一种航空发动机推力高动态响应控制方法与流程

本发明涉及航空发动机控制方法，属于航空发动机控制技术领域。

背景技术

航空发动机为飞行器提供推力，使飞行器具备巡航和机动能力。但由于推力无法直接测量，现有发动机控制系统只能通过控制转速等可测量参数间接控制推力。随着飞行器性能的提升，间接控制方法已不能满足飞行器对于推力的精细化需求，对于推力的直接控制问题亟待解决。

从推进系统发挥的作用来看，可以将推力直接控制的研究略有重叠地分为两个阶段：第一个阶段大约为1978-1995年，研究重点是通过提高发动机总体性能(推力、耗油率)来优化飞行器的性能指标(加速性能、航程等)，具有代表性的工作是上世纪九十年代兴起的发动机性能寻优控制；第二个阶段为1990年至今，研究重点是使用发动机参与飞行器姿态控制，相较第一个阶段，此阶段关注的是发动机和飞行器的动力学行为。典型应用场景包括战斗机非定常机动、短垂起降飞行器起飞和降落、舰载机着舰、高隐身飞行器航向控制等。在这些应用场景中，对于推力不仅要控制得“稳”和“准”，还要有足够“快”的响应速度。

目前，国内外主要有三种提高发动机响应速度的技术方案：1)提高控制系统的带宽：通过提高转速控制回路的带宽来加快响应速度；2)高速慢车：通过压气机放气提高慢车转速，从而缩短慢车到最大状态的加速时间；3)放宽对于发动机的限制要求：在紧急情况下，放宽对于压气机喘振裕度和涡轮前温度的限制，允许燃油流量以更快的速率变化。但这些方法存在如下局限性：1)主要面向民用航空发动机，没有针对军用航空发动机的结构和控制特点进行优化；2)出发点仍是提高转子的响应速度而非直接控制推力；3)高速慢车和放宽限制的方法仅适用于特定功率状态(如慢车)或特定飞行场景(如起飞)，不能作为一种常备的控制方法；

与现有控制方法相比，本发明针对军用航空发动机普遍带有可调尾喷口喉部面积装置的特点提出新型控制方法，通过避免转速波动的方法有效提高推力的响应速度，在隐身飞行器航向控制、舰载机着舰等飞行器姿态控制场景具备良好的应用价值。

技术实现要素：

本发明的目的在于提供一种航空发动机推力高动态响应控制方法。应用该方法需完成控制计划设计和控制算法设计。其中控制计划是指规定发动机应当处于的状态，由推力指令设定模块1、转速指令设定模块2和控制输入参考值设定模块3实现，控制算法则使发动机工作在上述规定状态，由控制器4实现。

控制计划设计：本发明提出一种新型控制计划，具体功能为：1)将油门杆角度直接映射为推力指令：根据飞行条件预先确定飞行器需用推力的范围，将油门杆角度变化范围线性地映射在需用推力最小值和最大值之间；2)根据推力指令确定转速指令，具体逻辑为：当推力指令变化时，通过查表判断当前转速是否满足推力需求，若满足则冻结转速指令，使发动机沿等转速线改变推力，待推力达到稳态后再重新生成转速指令，引导发动机沿等推力线调整转速至合适值。当转速无法满足推力需求时则重新生成转速指令，此时将同时改变发动机的推力和转速。3)发动机的控制输入(包括但不限于燃油流量、尾喷口喉部面积、导叶角度、引射活门开度等)参考值根据推力指令和转速指令查表生成。

控制算法设计：本发明使用定常跟踪反馈控制器直接控制转速和推力，控制器4根据推力指令、转速指令及控制输入参考值，计算控制信号，完成控制目标。

附图说明

图1：本发明提出的推力高动态响应过程示意图。

图2：本发明提出的推力高动态响应控制系统原理框图。

图3：转速设定模块工作逻辑框图。

图4：可用推力范围与推力半径示意图。

图5：转速指令与推力指令对应关系示意图。

图6：本发明与传统方案的推力响应速度对比示意图。

具体实施方式

下面结合附图和实例对本发明作进一步说明，此处所使用的附图只用来提供对本发明的进一步理解，为本申请的一部分，不构成对本发明方案的限定。

以某发动机为例，作其等转速线和等推力线，如图1所示，图中控制输入为燃油流量WF、尾喷口喉部面积A8，转速为低压转子转速线，此处仅为说明控制方法原理，并非对控制输入的类型和转子数量作特别的限制。以起始推力50％为例，相较传统尾喷口喉部面积保持不变的加速过程(见图中A1->B1路径)，本发明提出的方法使发动机在同等初始推力状态下，沿图中A2->B2->C2路径变化，其中A2->B2为定转速增推力过程，B2->C2为定推力增转速过程。下面对实现该控制计划的各子模块功能进行说明。

基于该控制方法的控制系统如图2所示，含有：推力指令设定模块1、转速指令设定模块2、控制输入参考值设定模块3和控制器4。各模块工作逻辑或设计方法如下：

1)转速指令设定模块1，其设计方法为：根据飞行条件预先确定飞行器需用推力的范围，将油门杆角度变化范围线性地映射在需用推力最小值和最大值之间；

2)转速指令设定模块2，其工作逻辑如图3所示，各步骤的判定逻辑或各流程的实现方法为：

判断转速是否满足推力需求：在作动范围内变化发动机各执行机构(包括但不限于燃油流量、尾喷口喉部面积、导叶角度、引射活门开度等)，记录发动机参数不超限条件下，各转速对应的推力变化范围，并称其为可用推力范围，如图4所示。若推力指令处于当前转速对应的可用推力范围内，则转速满足推力需求，否则不满足；

判断推力是否达到稳态：当推力指令与实际推力之间的相对误差e小于ε的持续时间大于Tε时认为推力达到稳态，此处ε、Tε为预设的常数。

生成转速指令的方法：根据图4可获得某一转速下的最小可用推力Fmin和最大可用推力Fmax。给定推力指令Fcmd，定义某一转速下的推力半径R为：

R＝min(Fcmd–Fmin,Fmax–Fcmd)

该定义当且仅当Fmin<Fcmd<Fmax时存在。记使推力半径最大的转速为推力指令Fcmd与的对应关系示例见图5。图5还给出了传统控制计划下的推力与转速的对应关系，该对应关系通过保持尾喷口喉部面积最小或使燃油消耗率最低获得，记该控制计划下的转速为一般性地，传统控制计划具有更小的燃油消耗率，因此，定义在0到1之间的权重系数α，按如下公式生成转速指令：

依此方法生成的转速指令，可以使控制效果在推力响应速度和经济性指标间取得平衡。类似地，还可以使控制效果在推力响应速度和涡轮入口温度(涡轮寿命)等其他指标间取得平衡。

3)控制输入参考值设定模块3，其生成控制输入参考值的方法如下：将图1中控制输入与推力和转速的对应关系制表，该模块根据推力指令和转速指令查表获得控制输入参考值；

4)控制器4，其设计方法如下：对于给定的稳态工作状态(Fcmd,Ncmd,Wf,ref,A8,ref,...)，发动机线性化模型为：

δy＝C·δx+D·δu

其中δ表示变量与其稳态值之间的差值，状态量x为转子转速N，当有多个转子时x＝[N1,N2,...]^T，控制量u＝[Wf,A8,...]^T，输出量y＝[F,N]^T，当有多个转子时y＝[F,N1,N2,...]^T。

定义误差并与发动机线性化方程联立，可得如下增广线性化方程：

忽略执行机构动态，针对该增广系统使用极点配置方法设计状态反馈控制器并分块展开K和可得控制器的数学表达式为：

u＝Kx(x-xref)+Ke∫(y-ycmd)dt+uref

设计过程中通过使极点远离虚轴的方法加快被控对象响应速度，并最终根据执行机构速率限制确定极点位置。

使用该方法设计控制器，对比本发明与传统仅调节燃油的控制方案，将两种方案的极点配置在相同区域，图6给出了推力从50％增加至60％的控制效果对比，从右上角的推力变化曲线可以看到本发明具有显著的响应速度优势。