航空发动机过渡态燃油控制方法、系统以及航空发动机与流程

本发明涉及航空发动机技术领域，尤其涉及一种航空发动机过渡态燃油控制方法、系统以及航空发动机。

背景技术：

在航空发动机技术领域中，过渡态是指当航空发动机由静止状态起动到慢车状态或者由慢车及慢车以上一个稳定状态过渡到另一个稳定状态的过程，为保证航空发动机维持在某个状态或者由一个状态过渡到另一个状态，需要对燃油供给量进行实时调节，航空发动机过渡态燃油控制方式是按油气比控制。

压气机后空气流量w3可表示为下式：

其中：k—常数；p3—压气机后总压；t3—压气机后总温度；

a—压气机后截面面积；ma-马赫数；q(ma)-流量函数。

由于压气机后静压ps3测量方便，因此一般将压气机后静压ps3作为控制变量，这样(1)式转化为：

如果发动机在每个转速下工作点不变，则马赫数可认为不变，t3近似于压气机后静压ps3的函数，因此，压气机后静压ps3是w3的单值函数，可以代表压气机出口的空气流量w3。

考虑按发动机进口温度和压力换算，按油气比控制方式表示为下式：

其中:wf-燃油流量；t2-发动机进口温度；—高压压气机换算转速，为在实验状态下马赫数近似不变的情况下测得的供油规律函数。

此供油方式能保证发动机在任何飞行条件下，油气比随高压压气机换算转速按给定的规律变化。

如图1所示，当发动机正常加速时，在某一转速下相对于稳态工作点a正常加速到工作点b，发动机按该点压力p3b、空气流量w3b对应的预期油气比供油。

但由于外界条件变化，或者发动机本身性能或控制偏差等因素影响，当发动机加速时在这个转速下加速到工作点c，c点压力p3c大于p3b，但空气流量w3c小于w3b，因此按上述油气比控制方式，c点压力高，燃油流量增加，但空气流量不但没有增加反而减小，因此实际油气比增加，涡轮前温度升高，会加速工作点向喘振边界移动，如果压气机喘振裕度不够大，发动机容易失速甚至进喘。

产生这样问题的原因是这种油气比控制方式是近似压气机出口马赫数不变，但当发动机由于某种原因偏离了原来的工作线，马赫数会变化，压气机后静压ps3不再是空气流量的单值函数，因此这就会出现实际油气比高于控制油气比问题。

技术实现要素：

为克服以上技术缺陷，本发明解决的技术问题是提供一种航空发动机过渡态燃油控制方法、系统以及航空发动机，能够提高航空发动机过渡态工作过程的稳定性和可靠性。

为解决上述技术问题，本发明提供了一种航空发动机过渡态燃油控制方法，该方法根据下式进行油气比控制：

其中，wf为燃油流量；p3为压气机后总压；ps3为压气机后静压；t2为发动机进口温度；为高压压气机换算转速；为在实验状态下测得的供油规律函数。

进一步地，其中，n为发动机转速。

本发明还提供了一种航空发动机燃油控制系统，其包括检测机构和控制器，检测机构用于检测压气机后总压p3、压气机后静压ps3、发动机进口温度t2以及发动机转速n并反馈给控制器，控制器用于在过渡态下根据下式进行油气比控制：

其中，wf为燃油流量；p3为压气机后总压；ps3为压气机后静压；t2为发动机进口温度；为根据发动机转速n换算得出的高压压气机换算转速；为在实验状态下测得的供油规律函数。

进一步地，检测机构包括设置在高压压气机出口导向叶片流道内的总静压受感部，用于检测压气机后总压p3和压气机后静压ps3。

进一步地，还包括设置在高压压气机出口导向叶片流道内的导风叶片，导风叶片与高压压气机出口导向叶片流道内的导向叶片呈对称设置。

本发明还提供了一种航空发动机，其包括上述的航空发动机燃油控制系统。

由此，基于上述技术方案，本发明航空发动机过渡态燃油控制方法和系统通过设置修正参数，有效地解决了实际油气比高于控制油气比问题，避免产生失速或喘振问题的发生，提高了航空发动机过渡态工作过程的稳定性和可靠性。本发明提供的航空发动机也相应地具有上述有益技术效果。

附图说明

此处所说明的附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本申请的一部分，本发明的示意性实施例及其说明仅用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：

图1为航空发动机过渡态工作点的变化规律示意图；

图2为本发明航空发动机燃油控制系统中导风叶片的结构示意图；

图3为本发明航空发动机燃油控制系统中总静压受感部的设置位置示意图；

图4为本发明航空发动机燃油控制系统中控制器的工作原理示意图。

各附图标记分别代表：

1、导向叶片；2、导风叶片；3、燃烧室机匣；4、总静压受感部；5、控制器。

具体实施方式

下面通过附图和实施例，对本发明的技术方案做进一步的详细描述。

本发明的具体实施方式是为了便于对本发明的构思、所解决的技术问题、构成技术方案的技术特征和带来的技术效果有更进一步的说明。需要说明的是，对于这些实施方式的说明并不构成对本发明的限定。此外，下面所述的本发明的实施方式中涉及的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互组合。

为了解决出现实际油气比高于控制油气比问题，就要考虑高压压气机出口马赫数对空气流量的影响，增加马赫数作为过渡态燃油控制参数，提高控制的准确性。

q(ma)＝ma(1+0.2ma²)^-3…………………(4)

将(4)式代入(2)式

由于马赫数ma不是直接测量的参数，因此增加压气机后总压p3作为控制变量，和压气机后静压ps3一起，按下公式计算压气机出口马赫数。

将(6)式代入(5)式

因此对应地考虑马赫数的油气比控制方式表示为

其中，wf为燃油流量；p3为压气机后总压；ps3为压气机后静压；t2为发动机进口温度；为根据发动机转速n换算得出的高压压气机换算转速；为在实验状态下测得的供油规律函数。

本发明航空发动机过渡态燃油控制方法增加了压气机后总压p3作为过渡态燃油控制参数，同时给出了增加控制参数的油气比控制规律，提高控制的准确性，有效地解决了实际油气比高于控制油气比问题，避免产生失速或喘振问题的发生，提高了航空发动机过渡态工作过程的稳定性和可靠性。其中，高压压气机换算转速可以由发动机转速n换算得出，在一个优选的实施例中，

本发明相应地提供了一种航空发动机燃油控制系统，如图2～图4所示，航空发动机燃油控制系统包括检测机构和控制器5，检测机构用于检测压气机后总压p3、压气机后静压ps3、发动机进口温度t2以及发动机转速n并反馈给控制器5，控制器5用于在过渡态下根据下式进行油气比控制：

其中，wf为燃油流量；p3为压气机后总压；ps3为压气机后静压；t2为发动机进口温度；为根据发动机转速n换算得出的高压压气机换算转速；为在实验状态下测得的供油规律函数。

本发明航空发动机燃油控制系统增加了压气机后总压p3作为过渡态燃油控制参数，同时控制器5增加控制参数的油气比控制规律，提高控制的准确性，有效地解决了实际油气比高于控制油气比问题，避免产生失速或喘振问题的发生，提高了航空发动机过渡态工作过程的稳定性和可靠性。其中，优选地，如图3所示，检测机构包括设置在高压压气机出口导向叶片流道内的总静压受感部4，用于检测压气机后总压p3和压气机后静压ps3。总静压受感部4可以通过在燃烧室机匣3的壁面打孔来放置，选择在高压压气机出口导向叶片流道内测量压气机后总压p3和压气机后静压ps3，检测准确，可实施性高。

当压气机后马赫数小，p3/ps3接近于1，无法满足控制参数的要求，由于高压压气机出口导向叶片流道内面积最小，马赫数较高，在发动机点火和最大状态之间，马赫数在0.15-0.2之间，为了进一步提高马赫数，改进测量通道，在一个优选的实施例中，如图2所示，航空发动机燃油控制系统还包括设置在高压压气机出口导向叶片流道内的导风叶片2，导风叶片2与高压压气机出口导向叶片流道内的导向叶片1呈对称设置，使出口面积减小，风速v3增大，进一步提高马赫数，使p3/ps3满足控制精度要求。

本发明还提供了一种航空发动机，其包括上述的航空发动机燃油控制系统。由于本发明航空发动机燃油控制系统能够提高过渡态工作过程的稳定性和可靠性，相应地，本发明航空发动机也相应地具有上述的有益技术效果，在此不再赘述。

以上结合的实施例对于本发明的实施方式做出详细说明，但本发明不局限于所描述的实施方式。对于本领域的技术人员而言，在不脱离本发明的原理和实质精神的情况下对这些实施方式进行多种变化、修改、等效替换和变型仍落入在本发明的保护范围之内。