具体实施方式

为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施方式中的附图，对本申请实施方式中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施方式是本申请一部分实施方式，而不是全部的实施方式。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施方式，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施方式，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施方式进行详细说明。

本申请提出了一种航空发动机飞行包线控制方法，如图1所示，主要包括：

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；

步骤S5、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；

步骤S6、以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之间的关系作为热天飞行包线右边界控制计划对发动机进行控制。

以下进行详细说明。

在步骤S1中，根据标准大气温度条件下的发动机控制计划，计算出发动机飞行包线右边界总体性能参数，包括压气机进口流量W₂₅、压气机出口温度T₃、压气机出口温度P₃、主流道涡轮转子前燃气温度T₄₁、流量W₄₁、压力P₄₁。

本实施例中，如图2所示，所述标准大气温度条件下的发动机控制计划包括低压转子转速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随涡轮转子进口温度的之间的关系。

在一些可选实施方式中，步骤S2进一步包括：

步骤S21、根据步骤S1的总体性能参数及发动机空气系统流路尺寸及流路损失，计算出从压气机引出的涡轮转子冷却气温度T_冷却、流量W_冷却、压力P_冷却；

步骤S22、结合主流道涡轮转子前燃气温度T₄₁、流量W₄₁、压力P₄₁，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。

在一些可选实施方式中，步骤S3中，在热天条件下，根据飞机实际飞行能力，通过高度、马赫数计算出飞机热天最高进气温度，设为T_2max，将标准天飞机最高进气温度设为T_2min，按照10℃(可调整)的步长在T_2min与T_2max之间补入i个点，加上T_2min与T_2max累计共(i+2)个点，每个点均需按照如下步骤S4及步骤S5开展计算。

在步骤S4中，首先按低于标准天条件下的n1值给出一个初始值n1′，计算得出步骤S1、步骤S2中的气动参数，计算出热天条件下的涡轮转子基体温度T′_基体。

在步骤S5中，若T′_基体＜T_基体，表示此时给出的初始值n1′较低，发动机推力降低较多，此时需提高n1′，按照步骤S4重新计算涡轮转子基体温度T_基体，直至T′_基体＝T_基体；若T′_基体＞T_基体，表示此时给出的初始值n1′较高，涡轮转子叶片承受的温度负荷较高，此时需降低n1′，按照步骤S4重新计算涡轮转子基体温度T_基体，直至T′_基体＝T_基体；确定出T′_基体＝T_基体条件下的(i+2)个点n1、n2、T₆与发动机进口温度T₂的关系。

在步骤S6中，将(i+2)个点n1、n2、T₆与发动机进口温度T₂的关系作为热天飞行包线右边界控制计划，间接保证涡轮基体(金属)温度不超标，得到的控制计划见图3中虚线所示。

通过上述方式计算的热天条件下涡轮转子叶片冷却气温度、涡轮前转子燃气温度、压气机出口温度随发动机进口温度的变化趋势见图4～图6所示，保证了热天条件下涡轮基体温度与标准天条件下涡轮基体温度相等。

与现有热天飞行包线右边界控制计划相比，本发明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，同时便利了飞行员的操作、保证了不会因为高温使用造成的发动机提前返厂。

以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。