[发明专利]一种航空发动机加速控制装置及方法

权利要求书

1.一种航空发动机加速控制装置及方法，其特征在于包括以下步骤：

航空发动机通过测量系统实时获取航空发动机的热力性能参数；然后根据热力性能参数计算出当前压气机不喘振下允许的最大燃料量WFC，和当前涡轮不超温下允许的最大燃料量WFT；然后通过最小值选择器得到加速允许最大燃料量WFACCR；然后与主控制回路计算燃料量WFM通过最大值选择器得到计算加速度燃料量WFACC；然后与燃料量最大值FSRMAX和最小值FSRMIN限制比较得到最终输出燃料量WF。

2.根据权利要求1所述一种航空发动机加速控制装置及方法，其特征在于，压气机不喘振下允许的最大燃料量WFC为压气机压比CPR和航空发动机转速SPD的二维插值，插值表通过航空发动机试验得到，插值方法可以是线性或非线性。

3.根据权利要求1所述一种航空发动机加速控制装置及方法，其特征在于，涡轮不超温下允许的最大燃料量WFT为涡轮排气温度TT和航空发动机转速SPD的二维插值，插值表通过航空发动机试验得到，插值方法可以是线性或非线性。

4.根据权利要求1所述一种航空发动机加速控制装置及方法，其特征在于，主控制回路计算燃料量WFM为根据航空发动机推力目标，经过控制器计算出的燃料量，其中控制器可以是经典的PI控制器，也可以是基于现代控制理论的各类鲁棒控制器。

5.根据权利要求1所述一种航空发动机加速控制装置及方法，其特征在于，燃料量大值FSRMAX为航空发动机燃油阀允许通过的最大燃料量。

6.根据权利要求1所述一种航空发动机加速控制装置及方法，其特征在于，燃料量最小值FSRMIN为航空发动机在不同转速SPD下对应的熄火边界，可以通过一个转速SPD与燃料量最小值FSRMIN插值表来实现，插值方式可以是线性或非线性。

7.根据权利要求1所述一种航空发动机加速控制装置及方法，其特征在于，如果为双转子航空发动机，上述热力性能参数取核心机的压比、排气温度和转速。