一種航空燃氣渦輪發動機加速供油方法
【技術領域】
[0001] 本發明涉及航空燃氣渦輪發動機瞬態供油設計領域，具體涉及一種航空燃氣渦輪 發動機加速供油方法。
【背景技術】
[0002] 發動機加速供油規律應綜合考慮加速時間要求、壓氣機特性、最大供油量邊界 (喘振邊界）、最小供油量邊界（懸掛邊界）、附件加載等條件進行設計。
[0003] 目前較為通用的起動供油規律主要包括如下兩種：
[0004] I控制規律，采用組合參數& (簡稱油氣比）進行供油規律設計，其 Pl 中P3為壓氣機后總壓。這種方法依據主燃燒室的部件特性所確定的穩定燃燒油氣比范圍， 并考慮壓氣機穩定工作邊界進行供油規律的設計，可以比較好地反映燃燒的物理特性。但 是，這種供油方式依賴于油量控制和計量精度，在發動機控制系統油量控制和計量精度不 能滿足要求時，實際供油量會偏離設計要求，使發動機在加速過程超出穩定工作范圍，出現 超溫、喘振等異常狀態，從而影響發動機加速性能。
[0005] 二、Wf = f(t)或Wf = f(P3)控制規律，這種方法的供油量僅考慮時間或者壓氣 機后總壓的單值函數，易于實現，缺點是僅適用于特定的使用條件。
【發明內容】
[0006] 本發明的目的在于提供一種航空燃氣渦輪發動機加速供油方法，以解決目前的供 油方式容易導致實際供油量與設計要求產生偏差，從而影響發動機加速性能的問題。
[0007] 本發明的技術方案是：
[0008] -種航空燃氣渦輪發動機加速供油方法，包括如下步驟：
[0009] 步驟一，通過公式（1)獲得加速過程給定的轉速上升速率規律Ndrt:
[0010]
(1)
[0011] 其中，Mt為渦輪輸出扭矩，M。為壓氣機輸出扭矩，Mm為附件載荷折合扭矩，J為轉 子轉動慣量，n m為轉子傳動效率，η為轉速，n i為慢車狀態轉速，η 2為允許最高轉速；
[0012] 步驟二，根據公式（2)對上升速率規律Ndrt進行修正，得到修正后的轉速上升速率 規律Ndtrtl:
[0013] Ndotl= NdotXPl/101. 325X (288. 2/Tl)0. 5 (2)
[0014] 其中，Tl為進氣總溫，Pl為進氣總壓；
[0015] 步驟三，按照修正后的轉速上升速率規律Ndrtl，采用閉環調節方法實現加速過程 燃油流量的控制。
[0016] 可選地，在所述步驟三中，在所述閉環控制方法中加入燃油流量最大邊界值和最 小邊界值，以對燃油流量進行限制。
[0017] 可選地，在所述步驟三中，在所述閉環控制方法中加入燃油流量的最大變化量，以 對燃油流量相對上周期輸出燃油流量的變化量進行限制。
[0018] 本發明的有益效果：
[0019] 本發明的航空燃氣渦輪發動機加速供油方法，通過引入轉速上升速率規律作為控 制參數，采用閉環調節方法適應性調整供油量，能夠提高供油精度準確性，避免由于供油精 度不準確造成加速性能差異；同時，較好適應發動機臺份間差異，保持加速性能的一致性， 可廣泛應用于多種航空燃氣渦輪發動機、燃氣輪機起動供油控制。
【附圖說明】
[0020] 此處的附圖被并入說明書中并構成本說明書的一部分，示出了符合本發明的實施 例，并與說明書一起用于解釋本發明的原理。
[0021] 圖1是本發明發動機加速供油方法的流程圖；
[0022] 圖2是本發明發動機加速供油系統的示意圖。
【具體實施方式】
[0023] 這里將詳細地對示例性實施例進行說明，其示例表示在附圖中。下面的描述涉及 附圖時，除非另有表示，不同附圖中的相同數字表示相同或相似的要素。
[0024] 如圖1至圖2所示，本發明的航空燃氣渦輪發動機加速供油方法，包括如下步驟：
[0025] 步驟SlOl、通過公式（1)獲得加速過程給定的轉速上升速率規律Ndrt，加速過程給 定轉速上升速率控制規律綜合考慮加速時間要求、渦輪扭矩、壓氣機扭矩、附件載荷折合扭 矩、轉動慣量等條件進行設計，具體如下：
[0026]
[0027] 其中，Mt為渦輪輸出扭矩，M。為壓氣機輸出扭矩，Mm為附件載荷折合扭矩，J為轉 子轉動慣量，n m為轉子傳動效率，η為轉速，n i為慢車狀態轉速，η 2為允許最高轉速。
[0028] 對于發動機慢車轉速至最高允許轉速之間的任一轉速條件下，壓氣機的扭矩特 性、附件載荷特性、轉子轉動慣量均可由相關特性獲取，渦輪的輸出扭矩MT = f(Wf)，燃燒 室供油量Wf在考慮渦輪前溫度上升量和壓氣機的穩定裕度的限制的基礎上確定得出，由 此則可得到在此轉速條件下的轉速上升速率控制規律。
[0029] 步驟S102,根據公式⑵對轉速上升速率規律NdJi行修正，得到修正后的轉速上 升速率規律Ndtrtl:
[0030] Ndotl= NdotXPl/101. 325X (288. 2/Tl)0. 5 (2)
[0031] 其中，Tl為進氣總溫，Pl為進氣總壓。
[0032] 步驟S103,按照修正后的轉速上升速率規律Ndrtl，采用閉環調節方法實現加速過 程燃油流量的控制。
[0033] 特別如圖2所示，是本發明發動機加速供油系統的示意圖，可以包括相連接的 Ndot給定模塊、PI控制器、PID控制器、占空比電磁閥、計量活門、發動機以及轉速傳感器 等，其中，Ndotl給定模塊用于得到轉速上升速率規律并對其進行修正，最終輸出修正后的 轉速上升速率規律Ndtrtl。再以修正后的轉速上升速率規律Ndrtl被控制變量，通過控制系統 PI控制器計算實現對主燃油流量閉環控制，以此來獲得期望的轉速上升速率要求，使得發 動機在加速過程的任意一點都有良好的動態特性。需要說明的是，本發明的閉環調節方法 可以采用目前已知的多少適合的方法，在本實施例中，本領域普通技術人員能夠依據上述 器部件實現閉環調節，所以此處不再對閉環調節方法進行贅述。
[0034] 進一步，為了消除靜差和跟蹤誤差，滿足控制精度要求，在上述閉環調節控制回路 中采用純積分控制，通過對主燃油控制回路的閉環快速控制（即通過調整占空比實現對計 量活門控制）來實現發動機轉速上升速率的精確、快速控制。
[0035] 發動機實際加速過程，存在轉速上升速率突變的可能性，例如加載、轉子卡滯等， 為避免在上述狀態條件下，發動機控制系統按照轉速上升速率閉環控制邏輯進行快速加減 油控制，導致發動機工作不穩定，出現超溫、喘振、懸掛、熄火等現象。
[0036] 因此，本發明的航空燃氣渦輪發動機加速供油方法的步驟S103中，還可以在閉環 調節控制回路（控制方法）中加入燃油流量最大邊界值和最小邊界值，以對燃油流量進行 限制。進一步，還可以加入燃油流量的最大變化量，以對燃油流量相對上周期輸出燃油流量 的變化量進行限制。
[0037] 本發明的航空燃氣渦輪發動機加速供油方法，通過引入修正后的轉速上升速率規 律Ndtrtl作為控制參數，采用閉環調節方法適應性調整供油量，能夠提高供油精度準確性，避 免由于供油精度不準確造成加速性能差異；同時，較好適應發動機臺份間差異，保持加速性 能的一致性，可廣泛應用于軍民用航空燃氣渦輪發動機、燃氣輪機起動供油控制。
[0038] 以上所述，僅為本發明的【具體實施方式】，但本發明的保護范圍并不局限于此，任何 熟悉本技術領域的技術人員在本發明揭露的技術范圍內，可輕易想到的變化或替換，都應 涵蓋在本發明的保護范圍之內。因此，本發明的保護范圍應以所述權利要求的保護范圍為 準。
【主權項】
1. 一種航空燃氣渦輪發動機加速供油方法，其特征在于，包括如下步驟： 步驟一，通過公式（1)獲得加速過程給定的轉速上升速率規律Nd(rt:其中，MT為渦輪輸出扭矩，M。為壓氣機輸出扭矩，MA(；為附件載荷折合扭矩，J為轉子轉 動慣量，nm為轉子傳動效率，n為轉速，ni為慢車狀態轉速，n2為允許最高轉速； 步驟二，根據公式（2)對轉速上升速率規律乂^進行修正，得到修正后的轉速上升速率 規律Nd(rtl: Nd〇ti=NdotXPl/101. 325X(288. 2/Tl)0. 5 (2) 其中，T1為進氣總溫，PI為進氣總壓； 步驟三，按照修正后的轉速上升速率規律Nd()tl，采用閉環調節方法實現加速過程燃油 流量的控制。2. 按照權利要求1所述的供油方法，其特征在于，在所述步驟三中，在所述閉環控制方 法中加入燃油流量最大邊界值和最小邊界值，以對燃油流量進行限制。3. 按照權利要求1或2所述的供油方法，其特征在于，在所述步驟三中，在所述閉環控 制方法中加入燃油流量的最大變化量，以對燃油流量相對上周期輸出燃油流量的變化量進 行限制。
【專利摘要】本發明涉及航空燃氣渦輪發動機瞬態供油設計領域，具體涉及一種航空燃氣渦輪發動機加速供油方法，以解決目前的供油方式容易導致實際供油量與設計要求產生偏差，從而影響發動機加速性能的問題。本發明的航空燃氣渦輪發動機加速供油方法包括：獲得加速過程給定的轉速上升速率規律；獲取修正后的轉速上升速率規律；通過閉環調節方法實現加速過程燃油流量的控制；本發明的航空燃氣渦輪發動機加速供油方法，通過引入轉速上升速率規律作為控制參數，采用閉環調節方法適應性調整供油量，能夠提高供油精度準確性，避免由于供油精度不準確造成加速性能差異。
【IPC分類】F02C9/28
【公開號】CN104948304
【申請號】CN201510242191
【發明人】閻巍, 李睿, 隋巖峰, 施磊
【申請人】中國航空工業集團公司沈陽發動機設計研究所
【公開日】2015年9月30日
【申請日】2015年5月13日