[发明专利]民航缩比涡扇发动机的控制方法及系统

说明书

本发明公开了一种民航缩比涡扇发动机的控制方法及系统。民航缩比涡扇发动机包括涡道风扇、核心机、位于涡道风扇与核心机之间的主通道、内涵道以及外涵道，涡道风扇采用独立的驱动源；民航缩比涡扇发动机的控制方法包括如下步骤：获取主通道的主通道截面处的第一温度数据以及第一压力数据；或/和，获取外涵道的外涵道截面处的第二温度数据以及第二压力数据；由第一温度数据以及第一压力数据，或/和第二温度数据及第二压力数据计算出涵道比；分别独立调节涡道风扇的转速和核心机的油门，使民航缩比涡扇发动机的推力工况及涵道比与民航涡扇原机的原机推力工况及原机涵道比一致。本发明可以使得涵道比具有较宽的调节范围，且不会造成总压的损失。

技术领域

本发明涉及涡扇发动机技术领域，尤其是涉及一种民航缩比涡扇发动机的控制方法及系统。

背景技术

航空涡扇发动机(民航涡扇原机)是为民航飞机飞行产生推力的大型动力装置，其系统集成复杂且制造成本高。现阶段对民航涡扇原机各方面的性能测试需耗费大量成本，且实施难度较大，采用小型化的缩比涡扇发动机来代替民航涡扇原机执行一部分测试任务以达到预研的目的，是推动民航涡扇原机关键技术突破的重要手段之一。开展小型缩比涡扇发动机的实验验证具有低成本、低风险的优点，同时缩比的小流量涡扇发动机可以在高空台的流量范围内进行高空模拟，而控制推力工况及涵道比和民航涡扇原机严格相同，是缩比涡扇发动机准确模拟民航涡扇原机运转的基本原则。

现有的用于高速军机/无人机/小型通航公务机的小型涡扇发动机的涵道比通常都较小(如F35战斗机发动机的涵道比约为0.57，歼20战斗机发动机的涵道比约为0.8等)，且推力工况和转速之间的变化关系由于和民航涡扇原机的使用情况不同而有较大差异(技术原因是这些涡扇发动机都不是为民航涡扇原机缩比而设计的，都是为了对应的应用才定的指标)，因此无法作为民航缩比涡扇发动机。现有技术中公开的一种小型涡扇发动机，该小型涡扇发动机没有风扇而只有压气机，且压气机与核心机的涡轮之间采用齿轮结构传动，导致压气机和核心机的转速是成固定比例的，这会使得在某一个推力工况下，涵道比为固定值而不能调节。现有技术中公开的另一种涵道比可控的小型燃气轮机，其通过外涵道流通截面积控制装置来增大或减小相应的局部流通截面面积，结构复杂、阀门多造成系统复杂且可靠性低，且靠截流的方式控制流量会造成总压和流体能量的损失，不利于油耗的减少。

因此，现有技术的小型涡扇发动机用作代替民航涡扇原机的小型化的民航缩比涡扇发动机时，存在如下问题：第一、现有的小型涡扇发动机无法在宽裕度范围调节涵道比，例如无法满足涵道比在2-7的范围内调节，无法实现推力工况及涵道比均与和民航涡扇原机严格相同；第二、现有涵道比可控装置靠阀门等机构，结构复杂、阀门多造成系统复杂且可靠性低，且靠截流的方式控制流量会造成总压和流体能量的损失，不利于油耗的减少。

发明内容

本发明旨在至少解决现有技术中存在的技术问题之一。为此，本发明的一个目的在于提出一种民航缩比涡扇发动机的控制方法，可以使得涵道比具有较宽的调节范围，且不会造成总压的损失。

根据本发明第一方面实施例的民航缩比涡扇发动机的控制方法，所述民航缩比涡扇发动机包括涡道风扇、核心机、位于所述涡道风扇与所述核心机之间的主通道、内涵道以及外涵道，所述涡道风扇采用独立的驱动源；

所述民航缩比涡扇发动机的控制方法包括如下步骤：

获取所述主通道的主通道截面处的第一温度数据以及第一压力数据；或/和，获取所述外涵道的外涵道截面处的第二温度数据以及第二压力数据；由所述第一温度数据以及所述第一压力数据，或/和所述第二温度数据及第二压力数据计算出涵道比；

分别独立调节所述涡道风扇的转速和所述核心机的油门，使所述民航缩比涡扇发动机的推力工况及涵道比与民航涡扇原机的原机推力工况及原机涵道比一致。