[发明专利]一种大涵道比涡扇发动机冗余控制方法及装置

说明书

本发明提供了一种大涵道比涡扇发动机冗余控制方法及装置，其中，所述方法包括通过并行的主控制回路和冗余控制回路对发动机进行控制，包括以下步骤：确定发动机的控制变量，控制变量包括主控变量和冗余控制变量；其中，冗余控制变量为VAFN面积；根据主控变量设计主控制回路；根据冗余控制变量设计冗余控制回路，并对冗余控制回路设置激活逻辑；利用主控制回路和冗余控制回路根据制定的调度表输出控制指令控制发动机工作。本发明应用于新构型的涡扇发动机上时，可显著提升风扇和发动机的关键性能指标。

技术领域

本发明属于航空发动机领域，尤其是涉及一种大涵道比涡扇发动机冗余控制方法及装置。

背景技术

美国国家航空航天局(NASA)于2011年提出了N+3研究计划，为2020至2035年用于亚音速固定翼飞行器的推进系统发展提供了技术路线图。为了达到N+3计划所制定的目标，NASA也提出了自己的N+3级别参考推进系统，并命名为AGTF30，该推进系统有下述特点：

对于风扇，其增压比从当前的1.7左右下降到1.3，同时风扇直径将达到2.54米，转速更低以提高效率、燃油经济性和降低噪音；风扇与低压转子通过一减速比为3.1的齿轮箱连接；涵道比也将进一步提升至25以上。在外涵道出口处引入了一种可调几何机构，称为可变面积风扇尾喷(Variable area fan nozzle，简称VAFN)，该VAFN机构可以通过调节外涵道尾喷口的喉部面积改变风扇增压比，从而在不使风扇进入喘振或堵塞状态的前提下使风扇工作在效率较高的状态。

对于核心机，全新设计的核心机使得发动机增压比能够达到55，陶瓷基复合材料以及先进涡轮冷却技术的引入使得涡轮进口总温得以提升至1800K以上。

航空发动机控制的目的是使其在经声明并核准的飞行包线内的任何环境条件和任何工作状态都能稳定、可靠地运行，并产生期望的推力。由于推力不可被直接测得，所以传统的控制系统通常仅通过控制燃油流量来实现与推力呈明显线性关系的转速(N₁)或指令值(EPR)。对于任意给定的油门杆角度和当前飞行状态，控制系统都能计算出当前所需的燃油流量，且这个值通常是唯一的。

发动机控制器对比转速的指令值和实测值之间的偏差量，使用带有增益调度的PI控制器调节燃油流量，输出的燃油流量经过限制保护模块筛选后供入燃烧室燃烧，使实际转速值与指令值相同。但在此过程中风扇的工作状态点只能沿设计的轨迹运动，无法灵活调整。

在引入VAFN后产生了冗余控制，可以在全飞行包线内实现风扇工作状态点的调整。以VAFN面积减小为例，外涵道的工作状态会向临界状态移动；出口位置的静总压比将减小，向临界情况的0.5832靠近；由于出口气流完全膨胀，出口静压p_e＝const，所以出口总压将上升；假设流动无损失，外涵道出口总压与风扇出口总压相同；最终使得风扇压比上升。同理，VAFN面积增大时风扇压比下降。这就实现了风扇工作状态点的调节。

于是在飞行条件一定时，冗余控制的发动机可以实现更加灵活的控制策略，例如：风扇转速不变的条件下可以通过减小VAFN面积实现更大的推力输出；过渡态时可以通过VAFN调节风扇喘振裕度和效率，充分发挥风扇性能；控制器于是可以在转速和VAFN面积的组合中选择出最优的一种。

VAFN作为一个冗余控制变量，引入后会在控制方面产生了新问题：由于控制器增加了一个控制变量，在给定的油门杆角度和飞行状态下N₁或EPR可以同时通过控制燃油流量和VAFN面积实现，对N₁或EPR形成冗余控制，提升了控制速度、质量和灵活性，但现有控制方法只能实现对主控变量的控制，不能很好地兼容对冗余控制变量的控制。

发明内容

有鉴于此，本发明旨在提出一种大涵道比涡扇发动机冗余控制方法及装置，以克服现有控制方法在面对VAFN新构型涡扇发动机中存在的不足。

为达到上述目的，本发明的技术方案是这样实现的：