本发明涉及航空发动机技术领域，特别是涉及一种航空发动机加速控制规律的设计方法。
背景技术：
当前航空发动机加速控制规律均是以主燃烧室供油量为因变量，自变量略有不同，主要有三种：一是Wf＝f(t)，即根据时间控制主燃烧室供油量；二是Wf＝f(P3),即根据压气机出口压力控制主燃烧室供油量；三是即根据发动机换算转速控制主燃烧室供油量。
现有航空发动机加速控制规律主要存在的缺点：一是适用范围小，如第1、2种方案均不适用于飞行条件变化剧烈的发动机；二是以主燃烧室供油量为直接控制目标，这就要求准确控制主燃烧室供油量，才能满足加速时间要求；三是需要开展大量的整机试验，才能获得最优的控制规律，费用较高；四是不能较好的适应发动机的个体差异，需要根据各台发动机的实际情况调整加速控制规律，保证满足加速时间指标的要求，工程适应性不强。
因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。
技术实现要素：
本发明的目的在于提供一种航空发动机加速控制规律的设计方法来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。
为实现上述目的，本发明提供一种所述航空发动机加速控制规律的设计方法，所述航空发动机加速控制规律的设计方法包括以下步骤：步骤1：根据发动机的工作包线，计算不同进气温度下，发动机允许的最高稳定运转转速nZD与最低稳定运转转速nMC差值，并获取最大转速差值；
步骤2：在最高稳定运转转速nZD和最低稳定运转转速nMC之间，任意选取n个转速点，定义为nsm1，nsm2，nsm3，……，nsmn；
步骤3：把加速过程按转速分成n+1段，即第1段为nMC至nsm1，第2段为nsm1至nsm2，第3段为nsm2至nsm3，……，第n+1段为nsmn至nZD；
步骤4：分配上述各段时间分别为tj1、tj2、tj3、……，tjn+1秒，各段分配时间之和应等于目标加速时间tj，即tj＝tj1+tj2+tj3+……+tjn+1秒；
步骤5：把步骤3和步骤4获取的转速及对应时间列成数组形式，即{0，nMC}，{tj1，nsm1}，{tj1+tj2，nsm2}，{tj1+tj2+tj3，nsm3}，……，{tj，nZD}；
步骤6：把步骤5得到的各点做拟合曲线，用函数表达为n＝f(t),t＝0,……,tj；
步骤7：根据步骤6的拟合曲线，采用公式得到0至tj秒时间内的转速偏差并制作时间-转速偏差表；
步骤8：加速时间为tj的通用加速控制规律可表征为其中，由所述时间-转速偏差表查到，ni指当前转速；ni+1指下一控制周期的目标转速；指当前油门杆α0对应的目标转速。
优选地，所述步骤1中的最大转速差值为：nmax＝nZD-nMC。
优选地，所述步骤7中的公式为：
其中，
式中ti、ti+1代表对发动机第i、i+1个控制周期；
若发动机控制周期为m秒，则
对应上述加速时间的转速偏差分别为
本申请的航空发动机加速控制规律的设计方法如有如下优点：
1、提出一种广泛适用于航空发动机的加速控制规律；
2、提出一种不以主燃烧室供油量为控制目标的方法，降低加速过程对主燃烧室供油量控制准确性的依赖程度；
3、不需通过试验的方法，获取最佳的加速控制规律，节省费用；
4、能较好的适应发动机的个体差异，提高加速控制规律的工程适应性。
附图说明
图1是本申请一实施例的航空发动机加速控制规律的设计方法的流程示意图。
具体实施方式
为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。
图1是本申请一实施例的航空发动机加速控制规律的设计方法的流程示意图。
如图1所示的航空发动机加速控制规律的设计方法包括以下步骤：
步骤1：根据发动机的工作包线，计算不同进气温度下，发动机允许的最高稳定运转转速nZD与最低稳定运转转速nMC差值，并获取最大转速差值；
步骤2：在最高稳定运转转速nZD和最低稳定运转转速nMC之间，任意选取n个转速点，定义为nsm1，nsm2，nsm3，……，nsmn；
步骤3：把加速过程按转速分成n+1段，即第1段为nMC至nsm1，第2段为nsm1至nsm2，第3段为nsm2至nsm3，……，第n+1段为nsmn至nZD；
步骤4：分配上述各段时间分别为tj1、tj2、tj3、……，tjn+1秒，各段分配时间之和应等于目标加速时间tj，即tj＝tj1+tj2+tj3+……+tjn+1秒；
步骤5：把步骤3和步骤4获取的转速及对应时间列成数组形式，即{0，nMC}，{tj1，nsm1}，{tj1+tj2，nsm2}，{tj1+tj2+tj3，nsm3}，……，{tj，nZD}；
步骤6：把步骤5得到的各点做拟合曲线，用函数表达为n＝f(t),t＝0,……,tj；
步骤7：根据步骤6的拟合曲线，采用公式得到0至tj秒时间内的转速偏差并制作时间-转速偏差表；
举例来说，如下表1所示：
表1：
步骤8：加速时间为tj的通用加速控制规律可表征为其中，由所述时间-转速偏差表查到，ni指当前转速；ni+1指下一控制周期的目标转速；指当前油门杆α0对应的目标转速。
步骤8中的加速控制规律以表格的形式来表示如下表2：
表2
本申请的航空发动机加速控制规律的设计方法如有如下优点：
1、提出一种广泛适用于航空发动机的加速控制规律；
2、提出一种不以主燃烧室供油量为控制目标的方法，降低加速过程对主燃烧室供油量控制准确性的依赖程度；
3、不需通过试验的方法，获取最佳的加速控制规律，节省费用；
4、能较好的适应发动机的个体差异，提高加速控制规律的工程适应性。
在本实施例中，步骤1中的最大转速差值为：nmax＝nZD-nMC。
在本实施例中，步骤7中的公式为：
其中，
式中ti、ti+1代表对发动机第i、i+1个控制周期；
若发动机控制周期为m秒，则
对应上述加速时间的转速偏差分别为
最后需要指出的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制。尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。