一种舰载机发动机起飞遭遇温度畸变时加力外区供油方法与流程

1.本技术属于航空发动机设计领域，特别涉及一种舰载机发动机起飞遭遇温度畸变时加力外区供油方法。


背景技术：

2.舰载机在航母上起飞时，由于偏流板的存在，可能会使发动机排出的高温燃气(尾喷流)被飞机进气道吸入，在发动机进口产生温度畸变，严重时会诱发发动机失稳。针对这一问题，前期只是通过关小压气机可调叶片角度的方法，提升发动机抗温度畸变能力。通过研究发现，在保证发动机主机推力不变条件下，减少加力燃烧室外区燃油流量，可有效减弱因发动机进口温度畸变导致喷管亚临界而引起的不稳定燃烧脉动，并通过发动机外涵前传降低脉动影响，提升整机稳定性。综上所述，减少加力燃烧室外区燃油流量也可有效降低发动机尾喷流温度，减小发动机进口温度畸变强度，从而有利于提升发动机稳定性。
3.现行方案主要是通过下调流量系数来降低外区燃油流量。该调整方式只能实现外区燃油整体下调，与非畸变状态存在较大阶跃；且发动机吸入高温尾喷流较少(进口温升较小)或脱离温度畸变状态时，发动机推力损失均较大。
4.因此如何控制发动机在遭遇温度畸变时能够采用降低外区燃油流量的方式进行控制；吸入高温尾喷流较少或脱离温度畸变时，减少发动机的推力损失是一个需要解决的问题。


技术实现要素：

5.本技术的目的是提供了一种舰载机发动机起飞遭遇温度畸变时加力外区供油方法，以解决现有技术中采用用降低外区燃油流量的方法减小温度畸变强度会导致吸入高温尾喷流较少或脱离温度畸变时发动机推力损失较大的问题。
6.本技术的技术方案是：一种舰载机发动机起飞遭遇温度畸变时加力外区供油方法，包括：
7.判断发动机是否进入到加力状态或者“发动机遭遇温度畸变”标识为1，若是，则启动加力外区供油规律；若否，则不启动；
8.获取高压压气机后总压p
31
参数并计算不同高压压气机后总压下的外区燃油流量修正系数f
o1
(p
31
)，根据进口温度t1和不同状态下的油门杆角度修正系数f
o3
(pla)计算不同温度下的外区燃油流量f
o2
(t1)，根据不同高压压气机后总压下的外区燃油流量修正系数f
o1
(p
31
)、不同温度下的外区燃油流量f
o2
(t1)和油门杆角度修正系数f
o3
(pla)计算得到新规律下加力外区流量w
fao2
；原规律下加力外区燃油流量为w
fao1
；
9.判断是否退出温度畸变，若退出，则开始计时，若退出瞬间|w
fao1-w
fao2
|≤ckg/h，则加力外区供油规律按照w
fao1
控制；若退出瞬间|w
fao1-w
fao2
|＞ckg/h，则在t秒内从w
fao2
过渡到w
fao1
，过渡算法为:
10.w
faox
(n)＝w
faox
(n-1)+[w
fao1
(n)-w
faox
(n-1)]
×
δt/t
[0011]
式中，n——当前周期数，刚满足退出条件时n＝1；w
faox
——从w
fao2
过渡到w
fao1
过程中的w
fao
，在过渡期间控制发动机，当n＝1时w
faox
＝w
fao2
；δt——过渡时间，当刚满足退出条件时为0时刻；t和c均为常数；
[0012]
当时间大于t秒，则直接采用w
fao1
控制。
[0013]
优选地，所述新规律下加力外区供油规律的具体控制公式为：
[0014]fo1
(p
31
)＝a*p
31
[0015]fo2
(t1)＝b*t1^4-c*t1^3+d*t1^2-e*t1+f
[0016]wfao2
＝[f
o1
(p
31
)*f
o2
(t1)*g+h]*f
o3
(pla)(kg/h)
[0017]
式中，a、b、c、d、e、f、g、h均为常数。
[0018]
优选地，所述油门杆角度修正系数的计算方法为：
[0019]
当pla≤a
°
时，f
o3
(pla)＝0；
[0020]
当a
°
＜pla≤b
°
时，f
o3
(pla)＝(pla－a)/(b-a)；
[0021]
当pla＞b
°
时，f
o3
(pla)＝1；
[0022]
式中，a、b均为常数。
[0023]
本技术的一种舰载机发动机起飞遭遇温度畸变时加力外区供油方法，在判断出发动机遭遇温度畸变后，启动加力外区供油规律，通过分别计算与高压压气机后总压相关的外区燃油流量修正系数、与进口温度和油门杆角度修正系数相关的不同温度下的外区燃油流量、与根据不同高压压气机后总压下的外区燃油流量修正系数，得到新的加力外区供油规律去控制控制畸变下的加力外区燃油流量，在退出温度畸变时，若新规律与原规律下的外区燃油流量差别较大，则通过过渡算法对外区燃油流量从大至小依次过渡，发动机吸入高温尾喷流较少或脱离温度畸变状态时，实现从本发明设计的加力外区燃油流量到原设计加力外区燃油流量的平滑过渡，快速恢复到正常工作状态，保证飞机起飞推力需求。
附图说明
[0024]
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。
[0025]
图1为本技术整体流程示意图；
[0026]
图2为本技术起飞时刻存在温度畸变和不存在温度畸变时加力外区供油量随大气温度变化示意图。
具体实施方式
[0027]
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。
[0028]
一种舰载机发动机起飞遭遇温度畸变时加力外区供油方法，如图1所示，包括如下步骤：
[0029]
步骤s100，发动机温度畸变状态判断
[0030]
判断发动机是否进入到加力状态或者“发动机遭遇温度畸变”标识为1，具体为加力状态下起飞时刻是否存在温度畸变，若是，则启动加力外区供油规律；若否，则不启动；
[0031]“起飞时刻存在温度畸变”标识初值默认为“0”，当进口温升、油门杆角度、飞机轮
载信号同时满足相关条件时，“起飞时刻存在温度畸变”标识成立为“1”，当进口温升、油门杆角度、飞机轮载信号中任一条件不满足相关条件时，标识不成立为“0”。
[0032]“起飞时刻存在温度畸变”标识值可以直接通过现有的温度畸变信号获取，具体不再赘述。
[0033]
通过仿真计算，起飞时刻存在温度畸变和不存在温度畸变状态加力外区供油流量见图2，其中上部曲线为“起飞时刻存在温度畸变”标识为“0”时的加力外区供油流量随温度变化；下部曲线为“起飞时刻存在温度畸变”标识为“1”时的加力外区供油流量随温度变化，可以看出，大气温度在15℃(288k)以下，两种状态加力外区供油流量基本一致，随着温度升高，起飞时刻存在温度畸变相对不存在温度畸变状态加力外区供油流量逐渐降低，且降低幅度随大气温度升高逐渐增大。
[0034]
步骤s200，加力外区供油规律控制
[0035]
获取高压压气机后总压p
31
参数并计算不同高压压气机后总压下的外区燃油流量修正系数f
o1
(p
31
)，根据进口温度t1和不同状态下的油门杆角度修正系数f
o3
(pla)计算不同温度下的外区燃油流量f
o2
(t1)，根据不同高压压气机后总压下的外区燃油流量修正系数f
o1
(p
31
)、不同温度下的外区燃油流量f
o2
(t1)和油门杆角度修正系数f
o3
(pla)计算得到新规律下加力外区流量w
fao2
；原规律下加力外区燃油流量为w
fao1
；
[0036]
上述的不同状态、不同温度为发动机工作时的不同节点，如某一典型状态点，在计算时，典型状态点下的进口温度、压力等参数作为一组参数，进行一次计算。
[0037]
优选地，新规律下加力外区供油规律的具体控制公式为：
[0038]fo1
(p
31
)＝a*p
31
[0039]fo2
(t1)＝b*t1^4-c*t1^3+d*t1^2-e*t1+f
[0040]wfao2
＝[f
o1
(p
31
)*f
o2
(t1)*g+h]*f
o3
(pla)(kg/h)
[0041]
式中，a、b、c、d、e、f、g、h均为常数，这些常数的数值可以根据不同的发动机类型而改变。
[0042]
可以看出，新规律下加力外区流量主要随温度的变化而产生变化，在发动机的进口温度超出航空发动机的正常温度范围较少时，其下调的流量系数较少，当发动机的进口温度超出航空发动机的正常温度范围较大时，其下调的流量系数较大，从而防止在温度畸变较小时与非畸变状态存在较大阶跃，在临近退出温度畸变时流量系数差值较小。
[0043]
优选地，油门杆角度修正系数的计算方法为：
[0044]
当pla≤a
°
时，f
o3
(pla)＝0；
[0045]
当a
°
＜pla≤b
°
时，f
o3
(pla)＝(pla－a)/(b-a)；
[0046]
当pla＞b
°
时，f
o3
(pla)＝1；
[0047]
式中，a、b均为常数，根据不同的发动机型号进行调整。
[0048]
步骤s300，退出温度畸变
[0049]
判断是否退出温度畸变，若退出，则开始计时，若退出瞬间|w
fao1-w
fao2
|≤ckg/h，则加力外区供油规律按照w
fao1
控制；若退出瞬间|w
fao1-w
fao2
|＞ckg/h，则在t秒内从w
fao2
过渡到w
fao1
，过渡算法为:
[0050]wfaox
(n)＝w
faox
(n-1)+[w
fao1
(n)-w
faox
(n-1)]
×
δt/t
[0051]
式中，n——当前周期数，刚满足退出条件时n＝1；w
faox
——从w
fao2
过渡到w
fao1
过程
中的w
fao
，在过渡期间控制发动机，当n＝1时w
faox
＝w
fao2
；δt——过渡时间，当刚满足退出条件时为0时刻；t和c均为常数；
[0052]
当时间大于t秒，则直接采用w
fao1
控制。
[0053]
退出温度畸变时按照原规律下加力外区燃油流量与新规律下加力外区燃油流量的差值绝对值的大小，分成三个区间、每个区间按照不同的模式进行控制，当退出瞬间原规律下加力外区燃油流量与新规律下加力外区燃油流量差别较小时，按照原规律进行控制即可；当退出孙坚两种规律下燃油流量差别较大时，则分成多个周期，每个周期减少一定幅度的外区燃油流量，直至减少到一定的数值。若该数值在正常的外区燃油流量范围内，则不需要在对外区燃油流量的数值进行控制，按照正常的供油规律进行控制即可；若仍超出，则外区燃油流量已经降至一定的数值，直接按照原规律进行控制即可。
[0054]
n、t的数值根据具体的发动机类型进行调整。
[0055]
本技术在判断出发动机遭遇温度畸变后，启动加力外区供油规律，通过分别计算与高压压气机后总压相关的外区燃油流量修正系数、与进口温度和油门杆角度修正系数相关的不同温度下的外区燃油流量、与根据不同高压压气机后总压下的外区燃油流量修正系数，得到新的加力外区供油规律去控制控制畸变下的加力外区燃油流量，在退出温度畸变时，若新规律与原规律下的外区燃油流量差别较大，则通过过渡算法对外区燃油流量从大至小依次过渡，发动机吸入高温尾喷流较少或脱离温度畸变状态时，实现从本发明设计的加力外区燃油流量到原设计加力外区燃油流量的平滑过渡，快速恢复到正常工作状态，保证飞机起飞推力需求。
[0056]
从而能够根据进口温升实际情况，不同程度的减少加力外区燃油流量，在较大程度保留发动机推力性能的基础上，保证发动机稳定性。
[0057]
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：
1.一种舰载机发动机起飞遭遇温度畸变时加力外区供油方法，其特征在于，包括：判断发动机是否进入到加力状态或者“发动机遭遇温度畸变”标识为1，若是，则启动加力外区供油规律；若否，则不启动；获取高压压气机后总压p
31
参数并计算不同高压压气机后总压下的外区燃油流量修正系数f
o1
(p
31
)，根据进口温度t1和不同状态下的油门杆角度修正系数f
o3
(pla)计算不同温度下的外区燃油流量f
o2
(t1)，根据不同高压压气机后总压下的外区燃油流量修正系数f
o1
(p
31
)、不同温度下的外区燃油流量f
o2
(t1)和油门杆角度修正系数f
o3
(pla)计算得到新规律下加力外区流量w
fao2
；原规律下加力外区燃油流量为w
fao1
；判断是否退出温度畸变，若退出，则开始计时，若退出瞬间|w
fao1-w
fao2
|≤ckg/h，则加力外区供油规律按照w
fao1
控制；若退出瞬间|w
fao1-w
fao2
|＞ckg/h，则在t秒内从w
fao2
过渡到w
fao1
，过渡算法为:w
faox
(n)＝w
faox
(n-1)+[w
fao1
(n)-w
faox
(n-1)]
×
δt/t式中，n——当前周期数，刚满足退出条件时n＝1；w
faox
——从w
fao2
过渡到w
fao1
过程中的w
fao
，在过渡期间控制发动机，当n＝1时w
faox
＝w
fao2
；δt——过渡时间，当刚满足退出条件时为0时刻；t和c均为常数；当时间大于t秒，则直接采用w
fao1
控制。2.如权利要求1所述的舰载机发动机起飞遭遇温度畸变时加力外区供油方法，其特征在于，所述新规律下加力外区供油规律的具体控制公式为：f
o1
(p
31
)＝a*p
31
f
o2
(t1)＝b*t1^4-c*t1^3+d*t1^2-e*t1+fw
fao2
＝[f
o1
(p
31
)*f
o2
(t1)*g+h]*f
o3
(pla)(kg/h)式中，a、b、c、d、e、f、g、h均为常数。3.如权利要求2所述的舰载机发动机起飞遭遇温度畸变时加力外区供油方法，其特征在于，所述油门杆角度修正系数的计算方法为：当pla≤a
°
时，f
o3
(pla)＝0；当a
°
＜pla≤b
°
时，f
o3
(pla)＝(pla－a)/(b-a)；当pla＞b
°
时，f
o3
(pla)＝1；式中，a、b均为常数。

技术总结
本申请属于航空发动机设计领域，为一种舰载机发动机起飞遭遇温度畸变时加力外区供油方法，在判断出发动机遭遇温度畸变后，启动加力外区供油规律，通过分别计算与高压压气机后总压相关的外区燃油流量修正系数、与进口温度和油门杆角度修正系数相关的不同温度下的外区燃油流量、与根据不同高压压气机后总压下的外区燃油流量修正系数，得到新的加力外区供油规律去控制控制畸变下的加力外区燃油流量，在退出温度畸变时，若新规律与原规律下的外区燃油流量差别较大，则通过过渡算法对外区燃油流量从大至小依次过渡，实现从本发明设计的加力外区燃油流量到原设计加力外区燃油流量的平滑过渡，快速恢复到正常工作状态，保证飞机起飞推力需求。飞推力需求。飞推力需求。


技术研发人员：邢洋 高源 杨怀丰 王建培 郭海红 卢景旭 柴政 孙佳琪
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：2023/6/14