[发明专利]一种射流预冷发动机的喷流降温控制方法

说明书

本申请属于航空发动机设计领域，为一种射流预冷发动机的喷流降温控制方法，利用飞机高度和飞行速度确定射流预冷装置来流的总温和总压，通过风扇换算转速和换算流量的对应关系确定风扇的进口空气流量，进而获得初始冷却介质流量，最后通过风扇后总温、风扇压比和风扇效率对初始冷却介质流量进行修正，得到更准确的风扇前实际总温；利用发动机固有的工作特性和常规发动机的机载测试参数，尽可能地通过已有参数或能够方便准确测量的参数，对总温、总压、进口空气流量和冷却介质流量进行计算，不需要考虑温度传感器和延迟和测量误差，对初始水量的给定进行更精确的计算，并利用含液态水量更小的风扇后的测试参数对喷水量进行修正，达到高精度的水控目的。

技术领域

本申请属于航空发动机设计领域，特别涉及一种射流预冷发动机的喷流降温控制方法。

背景技术

高马赫数飞行器在大马赫数飞行时，来流气流温度较高，超过了涡轮发动机所能承受的工作范围。射流预冷发动机是在常规涡轮发动机的风扇/压气机前，加装喷射冷却介质(通常是水或水的混合液)的装置，通过介质的喷射、雾化和蒸发效果以冷却进气道中较高温度的气流，使进入风扇/压气机前的气流总温降低或维持在某一温度，从而使发动机在可承受的进口气流温度下工作，进而实现发动机工作范围的扩展。

射流预冷装置控制系统是根据来流气体总温、流量及发动机进口目标温度来调节冷却介质流量，使涡轮发动机风扇前气流总温保持在涡轮发动机能够承受的最大来流总温以下。通常高马赫数飞行器在加速爬升时开启射流预冷工作，即射流预冷发动机的来流条件始终处于动态变化过程，为了保证风扇/压气机进口温度不变，射流预冷装置需要不断地调整喷流量。

如图1-2所示，已有的射流预冷控制方案一般为面向射流预冷研究性试验的控制方案，在射流预冷装置1后风扇3进口前布置总温传感器2监测风扇入口截面(2-2截面)的总温T_t2，进入射流预冷模式时，按照风扇进口前总温给定值T_{t2_Dem}闭环调节水量，当实测总温度T_t2偏离给定值时，总温测耙感受到风扇入口总温变化时，调整冷却介质流量直至射流预冷后的总温T_t2达到目标值T_{t2_Dem}。由于温度测量本身具有一定的延迟性，且射流预冷条件下总温测量受到水雾的影响具有较大的测量误差，此控制方法会导致实时的冷却介质流量Wc和风扇进口总温偏离预期，导致风扇换算转速n_1r测试偏离实际，进而造成飞发流量不匹配，严重时会引起发动机喘振。

为解决上述工程应用问题，提出了一种射流预冷发动机的喷流降温控制方法。

发明内容

本申请的目的是提供了一种射流预冷发动机的喷流降温控制方法，以解决现有技术中由于温度测量具有延时性而导致冷却介质流量、风扇进口温度、风扇换算转速偏离预期的问题。

本申请的技术方案是：一种射流预冷发动机的喷流降温控制方法，包括：获取飞机的飞行高度H和飞行速度Ma₀，计算射流预冷装置前来流的总温T_t1和总压P_t1；获取风扇进口前目标温度T_{t2_Dem}计算目标风扇的风扇换算转速n_1r，根据风扇换算转速n_1r和换算流量W_2r的对应关系计算风扇的换算流量W_2r，并进一步计算发动机的进口空气流量W₂；根据风扇进口空气流量W₂、射流预冷装置前来流的总温T_t1和风扇进口前目标温度T_{t2_Dem}计算初始冷却介质流量W_c；测量并获取风扇后总温T_t13，并根据发动机工作特性获得总压压比π_f和风扇效率η_f，重构风扇前实际总温T_t2c，利用风扇前实际总温T_t2c对初始冷却介质流量W_c进行修正，得到实际冷却介质流量。