一种航空发动机燃油调节器摇臂角度的预测方法与流程

本发明属于发动机数据预测，具体涉及一种航空发动机燃油调节器摇臂角度的预测方法。

背景技术：

1、航空发动机被誉为工业技术皇冠上的明珠，是典型的技术密集和高附加值的高科技产品。我国自从上世纪50年代以来测仿、研制、生产或引进了数万台航空发动机，型号种类齐全，目前已有大量到寿或陆续到寿退役。这些退役发动机尽管空中使用已到寿，但在地面上仍可以降温降转继续使用很长时间，如果直接毁型报废处理，资源浪费极其严重。而通过评估鉴定，根据其不同状态通过分级分类循环再利用的方式，适当改造后用于发电、增压、驱动、扫雪、灭火等领域。

2、传统航空发动机控制系统主要以低压转子转速、高压转子转速、涡轮后燃气温度为控制参数，以燃油调节器摇臂角度为调节参数，通过操纵手柄实现对发动机状态的控制。由于航空发动机为机械系统，从推动操纵手柄、调节燃油调节器摇臂角度、改变发动机供油量、发动机状态变化、到发动机状态稳定需要一定时间，调节效果滞后，调节发动机到期望状态需要多次调节，调节时间长、速度慢、精度低。虽然传统航空发动机出厂后控制规律保持不变，但是受不同发动机型号、寿命、使用工况、环境条件等因素的影响，发动机部件特性数据会发生改变，性能随之衰退和改变，控制精度下降，准确调节发动机状态的难度增加，为航空发动机的安全稳定试车和高效工作带来了巨大挑战。因此，研发一种航空发动机燃油调节器摇臂角度的预测方法很有必要。

技术实现思路

1、本发明的目的在于克服上述现有技术的不足，提供了一种航空发动机燃油调节器摇臂角度的预测方法。

2、为了解决技术问题，本发明的技术方法是：一种航空发动机燃油调节器摇臂角度的预测方法，包括以下步骤：

3、步骤1：根据航空发动机各个部件之间的交联关系建立发动机模型；

4、步骤11：根据航空发动机工作时所遵循的气动热力学规律建立部件级模型；部件级模型包括气体参数模型、进气道模型、低压压气机模型、分流器模型、高压压气机模型、燃烧室模型、高压涡轮模型、低压涡轮模型、内涵喷管模型、外涵模型、混合器模型、尾喷管模型；

5、步骤12：根据航空发动机工作中的引气、放气过程建立气路模型；

6、步骤13：根据航空发动机稳态各部件之间的流量连续、功率平衡匹配关系对步骤11和步骤12的各个模型建立共同工作方程；

7、步骤14：综合步骤11～13建立非线性方程组fi(nl、nh、πf、πc、πth、πlt)＝0，即发动机模型，其中低压转速nl、高压转速nh、低压压气机增压比πf、高压压气机增压比πc、高压涡轮落压比πth、低压涡轮落压比πlt分别为独立变量；

8、步骤15：基于航空发动机实验数据建立初始值数据表，根据发动机状态参数插值得到初始值；

9、步骤16：将具体型号航空发动机设计点参数和部件特性数据导入非线性方程组；

10、步骤17：非线性方程组求解；

11、步骤2：利用试验数据扩充及修正发动机模型与部件特性数据；

12、步骤21：提取试验数据或飞参数据中的发动机模型输入参数；

13、步骤22：将提取参数输入发动机模型得到发动机状态参数；

14、步骤23：将发动机状态参数与实验数据对比获得差值；

15、步骤24：按照步骤21～23获得试验数据中包含所有组输入参数对应的差值相加获得总差值；

16、步骤25：重复修正发动机模型及部件特性数据直到总差值绝对值满足精度要求；

17、步骤26：生成新的发动机模型及部件特性数据；

18、步骤3：将大气条件和期望发动机状态输入新的发动机模型得到发动机燃油调节器摇臂角度。

19、优选的，所述步骤11中建立部件级模型具体为：

20、步骤111：根据水蒸气、空气、燃气的热力学数据建立气体参数模型；

21、步骤112：根据进气道总压恢复系数建立进气道模型；

22、步骤113：根据低压压气机特性建立低压压气机模型；

23、步骤114：根据流量平衡和总压恢复系数建立分流器模型；

24、步骤115：根据高压压气机特性建立高压压气机模型；

25、步骤116：根据能量守恒、流量平和、总压恢复系数及燃烧效率建立燃烧室模型；

26、步骤117：根据高压涡轮特性建立高压涡轮模型；

27、步骤118：根据低压涡轮特性建立低压涡轮模型；

28、步骤119：根据总压恢复系数建立内涵喷管模型；

29、步骤1110：根据总压恢复系数建立外涵模型；

30、步骤1111：根据流量平衡和总压恢复系数建立混合器模型；

31、步骤1112：基于拉瓦尔喷管特性建立尾喷管模型。

32、优选的，所述步骤12中建立气路模型具体为：

33、高压压气机放气气体流量wb为：

34、wb＝wi2n％

35、式中：

36、wi2为未考虑放气的出口总流量，kg/h；

37、n％为高压压气机放气流量以占部件未考虑放气的出口总流量百分比；

38、高压压气机放气气体总温tb为：

39、tb＝ti1+(ti2-ti1)δt/t％

40、式中：

41、δt/t％为放气温升占进出口界面温升ti2-ti1的百分比；

42、高压压气机放气气体消耗的功nb为：

43、nb＝wb(hb-hi1)

44、式中：

45、wb为放气流量，kg/s；

46、hb为放气气体的焓，kj/mol；

47、hi1为进口气体的焓，kj/mol；

48、高压压气机转动所需功nc为：

49、nc＝(wa22-wb)(h3-h22)+nb

50、式中：

51、h3为出口气体比焓，kj/mol；

52、h22为进口气体比焓，kj/mol；

53、wb为放气量，l；

54、wa22为高压压气机出口流量，kg/s；

55、考虑到涡轮冷却引气，高压压气机出口流量wa3为：

56、wa3＝wa22-whtcool-wltcool

57、高压涡轮冷却流量whtcool为：

58、whtcool＝chtcoolwa22

59、高压涡轮冷却流量wltcool为：

60、wltcool＝cltcoolwa22

61、式中：

62、chtcool为高压涡轮冷却系数；

63、cltcool为低压涡轮冷却系数。

64、优选的，所述步骤13建立共同工作方程具体为：

65、步骤131：低压压气机出口流量与压气机和外涵的进口流量和之间的平衡方程；

66、wa21-wa22-wa13＝0

67、式中：

68、wa21为低压压气机出口流量，kg/s；

69、wa22为压气机进口流量，kg/s；

70、wa13为外涵进口流量，kg/s；

71、步骤132：高压涡轮进口流量与压气机出口流量和燃油量之和之间的平衡方程；

72、wg4-wa3-wf＝0

73、式中：

74、wg4为高压涡轮进口燃气流量，kg/s；

75、wa3为压气机出口空气流量，kg/s；

76、wf为燃油量，l；

77、步骤133：低压涡轮进口流量与高压涡轮出口流量之间的平衡方程；

78、wg41-wg42＝0

79、式中：

80、wg41为高压涡轮出口流量，kg/s；

81、wg42为低压涡轮进口流量，kg/s；

82、步骤134：尾喷管出口流量与外涵和低压涡轮出口流量和之间的平衡方程；

83、wg9-wa13-wg5＝0

84、式中：

85、wg9为尾喷管出口流量，kg/s；

86、wa13为外涵出口空气流量，kg/s；

87、wg5为低压涡轮出口流量，kg/s；

88、步骤135：高压轴功率平衡方程

89、ηhnth-nc＝0

90、式中：

91、nth为高压涡轮输出功率，kw；

92、nc为压气机消耗功率，kw；

93、ηh为高压轴机械效率，kw；

94、步骤136：低压轴功率平衡方程

95、ηlntl-nf＝0

96、式中：

97、ntl为低压涡轮输出功率，kw；

98、nf为风扇消耗功率，kw；

99、ηl为低压轴机械效率，kw。

100、优选的，所述步骤15中插值计算时，首先将燃油流量换算到标况下，查插值数据表，得到一组初始值nlcor、nhcor、πf、πc、πth、πlt，然后将转速初始值nlcor、nhcor换算回当前大气条件下，得到nl、nh、πf、πc、πth、πlt，作为稳态仿真的初始值。

101、优选的，所述步骤16具体为：

102、步骤161：查询具体型号航空发动机设计点参数：马赫数、高度km、湿度kg/kg、温度k、雷诺数、推力dan、燃油流量kg/h、单位推力dan/kg.s、耗油率kg/dan.s、低压物理转速、低压换算转速、高压物理转速、高压换算转速、涵道比、空气流量kg/s、内涵出口流量kg/s、外涵出口流量kg/s；

103、步骤162：查询部件特性数据：根据发动机性能手册，查取部件特性数据，包括：不同工作状态下的低压压气机特性数据、高压压气机特性数据、燃烧室特性数据、高压涡轮特性数据、低压涡轮特性数据、加力燃烧室特性数据、加力燃烧室特性数据；

104、步骤163：将具体型号航空发动机设计点参数和部件特性数据导入非线性方程组。

105、优选的，所述步骤17非线性方程组求解具体为：采用n-r法以迭代方式求解非线性方程组，首先给出一组初始值代入非线性方程组计算，得出一组误差值，然后用误差值去修正初始值，再计算，再修正，直到误差的绝对值满足精度要求，即求得非线性方程组的解。

106、优选的，所述步骤3具体为：

107、步骤31：提取试验数据或飞参数据中的发动机燃油调节器角度与发动机状态参数，燃油调节器角度与发动机状态参数对应表；

108、步骤32：利用新的发动机模型计算得到发动机状态参数插值得到对应的燃油调节器角度。

109、与现有技术相比，本发明的优点在于：

110、(1)本发明公开了一种航空发动机燃油调节器摇臂角度的预测方法，利用发动机模型根据目标状态直接计算燃油调节器角度，可以实现发动机状态一步调节到位，不需多次调节，调节速度快、效率高，减轻了操作人员频繁调整的负担，而且适用于多数型号航空发动机，使用范围广；

111、(2)本发明可根据具体发动机部件特性数据和试验数据对发动机模型进行修正，燃油调节器角度计算精度高，航空发动机状态调节准确；

112、(3)本发明可根据大气温度、湿度、压力等大气参数对燃油调节器角度进行实时燃油调节器角度计算修正，保持航空发动机稳定在期望状态。