专利名称：航空涡轮风扇发动机离机状态下的起动控制方法
技术领域：
本发明涉及一种航空发动机的地面起动控制方法，尤其是一种航空涡轮风 扇发动机离机状态下的起动控制方法。
背景技术：
航空发动机是飞机的心脏，发动机性能的好坏直接关系到飞机的安全。保 证发动机处于良好的工作状态，是航空工程机务保障过程中一项十分重要的工
航空涡轮风扇发动机的主要特点是推力大，耗油率低，可靠性高。航空涡 轮风扇发动机正常情况下是安装在飞机上的，发动机起动是由飞机上的涡轮起 动机及其控制系统和发动机起动系统共同实现的。
在离机状态(离机状态是指发动机在脱离飞机控制下而单独工作的状态) 下，发动机脱离了飞机环境，失去了飞机的控制，要实现发动机的起动控制过 程，难度极大。目前，在离机状态下对航空涡轮风扇发动机进行起动控制在国 内尚属空白。我们在研制发动机长期油封设备时，为了完成发动机长期油封的 需要，实现了离机状态下发动机的起动控制。
发明内容
本发明的目的是使用该方法实现在离机状态下对航空涡轮风扇发动机进行 起动控制，为发动机长期油封设备的研制提供技术支持。 本发明的技术方案是 1.基本控制原理
航空涡轮风扇发动机离机状态下起动控制的基本原理是首先由传感器将 涡轮起动机和发动机的转速、排气温度、燃油供油量、滑油压力等参数进行采 集，然后由相应控制电路将从涡轮起动机和发动机上采集到的各种参数信号调 理为标准电压信号，经过A/D转换后输入主控计算机。主控计算机对采集到的 信号经过处理后交由显示操作装置，显示操作装置向操作人员指示发动机的主
4要工作参数和工作状态。操作人员根据显示的状态及参数向主控计算机发出指 令，主控计算机接到指令后进行分析处理，主要完成数据采集、换算、控制、 特性绘制、指示与数据归档等功能。主控计算机然后按照操作人员的指令或控 制程序向涡轮起动机和发动机发出指令，进而控制发动机的起动过程。同时， 监测系统监控发动机转速、排气温度、振动值等参数变化情况，当达到安全限 制值时，主控计算机根据预设程序发出告警信号、并自动降低工作状态，以保 证安全。发动机离机状态下的起动控制关系如图1所示。 2.基本控制过程
(1) 温度的控制
涡轮起动机和发动机的温度信号由5B37信号调理模块采集，采集到的信号 经信号采集电路调理为0 10V的标准电压信号，然后经A/D转换成数字信号 至主控计算机，主控计算机经过处理后，对涡轮起动机和发动机的排气温度进 行控制。
(2) 转速的控制
涡轮起动机和发动机的转速信号由5B45信号调理模块采集，5B45信号调 理模块从涡轮起动机和发动机上提取的转速信号为三相正弦信号，取任意两相 调理为方波计数，经实验电压幅值为0.2 10V，直接作为计数器的闸门信号采 用周期测量法来计算转速，转速由计数器板读取并交由主控计算机处理。
(3) 燃油供油量的控制
信号采集电路首先从涡轮起动机和发动机上采集燃油压力信号，送到校正 电路和整流放大器，经A/D转换后由主控计算机进行处理。主控计算机按控制 程序将电子脉冲信号转换成液压信号，控制油泵调节器上的定量开关，以调节 燃油供油系统的供油量，进而控制发动机的工作状态。
使用本发明所述的控制方法，可以得到如下所述的有益效果应用该方法 设计的"航空发动机离机状态起动控制系统"，用主控计算机替代了实装发动机 自动起动装置的全部功能和发动机综合调节器的部分功能，实现了航空发动机 离机状态下的起动控制，同时为航空发动机长期油封设备的研制提供了技术支 持，具有较强的实用价值。
图1是发动机离机状态下的起动控制关系； 图2是发动机离机状态起动控制系统的基本组成； 图3是发动机离机状态起动控制系统的操作界面。
具体实施例方式
一种应用该方法设计出的"航空发动机离机状态起动控制系统"，可以实现 离机状态下航空发动机的起动控制过程。
1. 总体方案
航空发动机离机状态起动控制系统主要由信号采集装置、接口电路装置、 A/D转换装置、主控计算机、显示操作装置以及电源、机箱等组成，如图2所示。
2. 硬件系统
(1) 主控计算机
主控计算机是整个起动控制系统的控制核心，为使系统具有较强的稳定性 和可靠性，我们选用研华IPC — 610型工业控制计算机，它具有无源底板结构， 可提供8个ISA和4个PCI插槽，集成100M网络适配器，具有较高的可靠性 和抗干扰能力。
(2) 信号采集模块
在离机状态下，对发动机进行起动控制时，信号采集是关键。如果信号采 集的不准确，误差较大，那就谈不上对发动机进行控制。为此，我们选用了美 国进口的5B系列隔离信号调理模块。5B系列模块能够对各种传感器信号(电 压、电流、热电阻、热电偶、应变、频率等)进行全面的信号调理。在进行温 度模块的选择时，为了充分考虑到温度信号的灵敏度和准确性，我们选择了测 量热电偶的5B37-K-02模块，其主要参数为电流30mA，输入信号-100。C +1350°C，输出信号0 +5V。在进行转速模块的选择时，为了保证转速信号的 精度和可靠性，我们选择了测量频率的5B45-02模i央，其主要参数为电流70mA, 输入信号0 lkHz，输出信号0 +5V。该模块的采集精度可达到万分之五。
3. 软件系统
6(O软件开发环境
要想实现主控系统的控制功能， 一个好的软件开发环境至关重要。为此，
我们对一些常用的软件开发环境进行了分析和比较，如VC++, VB, Delphi, Borland C++， LabVIEW, VEE ， Lab Windows/CVI等，最终选择了 Lab Windows/CVI 软件开发环境。Lab Windows/CVI是National Instruments公司推出的一套面向测 控领域的软件开发平台。它以ANSIC为核心，将功能强大，使用灵活的C语言 平台与数据采集，分析和表达的测控专业工具有机地结和起来。它的集成化开 发平台，交互式编程方法，丰富的控件和库函数，为开发人员建立检测系统， 自动测量环境，数据采集系统，过程监控系统等提供了一个理想的软件开发环 境。
(2) 监测系统
监测系统主要用来监测涡轮起动机和发动机的转速、排气温度、滑油压力、 振动等参数的变化情况，当这些参数达到安全限制值或出现故障时，向主控计 算机发出警报，主控计算机接到报警后，根据具体情况进行分析判断，并向涡 轮起动机和发动机发出指令，降低工作状态或紧急停车，以保证涡轮起动机和 发动机的安全。
(3) 操作界面
航空发动机离机状态起动控制系统的触摸屏操作界面如图3所示，触摸屏 显示器主要用来在发动机离机状态下进行起动控制显示和操作，触摸屏显示器 的上半部是显示部分，从左至右分别是转速表、27V电源电压表和排气温度 表。触摸屏显示器的下半部是操作部分，从左至右分别是发动机假起动按钮、 发动机冷开车按钮、涡轮起动机冷开车按钮、滑油压力警告灯、电源指示灯、 增压泵开关、抽油泵开关。
4.工作过程
航空发动机离机状态起动控制系统的工作过程是
(1) 打开电源开关，启动航空发动机离机状态起动控制系统，触摸屏显示
器上的"电源"信号灯燃亮，"27V电源电压表"指示27V左右。
(2) 点击触摸屏显示器上的"增压泵"开关，试车台上的增压泵工作，开始向涡轮起动机和发动机提供一定压力的燃油，通过调整回油开关来调节燃油
的压力，使燃油系统的压力为O. 1Mpa。
(3) 将油泵调节器控制杆调到慢车限动位置，点击触摸屏显示器上的"发 动机假起动按钮"，起动信号灯亮，燃油系统、滑油系统开始工作，电动起动 机和涡轮起动机点火附件开始工作，涡轮起动机起动并开始发出功率。
(4) 当自由涡轮转速达到33500±2400转/分时，通过起动控制系统的程序 自动控制电动起动机、点火附件关断(或者当起动到第IO秒钟，将由起动控制 系统的时序控制关断)，此时涡轮起动机起动成功。
(5) 发动机的高压转子也在起动的第5秒左右开始转动，但发动机只喷油 不点火，发动机高压转子转速缓慢上升。
(6) 当工作到第50秒，起动控制系统的程序自动控制涡轮起动机停车开 关电磁活门断电，切断燃油，涡轮起动机退出工作，此时触摸屏显示器上的"转 速表"显示发动机高压转子最大转速112在18%左右，发动机起动成功。
(7) 根据需要，通过点击选择触摸屏显示器上的"发动机冷开车按钮"和 "涡轮起动机冷开车按钮"，来分别完成发动机的冷开车和涡轮起动机的冷开车。
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权利要求
1.一种航空涡轮风扇发动机离机状态下的起动控制方法，其特征在于首先由传感器将涡轮起动机和发动机的转速、排气温度、燃油供油量、滑油压力等参数进行采集，然后由相应控制电路将从涡轮起动机和发动机上采集到的各种参数信号调理为标准电压信号，经过A/D转换后输入主控计算机，主控计算机对采集到的信号经过处理后交由显示操作装置，显示操作装置向操作人员指示发动机的主要工作参数和工作状态，操作人员根据显示的状态及参数向主控计算机发出指令，主控计算机接到指令后进行分析处理，主要完成数据采集、换算、控制、特性绘制、指示与数据归档等功能，主控计算机然后按照操作人员的指令或控制程序向涡轮起动机和发动机发出指令，进而控制发动机的起动过程。
2. —种如权利要求1所述的航空涡轮风扇发动机离机状态下的起动控制方法，其特征在于监测系统监控发动机转速、排气温度、振动值等参数变化情况，当达到安全限制值时，主控计算机根据预设程序发出告警信号、并自动降低工作状态。
3. —种如权利要求1或2所述的航空涡轮风扇发动机离机状态下的起动控制方法，其特征在于由5B37信号调理模块采集温度信号，采集到的信号经信号采集电路调理为0 10V的标准电压信号，然后经A/D转换成数字信号至主控计算机，主控计算机经过处理后，对涡轮起动机和发动机的排气温度进行控
4. 一种如权利要求1或2所述的航空涡轮风扇发动机离机状态下的起动控制方法，其特征在于由5B45信号调理模块采集转速信号，5B45信号调理模块从涡轮起动机和发动机上提取的转速信号为三相正弦信号，取任意两相调理为方波计数，经实验电压幅值为0.2 10V，直接作为计数器的闸门信号采用周期测量法来计算转速，转速由计数器板读取并交由主控计算机处理。
5. —种如权利要求1或2所述的航空涡轮风扇发动机离机状态下的起动控制方法，其特征在于由信号采集电路从涡轮起动机和发动机上采集燃油压力信号，送到校正电路和整流放大器，经A/D转换后由主控计算机进行处理，主 控计算机按控制程序将电子脉冲信号转换成液压信号，控制油泵调节器上的定 量开关，以调节燃油供油系统的供油量，进而控制发动机的工作状态。
全文摘要
本发明公开了一种实现航空涡轮风扇发动机离机状态下的起动控制方法。该方法通过主控计算机分别对涡轮起动机和发动机的温度、转速、燃油供油量等起动参数进行采集、处理、转换、显示和监测，从而对涡轮起动机和发动机进行控制，实现了发动机离机状态(离机状态是指发动机在脱离飞机控制下而单独工作的状态)下的起动过程。该方法综合运用虚拟仪器技术、计算机控制技术、信号测试与处理等技术，替代了实装航空涡轮风扇发动机自动起动装置的全部功能和发动机综合调节器的部分功能，首次实现了对航空涡轮风扇发动机离机状态下的起动控制，极大地提高了系统的性能价格比和可靠性。
文档编号F02C7/26GK101493048SQ200810109718
公开日2009年7月29日 申请日期2008年6月7日 优先权日2008年6月7日
发明者于焕义, 杨军良, 王洲伟, 松 许 申请人:中国人民解放军空军第一航空学院