一种开环的涡轮发动机稳态控制方法与流程

文档序号:30001583发布日期:2022-05-11 14:48阅读:275来源:国知局
一种开环的涡轮发动机稳态控制方法与流程

1.本发明涉及涡轮发动机控制技术领域,具体涉及一种开环的涡轮发动机稳态控制方法。


背景技术:

2.目前,国内外涡轮发动机的稳态控制普遍采用基于转速的闭环控制,是根据控制对象n反馈来校正供油的控制方法(n表示发动机转速),辅助以最大物理转速限制、最大换算转速限制和最大燃气温度限制,具有控制精度高、安全性高的突出优点。但是由于依赖气路参数和发动机转速信号,一旦气路参数或转速信号出现故障,则发动机出现飞车或超温,造成严重的后果。


技术实现要素:

3.有鉴于此,本发明提出了一种开环的涡轮发动机稳态控制方法,不依赖发动机的转速信号,在发动机转速信号出现故障时,仍能保证发动机安全可靠的工作,发出预定推力,满足飞行器使用。
4.为实现上述目的,本发明的技术方案为:
5.本发明的一种开环的涡轮发动机稳态控制方法,包括如下步骤:
6.设置最大供油限制为:
7.qmf
max
=k2
×
k1
×
(qmf
max
*)
×
pt0
×
σ/130
×
sqrt(tt0/316.4)
8.其中,qmf为发动机燃油流量;k2是考虑实际发动机与标准发动机耗油率性能差异的修正系数;k1为发动机数学模型计算的供油和用控制飞行中发动机的实际供油的表达式计算的燃油之比;pt0为远前方来流总压;σ为进气道总压恢复系数;tt0为来流总温;
9.设置考虑全工作包线内发动机慢车转速、保证发电机正常发电的最小转速设计最小供油限制;
10.进行发动机转速信号异常检测,一旦检测到发动机转速信号异常,发动机燃油供应从当前实际位置调节到按照控制飞行中发动机的实际供油的表达式计算的燃油流量,将最大响应uy降低,降低的幅值考虑各项控制偏差对燃油控制带来的误差;
11.其中,所述控制飞行中发动机的实际供油的表达式为:
12.qmf
飞行
=k1
×
(qmf*)
×
pt0
×
σ/130
×
sqrt(tt0/316.4);
13.qmf*为飞行中发动机供油标准状态的代理模型:
14.qmf*=f3(uy,h=0/ma=0.7/tt0=316.4k/σ=0.93)。
15.其中,发动机转速信号异常检测方式为:发动机转速低于慢车转速或连续三点的转速信号n较前一控制周期的转速降低δn时,判定发动机转子转速信号n发生断路或干扰故障;其中,δn为当前控制周期与前一控制周期转速的差值。
16.其中,不同飞行条件下发动机推力与燃油流量的函数关系为fn=f1(qmf,h,ma,tt0,σ);其中,fn为发动机净推力;h为飞行高度;ma为飞行马赫数。
17.其中,发动机油门电压uy与推力的函数关系为fn=f2(uy,h,ma,tt0,σ);其中,uy为发动机油门控制电压。
18.其中,uy由飞行器通过周期性数据传给发动机,根据飞行器飞行中需要的推力来确定。
19.有益效果:
20.本发明通过发动机推力搭桥,建立飞行中发动机油门电压和燃油流量的数学模型,当检测出发动机转速信号异常、无法采用转速闭环控制时,开环控制发动机工作,使发动机仍能完成预定的功能。由于转速信号异常,无法对发动机最大转速和最小转速形成限制,通过数学模型设计了发动机工作区域的供油边界,并用实际发动机的性能和模型发动机的差异对供油边界进行修正。飞行中由于控制偏差,会对发动机的实际供油产生影响,当采用转速闭环控制时,通过转速信号的反馈实现控制的精度,当转速信号异常后,需要考虑控制偏差带来的供油偏差并对其进行修正,体现在uy的降幅使用上。该控制规律基于发动机数学模型,当转速信号异常后开环控制发动机,并对开环控制的安全性开展了充分的设计。目前,该方法已在某低成本导弹发动机上使用,使用效果良好。本发明不依赖于发动机转速信号,特别适用于低成本控制,或者当发动机转速信号出现故障时的冗余措施。
附图说明
21.图1为本发明飞行状态供油实现方法示意图。
22.图2为本发明开环控制逻辑示意图。
具体实施方式
23.下面结合附图并举实施例,对本发明进行详细描述。
24.本发明提供了一种开环的涡轮发动机稳态控制方法,包括如下步骤:
25.步骤1,通过发动机数学模型,建立不同飞行条件下发动机推力与燃油流量的函数关系如下:
26.fn=f1(qmf,h,ma,tt0,σ)
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(1)
27.其中,fn为发动机净推力;qmf为发动机燃油流量;h为飞行高度,来自飞行器信息;ma为飞行马赫数,来自飞行器信息;tt0为来流总温,来自飞行器信息;σ为进气道总压恢复系数。
28.建立发动机油门电压uy与推力的函数关系:
29.fn=f2(uy,h,ma,tt0,σ)
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(2)
30.其中,uy为发动机油门控制电压,由飞行器通过周期性数据传给发动机,根据飞行器飞行中需要的推力来确定;
31.步骤2,将式(1)与式(2)联合,得到飞行中发动机供油为:
32.qmf=f3(uy,h,ma,tt0,σ)
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(3)
33.步骤3,由于发动机强烈的非线性,式(3)在实际使用中十分复杂,建立飞行中发动机供油标准状态的代理模型:
34.qmf*=f3(uy,h=0/ma=0.7/tt0=316.4k/σ=0.93)
35.根据标准状态的代理模型,当使用条件偏离标准状态,控制飞行中发动机的实际
供油的表达式为:
36.qmf
飞行
=k1
×
(qmf*)
×
pt0
×
σ/130
×
sqrt(tt0/316.4)
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(4)
37.其中,pt0为远前方来流总压,根据高度h、马赫数ma由通用公式计算得到;k1为发动机数学模型计算的供油和用式(4)计算的燃油之比,用于修正代理模型和数学模型的偏差。
38.步骤4,设置最大供油限制,最大供油限制应考虑最大物理转速限制、最大换算转速限制、最大燃气温度限制三者形成的最安全供油。依据数学模型得到不同飞行状态的最大供油,同样为了实际使用的简化要求,采用试验数据修正得到标准状态的最大供油,飞行中最大供油限制则按照式(4)得到。最大供油限制除了考了发动机机理和式(4)的差异、用k1修正外,还应考虑实际发动机性能散差对其修正,引入系数k2。k2系数是考虑实际发动机与标准发动机耗油率性能差异的修正系数,最大供油限制为:
39.qmf
max
=k2
×
k1
×
(qmf
max
*)
×
pt0
×
σ/130
×
sqrt(tt0/316.4)
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(5)
40.设计最小供油限制:考虑全工作包线内发动机慢车转速、保证发电机正常发电的最小转速设计最小供油限制。
41.步骤5,进行发动机转速信号异常检测,一旦检测到发动机转速信号异常,则采用式(4)的策略控制发动机供油,发动机燃油供应从当前实际位置以一定速率调节到按照式(4)计算的燃油流量,将最大响应uy降低,降低的幅值应考虑各项控制偏差对燃油控制带来的误差。
42.其中,发动机转速信号异常检测方式为:发动机转速低于慢车转速或连续三点的转速n较前一控制周期的转速降低δn时,判定发动机转子转速信号n发生断路或干扰故障。
43.在某低成本导弹发动机上使用本发明方法,进行如下试验验证:
44.该发动机地面标准状态(h=0、ma=0.7、σ=0.93、15℃)下fn、qmf*、uy的关系如下:
45.uy(v)1234567fn(kgf)130158186214242270300qmf*(kg/h)160188213237262285315
46.a)偏离标准状态的燃油按照下式计算:
47.qmf
计算
=k1
×
(qmf*)
×
pt0
×
σ/130
×
sqrt(tt0/316.4)
48.σ:ma<0.1时取1.0,ma大于0.1时取0.95。
49.b)k1系数
50.环境温度t
h-50℃标准天k10.950.98
51.超出温度范围的k1线性外插。
52.c)n判故策略
53.1)n(k)≤30000rpm
54.2)n(k)-n(k-1)≤-1000rpm,k指当前周期,k-1指上一控制周期,间隔为20ms。
55.若上述公式1)或2)连续3次成立,则判定发动机转子转速信号n发生断路或干扰故障。
56.d)最大燃油限制
57.标准状态的最大燃油限制基准:
58.tt0(k)220316.4350qmf
max
*(kg/h)315315235
59.超出温度范围的线性外延,偏离标准状态的最大燃油限制:
60.qmf
max计算
=k2
×
k1
×
(qmf
max
*)
×
pt0
×
σ/130
×
sqrt(tt0/316.4)
61.k2系数,根据标准状态下发动机最大推力下的实际油率与基准耗油率偏差确定,因发动机而异,此处取1.02。
62.e)最小燃油限制
63.考虑全包线内发动机稳定工作边界、维持发电机发电功能的最小燃油流量,此处取40kg/h。
64.f)最大响应uy
65.某型发动机电动燃油泵实际供油较理论供油偏高5%,根据5%供油对发动机推力的贡献,相应的降低uy的幅值,5%的供油体现在uy上为0.5v,发动机最大响应uy从7v降低到6.5v。
66.g)调节策略
67.某发动机使用电动燃油泵,稳态判n故障,则燃油泵转速在当前转速下以200rpm/s的速率调整到需求的qmf
飞行
。200rpm/s的依据:高空条件下2倍的稳态调节速率,使用效果良好。
68.综上所述,以上仅为本发明的较佳实施例而已,并非用于限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内,所作的任何修改、等同替换、改进等,均应包含在本发明的保护范围之内。
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