是通过选择与推进器的空气动力学不匹配的桨距但一定程度上 确保运行稳定来获得。
[0008] 两种运行模式之间的转换因而导致在调节发动机方面的困难，且这些困难（在传 统的只具有一个推进器的涡轮螺旋桨发动机中已经是问题了）在无导管（或"开放旋翼"） 桨扇形式（或确实具有多个推进器的任何发动机）的具有两个推进器的发动机中更严重， 因为在这类发动机中，下游的旋翼的表现非常强烈地取决于从上游旋翼的排放情况。
[0009] 因此期望改善从一种调节模式到另一个调节模式的转换，同时遵守上述的与推力 变化、速度、以及运行连续性有关的约束条件。
[0010] 通用电气代表 NASA 承担的研宄工作（"Extended parametric representation of compressor fans and turbines"（压缩机旋翼和祸轮的延伸的参数化表示），1984年） 或已公开在文件SAE AIR 4065中的研宄工作已试图标识了用于使得损耗最小化或者以简 单方式来表达推进器不变量之间的关系的条件。那项工作并未提出用于改善两种运行模式 之间的转换的方法。
[0011] 本发明的定义及相关优势
[0012] 为了解决上述困难，本发明提供了一种具有用于计算发动机的至少一个推进器的 桨距设定点的计算装置的发动机控制设备桨，桨该计算装置至少考虑了飞行速度。
[0013] 通过这样一种设备，执行可预测的动作并改善桨距设定点伺服控制功能是可能 的，从而使其能够在从一种运行模式过渡到另一种运行模式期间符合针对师傅控制功能所 定义的规范，同时也顺应上述的约束。因而获得了对桨距需求的预期调节，并限制了上述的 缺点（具体来说，就是运行的不连续性和偏离推力范围和速度范围）。控制推进器的桨距的 精确性、反应时间、和桨局部回路全都被改善。对桨距的伺服控制桨的会聚所需要的时间被 减少。
[0014] 此外，对于以更高速度（如大于0.5的飞行马赫数）飞行的飞行器，本发明通过考 虑与桨叶接触的空气的压缩性能也能够改善对桨距的调节。
[0015] 根据一个有利的特性，代表推进器的表现的量级使用至少一个多项式（例如二阶 多项式）来确定。这使得该方法能够在采用普通计算能力的计算机上执行。多项式的使用 是简单和易于集成在有限计算能力的计算机中的数学运算。
[0016] 根据另一个有利的特性，代表推进器的表现的量级根据推进器叶片的相关马赫数 和推进器的假定桨距来确定。
[0017] 因此对于诸如高级涡轮螺旋桨发动机或无导管桨扇推进器之类的快速推进器，考 虑了与跨音速范围内的速度相关联的压缩效应。
[0018] 在某些实施例中，在与推进器的运行相关联的扩展损耗模型的基础上所计算的数 字的损耗值得以确定。这个特性使得将对推进器的表现的预测扩展到飞行包线（包括扩展 到异常情况）成为可能。
[0019] 在某些实施例中，确定吸收能量系数。此外，在某些实施例中，该计算装置着使用 推进器的旋转速度。此外，也为计算装置使用桨距假设制定了规定，并且为它们使用迭代循 环制定了规定，该迭代循环具有停止标准，该停止标准在轴动力的计算值上收敛。
[0020] 控制设备可以被构造为全权限数字发动机控制计算机的模块或者与其组成为一 体。
[0021] 本发明还提供一种全权限数字发动机控制计算机，其包括如上所述的设备，此外， 还提供一种包括如上所述的控制设备的涡轮螺旋桨发动机或包括如上所述的控制设备的 无导管桨扇发动机。
【附图说明】
[0022] 图1示出伺服控制涡轮发动机推进器的桨距的回路，其中已经显露出本发明。
[0023] 图2是一个图表，基于该图表，计算推进器的性能系数是可能的。
[0024] 图3示出本发明的一个实施例。
[0025] 图4示出在本发明一个实施例中实施的一种协议。
[0026] 图5和6示出图4中协议的具体方面。
[0027] 实施例的详细描述
[0028] 图1示出控制一个或多个推进器的桨距以对恒定的旋转速度进行调节的回路。
[0029] 推进器20的速度的设定点10由飞行员给出或由自动地或伺服控制的领航系统给 出。用于感应推进器的旋转速度的传感器30使得计算设定点和即时速度的差40成为可能。
[0030] 该差40被发送到全权限数字发动机控制（FADEC) 50,其使用与发动机油门12的 位置相关并且代表传递到轴的能量的设定点，从而确定桨距的设定点60。该确定通过在预 定桨距值列表的基础上迭代加工而执行，这些值是基于油门位置且不考虑飞行速度来选择 的。该迭代过程使用采用该桨距并提供被传递到轴的能量的模型。迭代在计算的能量对应 于请求的能量时停止。
[0031] 感应桨距的角度传感器70使得能够计算即时桨距值和设定点之间的差，且该差 被传递到按照推进器20的桨距工作的致动器90。
[0032] 推进器的性能通过使用传统的无因次不变量来表示，如下所述： ' T ( \ \ Ct = -r-- = f J =-,卩 p N2 ? D4 、 N D J
[0033] < , 、 ^ PW fT v
[F p _ N3 ? D5 l N D J
[0034] -Ct=牵引系数
[0035] -Cp =吸收能量系数
[0036] -J =前进率
[0037] _T=由推进器传递的牵引
[0038] -PW =可从推进器轴获得的能量
[0039] -N =推进器的旋转速度
[0040] -D =推进器直径
[0041] -V =飞行器的前进（或飞行）速度
[0042] =推进器桨距
[0043] 针对快速推进器（诸如无导管桨扇或高级涡轮螺旋桨推进器），取决于飞行马赫 数而加入修正，从而尽可能好地表示出整个飞行包线上的推进器表现。 T.v J.Ct
[0044] 组合不变量Ct、Cp和J，还能够限定推进器效率概念刃=
[0045] 这些系数以"推进器领域"的形式用于作为前进率J和吸收能量系数Cp的函数来 标绘效率变化，如图2所示。
[0046] 图2示出沿横坐标轴的前进率J以及沿纵坐标轴的吸收能量系数Cp。这些值是在 知道效率n和设定角的情况下确定的，针对效率n标绘了恒定效率曲线1〇〇,并且针对设 定角标绘了恒定桨距曲线110。
[0047] 这一图表存在缺点。
[0048] 首先，针对推进器桨叶所看到的不同马赫数，准备多个这种类型的图表是有用的， 且针对各图表之间的J和Cp所获得的值进行内插也是有用的。此外，因为曲线在图表的左 下部分汇聚在一起，这一区域中的精确性较差。另外，在极端情况下产生这些图表是困难 的，如接近飞行器失速，或在极大负入射角的条件下。最后，在零速度，功率未能确定。
[0049] 图3示出本发明的实施例的大体原理。这些元件被赋予可由图1中的那些附图标 记加100而获得的附图标记。因此，FADEC 150 (或FADEC的负责调节推进器桨距的子系统） 使用速度设定点和推进器瞬时旋转速度的差140来计算桨距的设定点160。为了执行这一 计算，FADEC 150还考虑与油门的位置112相关的设定点，该位置代表传递到轴的能量，如 图1。然而，它也考虑飞行器115的飞行速