用于發動機的控制設備的制造方法
【技術領域】 [0001] 和現有技術
[0002] 本發明屬于用于航空發動機的控制設備領域，航空發動機可具有單一推進器或逆 向旋轉的推進器。
[0003] 推進器的運行通常基于兩種主要的調節模式來控制。
[0004] 首先，對旋轉的定速進行調節，其中包括推進器的槳距（即推進器葉片的設置角 度）在伺服控制回路的幫助下進行調整，從而與旋轉設置點的速度一致，其中實際速度通 過專用傳感器來測量。這一調節模式被用于飛行的所有階段，其中前進速度足夠快以獲得 推進器的穩定的空氣動力學運行。
[0005] 另一個已知的調節模式是不變槳距，也被稱為是測試模式。該槳距被伺服控制到 飛行員給出的油門位置和推進器的旋轉速度。這一模式被用于所有階段，其中飛行器的前 進速度對于推進器的空氣動力學特性來說太慢，以至于難以在面對旋轉速度的變化時呈現 足夠的牽引力響應。
[0006] 在從一種調節模式準換為另一種調整模式期間，期望使推力（被觀察為由傳動軸 所傳輸的給定動力值）的變化最小化，因為這一變化對飛行員觀察發動機表現正確運行來 說是不利的。由于推進器的速度變化對發動機的整體動力的影響，并且由于這種被忽略的 振動和噪音，也期望使這一變化最小化，。還期望在所有情況下保持發動機整體運行的持 續性，這些情形導致在各運行模式之間的轉換，比如加速、減速、飛機高度中的變化、或者故 障。
[0007] 不幸地，現有調節系統的體系結構僅僅取決于依賴測量推進器的槳距和旋轉速 度，且不提供預防性作用。滿足在發動機控制中所希望達到連續性的所有需求，可能僅在降 低性能的代價下獲得，尤其是通過選擇與推進器的空氣動力學不匹配的槳距但一定程度上 確保運行穩定來獲得。
[0008] 兩種運行模式之間的轉換因而導致在調節發動機方面的困難，且這些困難（在傳 統的只具有一個推進器的渦輪螺旋槳發動機中已經是問題了）在無導管（或"開放旋翼"） 槳扇形式（或確實具有多個推進器的任何發動機）的具有兩個推進器的發動機中更嚴重， 因為在這類發動機中，下游的旋翼的表現非常強烈地取決于從上游旋翼的排放情況。
[0009] 因此期望改善從一種調節模式到另一個調節模式的轉換，同時遵守上述的與推力 變化、速度、以及運行連續性有關的約束條件。
[0010] 通用電氣代表 NASA 承擔的研宄工作（"Extended parametric representation of compressor fans and turbines"（壓縮機旋翼和禍輪的延伸的參數化表示），1984年） 或已公開在文件SAE AIR 4065中的研宄工作已試圖標識了用于使得損耗最小化或者以簡 單方式來表達推進器不變量之間的關系的條件。那項工作并未提出用于改善兩種運行模式 之間的轉換的方法。
[0011] 本發明的定義及相關優勢
[0012] 為了解決上述困難，本發明提供了一種具有用于計算發動機的至少一個推進器的 槳距設定點的計算裝置的發動機控制設備槳，槳該計算裝置至少考慮了飛行速度。
[0013] 通過這樣一種設備，執行可預測的動作并改善槳距設定點伺服控制功能是可能 的，從而使其能夠在從一種運行模式過渡到另一種運行模式期間符合針對師傅控制功能所 定義的規范，同時也順應上述的約束。因而獲得了對槳距需求的預期調節，并限制了上述的 缺點（具體來說，就是運行的不連續性和偏離推力范圍和速度范圍）。控制推進器的槳距的 精確性、反應時間、和槳局部回路全都被改善。對槳距的伺服控制槳的會聚所需要的時間被 減少。
[0014] 此外，對于以更高速度（如大于0.5的飛行馬赫數）飛行的飛行器，本發明通過考 慮與槳葉接觸的空氣的壓縮性能也能夠改善對槳距的調節。
[0015] 根據一個有利的特性，代表推進器的表現的量級使用至少一個多項式（例如二階 多項式）來確定。這使得該方法能夠在采用普通計算能力的計算機上執行。多項式的使用 是簡單和易于集成在有限計算能力的計算機中的數學運算。
[0016] 根據另一個有利的特性，代表推進器的表現的量級根據推進器葉片的相關馬赫數 和推進器的假定槳距來確定。
[0017] 因此對于諸如高級渦輪螺旋槳發動機或無導管槳扇推進器之類的快速推進器，考 慮了與跨音速范圍內的速度相關聯的壓縮效應。
[0018] 在某些實施例中，在與推進器的運行相關聯的擴展損耗模型的基礎上所計算的數 字的損耗值得以確定。這個特性使得將對推進器的表現的預測擴展到飛行包線（包括擴展 到異常情況）成為可能。
[0019] 在某些實施例中，確定吸收能量系數。此外，在某些實施例中，該計算裝置著使用 推進器的旋轉速度。此外，也為計算裝置使用槳距假設制定了規定，并且為它們使用迭代循 環制定了規定，該迭代循環具有停止標準，該停止標準在軸動力的計算值上收斂。
[0020] 控制設備可以被構造為全權限數字發動機控制計算機的模塊或者與其組成為一 體。
[0021] 本發明還提供一種全權限數字發動機控制計算機，其包括如上所述的設備，此外， 還提供一種包括如上所述的控制設備的渦輪螺旋槳發動機或包括如上所述的控制設備的 無導管槳扇發動機。
【附圖說明】
[0022] 圖1示出伺服控制渦輪發動機推進器的槳距的回路，其中已經顯露出本發明。
[0023] 圖2是一個圖表，基于該圖表，計算推進器的性能系數是可能的。
[0024] 圖3示出本發明的一個實施例。
[0025] 圖4示出在本發明一個實施例中實施的一種協議。
[0026] 圖5和6示出圖4中協議的具體方面。
[0027] 實施例的詳細描述
[0028] 圖1示出控制一個或多個推進器的槳距以對恒定的旋轉速度進行調節的回路。
[0029] 推進器20的速度的設定點10由飛行員給出或由自動地或伺服控制的領航系統給 出。用于感應推進器的旋轉速度的傳感器30使得計算設定點和即時速度的差40成為可能。
[0030] 該差40被發送到全權限數字發動機控制（FADEC) 50,其使用與發動機油門12的 位置相關并且代表傳遞到軸的能量的設定點，從而確定槳距的設定點60。該確定通過在預 定槳距值列表的基礎上迭代加工而執行，這些值是基于油門位置且不考慮飛行速度來選擇 的。該迭代過程使用采用該槳距并提供被傳遞到軸的能量的模型。迭代在計算的能量對應 于請求的能量時停止。
[0031] 感應槳距的角度傳感器70使得能夠計算即時槳距值和設定點之間的差，且該差 被傳遞到按照推進器20的槳距工作的致動器90。
[0032] 推進器的性能通過使用傳統的無因次不變量來表示，如下所述： ' T ( \ \ Ct = -r-- = f J =-,卩 p N2 ? D4 、 N D J
[0033] < , 、 ^ PW fT v
[F p _ N3 ? D5 l N D J
[0034] -Ct=牽引系數
[0035] -Cp =吸收能量系數
[0036] -J =前進率
[0037] _T=由推進器傳遞的牽引
[0038] -PW =可從推進器軸獲得的能量
[0039] -N =推進器的旋轉速度
[0040] -D =推進器直徑
[0041] -V =飛行器的前進（或飛行）速度
[0042] =推進器槳距
[0043] 針對快速推進器（諸如無導管槳扇或高級渦輪螺旋槳推進器），取決于飛行馬赫 數而加入修正，從而盡可能好地表示出整個飛行包線上的推進器表現。 T.v J.Ct
[0044] 組合不變量Ct、Cp和J，還能夠限定推進器效率概念刃=
[0045] 這些系數以"推進器領域"的形式用于作為前進率J和吸收能量系數Cp的函數來 標繪效率變化，如圖2所示。
[0046] 圖2示出沿橫坐標軸的前進率J以及沿縱坐標軸的吸收能量系數Cp。這些值是在 知道效率n和設定角的情況下確定的，針對效率n標繪了恒定效率曲線1〇〇,并且針對設 定角標繪了恒定槳距曲線110。
[0047] 這一圖表存在缺點。
[0048] 首先，針對推進器槳葉所看到的不同馬赫數，準備多個這種類型的圖表是有用的， 且針對各圖表之間的J和Cp所獲得的值進行內插也是有用的。此外，因為曲線在圖表的左 下部分匯聚在一起，這一區域中的精確性較差。另外，在極端情況下產生這些圖表是困難 的，如接近飛行器失速，或在極大負入射角的條件下。最后，在零速度，功率未能確定。
[0049] 圖3示出本發明的實施例的大體原理。這些元件被賦予可由圖1中的那些附圖標 記加100而獲得的附圖標記。因此，FADEC 150 (或FADEC的負責調節推進器槳距的子系統） 使用速度設定點和推進器瞬時旋轉速度的差140來計算槳距的設定點160。為了執行這一 計算，FADEC 150還考慮與油門的位置112相關的設定點，該位置代表傳遞到軸的能量，如 圖1。然而，它也考慮飛行器115的飛行速