一种涡扇发动机全包线自适应加速控制方法.pdf

(19)国家知识产权局(12)发明专利申请(10)申请公布号CN115217635A(43)申请公布日2022.10.21(21)申请号202210896841.X(22)申请日2022.07.28(71)申请人南京航空航天大学地址210000江苏省南京市江宁区将军大道29号(72)发明人蔡常鹏陈浩颖汪勇郑前钢张海波(74)专利代理机构北京德崇智捷知识产权代理有限公司11467专利代理师杨楠(51)Int.Cl.F02C9/00(2006.01)权利要求书2页说明书10页附图12页(54)发明名称一种涡扇发动机全包线自适应加速控制方法(57)摘要本发明公开了一种涡扇发动机全包线自适应加速控制方法。本发明涡扇发动机全包线自适应加速控制方法通过变压气机中间级引气与可调低压涡轮导叶的复合加速控制以有效降低加速过程中压气机稳定裕度的限制，有效提升发动机在左半平面包线内的加速性能，并根据在线发动机性能退化估计情况对加速控制计划进行实时修正，从而可在发动机全寿命周期内有效提升加速性能。相比现有技术，本发明有效降低了加速起始阶段压气机稳定裕度限制，同时有效提升了发动机在左半平面包线内的加速性能，仿真验证其加速时间减少量最大可达到50%以上。CN115217635ACN115217635A权利要求书1/2页1.一种涡扇发动机全包线自适应加速控制方法，所述涡扇发动机具有压气机中间级引气可调和低压涡轮导叶可调功能；其特征在于，首先，在典型包线点上，基于为所述涡扇发动机所建立的变几何涡扇发动机模型，以与常规加速起点的慢车推力相等为优化约束，以主燃油流量、压气机中间级引气为优化变量，以压气机稳定裕度最大为优化目标，通过第一优化方法确定加速起点；并在所确定的加速起点基础上，以加速过程中发动机各参数的限制条件为优化约束，以主燃烧室燃油流量、压气机中间级引气量、低压涡轮导叶角为优化变量，以高压转子转速和涡轮前温度的线性加权最小为优化目标，通过第二优化方法得到典型包线点的复合控制加速控制计划；然后，使用涡扇发动机性能退化因子在线估计逆模型对涡扇发动机的性能退化情况进行实时估计，并依据性能退化情况估计结果对所述典型包线点的复合控制加速控制计划进行修正；所述涡扇发动机性能退化因子在线估计逆模型，是以涡扇发动机的风扇流量退化因子、压气机效率退化因子、高压涡轮效率退化因子为输出，以涡扇发动机的压气机出口压力、低压涡轮出口压力以及低压涡轮出口温度作为输入，基于深度神经网络预先建立；最后，以修正后各典型包线点的复合控制加速控制计划作为其所在等温线的复合控制加速控制计划，并通过线性插值的方法获取其他等温线的复合控制加速控制计划，最终得到全包线的复合控制加速控制计划。2.如权利要求1所述涡扇发动机全包线自适应加速控制方法，其特征在于，所述变几何涡扇发动机模型包括压气机效率修正模型和变导叶涡轮特性修正模型；所述压气机效率修正模型具体如下：式中，ηadb为压气机绝热效率，W为流量，下标in表示压气机进口参数，b表示压气机中间级引气参数，out表示压气机出口参数，C为流量，T为总温，π为压气机总压比，k为气体比热比；所述变导叶涡轮特性修正模型具体如下：式中，下标turb，cor0表示原始低压涡轮部件特性图，下标turb,cor表示导叶变化后低压涡轮部件特性图，为低压涡轮流量，η为低压涡轮绝热效率，ΔαLt为相较于设计点状态的低压涡轮导叶角度变化量，c1、c2分别表示导叶调节情况下的低压涡轮流量修正系数、低压涡轮效率修正系数。3.如权利要求1所述涡扇发动机全包线自适应加速控制方法，其特征在于，所述第一优化方法为粒子群优化方法。4.如权利要求1所述涡扇发动机全包线自适应加速控制方法，其特征在于，所述第二优2CN115217635A权利要求书2/2页化方法为序列二次规划方法。5.如权利要求1所述涡扇发动机全包线自适应加速控制方法，其特征在于，所述典型包线点包括：亚音速巡航点、地面设计点、超音速巡航点、工作包线右边界点、最大飞行速度点。6.如权利要求1所述涡扇发动机全包线自适应加速控制方法，其特征在于，所述等温线为发动机进口总温等温线。3CN115217635A说明书1/10页一种涡扇发动机全包线自适应加速控制方法技术领域[0001]本发明属于航空宇航推进理论与工程技术领域，具体涉及一种涡扇发动机全包线自适应加速控制方法。背景技术[0002]涡扇发动机是目前固定翼飞机采用的主要动力装置，涡扇发动机推力响应速度的快慢直接决定了飞机飞行性能的优劣。对于民用客机，发动机快速响应控制可以增强着陆阶段抗风切变能力，提升飞行安全品质；对于常规军用战斗机，发动机快速响应控制可有效提升战斗机作战部署能力，极大增强战斗机近距格斗能力，改善非对称气动载荷下战斗机起飞性能，提升飞行安全性与战场生存能力；对于舰