一种新构型的大涵道比涡扇发动机冗余控制方法及装置

1.本发明属于航空发动机领域，尤其是涉及一种新构型的大涵道比涡扇发动机冗余控制方法及装置。


背景技术：

2.美国国家航空航天局(nasa)于2011年提出了n+3研究计划，为2020至2035年用于亚音速固定翼飞行器的推进系统发展提供了技术路线图。为了达到n+3计划所制定的目标，nasa也提出了自己的n+3级别参考推进系统，并命名为agtf30，该推进系统有下述特点：
3.对于风扇，其增压比从当前的1.7左右下降到1.3，同时风扇直径将达到2.54米，转速更低以提高效率、燃油经济性和降低噪音；风扇与低压转子通过一减速比为3.1的齿轮箱连接；涵道比也将进一步提升至25以上。在外涵道出口处引入了一种可调几何机构，称为可变面积风扇尾喷(variable area fan nozzle，简称vafn)，该vafn机构可以通过调节外涵道尾喷口的喉部面积改变风扇增压比，从而在不使风扇进入喘振或堵塞状态的前提下使风扇工作在效率较高的状态。
4.对于核心机，全新设计的核心机使得发动机增压比能够达到55，陶瓷基复合材料以及先进涡轮冷却技术的引入使得涡轮进口总温得以提升至1800k以上。
5.航空发动机控制的目的是使其在经声明并核准的飞行包线内的任何环境条件和任何工作状态都能稳定、可靠地运行，并产生期望的推力。由于推力不可被直接测得，所以传统的控制系统通常仅通过控制燃油流量来实现与推力呈明显线性关系的转速(n1)或指令值(epr)。对于任意给定的油门杆角度和当前飞行状态，控制系统都能计算出当前所需的燃油流量，且这个值通常是唯一的。
6.发动机控制器对比转速的指令值和实测值之间的偏差量，使用带有增益调度的pi控制器调节燃油流量，输出的燃油流量经过限制保护模块筛选后供入燃烧室燃烧，使实际转速值与指令值相同。但在此过程中风扇的工作状态点只能沿设计的轨迹运动，无法灵活调整。
7.在引入vafn后产生了冗余控制，可以在全飞行包线内实现风扇工作状态点的调整。以vafn面积减小为例，外涵道的工作状态会向临界状态移动；出口位置的静总压比将减小，向临界情况的0.5832靠近；由于出口气流完全膨胀，出口静压pe＝const，所以出口总压将上升；假设流动无损失，外涵道出口总压与风扇出口总压相同；最终使得风扇压比上升。同理，vafn面积增大时风扇压比下降。这就实现了风扇工作状态点的调节。
8.于是在飞行条件一定时，冗余控制的发动机可以实现更加灵活的控制策略，例如：风扇转速不变的条件下可以通过减小vafn面积实现更大的推力输出；过渡态时可以通过vafn调节风扇喘振裕度和效率，充分发挥风扇性能；控制器于是可以在转速和vafn面积的组合中选择出最优的一种。
9.vafn作为一个冗余控制变量，引入后会在控制方面产生了新问题：由于控制器增
加了一个控制变量，在给定的油门杆角度和飞行状态下n1或epr可以同时通过控制燃油流量和vafn面积实现，对n1或epr形成冗余控制，提升了控制速度、质量和灵活性，但现有控制方法只能实现对主控变量的控制，不能很好地兼容对冗余控制变量的控制。


技术实现要素：

10.有鉴于此，本发明旨在提出一种新构型的大涵道比涡扇发动机冗余控制方法及装置，以克服现有控制方法在面对vafn新构型涡扇发动机中存在的不足。
11.为达到上述目的，本发明的技术方案是这样实现的：
12.第一方面
13.本发明实施例提供了一种新构型的大涵道比涡扇发动机冗余控制方法，通过并行的主控制回路和冗余控制回路对发动机进行控制，包括以下步骤：
14.确定发动机的控制变量，控制变量包括主控变量和冗余控制变量；其中，冗余控制变量为vafn面积；
15.根据主控变量设计主控制回路；
16.根据冗余控制变量设计冗余控制回路，并对冗余控制回路设置激活逻辑；其中，激活逻辑用于控制冗余控制回路的启闭，当发动机处于稳态工作时，冗余控制回路关闭，否则开启；
17.利用主控制回路和冗余控制回路根据制定的调度表输出控制指令控制发动机工作。
18.进一步的，所述根据主控变量设计主控制回路，包括：
19.选取燃油流量作为主控变量；
20.采用带有限制保护模块的pi控制器作为主控制回路，其中pi控制器的输出如下式所示：
[0021][0022]
其中ri和yi分别表示参考输出和实际输出，k
p
和ki分别表示比例增益和积分增益，k
p
和ki二者根据风扇转速、飞行高度及飞行马赫数进行调度，如下式所示：
[0023]kp
＝k
p
(n,h,mn)；ki＝ki(n,h,mn)；
[0024]
其中n为风扇转速，h为飞行高度，mn为飞行马赫数。
[0025]
进一步的，所述根据冗余控制变量设计冗余控制回路，并对冗余控制回路设置激活逻辑，包括：
[0026]
确定发动机的控制场景，并根据控制场景确定冗余控制回路的激活和关闭条件，得到冗余控制回路的激活逻辑；
[0027]
确定发动机的控制目标，并根据冗余控制变量与控制目标之间的关系，求解得到调度逻辑；
[0028]
根据激活逻辑和调度逻辑设计冗余控制回路。
[0029]
进一步的，所述激活逻辑，包括：
[0030]
采用函数g为激活函数，函数g取值为1时启动冗余控制回路，函数g取值为0时关闭冗余控制回路，函数g的取值如下式所示：
[0031][0032]
其中，式中下标set表示预先设定的大于零的常数，表示[t-t
set
,t]的时间范围内的均值，称为加速度前向均值，且上式中加速度和加速度前向均值均为绝对值；
[0033]
当前时刻小于预设阈值α
1,set
且加速度前向均值也没有超过预设阈值α
2,set
时，使冗余控制回路在稳态情况下保持关闭；
[0034]
当前时刻大于预设阈值α
1,set
但加速度前向均值没有超过预设阈值α
2,set
时，使冗余控制回路在稳态情况下保持关闭；
[0035]
当前时刻大于等于预设阈值α
1,set
且加速度前向均值也大于等于预设阈值α
2,set
时，使冗余控制回路启动；
[0036]
当前时刻小于等于预设阈值α
1,set
但加速度前向均值大于等于预设阈值α
2,set
时，使冗余控制回路启动，确保冗余控制回路继续保持一定时间的激活状态，保证vafn作动机构完成vafn面积的调节。
[0037]
进一步的，所述预设阈值α
1,set
及α
2,set
需根据不同的控制目的取值；其中，对于快速性和灵敏性要求较高的控制场景，需将预设阈值调小；对于稳定性要求较高的控制场景，需将预设阈值调高。
[0038]
进一步的，所述确定发动机的控制目标，并根据冗余控制变量与控制目标之间的关系，求解得到调度逻辑，包括：
[0039]
确定以发动机风扇的稳态效率最优作为发动机的控制目标；
[0040]
制定vafn面积控制计划公式，如下式所示：
[0041][0042]
其中，h函数表示与风扇换算转速n
f,cor
、飞行马赫数mn及vafn面积有关的风扇效率，ω指使模型求解收敛的vafn面积集合；
[0043]
求解vafn面积控制计划公式，求解过程如下：
[0044][0045]
其中，式中ua指冗余控制回路的输出，a
opt.
表示最优值；上式表示冗余控制回路的输出是是风扇效率在稳态下达到最优时的vafn面积，且在集合ω内，有且仅有当vafn面积为最优时风扇效率最高；
[0046]
在发动机风扇特性图内的多个稳态点运行所述发动机的气动热力模型并迭代求解，得出相应的风扇效率值；
[0047]
调节vafn面积值，使发动机风扇在每个稳态点达到最高效率，得到vafn在各个飞
行条件下的调度逻辑，即调度表。
[0048]
进一步的，所述根据激活逻辑和调度逻辑设计冗余控制回路，包括：
[0049]
针对vafn面积的控制采用无反馈的开环前馈控制器作为冗余控制回路；
[0050]
确定冗余控制回路输出为根据风扇换算转速和飞行马赫数进行调度，并根据激活逻辑制定冗余控制回路激活公式，如下式所示：
[0051][0052]
其中，风扇换算转速n
f,cor
和飞行马赫数mn均为调度参数，函数g为激活函数；
[0053]
将所述vafn面积控制计划公式和冗余控制回路激活公式储存于冗余控制回路中。
[0054]
进一步的，所述利用主控制回路和冗余控制回路根据制定的调度表给出控制指令控制发动机工作，包括：
[0055]
将风扇指令转速输入主控制回路，并将风扇换算转速和飞行马赫数输入冗余控制回路；
[0056]
获取主控制回路输出的燃油指令uf；
[0057]
获取冗余控制回路基于vafn面积调度表输出的面积指令ua；
[0058]
利用燃油指令uf和面积指令ua控制发动机工作。
[0059]
第二方面
[0060]
本发明实施例提供了一种新构型的大涵道比涡扇发动机冗余控制装置，包括：
[0061]
存储器，用于存储可执行程序代码；
[0062]
传感器，用于监测发动机的工作状态；
[0063]
控制器，用于读取所述存储器中存储的可执行程序代码、以及所述传感器的监测数据，以执行上述的新构型的大涵道比涡扇发动机冗余控制方法。
[0064]
第三方面
[0065]
本发明还提供了一种新构型的大涵道比涡扇发动机，包括上述的新构型的大涵道比涡扇发动机冗余控制装置。
[0066]
相对于现有技术，本发明所述的一种新构型的大涵道比涡扇发动机冗余控制方法及装置具有以下优势：
[0067]
本发明应用于新构型的涡扇发动机上时，可显著提升风扇和发动机的关键性能指标；对于示例的冗余控制变量(vafn面积)，可通过制定不同的冗余控制目标，实现多种控制目的，提高了这种控制方法及装置的适用性；对于未来航空发动机可能出现的各种新构型所产生的冗余控制变量，均可在本发明所述控制方法的基础上设计出对应的控制器，用于实现涡扇发动机的高效控制。
附图说明
[0068]
构成本发明的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：
[0069]
图1为本发明实施例所述的发动机构型示意图；
[0070]
图2为本发明实施例所述冗余控制器的结构示意图；
[0071]
图3为本发明实施例所述冗余控制回路的结构示意图；
[0072]
图4为本发明实施例所述调度计划表的示意图；
[0073]
图5为本发明实施例中控制指令及被控参数变化的仿真数据示意图；
[0074]
图6为本发明实施例中加速过程风扇工作状态点变化的仿真示意图；
[0075]
图7为本发明实施例中阶跃响应过程中的风扇性能的仿真示意图；
[0076]
图8为本发明实施例中阶跃响应中的发动机整机性能的仿真示意图。
具体实施方式
[0077]
需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。
[0078]
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“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的限制。此外，术语“第一”、“第二”等仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”等的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上。
[0079]
在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以通过具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
[0080]
下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。
[0081]
实施例1
[0082]
本发明实施例提供了一种新构型的大涵道比涡扇发动机冗余控制器设计方法，其中，所设计的冗余控制器由控制燃油流量的主控回路和控制可调面积风扇尾喷(vafn)的冗余控制回路并联构成，其中主控回路采用工程上的成熟方法进行控制回路设计；而对冗余控制回路设计了激活逻辑和调度逻辑。
[0083]
示例性的，激活逻辑分为4个条件，共有8个预设参数，在实际应用过程中，本领域技术人员也可以根据控制场景的不同灵活选择条件和预设参数；其中，本实施例以风扇稳态效率最优为示例，说明了冗余控制变量调度表的产生过程，另外本领域技术人员在实际应用过程中，也可根据冗余控制目标的不同，使用同样的方法产生不同的调度表。
[0084]
本发明实施例还提供了一种新构型的大涵道比涡扇发动机冗余控制方法，通过并行的主控制回路和冗余控制回路对发动机进行控制，具体包括以下步骤：
[0085]
步骤101、确定航空发动机的控制变量，包括主控变量(燃油流量)和冗余控制变量(vafn面积)；
[0086]
步骤102、首先采用工程上的常用成熟方法对主控变量设计主控回路，本领域技术人员可以根据需要选择合适的设计方法设计主控回路；
[0087]
步骤103、根据控制目标场景的不同，确定针对vafn面积的冗余控制回路的激活和
关闭预设条件，包括4种情况的8个预设值；
[0088]
步骤104、根据冗余控制目标的不同，求解冗余控制变量得到vafn面积的调度表；
[0089]
步骤105、根据冗余控制变量设计冗余控制回路；
[0090]
步骤106、将主控制回路和冗余控制回路并联组成冗余控制器，并利用冗余控制器根据制定好的调度表给出控制指令控制发动机工作。
[0091]
图1为本发明实施例所述的发动机构型示意图；示例性的，参见图1，将一台干线客机用、30000磅推力等级、民用大涵道比涡扇新构型发动机作为被控对象,其构型中包含三个增压部件和两个涡轮部件，其中hpt与hpc、lpt与lpc分别通过高压轴、低压轴连接，风扇不与低压轴直接相连，而是通过一个传动比3.1的减速齿轮箱与低压轴连接，可以提高lpc转速以更高效地压缩空气，同时降低风扇转速以抑制噪音，提高效率，模型发动机为内外涵分开排气的设计，其中vafn用于调节外涵道喉部(即出口)面积。
[0092]
图2为本发明实施例所述冗余控制器的结构示意图，参见图2，对vafn面积的冗余控制功能进行分析后，设计了新构型发动机的冗余控制器，设计完成的冗余控制器结构如图2所示，冗余控制器输出包含燃油流量的主控回路输出的燃油流量指令、以及vafn面积的冗余回路输出的vafn面积指令，如下式所示：
[0093]
u＝[u
f ua]
t
，其中冗余控制回路的控制律以效率最优为设计准则；上式中uf表示主控回路输出的燃油流量指令，ua表示冗余控制回路输出的vafn面积指令。
[0094]
冗余控制回路和主控回路并联后组成上述冗余控制器，其中控制燃油的主控回路作为主要控制回路，仍采用工程上成熟常用的方法设计；vafn面积的控制回路是冗余控制回路，在实际运行过程中，冗余控制回路即使发生故障，也不影响发动机的运行，仅会造成发动机的性能下降，有利于提高这种控制方法控制下发动机的稳定性和可靠性。
[0095]
在实际应用过程中，针对燃油流量的控制可采用pi控制器作为燃油流量控制器，针对包线内各设计点可使用现有edmund方法调参，保证由搭配燃油流量控制器的发动机系统二阶传递函数具有分别大于6db和45
°
的幅频裕度和相位裕度。
[0096]
可选的，燃油流量控制器设计完成后，可以加入具有限制保护模块，例如具有限制保护功能的低选-高选模块，低选-高选模块内的各子保护控制器均可采用pi控制器，保证燃油在燃烧室稳定燃烧、关键站位的温度压力不超限，燃油流量控制器和具有限制保护功能的低选-高选模块串联组成主控回路。
[0097]
其中，上述pi控制器的输出通常写作下式：
[0098]
其中ri和yi分别表示参考输出和实际输出，对于燃油流量控制器，参考输出是风扇指令转速；对于限制保护模块内的各子控制器，在激活的情况下参考输出是各个限制红线值，即预先制定的风扇转速阈值，风扇转速阈值可根据实际需要进行制定和调整。
[0099]
上式中k
p
和ki分别表示比例增益和积分增益，二者根据风扇转速、飞行高度和马赫数调度，如下式所示：
[0100]kp
＝k
p
(n,h,mn)ki＝ki(n,h,mn，其中n为风扇转速，h为飞行高度，mn为飞行马赫数。
[0101]
可选的，针对vafn控制的冗余控制回路可采用无反馈的开环前馈控制器，开环前
馈控制器输出根据风扇换算转速和飞行马赫数调度，如下式所示：
[0102][0103]
式中风扇换算转速n
f,cor
和飞行马赫数mn均为调度参数，函数g为激活函数，取值1时激活冗余控制器，0时关闭冗余控制器，其取值由下式表示：
[0104][0105]
上式中下标set表示预先设定的大于零的常数，表示[t-t
set
,t]的时间范围内的均值，称为加速度前向均值，且式中加速度和加速度前向均值均为绝对值。上式也表示了冗余控制器的激活和关闭条件，具体如下所述：
[0106]
当前时刻小于预设阈值α
1,set
且加速度前向均值也没有超过预设阈值α
2,set
，此条件是使冗余控制器在稳态情况下保持关闭。
[0107]
当前时刻大于预设阈值α
1,set
但加速度前向均值没有超过预设阈值α
2,set
，使冗余控制回路在稳态情况下保持关闭；此条件是为防止因外界扰动在转子上产生的加速度误使冗余控制器被反复激活。
[0108]
当前时刻大于等于预设阈值α
1,set
且加速度前向均值也大于等于预设阈值α
2,set
，使冗余控制回路启动；此条件是使冗余控制器在过渡态下被激活。
[0109]
当前时刻小于等于预设阈值α
1,set
但加速度前向均值大于等于预设阈值α
2,set
，使冗余控制回路启动；当转速变化到指令值以后，转子加速度回落并低于预设阈值，由于没有vafn面积传感器反馈到控制器，此条件是保证冗余控制器继续保持一段时间的激活状态，保证作动机构完成面积的调节。
[0110]
上述激活逻辑中的预设阈值，其大小可根据不同的控制目的取值。如在对快速性和灵敏性要求较高的控制场景中，可将预设值适当调小；而在对稳定性要求较高的控制场景中，可将预设值适当调高。另外需要指出的是，上述4个条件的预设值可以分别设定，以提高对多种控制场景的灵活适应性。
[0111]
在实际应用过程中，设置激活逻辑的目的为：
[0112]
一是航空发动机大部分时间工作在稳态；冗余控制回路没有必要一直处于激活状态，仅需要在过渡态时激活，在稳态时保持关闭；
[0113]
二是冗余控制回路的加入会占用控制器的计算资源，增加功耗和发热量，没有必要在稳态时保持激活输出，通过在需要时启动冗余控制回路，有利于降低冗余控制器的功耗和发热，确保冗余控制器可以持续稳定工作。
[0114]
图3为本发明实施例所述冗余控制回路的结构示意图，参见图3，通过设置冗余控制回路的激活逻辑，最后可以设计得到冗余控制回路。
[0115]
在冗余控制回路中，vafn面积控制计划采用以稳态效率最优为原则进行设计，制
定下式并储存于控制器中：
[0116][0117]
式中h函数表示与风扇换算转速、飞行马赫数和vafn面积有关的风扇效率，ω指使模型求解收敛的vafn面积集合；具体求解过程如下式所示：
[0118][0119]
在风扇特性图内的多个稳态点运行该发动机的气动热力模型并迭代求解，得出相应的风扇效率值，随后调节vafn面积值，迫使风扇在每个稳态点达到最高效率，可以求得的调度计划表，即调度表。
[0120]
图4为本发明实施例所述调度计划表的示意图，上述求得的vafn调度计划表如图4所示。
[0121]
需要指出的是，根据冗余控制目标的不同，本领域技术人员也可以根据需要选择不同的h函数，实现多种冗余控制目标；示例性的，例如可确定冗余控制目标为稳态推力最大，即h函数表示与风扇换算转速、飞行马赫数和vafn面积有关的推力大小，而求解过程不变，可参照上述求解过程进行求解。
[0122]
图5为本发明实施例中控制指令及被控参数变化的仿真数据示意图，由图6可得，单变量发动机转速会出现小于5％的超调，冗余控制的状态下固定与单变量状态下相同的稳态推力，风扇转速可以降低5％以上。由于风扇是发动机的最大噪音源，较低的风扇转速对起飞阶段的降噪有明显效果。
[0123]
图6为本发明实施例中加速过程风扇工作状态点变化的仿真示意图，由图6可得，在加速过程中，冗余控制发动机的风扇工作点与最优效率曲线吻合更好，作为对比，由于缺少vafn调节风扇工作点，单变量发动机的风扇效率偏低，喘振裕度预留过高。
[0124]
图7为本发明实施例中阶跃响应过程中的风扇性能的仿真示意图，由图7可得，约6s时单变量发动机的风扇效率开始波动下降，作为对比，冗余控制的发动机的vafn面积开始减小，调节风扇工作状态点，使风扇效率继续上升，最终风扇效率高出单变量发动机约10％。
[0125]
另外，vafn可以调节风扇压比，在风扇不进入喘振或堵塞的前提下保持风扇在高效率下运行。相比之下，单变量发动机的风扇喘振裕度则过于保守，不利于完全发挥风扇性能。
[0126]
还有，本发明的示例被控发动机是一台分开排气的涡扇发动机，部分内涵道内循环功将传递至风扇，用于增加外涵气流的动能并克服外涵流动损失，由于大涵道比涡扇发动机的大部分推力和流量都由外涵道产生，因此存在一个最佳风扇压比，在该压比下，内、外涵间涡轮功的分配的比例达到最佳，发动机的单位推力最大。冗余控制的发动机的风扇压比对相应的最佳压比吻合更好，二者在阶跃过程中的最大偏差为1.31％；作为对比，单变量发动机的最大偏差为1.72％。冗余控制的发动机的内外涵循环功分配更加理想，最终导致其单位推力更大。
[0127]
图8为本发明实施例中阶跃响应中的发动机整机性能的仿真示意图，由图8可得，冗余控制的发动机以高出7％的燃油消耗量为代价，产生了高出10％的净推力。若在冗余控
制的状态下固定与单变量状态下相同的稳态推力，发动机在整个阶跃过程中则可以减少3.7％的燃油消耗。
[0128]
另外，相较于单变量发动机，冗余控制的发动机的风扇效率更高，外涵道喉部更接近临界状态，在稳态转速均为最大起飞推力的情况下，冗余控制的发动机产生的净推力高出单变量发动机10％以上。
[0129]
还有，得益于vafn的新构型，冗余控制的发动机循环功在内外涵之间的分配调节更灵活，风扇压比更接近最佳值，发动机在阶跃过程中产生的单位推力高出单变量发动机近20％。
[0130]
以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，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。