航空燃气涡轮发动机喘振控制方法和电子控制器与流程

本发明涉及航空燃气涡轮发动机控制领域，特别地，涉及一种航空燃气涡轮发动机喘振控制方法和电子控制器。
背景技术：
：航空燃气涡轮发动机在实际运行中，并不总是在设计状态下工作的。当运行条件发生变化时，其压气机工况点会偏离设计点，在一定条件下会产生不稳定流动。压气机喘振是发动机一种典型不稳定工况，其特征是气流沿压气机轴向方向发生的低频率、高振幅的气流振荡现象，压气机出口总压脉动很大，流量和速度也出现大幅度的脉动，从而会导致航空燃气涡轮发动机熄火和强烈机械振动，并在极短时间内造成航空燃气涡轮发动机的严重损坏。因此当出现发动机喘振时，应立即退出喘振区，避免事故发生。然而现有技术的缺点是电子控制器不具备检测发动机是否喘振的能力，喘振发生后，电子控制器不能及时采取有效的控制方法使发动机消喘。因此，如何检测和消除航空燃气涡轮发动机的喘振，是一个亟待解决的技校问题。技术实现要素：本发明提供了一种航空燃气涡轮发动机喘振控制方法和电子控制器，以解决航空燃气涡轮发动机的喘振检测和消除的技术问题。本发明采用的技术方案如下：根据本发明的一个方面，提供一种航空燃气涡轮发动机喘振控制方法，包括步骤：获取燃烧室进口压力和高压转子转速变化量；根据获取的燃烧室进口压力、高压转子转速变化量以及预设的喘振检测策略，判断航空燃气涡轮发动机的喘振状况；依据判断出的航空燃气涡轮发动机的喘振状况，对航空燃气涡轮发动机进行喘振控制。进一步地，根据获取的燃烧室进口压力、高压转子转速变化量以及预设的喘振检测策略，判断航空燃气涡轮发动机的喘振状况的步骤包括：若获取的燃烧室进口压力的脉动量比值大于或等于设定的喘振临界点处的脉动量比值以及高压转子转速变化量超过设定的转速阀值，则认定航空燃气涡轮发动机发生喘振；其中，设定的喘振临界点处的脉动量比值为喘振临界点对应的脉动量与平均量的比值；设定的转速阀值为当地大气压力与标准大气压力两者比值的插值表；以及燃烧室进口压力的脉动量比值为：其中，A为燃烧室进口压力的脉动量比值，U1为燃烧室进口压力信号的平均量，U2为燃烧室进口压力信号的脉动量。进一步地，依据判断出的航空燃气涡轮发动机的喘振状况，对航空燃气涡轮发动机进行喘振控制的步骤包括：若检测到航空燃气涡轮发动机发生喘振，则通过对航空燃气涡轮发动机的压气机放气、燃油流量以及点火器点火进行有效控制直至喘振消除。进一步地，通过对航空燃气涡轮发动机的压气机放气进行有效控制的步骤包括：通过预设的低压压气机放气活门的放气活门开度对处于不同运动状态的航空燃气涡轮发动机的喘振进行控制；对航空燃气涡轮发动机的高压压气机放气活门进行开启或关闭控制以消除喘振。进一步地，通过对航空燃气涡轮发动机的燃油流量进行有效控制的步骤包括：通过燃油的运行速度和预设的步长系数对处于不同运动状态的航空燃气涡轮发动机进行喘振控制。根据本发明的另一方面，还提供了一种用于航空燃气涡轮发动机的电子控制器，包括：获取模块，用于获取燃烧室进口压力和高压转子转速变化量；判断模块，用于根据获取的燃烧室进口压力、高压转子转速变化量以及预设的喘振检测策略，判断航空燃气涡轮发动机的喘振状况；喘振控制模块，用于依据判断出的航空燃气涡轮发动机的喘振状况，对航空燃气涡轮发动机进行喘振控制。进一步地，判断模块包括认定单元，认定单元，用于若获取的燃烧室进口压力的脉动量比值大于或等于设定的喘振临界点处的脉动量比值以及高压转子转速变化量超过设定的转速阀值，则认定航空燃气涡轮发动机发生喘振；其中，设定的喘振临界点处的脉动量比值为喘振临界点对应的脉动量与平均量的比值；设定的转速阀值为当地大气压力与标准大气压力两者比值的插值表；以及燃烧室进口压力的脉动量比值为：其中，A为燃烧室进口压力的脉动量比值，U1为燃烧室进口压力信号的平均量，U2为燃烧室进口压力信号的脉动量。喘振控制模块包括喘振消除单元，喘振消除单元，用于若检测到航空燃气涡轮发动机发生喘振，则通过对航空燃气涡轮发动机的压气机放气、燃油流量以及点火器点火进行有效控制直至喘振消除。进一步地，喘振消除单元包括低压压气机放气活门子控制子单元和高压压气机放气活门控制子单元，低压压气机放气活门控制子单元，用于通过预设的低压压气机放气活门的放气活门开度对处于不同运动状态的航空燃气涡轮发动机的喘振进行控制；高压压气机放气活门控制子单元，用于对航空燃气涡轮发动机的高压压气机放气活门进行开启或关闭控制以消除喘振。进一步地，喘振消除单元还包括燃油流量控制子单元，燃油流量控制子单元，用于通过燃油的运行速度和预设的步长系数对处于不同运动状态的航空燃气涡轮发动机进行喘振控制。本发明具有以下有益效果：本发明提供的航空燃气涡轮发动机喘振控制方法和电子控制器，通过获取的燃烧室进口压力、高压转子转速变化量以及预设的喘振检测策略，判断航空燃气涡轮发动机的喘振状况，并依据判断出的航空燃气涡轮发动机的喘振状况，对航空燃气涡轮发动机进行喘振控制。本发明提供的航空燃气涡轮发动机喘振控制方法和电子控制器，喘振检测精度高，消喘效果好，可有效避免航空事故发生。除了上面所描述的目的、特征和优点之外，本发明还有其它的目的、特征和优点。下面将参照图，对本发明作进一步详细的说明。附图说明构成本申请的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：图1是本发明航空燃气涡轮发动机喘振控制方法第一实施例的流程示意图；图2是本发明航空燃气涡轮发动机喘振控制方法第二实施例的流程示意图；图3是本发明航空燃气涡轮发动机喘振控制方法第三实施例的流程示意图；图4是本发明航空燃气涡轮发动机喘振控制方法第四实施例的流程示意图；图5是本发明航空燃气涡轮发动机喘振控制方法第五实施例的流程示意图；图6是本发明航空燃气涡轮发动机喘振控制方法第六实施例的流程示意图；图7是本发明用于航空燃气涡轮发动机的电子控制器第一实施例的结构框图；图8是图7中判断模块一优选实施例的功能模块示意图；图9是图7中喘振控制模块一优选实施例的功能模块示意图；图10是图9中喘振消除单元第一实施例的功能模块示意图；图11是图9中喘振消除单元第二实施例的功能模块示意图；图12是图9中喘振消除单元第三实施例的功能模块示意图。附图标注说明：10、获取模块；20、判断模块；30、喘振控制模块；21、认定单元；31、喘振消除单元；311、低压压气机放气活门控制子单元；312、高压压气机放气活门控制子单元；313、燃油流量控制子单元；314、点火器点火控制子单元。具体实施方式需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。参照图1，本发明的优选实施例提供了一种航空燃气涡轮发动机喘振控制方法，包括步骤：步骤S100、获取燃烧室进口压力和高压转子转速变化量。电子控制器采集压力传感器传送过来的燃烧室进口压力(P3)以及速度传感器传送过来的高压转子转速，以获取航空燃气涡轮发动机的燃烧室进口压力(P3)和高压转子转速变化量(NHDot)。步骤S200、根据获取的燃烧室进口压力、高压转子转速变化量以及预设的喘振检测策略，判断航空燃气涡轮发动机的喘振状况。电子控制器根据获取的燃烧室进口压力(P3)、高压转子转速变化量(NHDot)以及预设的喘振检测策略，判断航空燃气涡轮发动机的喘振状况，其中，喘振检测策略中设定有两个条件，若同时具备以下两个条件则认为航空燃气涡轮发动机发生喘振：a)A≥A0；其中，A0为喘振临界点对应的脉动量与平均量的比值，A0取15.625％(具体根据航空燃气涡轮发动机的类型进行设定)，P3信号的平均量为U1，脉动量为U2。b)高压转子转速变化量(NHDot)超过设定的转速阈值，其中，如表1所示，转速阈值是关于P1/P0的插值表，P1为当地大气压力，P0为标准大气压力。P1/P0NHDot(单位，1/s)0.32.7％0.54.5％0.65.4％19％表1步骤S300、依据判断出的航空燃气涡轮发动机的喘振状况，对航空燃气涡轮发动机进行喘振控制。电子控制器依据判断出的航空燃气涡轮发动机的喘振状况，从压气机放气、燃油流量和点火方面有效地控制，及时消喘，可避免航空事故的发生。本实施例提供的航空燃气涡轮发动机喘振控制方法，通过获取的燃烧室进口压力、高压转子转速变化量以及预设的喘振检测策略，判断航空燃气涡轮发动机的喘振状况，并依据判断出的航空燃气涡轮发动机的喘振状况，对航空燃气涡轮发动机进行喘振控制，喘振检测精度高，消喘效果好，可有效避免航空事故发生。如图2所示，图2是本发明航空燃气涡轮发动机喘振控制方法第二实施例的流程示意图，在第一实施例的基础上，第二实施例提供的航空燃气涡轮发动机喘振控制方法，步骤S200包括：步骤S200A、若获取的燃烧室进口压力的脉动量比值大于或等于设定的喘振临界点处的脉动量比值以及高压转子转速变化量超过设定的转速阀值，则认定航空燃气涡轮发动机发生喘振；其中，设定的喘振临界点处的脉动量比值为喘振临界点对应的脉动量与平均量的比值；设定的转速阀值为当地大气压力与标准大气压力两者比值的插值表；以及燃烧室进口压力的脉动量比值为：其中，A为燃烧室进口压力的脉动量比值，U1为燃烧室进口压力信号的平均量，U2为燃烧室进口压力信号的脉动量。本实施例提供的航空燃气涡轮发动机喘振控制方法，通过预设的喘振检测策略来检测航空燃气涡轮发动机的喘振，喘振检测精度高，消喘效果好，可有效避免航空事故发生。如图3所示，图3是本发明航空燃气涡轮发动机喘振控制方法第三实施例的流程示意图，在第一实施例的基础上，第三实施例提供的航空燃气涡轮发动机喘振控制方法，步骤S300包括：步骤S300A、若检测到航空燃气涡轮发动机发生喘振，则通过对航空燃气涡轮发动机的压气机放气、燃油流量以及点火器点火进行有效控制直至喘振消除。电子控制器若检测到航空燃气涡轮发动机发生喘振，则通过对航空燃气涡轮发动机的压气机放气、燃油流量以及点火器点火进行有效控制直至喘振消除，例如控制低压压气机的放气活门放气量，燃油流量的大小以及点火器点火时间来消除喘振。本实施例提供的航空燃气涡轮发动机喘振控制方法，通过对航空燃气涡轮发动机的压气机放气、燃油流量以及点火器点火进行有效控制直至喘振消除，消喘效果好，可有效避免航空事故发生。如图4所示，图4是本发明航空燃气涡轮发动机喘振控制方法第四实施例的流程示意图，在第三实施例的基础上，第四实施例提供的航空燃气涡轮发动机喘振控制方法，步骤S300包括：步骤S310、通过预设的低压压气机放气活门的放气活门开度对处于不同运动状态的航空燃气涡轮发动机的喘振进行控制。如表2所示，电子控制器通过预设的低压压气机放气活门的放气活门开度对处于不同运动状态的航空燃气涡轮发动机的喘振进行控制，其中，不同运动状态的航空燃气涡轮发动机的喘振包括加速时喘振、减速时喘振和稳态时喘振。表2步骤S320、对航空燃气涡轮发动机的高压压气机放气活门进行开启或关闭控制以消除喘振。电子控制器对航空燃气涡轮发动机的高压压气机放气活门进行开启或关闭控制以消除喘振，消喘时全部开启高压压气机放气活门；而在其余时间则关闭高压压气机放气活门。本实施例提供的航空燃气涡轮发动机喘振控制方法，通过预设的低压压气机放气活门的放气活门开度以及高压压气机放气活门进行开启或关闭控制来消除喘振，消喘效果好，可有效避免航空事故发生。如图5所示，图5是本发明航空燃气涡轮发动机喘振控制方法第五实施例的流程示意图，在第四实施例的基础上，第五实施例提供的航空燃气涡轮发动机喘振控制方法，步骤S300包括：步骤S330、通过燃油的运行速度和预设的步长系数对处于不同运动状态的航空燃气涡轮发动机进行喘振控制。电子控制器的流量控制包括：a、对稳态时燃油流量进行控制：消喘时，放慢燃油增长速度，并将步长系数设为0.15，否则设为0.75。b、对加速时燃油流量进行控制：在加减速表决后，直接设置为喘振时按油气比(wf/P3)计算供油。首先，根据高压转子换算转速(NHC)和进口压力比值(P1/P0)插值出基准油气比；然后乘以燃烧室进口压力(P3)，得到油气比限制线燃油流量。c、对减速时燃油流量进行控制：快速减少燃油，并设置步长系数为0.75。本实施例提供的航空燃气涡轮发动机喘振控制方法，通过对电子控制器的流量控制来消除喘振，消喘效果好，可有效避免航空事故发生。如图6所示，图6是本发明航空燃气涡轮发动机喘振控制方法第六实施例的流程示意图，在第五实施例的基础上，第六实施例提供的航空燃气涡轮发动机喘振控制方法，步骤S300包括：步骤S340、通过对点火器的点火时间进行控制以消除喘振。消喘时电子控制器控制两个点火器的点火时间均为5S。本实施例提供的航空燃气涡轮发动机喘振控制方法，通过对对点火器的点火时间进行控制来消除喘振，消喘效果好，可有效避免航空事故发生。如图7所示，本发明还提供一种用于航空燃气涡轮发动机的电子控制器，包括获取模块10，用于获取燃烧室进口压力和高压转子转速变化量；判断模块20，用于根据获取的燃烧室进口压力、高压转子转速变化量以及预设的喘振检测策略，判断航空燃气涡轮发动机的喘振状况；喘振控制模块30，用于依据判断出的航空燃气涡轮发动机的喘振状况，对航空燃气涡轮发动机进行喘振控制。电子控制器的获取模块10采集压力传感器传送过来的燃烧室进口压力(P3)以及速度传感器传送过来的高压转子转速，以获取航空燃气涡轮发动机的燃烧室进口压力(P3)和高压转子转速变化量(NHDot)。电子控制器的判断模块20根据获取的燃烧室进口压力(P3)、高压转子转速变化量(NHDot)以及预设的喘振检测策略，判断航空燃气涡轮发动机的喘振状况，其中，喘振检测策略中设定有两个条件，若同时具备以下两个条件则认为航空燃气涡轮发动机发生喘振：a)A≥A0；其中，A0为喘振临界点对应的脉动量与平均量的比值，A0取15.625％(具体根据航空燃气涡轮发动机的类型进行设定)，P3信号的平均量为U1，脉动量为U2。b)高压转子转速变化量(NHDot)超过设定的转速阈值，其中，如表1所示，转速阈值是关于P1/P0的插值表，P1为当地大气压力，P0为标准大气压力。电子控制器的喘振控制模块30依据判断出的航空燃气涡轮发动机的喘振状况，从压气机放气、燃油流量和点火方面有效地控制，及时消喘，可避免航空事故的发生。本实施例提供的用于航空燃气涡轮发动机的电子控制器，通过获取的燃烧室进口压力、高压转子转速变化量以及预设的喘振检测策略，判断航空燃气涡轮发动机的喘振状况，并依据判断出的航空燃气涡轮发动机的喘振状况，对航空燃气涡轮发动机进行喘振控制，喘振检测精度高，消喘效果好，可有效避免航空事故发生。如图8所示，图8是图7中判断模块一优选实施例的功能模块示意图，在本实施例中，判断模块20包括认定单元21，认定单元21用于若获取的燃烧室进口压力的脉动量比值大于或等于设定的喘振临界点处的脉动量比值以及高压转子转速变化量超过设定的转速阀值，则认定航空燃气涡轮发动机发生喘振；其中，设定的喘振临界点处的脉动量比值为喘振临界点对应的脉动量与平均量的比值；设定的转速阀值为当地大气压力与标准大气压力两者比值的插值表；以及燃烧室进口压力的脉动量比值为：其中，A为燃烧室进口压力的脉动量比值，U1为燃烧室进口压力信号的平均量，U2为燃烧室进口压力信号的脉动量。本实施例提供的用于航空燃气涡轮发动机的电子控制器，通过预设的喘振检测策略来检测航空燃气涡轮发动机的喘振，喘振检测精度高，消喘效果好，可有效避免航空事故发生。如图9所示，图9是图7中判断模块一优选实施例的功能模块示意图，在本实施例中，喘振控制模块30包括喘振消除单元31，喘振消除单元31用于若检测到航空燃气涡轮发动机发生喘振，则通过对航空燃气涡轮发动机的压气机放气、燃油流量以及点火器点火进行有效控制直至喘振消除。电子控制器的喘振消除单元31若检测到航空燃气涡轮发动机发生喘振，则通过对航空燃气涡轮发动机的压气机放气、燃油流量以及点火器点火进行有效控制直至喘振消除，例如控制低压压气机的放气活门放气量，燃油流量的大小以及点火器点火时间来消除喘振。本实施例提供的用于航空燃气涡轮发动机的电子控制器，通过对航空燃气涡轮发动机的压气机放气、燃油流量以及点火器点火进行有效控制直至喘振消除，消喘效果好，可有效避免航空事故发生。如图10所示，图10是图9中喘振消除单元第一实施例的功能模块示意图，在本实施例中，喘振消除单元31包括低压压气机放气活门控制子单元311和高压压气机放气活门控制子单元312，低压压气机放气活门控制子单元311用于通过预设的低压压气机放气活门的放气活门开度对处于不同运动状态的航空燃气涡轮发动机的喘振进行控制；高压压气机放气活门控制子单元312用于对航空燃气涡轮发动机的高压压气机放气活门进行开启或关闭控制以消除喘振。如表2所示，电子控制器的低压压气机放气活门控制子单元311通过预设的低压压气机放气活门的放气活门开度对处于不同运动状态的航空燃气涡轮发动机的喘振进行控制，其中，不同运动状态的航空燃气涡轮发动机的喘振包括加速时喘振、减速时喘振和稳态时喘振。电子控制器的高压压气机放气活门控制子单元312对航空燃气涡轮发动机的高压压气机放气活门进行开启或关闭控制以消除喘振，消喘时全部开启高压压气机放气活门；而在其余时间则关闭高压压气机放气活门。本实施例提供的用于航空燃气涡轮发动机的电子控制器，通过预设的低压压气机放气活门的放气活门开度以及高压压气机放气活门进行开启或关闭控制来消除喘振，消喘效果好，可有效避免航空事故发生。如图11所示，图11是图9中喘振消除单元第二实施例的功能模块示意图，在本实施例中，喘振消除单元31包括燃油流量控制子单元313，燃油流量控制子单元313用于通过燃油的运行速度和预设的步长系数对处于不同运动状态的航空燃气涡轮发动机进行喘振控制。电子控制器的燃油流量控制子单元313的流量控制包括：a、对稳态时燃油流量进行控制：消喘时，放慢燃油增长速度，并将步长系数设为0.15，否则设为0.75。b、对加速时燃油流量进行控制：在加减速表决后，直接设置为喘振时按油气比(wf/P3)计算供油。首先，根据高压转子换算转速(NHC)和进口压力比值(P1/P0)插值出基准油气比；然后乘以燃烧室进口压力(P3)，得到油气比限制线燃油流量。c、对减速时燃油流量进行控制：快速减少燃油，并设置步长系数为0.75。本实施例提供的用于航空燃气涡轮发动机的电子控制器，通过对电子控制器的流量控制来消除喘振，消喘效果好，可有效避免航空事故发生。如图12所示，图12是图9中喘振消除单元第三实施例的功能模块示意图，在本实施例中，喘振消除单元31包括点火器点火控制子单元314，点火器点火控制子单元314用于通过对点火器的点火时间进行控制以消除喘振。消喘时电子控制器的点火器点火控制子单元314控制两个点火器的点火时间均为5S。本实施例提供的用于航空燃气涡轮发动机的电子控制器，通过对对点火器的点火时间进行控制来消除喘振，消喘效果好，可有效避免航空事故发生。以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。当前第1页1 2 3