一种航空发动机矢量喷管偏转控制方法及装置与流程

本申请属于发动机控制领域，特别涉及一种航空发动机矢量喷管偏转控制方法及装置。

背景技术：

1、航空发动机矢量喷管是实现发动机矢量推力的重要部件，不仅能为飞机提供前进的推力和飞行控制的矢量推力，还可以通过几何喉道面积的调整改变压气机和涡轮的共同工作点。对于矢量喷管，矢量偏转不但会改变扩张段气流方向，而且会使矢量喷管的喉道位置和有效流通面积发生快速变化，引起发动机参数波动，同时发动机部件共同工作点相应改变，导致压气机(特别是低压压气机)的喘振裕度减小，在大机动或高空小表速等特殊工况下可能会引发发动机喘振。

2、目前，对矢量偏转状态下矢量喷管有效喉道的调节，是根据非矢量偏转状态喷管几何喉道面积与矢量偏转角之间的关系式进行调节，如下式所示，该方法仅考虑了矢量偏转角度单一因素的影响，未考虑矢量偏转前后矢量喷管流量系数等参数的变化，调节精度有限，调节过度会导致发动机推力损失，调节不足则会导致发动机喘振裕度保持不足。

3、a8,δ＝a8/cosδ；式中：δ为矢量偏转角度，a8为非矢量偏转状态喷管几何喉道面积，a8,δ为矢量偏转状态矢量喷管几何喉道面积。

技术实现思路

1、为了解决上述问题，本申请提供了一种航空发动机矢量喷管偏转控制方法及装置，以解决现有的航空发动机矢量偏转过程喷管有效喉道调节不准确的问题，以及由此导致推力损失或喘振裕度保持不足的问题。

2、本申请第一方面提供了一种航空发动机矢量喷管偏转控制方法，主要包括：

3、步骤s1、根据当前发动机状态下喷管膨胀比和偏转角度，在预设的喉道面积修正系数表中插值出当前喉道面积修正系数；

4、步骤s2、按照当前喉道面积修正系数，对非矢量偏转状态喷管几何喉道面积基础上进行预放大，获得修正喉道面积；

5、步骤s3、根据当前发动机的低压转子换算转速和风扇进口温度，在预设的增压比控制表中插值出当前发动机总增压比；

6、步骤s4、以保证当前发动机总增压比不变为控制目标，对所述修正喉道面积进行闭环调节。

7、优选的是，步骤s1之前进一步包括：

8、选取多个喷管膨胀比和偏转角度，对每一个喷管膨胀比和偏转角度形成的组合，通过调节喷管喉道面积，使调节前后喷管的流量相同，获得调节后的喷管喉道面积与调节前的喷管喉道面积的比值，形成喉道面积修正系数表。

9、优选的是，按照设定步长，离散出多个喷管膨胀比和偏转角度。

10、优选的是，步骤s4进一步包括：

11、通过发动机内涵排气总压与风扇进口总压计算闭环调节过程中的发动机总增压比；

12、根据计算的发动机总增压比与插值出的当前发动机总增压比的差值，通过pid算法给出调节后的喷管喉道面积。

13、本申请第二方面提供了一种航空发动机矢量喷管偏转控制装置，主要包括：

14、当前喉道面积修正系数插值模块，用于根据当前发动机状态下喷管膨胀比和偏转角度，在预设的喉道面积修正系数表中插值出当前喉道面积修正系数；

15、喉道面积修正模块，用于按照当前喉道面积修正系数，对非矢量偏转状态喷管几何喉道面积基础上进行预放大，获得修正喉道面积；

16、当前发动机总增压比插值模块，用于根据当前发动机的低压转子换算转速和风扇进口温度，在预设的增压比控制表中插值出当前发动机总增压比；

17、闭环调节模块，用于以保证当前发动机总增压比不变为控制目标，对所述修正喉道面积进行闭环调节。

18、优选的是，所述闭环调节模块包括：

19、发动机总增压比计算单元，用于通过发动机内涵排气总压与风扇进口总压计算闭环调节过程中的发动机总增压比；

20、喷管喉道面积计算单元，用于根据计算的发动机总增压比与插值出的当前发动机总增压比的差值，通过pid算法给出调节后的喷管喉道面积。

21、本申请在保证矢量偏转控制速度的同时，有效提高了控制精度，实现了航空发动机矢量偏转过程参数波动小、喘振裕度不降低，同时推力不损失，保证了矢量偏转过程的飞行安全。

技术特征：

1.一种航空发动机矢量喷管偏转控制方法，其特征在于，包括：

2.如权利要求1所述的航空发动机矢量喷管偏转控制方法，其特征在于，步骤s1之前进一步包括：

3.如权利要求2所述的航空发动机矢量喷管偏转控制方法，其特征在于，按照设定步长，离散出多个喷管膨胀比和偏转角度。

4.如权利要求1所述的航空发动机矢量喷管偏转控制方法，其特征在于，步骤s4进一步包括：

5.一种航空发动机矢量喷管偏转控制装置，其特征在于，包括：

6.如权利要求5所述的航空发动机矢量喷管偏转控制装置，其特征在于，所述闭环调节模块包括：

技术总结
本申请属于发动机控制领域，涉及一种航空发动机矢量喷管偏转控制方法及装置。该方法包括：步骤S1、根据当前发动机状态下喷管膨胀比和偏转角度，在预设的喉道面积修正系数表中插值出当前喉道面积修正系数；步骤S2、按照当前喉道面积修正系数，对非矢量偏转状态喷管几何喉道面积基础上进行预放大，获得修正喉道面积；步骤S3、根据当前发动机的低压转子换算转速和风扇进口温度，在预设的增压比控制表中插值出当前发动机总增压比；步骤S4、以保证当前发动机总增压比不变为控制目标，对所述修正喉道面积进行闭环调节。本申请提高了控制精度，保证了矢量偏转过程的飞行安全。

技术研发人员：于明,程荣辉,袁继来,邴连喜,薛海波,好毕斯嘎拉图,杨龙龙,陈伟博,张志成
受保护的技术使用者：中国航发沈阳发动机研究所
技术研发日：
技术公布日：2024/3/12