小型涡扇发动机参控温度参数判故方法及冗余控制方法与流程

1.本发明涉及小型涡扇发动机技术领域，尤其涉及小型涡扇发动机参控温度参数判故方法及冗余控制方法。


背景技术：

2.涡扇发动机的风扇后总温是发动机的重要控制参数，为在风扇后安置的温度传感器测量获取发动机实际工作参数，经a/d(模拟量/数字量)转换为作为控制参数使用。在比较常见的发动机的稳态控制规律作为供油调节的计算依据。一旦信号出现故障，则意味着无法准确地进行供油调节，后果严重。因此在发动机风扇后总温出现问题的情况下，需要及时、准确的进行判断，并通过参数解析将之替换。
3.参数解析方法是通过发动机的其他工作参数，如发动机转速，发动机进口空气状态等解析发动机气流通道中的压力、温度等，包括风扇后总温。
4.航空发动机一般会对发动机重要控制信号进行冗余，较多使用的是硬件冗余。但是小型涡扇发动机由于尺寸、重量、成本等因素的限制，很多时候进行硬件冗余是不适用的。


技术实现要素：

5.有鉴于此，本发明提供了一种小型涡扇发动机参控温度参数判故方法及冗余控制方法，对无人机使用的小型涡轮涡扇发动机的重要控制参数-风扇后总温制定合理的判故策略，并通过发动机建模的方法在信号不可靠的情况下，通过软件进行参数解析的途径进行冗余，以保证无人机的正常飞行，提高工作可靠性。
6.一种小型涡扇发动机参控温度参数判故方法，包括：
7.在发动机地面点火起动后，即开始以风扇后总温为控制参数进行控制供油方案计算后，至发动机停车期间，进行如下3个条件的判断，当满足其中任意一个条件时，则判定为发动机风扇后总温tt13输出失效；
8.条件
①
：如果tt13＞500k或者tt13＜210k，则判定tt13输出失效；
9.条件
②
：10ms周期中，相邻tt13的绝对差值超过5k，记录第一点，如果之后连续6个10ms周期中，有3个周期tt13跟第一点的绝对差值大于10k，则判定tt13输出失效；
10.条件
③
：连续6个10ms周期中，有3个周期相邻tt13的绝对差值超过5k，则判定tt13输出失效。
11.一种小型涡扇发动机参控温度冗余控制方法，包括：
12.在发动机地面点火起动后，即开始以风扇后总温为控制参数进行控制供油方案计算后，至发动机停车期间，进行如下3个条件的判断，当满足其中任意一个条件时，则判定为发动机风扇后总温tt13输出失效；
13.条件
①
：如果tt13＞500k或者tt13＜210k，则判定tt13输出失效；
14.条件
②
：10ms周期中，相邻tt13的绝对差值超过5k，记录第一点，如果之后连续6个
10ms周期中，有3个周期tt13跟第一点的绝对差值大于10k，则判定tt13输出失效；
15.条件
③
：连续6个10ms周期中，有3个周期相邻tt13的绝对差值超过5k，则判定tt13输出失效；
16.使用发动机模型性能仿真模型，根据输入的气压高度h、马赫数ma和发动机油门控制电压uy，计算得到发动机性能数据表；
17.判定风扇后总温tt13输出失效前，每隔设定时间，按照当前收到的气压高度h、马赫数ma和发动机油门控制电压uy，在性能数据表中插值得到发动机压风扇后总温电压量u6td的目标值，记为u6tdb，并与当前实测的发动机压风扇后总温电压量u6td’进行比较，得到δu6td＝(u6td
’‑
u6tdb)/u6tdb，并记录；
18.判定风扇后总温tt13输出失效后，查性能数据表得到u6tdb，并计算之前记录的δu6td的平均值，记为δu6tda，按照公式(1)计算得到u6tdc：
19.u6tdc＝u6tdb
×
(1+δu6tda)
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(1)
20.采用u6tdc作为当前实际温度进行参控。
21.较佳的，δu6tda的范围限制为-12％～12％。
22.较佳的，计算得到发动机性能数据表时，气压高度h取值范围为0～13km。
23.较佳的，计算得到发动机性能数据表时，马赫数ma取值范围为0～0.9。
24.较佳的，计算得到发动机性能数据表时，发动机油门控制电压uy取值范围为1v～16v。
25.较佳的，所述隔设定时间取0.5s。本发明具有如下有益效果：
26.本发明提供了一种小型涡扇发动机参控温度参数判故方法及冗余控制方法，可以及时、准确无人机用小型涡轮风扇发动机的重要控制参数-风扇后总温进行故障判断；还通过发动机数学建模获取的发动机性能参数，在发动机风扇后总温不可信的情况下，利用发动机进口参数、推力需求(油门电压)等计算得到风扇后总温修订后代替原传感器采集参数进行冗余，保证无人机的正常飞行。
附图说明
27.图1为本发明实施例中风扇后总温判故及冗余控制流程图。
28.图2为本发明实施例中的验证效果图。
具体实施方式
29.下面结合附图并举实施例，对本发明进行详细描述。
30.本发明中采用的参数符号的定义如下：
31.tt13表示发动机风扇后总温，单位为开尔文(k)；u6td表示发动机压风扇后总温电压量，单位为伏(v)；uy表示发动机油门控制电压，对应推力，单位为伏(v)；nh表示发动机高压转子转速,单位为转每分钟(r/min)；h表示气压高度，单位为千米(km)；ma表示马赫数，飞行速度与当地音速的比值，无量纲参数。
32.本发明的方法主要包括如下内容：
33.1)作用时机
34.在发动机地面点火起动后，也即开始以风扇后总温为控制参数进行控制供油方案
计算后至发动机停车期间。
35.2)发动机风扇后总温信号故障判断方法
36.在机理分析及故障数据分析的基础上，根据该小型涡扇发动机转速信号变化情况制定了转速信号异常的判故准则，“起动成功”后至收到停车指令前，也即风扇后总温作为控制参数参与控制的情况下进行判断，准则如下：
37.①
超限故障判断：如果tt13＞500k或者tt13＜210k，则判定tt13输出失效；
38.②
台阶式跳变判断：10ms周期中，相邻tt13的绝对差值超过5k，记录第一点，如果之后连续6个10ms周期(也即5个间隔)中，有3个周期tt13跟第一点的绝对差值大于10k，则判定tt13输出失效；
39.③
毛刺波动判断：连续6个10ms周期(也即5个间隔)中，有3个周期相邻tt13的绝对差值超过5k，则判定tt13输出失效。
40.满足上述一个判定条件即判定为tt13输出失效。
41.3)发动机转速信号故障后冗余控制方法，具体为:
42.使用发动机模型性能仿真程序(该程序中包含发动机主要部件的数学模型)，通过计算得到发动机性能数据表，并使用发动机试验数据对其进行修正。性能数据表有包括进口条件参数h、ma、uy。基于精度影响、常用范围、内存数据表格大小等因素的考虑确定马赫数取值范围为0～0.9，高度取值为0～13km，uy范围1v～16v，在以上范围内计算发动机性能数据，并以数据表的方式装定到发动机数字控制器内存里。
43.在转速判故成立后，依据h、ma、uy，从发动机性能表格线性插值得到u6td目标值，记为u6tdb。由于u6td本身为温度量，受环境温度影响较大，因此必须按照环境温度对其进行修正，修正方法如下：
44.故障前每隔0.5s，按照当前收到的h、ma、uy，在性能参数表中插值得到u6tdb，与当前实测的u6td’进行比较，得到δu6td＝(u6td
’‑
u6tdb)/u6tdb，并记录下来。
45.tt13输出失效后，使用指令uy及发动机进口h、ma插值得到并修正后的u6tdc代替u6td参与控制。具体计算方法如下：
46.判断tt13输出失效后，查表得到u6tdb，并计算之前记录的δu6td的平均值δu6tda，按照公式(1)计算得到u6tdc：
47.u6tdc＝u6tdb
×
(1+δu6tda)
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(1)
48.δu6tda的范围限制为-12％～12％(考虑高低温进气影响在内)。
49.修正后得到u6tdc代替u6td作为当前实际温度进行参控。
50.试验验证效果如图2所示，如图可见当故障码跳为2时，为模拟u6td故障，由图可以见替代后一致性较好，部分工况受限u6tdc较u6td略低，从控制规律上而言，是对发动机的一种保护，在冗余起作用过程中，保护策略时必要的，计算偏差是可以保证发动机的正常工作的，对无人机而言，推力控制误差在允许范围内。由于可见，验证效果满足要求。
51.综上所述，以上仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。