一种航空涡喷涡扇发动机起动加速段供油方法与流程

本申请属于发动机控制，具体涉及一种航空涡喷涡扇发动机起动加速段供油方法。

背景技术：

1、发动机从零转速过渡到慢车转速的过程称为起动过程。燃气涡轮发动机在地面起动时依靠外界动力源(如起动机)，只有达到一定转速后，燃烧室内的气流才能建立起稳定燃烧所需要的气流压力和温度，此时开始向燃油室进行供油并进行点火，点火成功后，发动机在起动机和加速燃油共同作用下，加速到慢车状态对应转速。基于开式供油喷嘴的涡轮发动机地面起动过程供油一般分为3段：填充段、点火段、加速段。加速段的要求是在发动机点火成功后，能够快速、可靠的使发动机加速到慢车状态。

2、因此地面起动加速段的供油规律设计需要保证发动机不出现超温、喘振或熄火等情况，同时还要保证起动时间满足飞机使用要求并且具有较好的一致性。常规的地面起动加速段供油规律有两种方式：

3、一是根据发动机油气比供油(开环供油)，将加速燃油流量wfb描述为高压换算转速nhr、发动机进口总压pt2和压气机出口总压pt3的函数，wfb/pt3＝f(nhr，pt2)，这种形式的控制规律理论上可以获得较短的起动时间，但也存在不足，如发动机实际起动供油量受pt3等压力测量精度、控制成附件供油准确性和一致性、发动机个体差异及冷热态等因素影响，导致起动时间一致性差。起动时间过长会影响飞机作战出动效率，起动时间过短会影响发动机使用寿命、增加成本；

4、二是根据发动机转子的加速度供油(闭环供油)，将加速燃油流量wfb描述为高压换算转速nhr和高压转子转速上升率nhdot的函数，wfb,nhdot＝f(nhr，nhdot)，这种形式的控制规律可以保证起动加速时间的一致性，但也存在一定的局限性，尤其是在加速前段(此时发动机稳定裕度较小、涡轮做功能力较弱)，当由于大气环境改变(如高原条件)或起动机个体差异，起动机功率存在分散度，当起动机功率偏大时，加速燃油流量偏小，发动机易熄火；当起动机功率偏小时，加速燃油流量偏大，发动机易超温或喘振，可能导致起动失败。起动不成功会影响飞机作战出动效率、降低飞机综合作战效能。

技术实现思路

1、为了解决上述问题，本申请提供一种航空涡喷涡扇发动机起动加速段供油方法，采用一种控制油气比和转子加速度相结合的起动加速段供油规律设计方法所形成。

2、本申请的航空涡喷涡扇发动机起动加速段供油方法主要包括：

3、步骤s1、实时获取发动机高压换算转速；

4、步骤s2、当所述发动机高压换算转速超过预设的点火转速，并在发动机点火成功后，基于油气比上限控制规律确定用于作为第一加速阶段的供油量；

5、步骤s3、当所述发动机高压换算转速到达预设的开闭环转换转速时，在基于油气比上限控制规律确定的供油量与基于加速度供油规律确定的供油量中低选，将低选结果与基于油气比下限控制规律确定的供油量中高选，将高选结果作为第二加速阶段的供油量。

6、优选的是，步骤s2进一步包括加载所述油气比上限控制规律，所述油气比上限控制规律是指根据燃烧室富油熄火边界和压气机失速边界确定起动加速段油气比上限，基于起动加速段油气比上限修正当前发动机油气比供油规律，而获得的控制规律。

7、优选的是，根据燃烧室仿真或部件试验结果获得燃烧室富油熄火边界，根据压气机仿真或部件试验结果获得压气机失速边界。

8、优选的是，步骤s3进一步包括加载所述油气比下限控制规律，所述油气比下限控制规律是指根据燃烧室贫油熄火边界确定起动加速段油气比下限，基于起动加速段油气比下限修正当前发动机油气比供油规律，而获得的控制规律。

9、优选的是，步骤s3之前，进一步包括：

10、确定当前发动机起动环境，当起动环境为高原环境时，将所述开闭环转换转速向上修正设定百分比。

11、优选的是，所述设定百分比为4％-6％。

12、本申请既可保证地面起动时间的一致性，也可以保证不同大气环境或起动机个体存在差异时的地面起动可靠性。

技术特征：

1.一种航空涡喷涡扇发动机起动加速段供油方法，其特征在于，包括：

2.如权利要求1所述的航空涡喷涡扇发动机起动加速段供油方法，其特征在于，步骤s2进一步包括加载所述油气比上限控制规律，所述油气比上限控制规律是指根据燃烧室富油熄火边界和压气机失速边界确定起动加速段油气比上限，基于起动加速段油气比上限修正当前发动机油气比供油规律，而获得的控制规律。

3.如权利要求2所述的航空涡喷涡扇发动机起动加速段供油方法，其特征在于，根据燃烧室仿真或部件试验结果获得燃烧室富油熄火边界，根据压气机仿真或部件试验结果获得压气机失速边界。

4.如权利要求1所述的航空涡喷涡扇发动机起动加速段供油方法，其特征在于，步骤s3进一步包括加载所述油气比下限控制规律，所述油气比下限控制规律是指根据燃烧室贫油熄火边界确定起动加速段油气比下限，基于起动加速段油气比下限修正当前发动机油气比供油规律，而获得的控制规律。

5.如权利要求1所述的航空涡喷涡扇发动机起动加速段供油方法，其特征在于，步骤s3之前，进一步包括：

6.如权利要求1所述的航空涡喷涡扇发动机起动加速段供油方法，其特征在于，所述设定百分比为4％-6％。

技术总结
本申请属于发动机控制技术领域，具体涉及一种航空涡喷涡扇发动机起动加速段供油方法。该方法包括步骤S1、实时获取发动机高压换算转速；步骤S2、当所述发动机高压换算转速超过预设的点火转速，并在发动机点火成功后，基于油气比上限控制规律确定用于作为第一加速阶段的供油量；步骤S3、当所述发动机高压换算转速到达预设的开闭环转换转速时，在基于油气比上限控制规律确定的供油量与基于加速度供油规律确定的供油量中低选，将低选结果与基于油气比下限控制规律确定的供油量中高选，将高选结果作为第二加速阶段的供油量。本申请既可保证地面起动时间的一致性，也可以保证不同大气环境或起动机个体存在差异时的地面起动可靠性。

技术研发人员：阮文博,程荣辉,张志远,姜繁生,袁继来,朱振坤,于明,陈伟博,邴连喜,曹茂国,张志舒,陈仲光,张西厂,李春光,薛海波,边家亮,好毕斯嘎拉图,陈泽华,张志成,吴亚帅
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：
技术公布日：2024/1/15