阅读说明：本技术 一种航空发动机加力点火供油方法及系统 (Method and system for boosting ignition oil supply of aircraft engine ) 是由 赵肃 阎巍 蒋联友 李泳凡 施磊 万东凯 张千一 于 2020-11-19 设计创作，主要内容包括：本申请属于飞机发动机设计领域,涉及一种航空发动机加力点火供油方法及系统,所述方法包括：获取在加力点火区域进行点火时的燃油流量的设计值；根据所述设计值确定进行加力点火时的第一供油量,以及加力点火完成后的第二供油量；获取进行航空发动机加力点火供油指令,在第一设定时间段内按照所述第一供油量持续进行供油；随后在第二设定时间段内增大供油量,由所述第一供油量调整为所述第二供油量。本申请提供的航空发动机加力点火渐近式供油设计方法,实现加力点火油量线性递增,与加力燃烧室进口条件更好匹配,减少实际供油偏差对发动机加力点火性能的影响,显著提升航空发动机高空左边界加力接通的可靠性。(The application belongs to the field of aircraft engine design, and relates to an aircraft engine boosting ignition oil supply method and system, wherein the method comprises the following steps: acquiring a design value of fuel flow when ignition is carried out in a boosting ignition area; determining a first oil supply amount during boosting ignition and a second oil supply amount after the boosting ignition is finished according to the design value; acquiring an aircraft engine boosting ignition oil supply instruction, and continuously supplying oil according to the first oil supply amount within a first set time period; and then increasing the oil supply amount in a second set time period, and adjusting the first oil supply amount to the second oil supply amount. The method for designing the forced ignition asymptotic oil supply of the aircraft engine realizes linear increasing of the quantity of the forced ignition oil, is better matched with inlet conditions of a forced combustion chamber, reduces the influence of actual oil supply deviation on the forced ignition performance of the engine, and obviously improves the reliability of forced connection of the high-altitude left boundary of the aircraft engine.)

一种航空发动机加力点火供油方法及系统

技术领域

本申请属于飞机发动机设计领域，特别涉及一种航空发动机加力点火供油方法及系统。

背景技术

常规加力式涡扇发动机，加力一般分区为：加力1区、加力内涵和加力外涵；其中加力1区为加力点火区域，其供油量小，用于实现加力点火，加力内涵和外涵供油量大，用于产生推力。

军用小涵道比发动机需要利用加力燃烧室对气流进行二次燃烧，从而短时间内提高发动机的推力性能。在加力接通的过程需要供油量与喷管面积匹配，供油的准确性对于加力接通至关重要。一般加力接通油量wfa1按照压气机后压力和发动机进口总温进行设计。小涵道比发动机需要保证在高空左边界加力可靠接通，由于高空左边界加力燃烧室进口条件相对恶劣(压力和温度较低)，同时加力点火设计油量较低、供油精度差，易出现加力点火实际油量与加力燃烧室进口条件不匹配，导致加力点火不可靠。

发明内容

为了解决上述技术问题，本申请提出了一种航空发动机加力点火供油方法及系统，通过航空发动机加力点火渐近式供油设计方法，实现加力点火的可靠性。

本申请第一方面提供了一种航空发动机加力点火供油方法，包括：

步骤S1、获取在加力点火区域进行点火时的燃油流量的设计值Wf1；

步骤S2、根据所述设计值Wf1及预设的第一参数K确定进行加力点火时的第一供油量K*Wf1，以及根据所述设计值Wf1及第二参数K₂确定加力点火完成后的第二供油量K₂*Wf1，其中第一参数K小于第二参数K₂，且所述第二参数K₂大于1；

步骤S3、获取进行航空发动机加力点火供油指令，在第一设定时间段内按照所述第一供油量持续进行供油；

步骤S4、随后在第二设定时间段内将供油量由所述第一供油量调整为所述第二供油量。

优选的是，步骤S1中，所述燃油流量的设计值Wf1通过发动机部件试验确定，在发动机部件试验过程中，加力点火区域进行稳定燃烧时的燃油流量即为设计值Wf1。

优选的是，所述确定进行加力点火时的第一供油量之前包括对第一参数K进行预设，该预设步骤包括：

步骤S21、确定航空发动机当前状态，所述航空发动机当前状态包括油门杆偏转角度及发动机转速相对较小所对应的慢车状态及油门杆偏转角度及发动机转速相对较大所对应的中间状态；

步骤S22、若所述航空发动机当前状态为慢车状态，则第一参数K预设为0.5～0.7中的任一值，若所述航空发动机当前状态为中间状态，则第一参数K预设为0.9～1中的任一值。

优选的是，所述第一设定时间段取自3～5s中的任一值，所述第二设定时间段取自2～4s中的任一值。

优选的是，步骤S3之前进一步包括：

获取所述加力点火区域的最小供油量；

若所述第一供油量的低于所述加力点火区域的最小供油量，则在步骤S3中，将所述加力点火区域的最小供油量作为所述第一供油量。

本申请第二方面提供了一种航空发动机加力点火供油系统，包括：

设计值获取模块，用于获取在加力点火区域进行点火时的燃油流量的设计值Wf1；

供油量计算模块，用于根据所述设计值Wf1及预设的第一参数K确定进行加力点火时的第一供油量K*Wf1，以及根据所述设计值Wf1及第二参数K₂确定加力点火完成后的第二供油量K₂*Wf1，其中第一参数K小于第二参数K₂，且所述第二参数K₂大于1；

点火供油模块，用于获取进行航空发动机加力点火供油指令，在第一设定时间段内按照所述第一供油量持续进行供油；

加力燃烧供油模块，用于随后在第二设定时间段内将供油量由所述第一供油量调整为所述第二供油量。

优选的是，所述设计值获取模块中，所述燃油流量的设计值Wf1通过发动机部件试验确定，在发动机部件试验过程中，加力点火区域进行稳定燃烧时的燃油流量即为设计值Wf1。

优选的是，还包括第一参数预设模块，用于在确定进行加力点火时的第一供油量之前对第一参数K进行预设，所述第一参数预设模块包括：

发动机状态获取单元，用于确定航空发动机当前状态，所述航空发动机当前状态包括油门杆偏转角度及发动机转速相对较小所对应的慢车状态及油门杆偏转角度及发动机转速相对较大所对应的中间状态；

参数赋值单元，用于若所述航空发动机当前状态为慢车状态，则第一参数K预设为0.5～0.7中的任一值，若所述航空发动机当前状态为中间状态，则第一参数K预设为0.9～1中的任一值。

优选的是，所述第一设定时间段取自3～5s中的任一值，所述第二设定时间段取自2～4s中的任一值。

优选的是，还包括第一供油量修订模块，所述第一供油量修订模块包括：

最小供油量获取单元，用于获取所述加力点火区域的最小供油量；

第一供油量判断单元，用于若所述第一供油量的低于所述加力点火区域的最小供油量，则在所述点火供油模块中，将所述加力点火区域的最小供油量作为所述第一供油量。

本申请提供的航空发动机加力点火渐近式供油设计方法，实现加力点火油量线性递增，与加力燃烧室进口条件更好匹配，减少实际供油偏差对发动机加力点火性能的影响，显著提升航空发动机高空左边界加力接通的可靠性。

附图说明

图1是本申请航空发动机加力点火供油方法的一优选实施例的供油示意图。

图2是本申请航空发动机加力点火供油方法的另一优选实施例的供油示意图。

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。

本申请提出了一种针对航空发动机加力点火供油方法，主要包括：

步骤S1、获取在加力点火区域进行点火时的燃油流量的设计值Wf1；

步骤S2、根据所述设计值Wf1及预设的第一参数K确定进行加力点火时的第一供油量K*Wf1，以及根据所述设计值Wf1及第二参数K₂确定加力点火完成后的第二供油量K₂*Wf1，其中第一参数K小于第二参数K₂，且所述第二参数K₂大于1；

步骤S3、获取进行航空发动机加力点火供油指令，在第一设定时间段内按照所述第一供油量持续进行供油；

步骤S4、随后在第二设定时间段内将供油量由所述第一供油量调整为所述第二供油量。

本申请步骤S3及步骤S4实际上是给出了一种渐进式的供油方法，即在点火过程中的供油量要小于稳定燃烧时的供油量，图1给出了本申请渐进式供油与传统的供油直接的区别，图1中，横坐标为时间，纵坐标为供油量，传统供油模式，在加力点火区间及点火后的正常工作区间，供油量均保持不变，此时的供油量wfa1，为加力燃烧室部件试验获取的稳定燃烧油量。本申请的渐进式供油模式中，在点火区间选取最有利点火的供油量，以保证点火成功可靠，在稳定工作阶段，设置偏高的供油量，以实现火焰粗壮稳定。

在一些可选实施方式中，步骤S1中，所述燃油流量的设计值Wf1通过发动机部件试验确定，在发动机部件试验过程中，加力点火区域进行稳定燃烧时的燃油流量即为设计值Wf1。

在一些可选实施方式中，所述确定进行加力点火时的第一供油量之前包括对第一参数K进行预设，该预设步骤包括：

步骤S21、确定航空发动机当前状态，所述航空发动机当前状态包括油门杆偏转角度及发动机转速相对较小所对应的慢车状态及油门杆偏转角度及发动机转速相对较大所对应的中间状态；

步骤S22、若所述航空发动机当前状态为慢车状态，则第一参数K预设为0.5～0.7中的任一值，若所述航空发动机当前状态为中间状态，则第一参数K预设为0.9～1中的任一值。

以慢车状态下第一参数K取0.6、中间状态下第一参数K取1.0，第二参数K₂取1.2为例进行说明。

该实施例实际上是对第一参数K的取值做了一定约束，针对的是不同的起始状态，即在发动机慢车状态或节流状态的下进行加力点火时的第一参数K的取值，与发动机中间状态下进行加力点火时的第一参数K的取值是不同的。图2给出了这两种情况下的对比。

结合图2，上半部分为慢车状态或节流状态的加力供油示意图，慢车或节流状态进行加力点火时，主机状态(n2转速)需先执行加速，在n2转速距离中间状态n2转速相差达到10％时，执行加力点火，此时发动机状态偏低，按0.6倍设计油量进行点火，稳定燃烧时，转速达到额定状态，按1.2倍设计油量保证火焰粗壮可靠。慢车或节流状态的判据为：

油门杆PLA(角度传感器)≥起动域(如10°)且PLA＜中间域(如65°)且慢车转速(如68％)≤n2≤中间转速(如96％)。

图2的下半部分为中间状态的加力供油示意图，中间状态行加力点火时，主机状态(n2转速)与加力状态相当，因此接通加力时，发动机状态较高，按1.0倍设计油量点火，按1.2倍的设计油量维持稳定燃烧，保证火焰粗壮可靠。中间状态的判据为：

油门杆PLA处于中间域，如65≤PLA≤71n2转速处于较高状态，如n2≥96％。

在一些可选实施方式中，所述第一设定时间段取自3～5s中的任一值，所述第二设定时间段取自2～4s中的任一值。

在一些可选实施方式中，步骤S3之前进一步包括：

获取所述加力点火区域的最小供油量；

若所述第一供油量的低于所述加力点火区域的最小供油量，则在步骤S3中，将所述加力点火区域的最小供油量作为所述第一供油量。

上述两个实施例对各参数进行了限制，最终构成的供油表达式如下：

其中，t≥tk1时线性过渡的斜率为：

其中，t₀为第二设定时间段，一般取值为3s，t_k1为第一设定时间段，一般取值为3.4s，Wf1min为加力一区最小供油量，默认100kg/h，Wf1为加力一区燃油流量的设计值，Wfa1为本申请确定的加力一区燃油流量。

本申请提供的航空发动机加力点火渐近式供油设计方法，实现加力点火油量线性递增，与加力燃烧室进口条件更好匹配，减少实际供油偏差对发动机加力点火性能的影响，显著提升航空发动机高空左边界加力接通的可靠性。

本申请第二方面提供了一种与上述方法对应的航空发动机加力点火供油系统，主要包括：

设计值获取模块，用于获取在加力点火区域进行点火时的燃油流量的设计值Wf1；

供油量计算模块，用于根据所述设计值Wf1及预设的第一参数K确定进行加力点火时的第一供油量K*Wf1，以及根据所述设计值Wf1及第二参数K₂确定加力点火完成后的第二供油量K₂*Wf1，其中第一参数K小于第二参数K₂，且所述第二参数K₂大于1；

点火供油模块，用于获取进行航空发动机加力点火供油指令，在第一设定时间段内按照所述第一供油量持续进行供油；

加力燃烧供油模块，用于随后在第二设定时间段内将供油量由所述第一供油量调整为所述第二供油量。

在一些可选实施方式中，所述设计值获取模块中，所述燃油流量的设计值Wf1通过发动机部件试验确定，在发动机部件试验过程中，加力点火区域进行稳定燃烧时的燃油流量即为设计值Wf1。

在一些可选实施方式中，还包括第一参数预设模块，用于在确定进行加力点火时的第一供油量之前对第一参数K进行预设，所述第一参数预设模块包括：

发动机状态获取单元，用于确定航空发动机当前状态，所述航空发动机当前状态包括油门杆偏转角度及发动机转速相对较小所对应的慢车状态及油门杆偏转角度及发动机转速相对较大所对应的中间状态；

参数赋值单元，用于若所述航空发动机当前状态为慢车状态，则第一参数K预设为0.5～0.7中的任一值，若所述航空发动机当前状态为中间状态，则第一参数K预设为0.9～1中的任一值。

在一些可选实施方式中，所述第一设定时间段取自3～5s中的任一值，所述第二设定时间段取自2～4s中的任一值。

在一些可选实施方式中，还包括第一供油量修订模块，所述第一供油量修订模块包括：

最小供油量获取单元，用于获取所述加力点火区域的最小供油量；

第一供油量判断单元，用于若所述第一供油量的低于所述加力点火区域的最小供油量，则在所述点火供油模块中，将所述加力点火区域的最小供油量作为所述第一供油量。

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。