本发明涉及航空技术领域，具体涉及一种飞机发动机大小油门推力限制规律获取方法。
背景技术：
当飞机执行着舰复飞时，需要发动机瞬间提供较大的推力。这就需要发动机推力随时间迅速响应，这种响应特性就是发动机大小油门特性。大油门推力响应特性是指按舰载飞机要求，发动机由进场着舰状态(推力在一定范围内)快速上推油门杆到中间状态时的推力响应特性，发动机的大油门推力特性可使飞机在油门杆动作后短时间内获得加速度增益。小油门推力响应特性是指发动机对油门的阶跃输入的快速响应特性，可使飞机纵向加速度迅速获得增益。因此，飞机发动机大小油门推力限制规律获取方法过程实际上是一个加速过程，其特点是不仅对推力变化时间要求严格，且对加速过程中每一时刻的推力值也有严格的要求，即推力随时间变化的轨迹有要求，这就加大了发动机大小油门特性实现的难度。
目前飞机发动机大油门动作时，按照发动机慢车到中间常规加速性的供油规律控制，油门杆动作后，推力响应存在滞后，大小油门性能无法全面满足飞机需求。现有技术中的大小油门加速过程控制算法是：
大小油门加速过程和发动机慢车到中间、慢车到最大的加速过程采用相同控制方法，即判断为加速状态后，按照给定的慢车到中间的加速油气比执行加速控制；目前加速油气比限制规律为：
但是大小油门特性要求是发动机换算推力随时间的变化，对加速全过程推力上升率均有严格要求。为了兼顾大小油门性能，加速过程供油量大幅增加，该调整会产生以下问题：较高的加速油量加剧了发动机使用寿命的损耗；降低了发动机稳定裕度，在包线内某些特殊区域(如高空低雷诺数区域)，发动机在加速过程中可能发生失速或喘振；即使提高加速供油量也难以满足大小油门全程推力变化要求。
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问题。
技术实现要素：
为实现上述目的，本发明提供了一种飞机发动机大小油门推力限制规律获取方法，所述获取方法包括计算所述发动机的状态偏差量，并根据所述状态偏差量确认所述发动机是否处于加速状态；若所述发动机处于所述加速状态，并且所述飞机的参数满足第一预设条件，则获取所述发动机的推力需求区域；获取所述发动机的低压转子换算转速控制规律曲线；在所述低压转子换算转速控制规律曲线中确定第一预设时间所对应的低压转子换算转速，并根据所述低压转子换算转速计算所述发动机的燃油流量曲线。
在上述获取方法的优选技术方案中，“根据所述低压转子换算转速计算所述发动机的燃油流量”包括通过实际测得的所述发动机的高压转子换算转速，在高压转子换算速度与油气比关系曲线中得到所述发动机的换算燃油量上限和换算燃油量下限；然后通过实际测得的所述发动机进口温度和压气机出口压力计算实际燃油量上限和实际燃油量下限，并对所述燃油流量进行限制，获得所述发动机的燃油流量。
在上述获取方法的优选技术方案中，“根据所述状态偏差量确认所述发动机是否处于加速状态”包括当所述状态偏差量大于等于第一阈值时，确定所述发动机处于加速状态；当所述状态偏差量小于等于第二阈值时，确定所述发动机未处于加速状态。
在上述获取方法的优选技术方案中，所述飞机的参数包括轮载信号、飞行速度以及机舱压力。
在上述获取方法的优选技术方案中，所述第一预设条件为所述轮载信号为零，并且所述飞行速度大于等于第一预设速度，并且所述机舱压力大于等于第一预设压力。
在上述获取方法的优选技术方案中，“计算所述发动机的状态偏差量，并根据所述状态偏差量确认所述发动机是否处于加速状态”包括若所述发动机未处于加速状态，或满足第二预设条件，则不需要计算所述发动机的燃油流量，其中，第二预设条件包括：所述轮载信号不为零，或所述飞行速度小于第二预设速度，或所述机舱压力小于第二预设压力。
在上述获取方法的优选技术方案中，所述控制方法还包括若所述发动机飞机机舱压力传感器损坏，并且当所述飞机的高度小于预设高度时，通过所述飞机的高度重构所述机舱压力，
PH＝(0.101325×(1-0.0226×H)5.2553)；
当所述飞机的高度大于等于预设高度时，通过所述飞机的高度重构所述机舱压力，
PH＝(0.02269×e(11-H)/6.318)；
其中，PH为机舱压力，H为所述飞机的高度。
本领域技术人员能够理解的是，在本发明的优选技术方案中，通过判断发动机是否满足进入该油门控制方法的条件，从而实现了该油门的独立控制，进而规避了发动机慢车到中间加速稳定性和该油门推力响应不兼容的问题。也实现了常规加减速和该油门控制方法的单独控制，能够保证发动机的加速性满足要求的同时，也能够改善涡轮叶片的工作强度及使用寿命，也改善了发动机高空地雷诺数状态点的稳定性。
附图说明
图1是本发明一实施例提供的发动机油门控制方法的流程示意图；
图2是本发明另一实施例提供的发动机油门控制方法的流程示意图；
图3是本发明另一实施例提供的发动机油门控制方法的流程示意图；
图4是本发明另一实施例提供的发动机油门控制方法的流程示意图；
图5是本发明实施例提供的发动机推力需求区域的曲线图；
图6是本发明实施例提供的发动机推力和低压转子换算转速的关系曲线图；
图7是本发明实施例提供的发动机低压转子换算转速控制规律曲线；
图8是本发明实施例提供的发动机燃油量上限和燃油量下限曲线图。
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“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
本发明实施例中提供了一种飞机发动机油门控制方法，用于对飞机在执行着舰复飞时，为发动机瞬间提供较大的推力，而且不仅对推力变化时间要求严格，还对加速过程中每一时刻的推力值也有严格要求。
参见图1，图1是本发明一实施例提供的发动机油门控制方法的流程示意图。如图1所示，发动机油门控制方法包括以下步骤：
s101，计算发动机的状态偏差量，并根据状态偏差量确认发动机是否处于加速状态。其中，飞机的发动机通常都设置有控制系统，该控制系统能够通过油门杆角度PLA和发动机进口总温T1来计算得到低压转子相对转速的给定控制量n1DEM、高压转子相对转速的给定控制量n2DEM、低压涡轮出口总温的给定控制量T6DEM以及压气机出口压力的给定控制量P31DEM，并且，控制系统能够根据实测的发动机低压转子相对转速n1、发动机高压转子相对转速n2、发动机排气温度T6以及发动机压气机出口压力P31，最后计算得到发动机实际状态与目标状态的偏差量dn1、dn2、dT6和dP31。其中，dn1＝n1DEM-n1，dn2＝n2DEM-n2，dT6＝T6DEM-T6,dP31＝(P31DEM-P31)×100/P31DEM％,发动机的状态偏差量用dn2来表征，因此，发动机的状态偏差量dn2＝min(dn1,dn2,dT6,dP31)。通过发动机的状态偏差量与预设值之间的比较，从而能够确定发动机是否处于加速状态。
s102，若发动机处于加速状态，并飞机的参数满足第一预设条件，获取发动机的推力需求区域。其中，飞机的推力需求区域是推力和时间的关系曲线中的一个范围，将飞机的油门杆开始动作时记作0时刻，能够得到如图5所示的发动机推力需求区域的曲线图，即获得了发动机推力与时间的对应关系。
s103，根据需求区域，获取发动机的低压转子换算速度控制规律曲线。其中，通过飞机发动机的地面试验，能够获得发动机推力和低压转子换算转速的关系曲线图(如图6所示)，即得到了低压转子换算转速与推力的对应关系，结合步骤s102中得到的发动机推力与时间的对应关系，能够得到发动机低压转子换算转速与时间的对应关系，即发动机的低压转子换算速度控制规律曲线(如图7所示)。
s104，在低压转子换算速度控制规律曲线中确定第一预设时间所对应的低压转子换算转速，并根据低压转子换算转速计算发动机的燃油流量。
其中，发动机燃油流量的计算是通过在步骤s103中所得到的低压转子换算速度控制规律曲线中确定第一预设时间所对应的低压转子换算转速，即通过设定时间Δt为控制系统计算一周期的时间，采用当前时刻下实际测得的低压转子相对换算转速在低压转子换算速度控制规律曲线中得到时间t，控制系统从T＝t+Δt开始计时，采用计时时间T在低压转子换算速度控制规律曲线中插值得到低压转子换算速度n1r即n1rDEM，并计算n1r的偏差，即Δn1r＝n1rDEM-n1r，使得Δn1r不低于0，则n1r的偏差计算公式为：Δn1r＝max((n1rDEM-n1r),0)，然后采用PID算法计算发动机的燃油流量，即Wfym＝f(Δn1r)。
根据本发明的实施例，通过计算发动机的状态偏差量，并判断发动机是否处于加速状态，如果发动机处于加速状态并满足第一预设条件，则计算发动机的燃油流量。
与现有技术中的加速过程中燃油流量供给相比，本发明的控制方法将飞机在着舰复飞时的供油控制规律与通常情况下的供油控制规律区分开来，实现了独立的控制，从而保证飞机在着舰复飞时加速性能，改善了涡轮叶片工作强度以及发动机高空低雷诺数装点的稳定性。
为便于本领域技术人员理解，下面对本发明实施例中发动机燃油流量的计算进行详细说明。
参见图2，图2是本发明另一实施例提供的发动机油门控制方法的流程示意图。如图2所示，根据低压转子换算转速计算发动机的燃油流量包括以下步骤：
s201，通过实测获得的发动机的高压转子换算转速，在高压转子换算速度与油气比关系曲线中得到发动机的换算燃油量上限和换算燃油量下限。
s202，然后通过实际测得的发动机进口总温度和压气机出口压力计算实际燃油量上限和实际燃油量下限，并对燃油流量进行限制，获得发动机的燃油流量。
根据本发明的实施例，步骤s104中计算得到了发动机的燃油流量，即Wfym＝f(Δn1r)，但是考虑到压气机稳定工作的需求，步骤s104中计算得到的发动机燃油流量需要进一步地限制，图8是本发明实施例提供的发动机燃油量上限和燃油量下限曲线图，采用实际测得的发动机高压转子速度，通过将高压转子速度除以一个固定的数值，能够得到高压转子相对换算速度，将该高压转子相对换算速度在上述曲线图中插值得到换算燃油流量的上限Wfac_up和下限Wfac_down，采用实际测得的压气机进口温度T1和压气机出口压力P31计算实际的燃油流量上下限即实际燃油流量的上限为
实际燃油流量的下限为
最后，对步骤s104中计算得到的燃油流量进行限制，得到发动机的燃油流量Wfym＝max(min(Wfym，Wf_up)，Wf_down)。
接下来对如何判断发动机是否处于加速状态进行详细的说明。
参见图3，图3是本发明另一实施例提供的发动机油门控制方法的流程示意图。如图3所示，根据状态偏差量确认发动机是够处于加速状态的步骤包括
s301，当状态偏差量大于等于第一阈值时，确定发动机处于加速状态。
s302，当状态偏差量小于等于第二阈值时，确定发动机未处于加速状态。
其中，在步骤s101中，计算得到了发动机的状态偏差量，通过将该状态偏差量的具体数值与第一阈值和第二阈值进行比较，根据比较的结果来确定发动机是否处于加速状态。
在一示例中，第一阈值为5％，第二阈值为2％，则当发动机的状态偏差量大于等于5％时，则说明发动机处于加速状态，此时，加速标识acc ID＝1，当发动机的状态偏差量小于等于2％时，则说明发动机未处于加速状态，此时，加速标识acc ID＝0。
根据本发明的实施例，第一预设条件为轮载信号为零，并且飞机的飞行速度大于等于第一预设速度，并且机舱压力大于等于第一预设压力。需要说明的是，轮载信号为零时，飞机未着舰，轮载信号为1时，飞机着舰，优选地，第一预设速度为200km/h，第一预设压力为74.7kPa，当然，第一预设速度和第一预设压力不限于上述的取值，还可以是其他的取值，其具体取值根据不同型号的飞机来进行确定。
根据本发明的实施例，飞机发动机油门控制方法还包括步骤：
若发动机未处于加速状态，或满足第二预设条件，则针对发动机按照当前实际状态控制，不进行本方案供油控制。需要说明的是，发动机未处于加速状态，则表明飞机未满足大小油门操作，则针对发动机的供油量进行常规的控制即可。第二预设条件包括轮载信号不为零，或飞行速度小于第二预设速度，或机舱压力小于第二预设压力，其中，轮载信号不为零，即轮载信号为1，表明飞机未着舰，优选地，第二预设速度为180km/h，第二预设压力为80kPa，当然，第二预设速度和第二预设压力不限于上述的取值，还可以是其他的取值，其具体取值根据不同型号的飞机来进行确定。
当机舱压力传感器损坏是，不能准确测量机舱压力时，需要对机舱压力进行重构，下面对重构机舱压力进行详细的说明。
参见图4，图4是本发明另一实施例提供的发动机油门控制方法的流程示意图。如图4所示，发动机油门控制方法包括以下步骤：
s401，若发动机的机舱压力传感器损坏，并且当飞机的高度小于预设高度时，通过飞机的高度重构机舱压力。
其中，通过飞机重构机舱压力通过以下公式实现：
PH＝(0.101325×(1-0.0226×H)5.2553)，
其中，PH为机舱压力，H为飞机高度。
s402，若发动机的机舱压力传感器损坏，并且当飞机的高度大于等于预设高度时，通过飞机的高度重构机舱压力。
其中，通过飞机重构机舱压力通过以下公式实现：
PH=(0.02269×e(11-H)/6.318)，
其中，PH为机舱压力，H为飞机高度。
在本实施例中，预设高度优选为11km，但不限于该取值，还可以是其他合理的取值。
根据本发明实施例的飞机油门控制方法，实现了该油门的独立控制，进而规避了发动机慢车到中间加速稳定性和该油门推力响应不兼容的问题。也实现了常规加减速和该油门控制方法的单独控制，能够保证发动机的加速性满足要求的同时，也能够改善涡轮叶片的工作强度及使用寿命，也改善了发动机高空雷诺数状态点的稳定性。
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。