一种航空发动机消喘控制方法技术

本申请涉及航空发动机领域，具体包括一种航空发动机消喘控制方法，包括，切断主燃烧室供油，退出消喘；设计点火供油控制，使发动机点火成功；退出点火供油，切换至油气比开环供油，恢复到油门对应状态。具有能够对慢车及慢车以下状态进行有效消喘的技术效果。下状态进行有效消喘的技术效果。下状态进行有效消喘的技术效果。

【技术实现步骤摘要】
一种航空发动机消喘控制方法


[0001]本申请属于航空发动机领域，特别涉及一种航空发动机消喘控制方法。

技术介绍

[0002]消喘操作是发动机发生喘振后执行的一种操作，主要功能为消除发动机由于喘振造成的不稳定状态，随后按照规定的遭遇加速程序恢复到发动机油门杆给定位置的工作状态。该操作过程，发动机利用控制系统将主燃烧供油降低到可维持发动机稳定工作的最小燃油流量，即慢车状态燃油流量。通过减少供油，降低发动机工作状态，同时配合喷口及压气机导叶动作，扩大发动机稳定裕度，消除不稳定状态。
[0003]目前的消喘逻辑供油控制为：
[0004]根据喘振信号持续时间，执行周期切油，最小切油时间Tmin，最大切油时间Tmax；Tmin、Tmax根据发动机供油需求进行设置。
[0005]切油量为从接受到喘振信号当前时刻供油量切到最小燃油流量。
[0006]消喘过程，发动机不熄火，不停车。
[0007]但如果慢车状态或者空中惯性起动操作发生失速或喘振，则无法继续降低燃油，无法退出喘振，导致发动机超温，飞行员进行空中停车处置。
[0008]为解决空中慢车及慢车以下状态消喘不成功的问题，需要提出一种新的消喘供油控制方法。

技术实现思路

[0009]本申请的目的是提供了一种航空发动机消喘控制方法，以解决现有技术中飞机在慢车状态或者空中惯性起动操作发生失速或喘振时，无法退出喘振的问题。
[0010]本申请的技术方案是：一种航空发动机消喘控制方法，包括，
[0011]切断主燃烧室供油，退出消喘；
[0012]设计点火供油控制，使发动机点火成功；
[0013]退出点火供油，切换至油气比开环供油，恢复到油门对应状态。
[0014]优选地，根据以下方式进行点火供油控制：
[0015]W
xcdh
＝P
31
*101.325/P
H
*α*(1+A)
[0016]W
xcdh
≤P
31
*101.325/P
H
*αmax
[0017]其中W
xcdh
为点火油量，P
31
为点火状态燃烧室进口总压，P
H
为当前状态发动机进口静压，α为燃烧室点火所需油气比，根据部件试验获取，并获取可靠点火的贫油点火边界αmin、富油点火边界αmax，A为修正系数。
[0018]优选地，A的设定方法为：如果给定点火成功判断周期内，点火成功，则退出点火供油控制；如果不成功，A取0.1继续执行点火供油控制，给定判断周期内，如判断点火不成功则继续修正取0.2；并依次判断执行，直至点火成功。
[0019]优选地，当当W
xcdh
大于P
31
*101.325/P
H
*αmax时，按照P
31
*101.325/P
H
*αmax控制。
[0020]优选地，地面消喘点火判断方法为，
[0021]当P
H
＞P
xcdh
，T6SL＞M℃，且持续N个周期，判断点火成功；
[0022]当P
H
≤P
xcdh
，T6SL＞O℃，且持续P个周期，判断点火成功；
[0023]其中P
H
为发动机舱压，T6SL＝(T6
–
T6
_4
)/0.1，T6
_4
为T6前0.1s值，T6为发动机排气温度，M的可调范围为5
‑
50，N的可调范围为0
‑
20，O的可调范围为1
‑
50，P的可调范围为0
‑
30，P
xcdh
的可调范围为40
‑
110kpa。
[0024]优选地，空中消喘点火判断方法为，
[0025]T6SL＞H℃，且持续I个周期，判断有效；
[0026]转速上升率≥J％/s，且持续K个周期，判断有效；
[0027]两项中任意一项有效，即可判定点火成功；
[0028]其中，T6SL＝(T6
–
T6
_4
)/0.1，T6
_4
为T6前0.1s值，T6为发动机排气温度，H的可调范围为5
‑
80，I的可调范围为0
‑
20，J的可调范围为0
‑
2，K的可调范围为0
‑
20。
[0029]优选地，按照以下方式进行油气比开环供油，
[0030]Wfacc(t)＝Wfacc(t
‑
1)+(Wfacc,max
‑
Wfacc(t
‑
1))*Δt/T
[0031]其中T的可调范围为3
‑
5s，Wfacc,max为常规油气加速比，Wfacc为供油量。
[0032]优选地，采用控制系统切断燃烧室供油，切油周期为nΔt，Δt为控制系统计算1周期的时间，执行nΔt后退出切油控制。
[0033]一种航空发动机消喘控制系统，包括，
[0034]供油切断单元，向控制系统发出控制指令，控制控制系统切断主燃烧室供油；
[0035]点火供油单元，获取点火油量、点火状态燃烧室进口总压、当前状态发动机进口静压、燃烧室点火所需油气比、贫油点火边界值、富油点火边界值，对发动机进行点火；
[0036]点火判断单元，判断飞机飞行状态，获取发动机舱压、发动机排气温度、点火压力值，判断发动机是否点火成功；
[0037]供油控制单元，获取供油量、常规油气加速比，对发动机进行点火后的供油控制。
[0038]一种航空发动机，包括如权利要求9所述的消喘控制系统。
[0039]本申请的一种航空发动机消喘控制方法，通过采用先切断发动机的主燃烧室供油，而后再进行点火控制，最后对重新起动的发动机重新供油，恢复至油门对应状态，实现慢车及以下状态的消喘操作。
附图说明
[0040]为了更清楚地说明本申请提供的技术方案，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申请的一些实施例。
[0041]图1为本申请实施例一常规加速油气比、点火油气比、点火供油控制曲线示意图；
[0042]图2为本申请实施例一整体流程示意图；
[0043]图3为本申请实施例一发动机点火的流程示意图；
[0044]图4为本申请实施例一退出消喘的流程示意图；
[0045]图5为本申请实施例二的整体流程结构示意图。
[0046]1、供油切断单元；2、点火供油单元；3、点火判断单元；4、供油控制单元。
具体实施方式
[0047]为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种航空发动机消喘控制方法，其特征在于：包括，切断主燃烧室供油，退出消喘；设计点火供油控制，使发动机点火成功；退出点火供油，切换至油气比开环供油，恢复到油门对应状态。2.如权利要求1所述的航空发动机消喘控制方法，其特征在于：根据以下方式进行点火供油控制：W
xcdh
＝P
31
*101.325/P
H
*α*(1+A)W
xcdh
≤P
31
*101.325/P
H
*αmax其中W
xcdh
为点火油量，P
31
为点火状态燃烧室进口总压，P
H
为当前状态发动机进口静压，α为燃烧室点火所需油气比，根据部件试验获取，并获取可靠点火的贫油点火边界αmin、富油点火边界αmax，A为修正系数。3.如权利要求2所述的航空发动机消喘控制方法，其特征在于：A的设定方法为：如果给定点火成功判断周期内，点火成功，则退出点火供油控制；如果不成功，A取0.1继续执行点火供油控制，给定判断周期内，如判断点火不成功则继续修正取0.2；并依次判断执行，直至点火成功。4.如权利要求2所述的航空发动机消喘控制方法，其特征在于：当当W
xcdh
大于P
31
*101.325/P
H
*αmax时，按照P
31
*101.325/P
H
*αmax控制。5.如权利要求2所述的航空发动机消喘控制方法，其特征在于：地面消喘点火判断方法为，当P
H
＞P
xcdh
，T6SL＞M℃，且持续N个周期，判断点火成功；当P
H
≤P
xcdh
，T6SL＞O℃，且持续P个周期，判断点火成功；其中P
H
为发动机舱压，T6SL＝(T6
–
T6
_4
)/0.1，T6
_4
为T6前0.1s值，T6为发动机排气温度，M的可调范围为5
‑<...

【专利技术属性】
技术研发人员：郭海红，韩文俊，胡晓东，邢洋，唐兰，王军，张丹玲，
申请(专利权)人：中国航发沈阳发动机研究所，
类型：发明
国别省市：