一種航空發動機加減速供油試驗方法與流程

本發明涉及航空發動機試驗領域，特別提供了一種航空發動機加減速供油規律的試驗方法。

(二)

背景技術：

航空發動機加速控制的目的，就是使發動機在滿足一定的限制約束條件下，迅速地從某個小推力功率狀態過渡到較大的推力功率狀態。工作狀態過渡所持續的時間稱為加速時間。對于軍機而言，發動機加速性是發動機重要性能指標之一。發動機減速控制是通過減小供油量，使發動機由高轉速狀態迅速降低到低轉速狀態，推力迅速減小。

為縮短加速時間，就要增大渦輪剩余功率，也就是需要提高渦輪進口燃氣溫度。然而，渦輪進口溫度不能過高。在加速過程中，當發動機在低、中轉速時，渦輪進口溫度過高易導致壓氣機喘振；高轉速時，渦輪部件容易過熱，高空條件下還易產生富油熄火。從理論上講，當加速線沿著喘振邊界加速時渦輪剩余功率最大，加速時間最短，但事實上喘振邊界難以準確確定，而且任何擾動都可能會使壓氣機進入喘振。實際可實現的加速過程是保持一定喘振裕度的過程。而發動機減速時應防止燃燒室貧油熄火，為此供油量減小速度應受到限制。此段論述引自西北工業大學出版社2008年出版的樊思齊教授主編的國防科工委“十五”規劃教材《航空發動機控制》(下冊)。

目前，航空發動機加減速供油試驗方法通常采用兩種方式實現。一方面，工程應用中普遍采用經驗的方法調整和修正供油規律；另一方面，理論研究中多采用非線性規劃問題處理方法進行加減速供油規律性能尋優設計，其基本原理是將加減速性能作優化目標，發動機物理限制作為約束條件，運用優化算法迭代求解控制變量，使系統在約束條件下滿足期望的性能指標(參考航空學報，1992年13卷第4期王旭、梁鈞襄論文《有約束的航空發動機加速最優控制》)(2014年6月第1版、姚華編著《航空發動機全權限數字電子控制系統》)。

采用經驗的方法調整和修正供油規律的缺點是無法保證不同飛行條件下的過渡態性能，而且風險大、成本高；采用非線性規劃問題處理方法進行加減速供油規律設計缺點是性能尋優算法復雜、計算量大不保證收斂，不能滿足在線試驗設計的實時性要求。具體表現為幾個方面：

1.采用經驗的方法調整和修正供油規律不能從機理層面對問題進行定量分析和計算，形成的供油規律不能保證在全部飛行包線內滿足性能要求；

2.采用經驗的方法調整和修正供油規律需要反復進行臺架試車確定參數，首先在控制規律沒有確定的情況下進行試車具有很高的安全風險，容易造成發動機損害。其次，試車臺進行設計工作造成資源和能源的浪費；

3.非線性規劃問題處理方法是將加減速供油規律設計轉化為非線性約束最優化問題求解。早期采用無約束優化問題求解的方法，計算量大而且收斂速度慢，很難進行精確求解，無法實現實時的在線設計；當前普遍采用的二次規劃方法是一種近似優化的方法，用一系列的線性規劃或二次規劃來逐次逼近原非線性規劃問題，近似模型的形式和誤差會對設計精度造成較大的影響。

(三)

技術實現要素：

本發明目的是針對航空發動機加減速供油問題，提供一種航空發動機的試驗方法，該方法包括航空發動機、發動機電子控制器、燃油調節機構、壓力傳感器、溫度傳感器、轉速傳感器、流量傳感器和數據監視系統；發動機電子控制器對航空發動機進行控制，燃油調節機構對航空發動機的供油量進行調節，壓力傳感器裝在航空發動機的高壓壓氣機出口，溫度傳感器裝在航空發動機的風扇進口和低壓渦輪出口，轉速傳感器測量航空發動機高壓轉子轉速，流量傳感器測量主燃油流量和壓氣機出口流量；其特征在于包括以下步驟：

步驟一、設定發動機的加減速時間限值和溫度限值；

步驟二、設定喘振裕度初始值；在MATLAB軟件中，由發動機穩態試車數據獲得發動機的穩態共同工作線；根據喘振裕度初始值以及穩態共同工作線獲得發動機外推加減速共同工作線，并由MATLAB軟件對所述的外推加減速共同工作線進行計算得到航空發動機高壓轉子不同轉速情況下的壓氣機增壓比及質量流量；

步驟三、將所述的喘振裕度、增壓比、質量流量、設定的高壓轉子的不同轉速、設定的進口總溫度以及設定的進口總壓力作為參數，通過航空發動機氣動熱力學計算模型獲得航空發動機主燃油流量和壓氣機出口總壓；

步驟四、根據所述的航空發動機主燃油流量Wf、壓氣機出口總壓P3以及設定的高壓轉子轉速n2擬合獲得航空發動機加減速供油曲線，即：航空發動機主燃油流量Wf/壓氣機出口總壓P3-高壓轉子轉速n2曲線；

步驟五、發動機電子控制器根據所述的航空發動機加減速供油曲線控制發動機供油，由數據監視系統記錄發動機的主燃油流量、壓氣機出口流量、高壓轉子轉速、壓氣機出口總壓和低壓渦輪出口溫度、各個加速段的加速時間、各個減速段的減速時間；

步驟六、判斷發動機的加速時間和減速時間是否不超過加減速時間限值，且判斷低壓渦輪出口溫度是否不超過溫度限值。

本發明的優點：

本發明所述的航空發動機加減速主燃油供油試驗方法，實現了基于模型的加減速供油規律定量設計，簡化了設計流程工程上易于實現。與依靠經驗調整和修正供油規律的方法相比，本發明方法實現了基于模型計算的供油規律定量的調整與修正，節省了設計周期和和成本；與非線性規劃設計供油規律的方法相比，本發明方法簡化了設計流程，算法更易于實現，計算更加快速，避免了迭代計算產生的計算量與不收斂問題，提高了工程實用性。

(四)附圖說明

下面結合附圖及實施方式對本發明作進一步詳細說明：

圖1為穩態共同工作線和發動機外推加減速共同工作線圖；

圖2航空發動機主燃油流量Wf/壓氣機出口總壓P3-高壓轉子轉速n2曲線圖；

圖3試驗流程圖；

(五)具體實施方式

本發明目的是針對航空發動機加減速供油問題，提供一種航空發動機的試驗方法，該方法包括航空發動機、發動機電子控制器、燃油調節機構、壓力傳感器、溫度傳感器、轉速傳感器、流量傳感器和數據監視系統；發動機電子控制器對航空發動機進行控制，燃油調節機構對航空發動機的供油量進行調節，壓力傳感器裝在航空發動機的高壓壓氣機出口，溫度傳感器裝在航空發動機的風扇進口和低壓渦輪出口，轉速傳感器測量航空發動機高壓轉子轉速，流量傳感器測量主燃油流量和壓氣機出口流量；其特征在于包括以下步驟：

步驟一、設定發動機的加減速時間限值和溫度限值；

步驟二、設定喘振裕度初始值；在MATLAB軟件中，由發動機穩態試車數據獲得發動機的穩態共同工作線；根據喘振裕度初始值以及穩態共同工作線獲得發動機外推加減速共同工作線，并由MATLAB軟件對所述的外推加減速共同工作線進行計算得到航空發動機高壓轉子不同轉速情況下的壓氣機增壓比及質量流量；

步驟三、將所述的喘振裕度、增壓比、質量流量、設定的高壓轉子的不同轉速、設定的進口總溫度以及設定的進口總壓力作為參數，通過航空發動機氣動熱力學計算模型獲得航空發動機主燃油流量和壓氣機出口總壓；

步驟四、根據所述的航空發動機主燃油流量Wf、壓氣機出口總壓強P3以及設定的高壓 轉子轉速n2擬合獲得航空發動機加減速供油曲線，即：航空發動機主燃油流量Wf/壓氣機出口總壓強P3-高壓轉子轉速n2曲線；

步驟五、發動機電子控制器根據所述的航空發動機加減速供油曲線控制發動機供油，由數據監視系統記錄發動機的主燃油流量、壓氣機出口流量、高壓轉子轉速、壓氣機出口總壓和低壓渦輪出口溫度、各個加速段的加速時間、各個減速段的減速時間；

步驟六、判斷發動機的加速時間和減速時間是否不超過加減速時間限值，且判斷低壓渦輪出口溫度是否不超過溫度限值。

特別，步驟一中進一步設定物理限制，該物理限制包括轉子轉速限制和貧油熄火限制。