一种航空发动机遭遇温度畸变时的扩稳控制方法及系统与流程

1.本技术属于航空发动机设计领域，特别涉及一种航空发动机遭遇温度畸变时的扩稳控制方法及系统。


背景技术：

2.在飞机起飞状态，由于环境风或其它因素影响，可能会导致发动机排气出现回流，回流被发动机吸入后，发动机进口温度会迅速升高，同时在发动机进口形成严重的温度畸变，若畸变程度超出发动机承受能力，将诱发发动机喘振。
3.目前，发动机进口总温传感器仅布置一点，当发动机可以识别出进口温度上升时，发动机高压换算转速下降，控制系统调节高压压气机可调导叶角度关小，提高压气机喘振裕度。若在发动机进口遭遇温度畸变，受进口总温传感器响应速率影响，发动机未能及时识别到进口温度升高，就不会对高压压气机可调导叶角度进行调节，因此发动机可能会发生喘振，进而影响起飞安全性。


技术实现要素：

4.本技术的目的是提供了一种航空发动机遭遇温度畸变时的扩稳控制方法及系统，以解决现有技术中难以及时识别发动机进口温度升高而导致发动机起飞安全性受到影响的问题。
5.本技术的技术方案是：一种航空发动机遭遇温度畸变时的扩稳控制方法，包括：判断发动机进口截面是否存在温度畸变，若是，则执行下一步骤；对发动机进口截面的温度按照时间顺序进行采集，形成若干个温度采集点，获取总温传感器时间常数修正系数和恢复修正因子，对热电偶的动态响应误差进行修正，形成重构的高温区进口总温t1；对每个温度采集点修正后的高温区进口总温t1均与相邻的温度采集点做滤波处理；采用重构的高温区进口总温t1计算发动机中间及以上状态的控制计划值；采用重构的高温区进口总温t1计算高压压气机换算转速n
2r
，利用n
2r
得到发动机高压可调导叶角度α2控制计划值。
6.优选地，所述热电偶的动态响应误差进行修正的公式为：
[0007][0008]
式中，t(t)
x
为修正后的温度，单位为k；t(t)为热电偶测量的指示温度，单位为k；τ为电偶热惯性时间常数修正系数，单位为s；t和t-1时刻的数据分别为采集的前后相邻两点的温度数据；δt为相邻两个温度采集点的时间差；kr为恢复修正因子。
[0009]
优选地，所述温度采集点做滤波处理的公式为：
[0010][0011]
其中，n为奇数，一般选择为5或者7。
[0012]
优选地，对温度采集点进行重构时，对第一个温度采集点不进行修正，从第二个温度采集点开始修正，若n＝5时，当第五个温度采集点修正完成后，对第三个温度采集点做滤波处理。
[0013]
作为一种具体实施方式，一种航空发动机遭遇温度畸变时的扩稳控制系统，包括：
[0014]
进口总温重构模块，用于对发动机进口截面的温度按照时间顺序进行采集，形成若干个温度采集点，获取总温传感器时间常数修正系数和恢复修正因子，对热电偶的动态响应误差进行修正，形成重构的高温区进口总温t1；
[0015]
滤波处理模块，用于对每个温度采集点修正后的高温区进口总温t1均与相邻的温度采集点做滤波处理；
[0016]
发动机控制计划值计算模块，用于采用重构的高温区进口总温t1计算发动机中间及以上状态的控制计划值；
[0017]
发动机高压可调导叶角度，用于采用重构的高温区进口总温t1计算高压压气机换算转速n
2r
，利用n
2r
得到发动机可调导叶角度α2控制计划值。
[0018]
本技术的一种航空发动机遭遇温度畸变时的扩稳控制方法及系统，通过先判断发动机进口截面是否存在温度畸变，若是，则对发动机进口截面的温度按照时间顺序进行采集，而后对热电偶的动态响应误差进行修正，并对每个温度采集点修正后的高温区进口总温t1均与相邻的温度采集点做滤波处理；滤波完成后采用重构的高温区进口总温t1计算发动机中间及以上状态的控制计划值；最后采用重构的高温区进口总温t1计算高压压气机换算转速n
2r
，利用n
2r
得到发动机高压可调导叶角度α2控制计划值。该重构的高温区进口总温t1相比直接采用进口总温传感器高温区进口总温t1和t
25
，能够更及时、准确表征发动机遭遇温度畸变的时机和强度，控制的角度更能真实代表发动机的需求，不仅能够提高发动机的工作稳定性，同时还兼顾了起飞过程中发动机推力的发挥。
附图说明
[0019]
为了更清楚地说明本技术提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本技术的一些实施例。
[0020]
图1为本技术整体流程示意图；
[0021]
图2为本技术进口总温传感器热电偶修正结果示意图。
具体实施方式
[0022]
为使本技术实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本技术实施例中的附图，对本技术实施例中的技术方案进行更加详细的描述。
[0023]
一种航空发动机遭遇温度畸变时的扩稳控制方法，当发动机吸入高温燃气后，遭遇温度畸变，发动机进口截面上会出现高温区，高温区周向范围、位置与遭遇的温度畸变特性有关，发动机控制系统采用的进口总温传感器由于位置固定，可能未感受到进口温度升高，因此控制器会按照进口总温传感器采集温度t
1d
和发动机高压物理转速n2来计算高压换算转速n
2r
。利用计算得到的n
2r
插值计算得到发动机高压可调导叶角度α2，具体如下：
[0024]
a)采用测量的进口总温传感器采集温度t
1d
和发动机转速n2计算压气机转速n
2r
，具体见公式(1)：
[0025]n2r
＝n
×
sqrt(288.15/t
1d
) (1)
[0026]
b)用高压压气机换算转速n
2r
在插值得到发动机高压可调导叶角度α2。
[0027]
假设此时实际高温区进口总温t1比t
1d
高，则采用公式1计算出的n
2r
要低，如果高压可调导叶角度仍按t
1d
计算得到的α2给定就会偏开，发动机容易发生喘振。
[0028]
因此需要对发动机进口t1进行修正，具体包括如下步骤：
[0029]
步骤s100，起飞状态，若发动机进口截面存在温度畸变，则“发动机遭遇温度畸变”标识成立，进而执行下一步；
[0030]
当判断出未吸入高温燃气时，“发动机遭遇温度畸变”标识不成立，可按照正常的设计需求将压气机可调叶片打开到合适的状态，保证飞机起飞推力需求。
[0031]
步骤s200，重构高温区进口总温t1的方法
[0032]
对发动机进口截面的温度按照时间顺序进行采集，形成若干个温度采集点，相邻温度采集点的时间间隔相同，获取总温传感器时间常数修正系数和恢复修正因子，对热电偶的动态响应误差进行修正，形成重构的高温区进口总温t1；
[0033]
进口总温传感器热电偶测量快速变化的温度修正公式如下：
[0034]
t(t)
x
＝[t(t)+时间常数修正+辐射修正]*[恢复修正]
[0035]
t(t)
x
即为重构后的高温区进口总温t1由于发动机进气道壁温与热电偶热敏端温度梯度很小，辐射误差不是主要误差，因此可不考虑辐射热传导的影响，从而得到：
[0036]
t(t)
x
＝[t(t)+时间常数修正]*[恢复修正]
[0037]
这样对热电偶的动态响应误差进行修正的公式为：
[0038][0039]
式中，t(t)
x
为修正后的温度，单位为k；t(t)为热电偶测量的指示温度，单位为k；τ为电偶热惯性时间常数修正系数，单位为s；t和t-1时刻的数据分别为采集的前后相邻两点的温度数据；δt为相邻两个温度采集点的时间差；
[0040]
kr为恢复修正因子，定义为公式(3)：
[0041][0042]
式中，γ—燃气比热比，空气为1.4；
[0043]
m—马赫数；
[0044]
r—热电偶的恢复系数。
[0045]
步骤s300，对每个温度采集点修正后的高温区进口总温t1均与相邻的温度采集点做滤波处理；
[0046]
根据《航空发动机气动参数测量》(西北工业大学编)介绍，带滞止室结构热电偶在马赫数0.5状态下，热电偶的恢复系数约0.95。国内设计的带滞止室结构热电偶，滞止效果差的恢复系数也在0.9以上，若r＝0.9，则kr＝0.005。
[0047]
每个温度采集点均与相邻的温度采集点做滤波处理，以进一步修正重构后的高温区进口总温t1，也即是t(t)
x
，处理方法见公式(4)，其中n为奇数，一般选5或者7。
[0048][0049]
对温度采集点进行重构时，对第一个温度采集点不进行修正，从第二个温度采集点开始修正，若n＝5时，当第五个温度采集点修正完成后，对第三个温度采集点做滤波处理。以此类推，前两个温度采集点修正后不做平均。
[0050]
利用上述方法，对遭遇温度畸变喘振前后的发动机进口温度进行修正，如图2，其中1为高温区进口总温t1未修正时随时序变化的曲线，2为热电偶恢复系统为1时，t(t)
x
随时序变化的曲线，3为热电偶恢复系统为0时，t(t)
x
随时序变化的曲线，4为喘振信号随时序变化的曲线。
[0051]
可知发动机在喘振前后，均有明显的温度突升，因此该计算方法较为准确。
[0052]
通过对温度的实时修正，可确保发动机按照真实的进口温度控制相关规律。
[0053]
步骤s400，采用重构的高温区进口总温t1计算发动机中间及以上状态的控制计划值；
[0054]
发动机中间及以上状态的控制计划值包括高低压转速、排气温度、加力油量、喷口(π
t
或epr)等。这样发动机在中间及状态能够按照现有控制率进行准确的控制。
[0055]
步骤s500，采用重构的高温区进口总温t1计算高压压气机换算转速n
2r
，利用n
2r
得到发动机高压可调导叶角度α2控制计划值。
[0056]
在对高温区进口总温t1进行重构后，可适应性关小高压可调叶片角度，从而提高发动机的稳定性。
[0057]
也即是，当判断存在温度畸变时，高压压气机可调导叶角度控制规律直接转换至重构高温区进口总温t1计算得到α2控制计划值，当判断不存在温度畸变时，转换回原高温区进口总温t1计算得到α2控制计划值。上述转换过程限制|α2计划变化速率|≤3
°
/s(可调范围，0.1
°
/s～5
°
/s)。
[0058]
本技术通过先判断发动机进口截面是否存在温度畸变，若是，则对对发动机进口截面的温度按照时间顺序进行采集，而后对对热电偶的动态响应误差进行修正，并对每个温度采集点修正后的高温区进口总温t1均与相邻的温度采集点做滤波处理；滤波完成后采用重构的高温区进口总温t1计算发动机中间及以上状态的控制计划值；最后采用重构的高温区进口总温t1计算高压压气机换算转速n
2r
，利用n
2r
得到发动机高压可调导叶角度α2控制计划值。该重构的高温区进口总温t1相比直接采用进口总温传感器高温区进口总温t1和t
25
，能够更及时、准确表征发动机遭遇温度畸变的时机和强度，控制的角度更能真实代表发动机的需求，不仅能够提高发动机的工作稳定性，同时还兼顾了起飞过程中发动机推力的发挥。
[0059]
作为一种具体实施方式，一种航空发动机遭遇温度畸变时的扩稳控制系统，包括：
[0060]
温度畸变判断模块，用于判断发动机进口截面是否存在温度畸变；
[0061]
进口总温重构模块，用于对发动机进口截面的温度按照时间顺序进行采集，形成若干个温度采集点，获取总温传感器时间常数修正系数和恢复修正因子，对热电偶的动态响应误差进行修正，形成重构的高温区进口总温t1；
[0062]
滤波处理模块，用于对每个温度采集点修正后的高温区进口总温t1均与相邻的温
度采集点做滤波处理；
[0063]
发动机控制计划值计算模块，用于采用重构的高温区进口总温t1计算发动机中间及以上状态的控制计划值；
[0064]
导叶角度计算模块，用于采用重构的高温区进口总温t1计算高压压气机换算转速n
2r
，利用n
2r
得到发动机高压可调导叶角度α2控制计划值。
[0065]
通过温度畸变判断模块、进口总温重构模块、滤波处理模块、发动机控制计划值计算模块和导叶角度计算模块的相互配合，能够及时判断出温度畸变，并对高温区进口总温t1进行有效重构，并对发动机和压气机的各状态进行稳定控制。
[0066]
以上所述，仅为本技术的具体实施方式，但本技术的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本技术揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本技术的保护范围之内。因此，本技术的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

技术特征：
1.一种航空发动机遭遇温度畸变时的扩稳控制方法，其特征在于，包括：起飞状态，若发动机进口截面存在温度畸变，则“发动机遭遇温度畸变”标识成立，进而执行下一步骤；对发动机进口截面的温度按照时间顺序进行采集，形成若干个温度采集点，获取总温传感器时间常数修正系数和恢复修正因子，对热电偶的动态响应误差进行修正，形成重构的高温区进口总温t1；对每个温度采集点修正后的高温区进口总温t1均与相邻的温度采集点做滤波处理；采用重构的高温区进口总温t1插值计算发动机中间及以上状态的控制计划值；采用重构的高温区进口总温t1计算高压压气机换算转速n
2r
，利用n
2r
得到发动机高压可调导叶角度α2控制计划值。2.如权利要求1所述的航空发动机遭遇温度畸变时的扩稳控制方法，其特征在于，所述热电偶的动态响应误差进行修正的公式为：式中，t(t)
x
为修正后的温度，单位为k；t(t)为热电偶测量的指示温度，单位为k；τ为电偶热惯性时间常数修正系数，单位为s；t和t-1时刻的数据分别为采集的前后相邻两点的温度数据；δt为相邻两个温度采集点的时间差；kr为恢复修正因子。3.如权利要求2所述的航空发动机遭遇温度畸变时的扩稳控制方法，其特征在于，所述恢复修正因子的计算公式为：式中，γ—燃气比热比，空气为1.4；m—马赫数；r—热电偶的恢复系数。4.如权利要求1所述的航空发动机遭遇温度畸变时的扩稳控制方法，其特征在于，所述温度采集点做滤波处理的公式为：其中，n为奇数，并选择为5或者7。5.如权利要求4所述的航空发动机遭遇温度畸变时的扩稳控制方法，其特征在于：对温度采集点进行重构时，对第一个温度采集点不进行修正，从第二个温度采集点开始修正，若n＝5时，当第五个温度采集点修正完成后，对第三个温度采集点做滤波处理。6.一种航空发动机遭遇温度畸变时的扩稳控制系统，其特征在于，包括：进口总温重构模块，用于对发动机进口截面的温度按照时间顺序进行采集，形成若干个温度采集点，获取总温传感器时间常数修正系数和恢复修正因子，对热电偶的动态响应误差进行修正，形成重构的高温区进口总温t1；滤波处理模块，用于对每个温度采集点修正后的高温区进口总温t1均与相邻的温度采
集点做滤波处理；发动机控制计划值计算模块，利用重构的高温区进口总温t1计算发动机中间及以上状态的控制计划值；发动机高压可调导叶角度计算模块，利用重构的高温区进口总温t1计算高压压气机换算转速n
2r
，利用n
2r
插值计算得到发动机高压可调导叶角度α2控制计划值。

技术总结
本申请属于航空发动机设计领域，为一种航空发动机遭遇温度畸变时的扩稳控制方法及系统，通过先判断发动机进口截面是否存在温度畸变，若是，则对对发动机进口截面的温度按照时间顺序进行采集，而后对对热电偶的动态响应误差进行修正，并对每个温度采集点修正后的高温区进口总温T1均与相邻的温度采集点做滤波处理；滤波完成后采用重构的高温区进口总温T1计算发动机中间及以上状态的控制计划值；最后采用重构的高温区进口总温T1计算高压压气机换算转速n


技术研发人员：邢洋 王军 柴政 李兆红 郭海红 杨怀丰
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：2023.03.09
技术公布日：2023/6/27