[发明专利]航空发动机过渡态燃油控制方法、系统以及航空发动机

说明书

本发明涉及一种航空发动机过渡态燃油控制方法、系统以及航空发动机。其中，航空发动机过渡态燃油控制方法根据本发明提供的供油公式进行油气比控制，增加了压气机后总压P₃作为过渡态燃油控制参数，同时给出了增加控制参数的油气比控制规律，提高控制的准确性，有效地解决了实际油气比高于控制油气比问题，避免产生失速或喘振问题的发生，提高了航空发动机过渡态工作过程的稳定性和可靠性。

技术领域

本发明涉及航空发动机技术领域，尤其涉及一种航空发动机过渡态燃油控制方法、系统以及航空发动机。

背景技术

在航空发动机技术领域中，过渡态是指当航空发动机由静止状态起动到慢车状态或者由慢车及慢车以上一个稳定状态过渡到另一个稳定状态的过程，为保证航空发动机维持在某个状态或者由一个状态过渡到另一个状态，需要对燃油供给量进行实时调节，航空发动机过渡态燃油控制方式是按油气比控制。

压气机后空气流量W₃可表示为下式：

其中：K—常数；P₃—压气机后总压；T₃—压气机后总温度；

A—压气机后截面面积；Ma-马赫数；q(Ma)-流量函数。

由于压气机后静压P_S3测量方便，因此一般将压气机后静压P_S3作为控制变量，这样(1)式转化为：

如果发动机在每个转速下工作点不变，则马赫数可认为不变，T₃近似于压气机后静压Ps3的函数，因此，压气机后静压Ps3是W₃的单值函数，可以代表压气机出口的空气流量W₃。

考虑按发动机进口温度和压力换算，按油气比控制方式表示为下式：

其中:W_f-燃油流量；T₂-发动机进口温度；—高压压气机换算转速，为在实验状态下马赫数近似不变的情况下测得的供油规律函数。

此供油方式能保证发动机在任何飞行条件下，油气比随高压压气机换算转速按给定的规律变化。

如图1所示，当发动机正常加速时，在某一转速下相对于稳态工作点A正常加速到工作点B，发动机按该点压力P_3B、空气流量W_3B对应的预期油气比供油。

但由于外界条件变化，或者发动机本身性能或控制偏差等因素影响，当发动机加速时在这个转速下加速到工作点C，C点压力P_3C大于P_3B，但空气流量W_3C小于W_3B，因此按上述油气比控制方式，C点压力高，燃油流量增加，但空气流量不但没有增加反而减小，因此实际油气比增加，涡轮前温度升高，会加速工作点向喘振边界移动，如果压气机喘振裕度不够大，发动机容易失速甚至进喘。

产生这样问题的原因是这种油气比控制方式是近似压气机出口马赫数不变，但当发动机由于某种原因偏离了原来的工作线，马赫数会变化，压气机后静压P_S3不再是空气流量的单值函数，因此这就会出现实际油气比高于控制油气比问题。

发明内容

为克服以上技术缺陷，本发明解决的技术问题是提供一种航空发动机过渡态燃油控制方法、系统以及航空发动机，能够提高航空发动机过渡态工作过程的稳定性和可靠性。

为解决上述技术问题，本发明提供了一种航空发动机过渡态燃油控制方法，该方法根据下式进行油气比控制：