[发明专利]一种用于控制系统的燃气涡轮前温度计算方法

说明书

本发明公开了一种用于控制系统的燃气涡轮前温度计算方法，涉及燃气轮机技术领域，通过电子控制器测量和采集计算所需参数，将所得参数发送到控制系统，根据标准天压气机进口流量函数和燃气流量函数，分别计算动力涡轮总功HP_总和动力涡轮后燃气比焓H5，再计算动力涡轮前燃气比焓H45、计算动力涡轮前温度T45、由T45计算标准天燃气涡轮前温度T41_标，由T41_标计算燃气涡轮前温度T41，确定温度修正值T_trim，由T_trim计算经修正的燃气涡轮前温度T41_trim，以上函数关系和相关系数由发动机特性确定，以数据插值表的形式写入电子控制器存储器中，通过本发明的计算方法，控制系统可以获得精确的燃气涡轮前温度。

技术领域

本发明涉及燃气轮机技术领域，尤其涉及一种用于控制系统的燃气涡轮前温度计算方法。

背景技术

航空发动机的燃气涡轮是发动机经受高转速、高温度的关键热端部件，是制约发动机寿命的关键部件，而燃气涡轮前温度是影响燃气涡轮寿命关键因素。

典型的自由涡轮式涡桨发动机部件级模型简图见图2，为监测和控制燃气涡轮前温度，发动机控制系统应获取T41温度(41截面的燃气温度)，一般采用热电偶来测量。但由于T41通常较高(大于1200℃)，常规的热电偶测量装置很难经受。因此，现有技术常通过测量和监控T45(45截面的燃气温度)或T5(5截面的燃气温度)来间接监控燃气涡轮前温度。

现有技术有以下缺点：

动力涡轮前温度T45和燃气涡轮前温度T41有确定的对应关系，通过监控T45也能一定程度间接监控T41，但在全包线范围内，T45并不能精确反映T41的温度水平，并且，热电偶布置在动力涡轮通道中带来气动损失，热电偶如果发生断裂势必将引起涡轮部件的损毁，影响整机可靠性和安全性。排气温度T5和T41有关系比较复杂，仅通过监控T5不足以保证燃气涡轮安全。

发明内容

本发明要解决的技术问题是提供一种用于自由涡轮式涡桨发动机控制系统的燃气涡轮前温度计算方法，应用于数字式电子控制器中，对自由涡轮式涡桨发动机燃气涡轮前温度进行实时监测，以克服上述现有技术的不足。

本发明的目的可以通过以下技术方案实现：

一种用于控制系统的燃气涡轮前温度计算方法，包括以下步骤：

S1：由电子控制器测量和采集计算所需参数，参数包括：发动机转子转速Ng(双转子发动机为低压转子转速NL)、动力涡轮转速NP、发动机输出功率HP、进气温度T2、大气静压P0、动压DP和排气温度T5，将上述所得参数发送到控制系统；

S2：由Ng、T2、标准天压气机进口流量函数和燃气流量函数，计算得到动力燃气流量W_g45，由HP和T5，分别计算动力涡轮总功HP_总和动力涡轮后燃气比焓H5，根据W_g45、HP_总和H5计算得到动力涡轮前燃气比焓H45，以上函数关系和相关系数由发动机特性确定，通过设计和试验方式获得，以数据插值表的形式写入电子控制器存储器中；

S3：由H45计算动力涡轮前温度T45；

S4：由T45计算标准天燃气涡轮前温度T41_标，由T41_标计算燃气涡轮前温度T41；

S5：对于每台发动机，通过车台实测或计算的方式获取准确燃气涡轮前温度，并与上述计算的T41进行比较，确定温度修正值T_trim，由T_trim计算经修正的燃气涡轮前温度T41_trim。