[发明专利]一种航空发动机飞行包线控制方法

说明书

本申请属于飞机发动机控制领域，涉及一种航空发动机飞行包线控制方法，所述方法包括：确定标准大气条件下发动机飞行包线右边界总体性能参数；计算出涡轮转子基体温度T_基体；确定飞机在热天条件下所处最高温度T_2max，将标准天飞机最高进气温度设为T_2min，在T_2min与T_2max之间按设定步长补入多个控制点；给出一个初始值n1′，计算出飞机在热天条件下的涡轮转子基体温度T′_基体；确定T′_基体与T_基体之间的关系，调整初始值n1′，直至T′_基体与T_基体相等，确定各控制点的低压转子转速n1、高压转子转速n2以及低压涡轮出口温度T₆随涡轮转子进口温度T₂的之间的关系。本申请有助于保持航空发动机使用寿命，减小因强度、结构完整性等带来的安全性问题。

技术领域

本申请属于飞机发动机控制领域，特别涉及一种航空发动机飞行包线控制方法。

背景技术

航空发动机在飞行包线右边界的控制计划设计过程中，通常需要综合性能要求及强度、寿命要求开展，而两者又是相互制约的关系，过高的发动机推力需求则意味着需降低发动机强度和寿命储备，反之亦然。在国内航空发动机的研制要求中，通常在标准大气条件下规定相应性能指标，而在超出标准大气温度的热天条件下，通常空中没有明确的指标要求。

目前国内航空发动机在制定飞行包线的控制计划时，未考虑热天(温度大于标准大气温度)条件下的发动机寿命损耗等情况，在飞行包线右边界超出标准天热负荷时仍按照较高的发动机排气温度控制发动机，同时对使用包线也没有限制，这会造成发动机寿命的快速消耗以及潜在的安全性风险。

在飞行包线右边界进气温度变化时，按照相同的发动机排气温度控制发动机的现有调节计划中，虽然涡轮前燃气温度变化不大，但随着发动机进气温度的增加，压气机出口温度也随之增加，存在如下技术缺点：

a)随着压气机出口温度增加，压气机部件的强度和寿命储备将会降低；

b)随着压气机出口温度增加，从压气机引出的涡轮叶片冷却气温度随之增加，从而加大了涡轮工作叶片的热负荷，降低涡轮部件的强度和寿命储备。

发明内容

本发明针对现行热天飞行包线右边界控制计划降低发动机寿命的问题，提出一种在热天飞行包线右边界飞行条件下基于控制涡轮部件冷却气及涡轮转子进口温度的发动机控制方法，解决现行控制计划减少航空发动机寿命快速消耗和潜在的安全性问题，使航空发动机在热天飞行包线右边界使用过程中与标准大气温度条件下使用过程中具备相同的工作寿命，增加发动机的安全性、经济性、使用寿命，减少发动机故障率。

本申请提出了一种航空发动机飞行包线控制方法，包括：

步骤S1、确定标准大气条件下发动机飞行包线右边界总体性能参数；

步骤S2、根据涡轮转子叶片三维仿真计算程序，计算出涡轮转子基体温度T_基体；

步骤S3、确定飞机在热天条件下所处最高温度T_2max，将标准天飞机最高进气温度设为T_2min，在T_2min与T_2max之间按设定步长补入多个控制点；

步骤S4、按低于标准天条件下的低压转子转速n1值给出一个初始值n1′，计算出飞机在热天条件下的涡轮转子基体温度T′_基体；