一种航空发动机的多段式加速度起动控制方法
【技术领域】
[0001] 本发明属于航空电机控制技术领域，尤其涉及一种航空发动机的多段式加速度起 动控制方法。
【背景技术】
[0002] 航空三级式电励磁同步电机的起动/发电一体化设计是未来航空交流电源系统的 一个重要发展方向。经过大量试验数据表明，航空三级式电励磁同步电机的起动功能能够 满足航空发动机的起动需求，但在起动过程中存在如下问题：（1)在电机电动状态下，电枢 电流对环境温度、发动机冷热状态较为敏感。环境温度较低或发动机冷态时起动电流较大；
[2] 电机电枢电流在起动过程中呈持续增大状态，在到达发动机点火转速时达到峰值，峰值 较大;过大的起动电流会造成电机本体发热严重，加速电机内部绝缘材料老化，影响其使用 寿命等问题;对驱动控制器同样会造成发热严重，加速功率器件老化等问题。
【发明内容】
[0003] 本发明的目的是提供一种航空发动机的多段式加速度起动控制方法，为解决电机 在起动时由于电流对温度较敏感或随着负载增大导致电流过大的问题。
[0004] 为达到上述目的，本发明采取的技术方案是:一种航空发动机的多段式加速度起 动控制方法，所述航空发动机的多段式加速度起动控制方法包括如下步骤：
[0005] 步骤1:按照发动机的不同转速将发动机以转速为条件进行分段；
[0006] 步骤2:按照所述步骤1所形成的分段，并通过计算以及试验的方法预设每段的加 载加速度以及每个加载加速度所加载的加载时间。
[0007] 进一步地，所述步骤1具体包括通过如下方式进行分段：
[0008] 根据航空发动机的起动特性将起动过程分为四段：
[0009] 1)由静止到低速带转，转速区间为:0 < nr < m;
[001 0] 2)由低速带转至I伽速带转，转速区间为:m < nr < Π2;
[0011] 3)由加速带转到点火加速带转，转速区间为:Π2 < nr < η3;
[0012] 4)由点火加速带转到脱开前加速带转，转速区间为:η3<ηΖη4;
[0013] 其中ηι为航空发动机起动状态的低速带转临界转速，1!2为加速带转临界转速，如为 点火加速带转临界转速，n 4为脱开前临界转速。
[0014] 进一步地，根据所述步骤1的分段，通过如下公式计算步骤二所述加载加速度；
[0015] 1)根据2,可得：
[0016] 2)同理，可得 *. 9
[0017] 3)同理，可得：
.，
[0018] 4)同理，可得：
[0019] 其中，各级加速度的边界条件在于(ΚβΚβΚβΚΚ，」
为最大 起动时间。
[0020] 本发明的一种航空发动机的多段式加速度起动控制方法，通过对负载特性的进一 步分解，能够使电机的输出转矩具有更好的适应性，在起动发动机过程中的不同阶段采用 改变加速度的方法输出相应的转矩，提高电机在电动状态下的利用率，从而有效抑制起动 电流过大等问题。
【附图说明】
[0021] 此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本发明的实施 例，并与说明书一起用于解释本发明的原理。
[0022] 图1为根据本发明一实施例的航空发动机的多段式加速度起动控制方法的步骤 流程图；
[0023] 图2为根据本发明一实施例的航空发动机的起动特性曲线图；
[0024] 图3为根据本发明一实施例的航空发动机的起动特性曲线分割示意图；
[0025] 图4为根据本发明一实施例的航空发动机的转速曲线分割示意图。
【具体实施方式】
[0026] 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型的，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 员在没有作出创造型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。
[0027]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。
[0028] 本发明的具体实施例将以一台90kVA三级电励磁式同步电机在加载台模拟航空发 动机的起动过程进行阐述。如图1所示为本发明的航空发动机的多段式加速度起动控制方 法流程图，包括
[0029] 步骤1:按照发动机的不同转速将发动机以转速为条件进行分段；
[0030] 步骤2:按照所述步骤1所形成的分段，并通过计算以及试验的方法预设每段的加 载加速度以及每个加载加速度所加载的加载时间。
[0031] 需要指出的是，步骤一通过如下方式进行分段：
[0032] 根据航空发动机的起动特性将起动过程分为四段，
[0033] 1)由静止到低速带转，转速区间为:0 < nr < m;
[0034] 2)由低速带转到加速带转，转速区间为:m < nr < n2;
[0035] 3)由加速带转到点火加速带转，转速区间为:n2 < nr < n3;
[0036] 4)由点火加速带转到脱开前加速带转，转速区间为:ndnr<n4;
[0037] 其中ηι为航空发动机起动状态的低速（自发动机起动起始点至克服发动机堵转） 带转临界转速，n2为加速（自克服发动机堵转至发动机点火前)带转临界转速，m为点火加速 (点火前至点火完成)带转临界转速，n 4为脱开前(点火完成至发动机脱开)临界转速。
[0038] 具体的，如图2所示为本实施例的航空发动机的起动特性曲线，根据这组起动特性 曲线可将发动机的起动过程分为四个转速段，如图3所示，三条分割线将起动过程分为四 段，划分原则为：
[0039] 1)第一条分割线应在起动特性曲线出现第一个峰值点后的上升处；
[0040] 2)第二条分割线应在第一条分割线至起动特性曲线出现第二个峰值之间的1/3至 1/2 处；
[0041] 3)第三条分割线应在第二条分割线至起动特性曲线终点之间的1/3至1/2处。
[0042] 需要指出的是，根据步骤1的分段，通过如下公式计算加载加速度；
[0043] 1)根据步骤2,可得：
* 5.
[0044] 2)同理，可得：
_ .，：
[0045] 3)同理，可得：
一 ? *
[0046] 4)同理，可得： 9
[0047] 其中，各级加速度的边界条件在于
tmax为最大 起动时间。
[0048] 具体的，计算加速度公式的步骤为：
[0049] 1)根据上述三条分割线所划定的区域确定各转速段时间Δ ti、Δ t2、Δ t3、Δ t4， 并需满足边界条彳
I最大起动时间；
[0050] 2)如图4所示，根据转速段时间Δ ti、Δ t2、Δ t3、Δ t4,并结合转速曲线，确定ηι、Π 2、 n3、ru分别为：
[0051 ] 2.1)由静止到低速带转，转速区间为:0 < nr < m，m = 300r/min;
[0052] 2 · 2)由低速带转到加速带转，转速区间为:m < nr < Π2，Π2 = 900r/min;
[0053] 2.3)由加速带转到点火加速带转，转速区间为:112<111^113，113=1450；17 /111；[11;
[0054] 2.4)由点火加速带转到脱开前加速带转，转速区间为：Π3 < nr < n4，ru = 3100r/ min〇
[0055] 3)计算每段转速区间的加速度：
[0056] 3.1)根据以上内容，可得：，带入数值可得：
--丄
[0057]
十 li\.\ ο,υ
[0058] 3.2)同理，可得：
，带入数值可得：
[0059]
[0060] 3.3)同理，可得
带入数值可得：
[0061]
b 8
[0062] 3.4)同理，可省
，带入数值可得：
[0063]
[0064] 其中，各级加速度应满足边界条件
[0065] 若不满足步骤2的边界条件〇〈03〈01〈02<如则需返回步骤1，根据划分原则调整分 割线位置。
[0066] 本发明的一种航空发动机的多段式加速度起到控制方法，将起动过程根据起动 特性分为具有典型特征的转速区间段，然后根据各转速区间段计算相应的各级加速度，该 控制方法是对负载特性的进一步分解，能够使电机的输出转矩具有更好的适应性，在起动 发动机过程中的不同阶段采用改变加速度的方法输出相应的转矩，提高电机在电动状态下 的利用率，从而有效抑制起动电流过大等问题。
[0067] 以上所述，仅为本发明的最优【具体实施方式】，但本发明的保护范围并不局限于此， 任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换， 都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范 围为准。
【主权项】
1. 一种航空发动机的多段式加速度起动控制方法，其特征在于，所述航空发动机的多 段式加速度起动控制方法包括如下步骤： 步骤1:按照发动机的不同转速将发动机W转速为条件进行分段； 步骤2:按照所述步骤1所形成的分段，并通过计算W及试验的方法预设每段的加载加 速度W及每个加载加速度所加载的加载时间。2. 如权利要求1所述的航空发动机的多段式加速度起动控制方法，其特征在于，所述步 骤1具体包括通过如下方式进行分段： 根据航空发动机的起动特性将起动过程分为四段： 1) 由静止到低速带转，转速区间为:0 < nr < m; 2) 由低速带转到加速带转，转速区间为:ni含nr < Π2; 3) 由加速带转到点火加速带转，转速区间为:Π 2 < nr < Π3; 4) 由点火加速带转到脱开前加速带转，转速区间为:Π 3含nr < m; 其中m为航空发动机起动状态的低速带转临界转速，Π 2为加速带转临界转速，Μ为点火 加速带转临界转速，m为脱开前临界转速。3. 如权利要求2所述的航空发动机的多段式加速度起动控制方法，其特征在于，根据所 述步骤1的分段，通过如下公式计算步骤二所述加载加速度；其中，各级加速度的边界条件在于〇<03<&<阮含抗，且tmax为最大起 动时间。
【专利摘要】本发明涉及一种航空发动机的多段式加速度起动控制方法，提出一种包含以下步骤的控制方法，步骤1：按照发动机的不同转速将发动机以转速为条件进行分段；步骤2：按照步骤1所形成的分段，并通过计算以及试验的方法预设每段的加载加速度以及每个加载加速度所加载的加载时间。此方法是对负载特性的进一步分解，能够使电机的输出转矩具有更好的适应性，在起动发动机过程中的不同阶段采用改变加速度的方法输出相应的转矩，提高电机在电动状态下的利用率，从而有效抑制起动电流过大等问题。
【IPC分类】F02C7/268
【公开号】CN105545492
【申请号】CN201510915045
【发明人】韩旭, 姜宇, 佟明, 管毅, 刘卫国
【申请人】陕西航空电气有限责任公司
【公开日】2016年5月4日
【申请日】2015年12月10日