[发明专利]一种航空发动机加力点火供油方法及系统

说明书

本申请属于飞机发动机设计领域，涉及一种航空发动机加力点火供油方法及系统，所述方法包括：获取在加力点火区域进行点火时的燃油流量的设计值；根据所述设计值确定进行加力点火时的第一供油量，以及加力点火完成后的第二供油量；获取进行航空发动机加力点火供油指令，在第一设定时间段内按照所述第一供油量持续进行供油；随后在第二设定时间段内增大供油量，由所述第一供油量调整为所述第二供油量。本申请提供的航空发动机加力点火渐近式供油设计方法，实现加力点火油量线性递增，与加力燃烧室进口条件更好匹配，减少实际供油偏差对发动机加力点火性能的影响，显著提升航空发动机高空左边界加力接通的可靠性。

技术领域

本申请属于飞机发动机设计领域，特别涉及一种航空发动机加力点火供油方法及系统。

背景技术

常规加力式涡扇发动机，加力一般分区为：加力1区、加力内涵和加力外涵；其中加力1区为加力点火区域，其供油量小，用于实现加力点火，加力内涵和外涵供油量大，用于产生推力。

军用小涵道比发动机需要利用加力燃烧室对气流进行二次燃烧，从而短时间内提高发动机的推力性能。在加力接通的过程需要供油量与喷管面积匹配，供油的准确性对于加力接通至关重要。一般加力接通油量wfa1按照压气机后压力和发动机进口总温进行设计。小涵道比发动机需要保证在高空左边界加力可靠接通，由于高空左边界加力燃烧室进口条件相对恶劣(压力和温度较低)，同时加力点火设计油量较低、供油精度差，易出现加力点火实际油量与加力燃烧室进口条件不匹配，导致加力点火不可靠。

发明内容

为了解决上述技术问题，本申请提出了一种航空发动机加力点火供油方法及系统，通过航空发动机加力点火渐近式供油设计方法，实现加力点火的可靠性。

本申请第一方面提供了一种航空发动机加力点火供油方法，包括：

步骤S1、获取在加力点火区域进行点火时的燃油流量的设计值Wf1；

步骤S2、根据所述设计值Wf1及预设的第一参数K确定进行加力点火时的第一供油量K*Wf1，以及根据所述设计值Wf1及第二参数K₂确定加力点火完成后的第二供油量K₂*Wf1，其中第一参数K小于第二参数K₂，且所述第二参数K₂大于1；

步骤S3、获取进行航空发动机加力点火供油指令，在第一设定时间段内按照所述第一供油量持续进行供油；

步骤S4、随后在第二设定时间段内将供油量由所述第一供油量调整为所述第二供油量。

优选的是，步骤S1中，所述燃油流量的设计值Wf1通过发动机部件试验确定，在发动机部件试验过程中，加力点火区域进行稳定燃烧时的燃油流量即为设计值Wf1。

优选的是，所述确定进行加力点火时的第一供油量之前包括对第一参数K进行预设，该预设步骤包括：

步骤S21、确定航空发动机当前状态，所述航空发动机当前状态包括油门杆偏转角度及发动机转速相对较小所对应的慢车状态及油门杆偏转角度及发动机转速相对较大所对应的中间状态；

步骤S22、若所述航空发动机当前状态为慢车状态，则第一参数K预设为0.5～0.7中的任一值，若所述航空发动机当前状态为中间状态，则第一参数K预设为0.9～1中的任一值。

优选的是，所述第一设定时间段取自3～5s中的任一值，所述第二设定时间段取自2～4s中的任一值。

优选的是，步骤S3之前进一步包括：

获取所述加力点火区域的最小供油量；

若所述第一供油量的低于所述加力点火区域的最小供油量，则在步骤S3中，将所述加力点火区域的最小供油量作为所述第一供油量。