一種航空發動機加力燃燒室供油量的計算方法
【技術領域】
[0001]本發明屬于發動機設計領域，具體涉及一種航空發動機加力燃燒室供油量的計算方法。
【背景技術】
[0002]航空發動機加力燃燒室的供油量如何精確的進行控制關系到整個航行時的安全、穩定等性能。現有技術中，比如采用發動機電控單元ECU對空燃比進行控制，其主要是通過對燃油噴射量的控制來完成的。發動機工作時，ECU從傳感器獲得空氣流量的信息，通過若干計算后，決定噴油量，從而使混合氣的空燃比達到預先設定的值。因此，ECU內部嵌入的計算公式就顯得尤為重要。
[0003]現有技術中，航空發動機加力燃燒室供油量評^主要是根據油門桿角度aQ、壓氣機后壓力P3、發動機進口空氣總溫T1等參數進行控制的，S卩Wfa = f (ao) Xf(T1)Xf(P3)13由公式可知，Wfa與油門桿角度aQ、壓氣機后壓力P3、發動機進口空氣總溫1^等3個參數均是一維函數關系，而發動機的工作包線是由飛行高度H、馬赫數M構成的二維空間，這表明當前的加力燃燒室供油量設計方法與發動機工作包線不可能做到一一對應關系，因此也就不可能以點對點的方式進行加力燃燒室供油量調整，這就導致現有方法無法實現在發動機工作包線內每個工作點都能獲得最大推力的需求。
【發明內容】
[0004]為了解決上述問題，本發明提出了一種航空發動機加力燃燒室供油量的計算方法，把加力燃燒室供油量Wfa與發動機艙壓Ph和發動機進口空氣總溫!^構成了二維函數關系，而Wh恰好可以表征發動機的工作包線，即本方法把加力燃燒室供油量與發動機工作包線做到了——對應。
[0005]本發明航空發動機加力燃燒室供油量的計算方法，主要包括以下步驟:
[0006]S1、根據發動機工作包線和飛行高度，計算發動機艙壓Ph和發動機進口空氣總溫Ti；
[0007]S2、計算任一發動機工作點的推力需求，所述發動機工作點是指由發動機艙壓與進口空氣總溫形成的一維數組IT1, pH};
[0008]S3、根據所述推力需求，計算加力燃燒室的總油量需求；
[0009]S4、根據當前的油門桿角度aQ、壓氣機后壓力P3，查得對應加力燃燒室的供油量；
[0010]S5、將步驟S3中的所述加力燃燒室的總油量需求與步驟S4中的加力燃燒室的供油量比較，求得發動機工作點下的加力燃燒室的比值參數；
[0011]S6、根據任一發動機工作點下對應的比值參數，獲取所述比值參數與一維數組IT1，PH}之間的函數關系f (T1, Ph);
[0012]S7、將航空發動機加力燃燒室供油量一維函數Wfa = f(aQ) Xf(T1) Xf (P3)替換為二維函數Wfa = f(aQ) Xf(T^PH) Xf(P3)，其中，所述Wfa為航空發動機加力燃燒室供油量，所述f(α0)為Wfa與所述油門桿角度αο之間的函數關系，所述f (T1)為Wfa與所述發動機進口空氣總溫!^之間的函數關系，所述f(P3)為Wfa與所述壓氣機后壓力P3之間的函數關系；
[0013]S8、根據所述二維函數Wfa = f(aQ) Xf (Tl，Ph) Xf (P3)計算當前油門桿角度aQ、壓氣機后壓力P3、發動機艙壓Ph以及發動機進口空氣總溫Ti下的航空發動機加力燃燒室供油量
Wfao
[0014]優選的是，根據所述發動機艙壓Ph與飛行高度H之間的函數關系，確定步驟S7中所述的第一變異函數 Wfa = f(ao) Xf(ThH) Xf(P3)。
[0015]在上述方案中優選的是，根據所述發動機艙壓Ph與大氣靜壓Po之間的函數關系，確定步驟S7中所述的第二變異函數Wfa = f (aQ)Xf (ThPo)Xf(P3)13
[0016]在上述方案中優選的是，根據所述發動機進口空氣總溫1^與馬赫數M之間的函數關系，確定步驟S7中所述的第三變異函數Wfa = f (aQ) Xf(M，PH) Xf(P3)。
[0017]本發明用飛行高度H、馬赫數M、油門桿角度αο、壓氣機后壓力P3等4個參數做為加力燃燒室供油量的輸入參數，可以建立與發動機工作包線的一一對應關系。這是因為前2個參數確定了發動機的工作包線，后2個參數確定了發動機本體的工作狀態，因此確定了上述4個參數既可對應唯一的發動機工作點。另外，在飛行高度H不宜做為控制參數時，可以用大氣靜壓Po或發動機艙壓Ph來確定飛行高度H;同樣馬赫數M也可以用發動機進口空氣溫度Tl去代替，因此也可以用大氣靜壓Po或發動機艙壓Ρη、發動機進口空氣溫度Tl、油門桿角度α0、壓氣機后壓力P3等4個參數確定唯一的加力燃燒室供油量，無論選取上述任一種情況的4個參數，本方法都是適用的。
[0018]通過本發明可以單獨調整任意飛行高度、進氣溫度條件下的加力燃燒室供油量，而不影響工作包線內的其它點，即實現了點對點可調要求，通過上述方法逐一對工作包線內的工作點的加力供油量進行優化和調整，可以實現整個飛行包線內發動機推力最大的要求。
【附圖說明】
[0019]圖1為按照本發明航空發動機加力燃燒室供油量的計算方法的一優選實施例的流程圖。
【具體實施方式】
[0020]為使本發明實施的目的、技術方案和優點更加清楚，下面將結合本發明實施例中的附圖，對本發明實施例中的技術方案進行更加詳細的描述。在附圖中，自始至終相同或類似的標號表示相同或類似的元件或具有相同或類似功能的元件。所描述的實施例是本發明一部分實施例，而不是全部的實施例。下面通過參考附圖描述的實施例是示例性的，旨在用于解釋本發明，而不能理解為對本發明的限制。基于本發明中的實施例，本領域普通技術人員在沒有作出創造性勞動前提下所獲得的所有其他實施例，都屬于本發明保護的范圍。下面結合附圖對本發明的實施例進行詳細說明。
[0021]在本發明的描述中，需要理解的是，術語“中心”、“縱向”、“橫向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“豎直”、“水平”、“頂”、“底” “內”、“外”等指示的方位或位置關系為基于附圖所示的方位或位置關系，僅是為了便于描述本發明和簡化描述，而不是指示或暗示所指的裝置或元件必須具有特定的方位、以特定的方位構造和操作，因此不能理解為對本發明保護范圍的限制。
[0022]本發明航空發動機加力燃燒室供油量的計算方法，把加力燃燒室供油量Wfa與發動機艙壓Ph和發動機進口空氣總溫!^構成了二維函數關系，而T1Ih恰好可以表征發動機的工作包線，即本方法把加力燃燒室供油量與發動機工作包線做到了一一對應。
[0023]如圖1所示，本發明航空發動機加力燃燒室供油量的計算方法，主要包括以下步驟:
[0024]S1、根據發動機工作包線和飛行高度，計算發動機艙壓Ph和發動機進口空氣總溫Ti；
[0025]S2、計算任一發動機工作點的推力需求，所述發動機工作點是指由發動機艙壓與進口空氣總溫形成的一維數組IT1, Pd;
[0026]S3、根據所述推力需求，計算加力燃燒室的總油量需求；
[0027]S4、根據當前的油門桿角度aQ、壓氣機后壓力P3，查得對應加力燃燒室的供油量；
[0028]S5、將步驟S3中的所述加力燃燒室的總油量需求與步驟S4中的加力燃燒室的供油量比較，求得發動機工作點下的加力燃燒室的比值參數；
[0029]S6、根據任一發動機工作點下對應的比值參數，獲取所述比值參數與一維數組IT1,Pd之間的函數關系f (T1Jh);
[0030]S7、將航空發動機加力燃燒室供油量一維函數Wfa = f (aQ)Xf (T1) Xf (P3)替換為二維函數Wfa = f(aQ) Xf(T^PH) Xf(P3)，其中，所述Wfa為航空發動機加力燃燒室供油量，所述f(α0)為Wfa與所述油門桿角度αο之間的函數關系，所述f (T1)為Wfa與所述發動機進口空氣總溫!^之間的函數關系，所述f(P3)為Wfa與所述壓氣機后壓力P3之間