设定根据飞行器速度变化的发动机起动燃料流的方法和系统专利检索-燃气涡轮发动机涡轮机专利检索查询-专利查询网

设定根据 飞行器速度变化的 发动机起动 燃料流的方法和系统

阅读：378发布：2020-05-11

专利汇可以提供设定根据飞行器速度变化的发动机起动燃料流的方法和系统专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且本发明涉及设定根据飞行器速度变化的发动机起动燃料流的方法和系统。这里提供了用于设定用于起动飞行器的燃气涡轮发动机的燃料流计划的方法和系统。获得飞行器速度和发动机转速。通过组合受飞行器速度影响的第一分量和受发动机转速影响的第二分量来估算压缩机入口恢复压力，并且根据估算的压缩机入口恢复压力选择用于发动机起动的燃料流计划。，下面是设定根据飞行器速度变化的发动机起动燃料流的方法和系统专利的具体信息内容。

权利要求

1.一种用于设定用于起动飞行器的燃气涡轮发动机的燃料流计划的方法，该方法包括：
获得飞行器速度和发动机转速；
通过组合受飞行器速度影响的第一分量和受发动机转速影响的第二分量来估算压缩机入口恢复压力；以及
根据估算的压缩机入口恢复压力选择用于发动机起动的燃料流计划。
2.根据权利要求1所述的方法，其中，估算压缩机入口恢复压力包括为给定的入口设计使用由飞行器速度和由发动机转速引起的入口损失的特征数据。
3.根据权利要求2所述的方法，其中，使用入口损失的特征数据包括，当收到发动机起动请求时，为打开的入口旁通门和关闭的入口旁通门中的相应一个选择数据集，作为入口旁通门的位置的函数。
4.根据权利要求2所述的方法，其中，估算压缩机入口恢复压力包括将飞行器速度转换为马赫数并使用绘制马赫数与恢复压力相对于总空气压力的曲线来获得第一分量。
5.根据权利要求4所述的方法，其中，估算压缩机入口恢复压力包括使用绘制标准化发动机转速与恢复压力相对于总空气压力的曲线来获得第二分量。
6.根据权利要求5所述的方法，其中，第一分量对应于用于恢复压力相对于总空气压力的第一值，并且第二分量对应于用于恢复压力相对于总空气压力的第二值，其中，第一值和所述第二值乘在一起，并且其中，这个乘法的结果乘以等熵总空气压力以获得估算的压缩机入口恢复压力。
7.根据权利要求1所述的方法，其中选择燃料流计划包括使用以下等式将燃料流偏差应用于原始燃料流计划：
其中，是估算的压缩机入口恢复压力，是环境压力，C是从使与最大飞行器速度下的所需起动燃料流相关的表格中选择的值。
8.如权利要求1所述的方法，还包括在发动机起动的开环步骤期间应用燃料流。
9.如权利要求8所述的方法，还包括在发动机起动的闭环步骤期间将燃料流计划设定为最小燃料流限制。
10.一种用于设定用于起动飞行器的燃气涡轮发动机的燃料流计划的系统，所述发动机具有压缩机入口和压缩机出口，所述系统包括：
处理单元；和
非暂时性计算机可读存储器，其上存储有可由处理单元执行的程序指令，用于：
获得飞行器速度和发动机转速；
通过组合受飞行器速度影响的第一分量和受发动机转速影响的第二分量来估算压缩机入口恢复压力；和
根据估算的压缩机入口恢复压力选择用于发动机起动的燃料流计划。
11.根据权利要求10所述的系统，其中，估算压缩机入口恢复压力包括为给定的入口设计使用由飞行器速度和由发动机转速引起的入口损失的特征数据。
12.根据权利要求11所述的系统，其中，使用入口损失的特征数据包括，当收到发动机起动请求时，为打开的入口旁通门和关闭的入口旁通门中的相应一个选择数据集，作为入口旁通门的位置的函数。
13.根据权利要求11所述的系统，其中，估算压缩机入口恢复压力包括将飞行器速度转换为马赫数并使用绘制马赫数与恢复压力相对于总空气压力的曲线来获得第一分量。
14.根据权利要求13所述的系统，其中，估算压缩机入口恢复压力包括使用绘制标准化发动机转速与恢复压力相对于总空气压力的曲线以获得第二分量。
15.根据权利要求14所述的系统，其中，第一分量对应于用于恢复压力相对于总空气压力的第一值，并且第二分量对应于用于恢复压力相对于总空气压力的第二值，其中，第一值和所述第二值乘在一起，并且其中，这个乘法的结果乘以取决于飞行器速度的等熵总空气压力增加以获得估算的压缩机入口恢复压力。
16.根据权利要求10所述的系统，其中选择燃料流计划包括使用以下等式将燃料流偏差应用于原始燃料流计划：
其中，是估算的压缩机入口恢复压力，是环境压力，C是从使与最大飞行器速度下的所需起动燃料流相关的表格中选择的值。
17.如权利要求10所述的系统，其中，程序指令还可执行以在发动机起动的开环步骤期间应用所述燃料流。
18.如权利要求10所述的系统，其中，程序指令还可执行以在发动机起动的闭环步骤期间将所述燃料流计划设定为最小燃料流限制。
19.一种计算机可读介质，其上存储有可由处理器执行的程序代码，用于设定用于起动飞行器的燃气涡轮发动机的燃料流计划，所述发动机具有压缩机入口和压缩机出口，所述程序代码包括用于以下的指令：
获得飞行器速度和发动机转速；
通过组合受飞行器速度影响的第一分量和受发动机转速影响的第二分量来估算压缩机入口恢复压力；和
根据估算的压缩机入口恢复压力选择用于发动机起动的燃料流计划。
20.根据权利要求19所述的计算机可读介质，其中，估算压缩机入口恢复压力包括为给定的入口设计使用由飞行器速度和由发动机转速引起的入口损失的特征数据。

说明书全文

设定根据飞行器速度变化的 发动机起动 燃料流的方法和系统

技术领域

[0001] 本发明总体上涉及燃气涡轮发动机起动和重新起动，并且更具体地涉及根据飞行器速度优化涡轮发动机起动和重新起动。

背景技术

[0002] 基于在地面和飞行包络线上实现的特征来设计涡轮发动机起动和重新起动能力。起动和重新起动过程包括两个阶段：直接燃料流控制和子怠速加速调节。当处于子怠速加速模式时，控制系统调节燃料流以维持预定义的加速度基准。目的是确保识别适当的燃料和加速计划以在所有条件下有效地起动发动机，同时避免不期望的发动机行为，例如压缩机失速、过热、发动机暂停或熄火。

[0003] 发动机起动过程可能涉及相矛盾的需求。例如，冷发动机加速需求可以由压缩机稳定性决定，而热或高速发动机重新起动加速必须足够高以防止发动机熄火。为简单起见，燃料和加速计划有时被定义为折衷，其导致限制发动机重新起动的飞行器速度或者在所有情况下都不能实现最短的可能怠速时间。

[0004] 因此，存在改进的空间。

发明内容

[0005] 在一个方面，提供了一种用于设定用于起动飞行器的燃气涡轮发动机的燃料流计划的方法。该方法包括获得飞行器速度和发动机转速，通过组合受飞行器速度影响的第一分量和受发动机转速影响的第二分量来估算压缩机入口恢复压力，以及根据估算的压缩机入口恢复压力选择用于发动机起动的燃料流计划。

[0006] 在另一方面，提供了一种用于设定用于起动飞行器的燃气涡轮发动机的燃料流计划的系统，该发动机具有压缩机入口和压缩机出口。该系统包括处理单元和其上存储有程序指令的非暂时性计算机可读存储器。这些指令可由处理单元执行以获得飞行器速度和发动机转速，通过组合受飞行器速度影响的第一分量和受发动机转速影响的第二分量来估算压缩机入口恢复压力，和根据估算的压缩机入口恢复压力选择用于发动机起动的燃料流计划。

[0007] 在另一方面，提供了一种计算机可读介质，其上存储有程序代码，该程序代码可由处理器执行，用于设定用于起动飞行器的燃气涡轮发动机的燃料流计划，该发动机具有压缩机入口和压缩机出口。该程序代码包括的指令用于获得飞行器速度和发动机转速，通过组合受飞行器速度影响的第一分量和受发动机转速影响的第二分量来估算压缩机入口恢复压力，和根据估算的压缩机入口恢复压力选择用于发动机起动的燃料流计划。附图说明

[0008] 现在参考附图，其中：图1是示例性燃气涡轮发动机的示意图;
图2是用于设定用于起动燃气涡轮发动机的燃料流计划的示例方法的流程图;
图3是具有用于受飞行器速度影响的入口损失的示例特征数据的图表；
图4是具有受发动机转速影响的入口损失的示例特征数据的图表;
图5是用于估算压缩机入口恢复压力的示例实施例的框图; 和
图6是用于实施图2的方法的示例计算设备的框图；
应注意，在所有附图中，相同的特征由相同的附图标记标识。

具体实施方式

[0009] 图1示出了燃气涡轮发动机100，可以使用本文所述的系统和方法为这个燃气涡轮发动机设定用于发动机起动和/或重新起动的燃料流计划。注意，虽然发动机100是涡轮螺旋桨发动机，但是本文描述的燃料流计划设定方法和系统也可以适用于涡轮风扇发动机、涡轮轴发动机和辅助动力单元（APU）。

[0010] 发动机100通常包括处于串联连通的螺旋桨120、压缩机部分114、燃烧器116以及涡轮机部分106，其中，螺旋桨120连接到轴108并且环境空气通过其被推进，压缩机部分114用于加压空气，压缩空气与燃料在燃烧器116中混合并被点燃用于产生热燃烧气体的环形流，涡轮机部分106用于从燃烧气体中提取能量。压缩机114具有入口118和出口110。

[0011] 参考图2，示出了用于设定起动燃气涡轮发动机（例如图1的发动机100）的燃料流计划的示例方法200的流程图。注意，整个发明中使用的表达“发动机起动”和“起动发动机”指代发动机起动和重新起动两者。方法200用于选择作为飞行器速度的函数的合适的燃料流计划。当飞行器正高速飞行时，它还可用于提供足够的燃料流以防止在起动过程的闭环阶段期间熄火。更具体地，飞行器速度用于调节给发动机的直接流命令，以优化发动机起动过程并改善怠速时间。

[0012] 在一些实施例中，在接收到发动机起动请求时触发方法200。在步骤202，获得两个参数，即飞行器速度和发动机转速。飞行器速度是指空速，即飞行器相对于空气的速度。在一些实施例中，空速取自连接到导向静止系统的空速计并且对应于指示空速。在一些实施例中，所获得的指示空速是从一个或多个皮托管探针和一个或多个静态端口产生的空速信号，这些探针面向即将到来的气流以测量皮托管压力，这些端口用于测量气流中的静压。在其他实施例中，空速对应于校准空速，该校准空速是针对仪器误差、位置误差和/或安装误差校正的指示空速。在又一些其他实施例中，空速是等效空速，其是作为不可压缩动态压力的函数的空速或作为飞行器相对于大气的速度的真实空速的量度。可以使用任何合适的空速测量方法。在一些实施例中，空速被转换为马赫数，以便允许直接等熵计算。发动机转速指的是发动机100的芯轴的旋转速度，并且可以以每分钟转数（rpm）、每秒转数（rev/s）或每秒弧度（rad/s）来规定。发动机转速可以使用任何合适的传感器测量，或者根据其他发动机参数计算，例如发动机扭矩或振动信号的谐波频率分量。

[0013] 在步骤204，确定压缩机入口恢复压力。返回参考图1，压缩机入口118处的恢复压力示为P1。在一些实施例中，方法200应用于不以压缩机入口压力传感器为特征的发动机，例如发动机100。这样，使用其他技术确定或估算P1。在一些实施例中，通过组合受飞行器速度影响的第一分量和受发动机转速影响的第二分量来估算P1。

[0014] 可以使用各种技术来确定第一和第二分量，其中之一是使用特征数据。更具体地，在飞行器飞行试验期间，对于给定的入口设计，可以表征（或测量）由飞行器速度和发动机转速引起的入口损失。参考图3，示出了图表300，其示出了用于受飞行器速度影响的入口损失的示例特征数据，用马赫数表示。x轴对应于马赫数，y轴对应于压缩机入口恢复压力（P1）与总空气压力（Pt）的比率。

[0015] 在一些实施方案中，使用入口旁通门的两个不同位置即打开和关闭进行表征。曲线302对应于关闭的入口旁通门的数据集，而曲线304对应于打开的入口旁通门的数据集。

[0016] 在接收到发动机起动请求时使用已知的空速和入口旁通门的位置，从曲线图300确定P1/Pt的第一值。该第一值是受飞行器速度影响的估算的压缩机入口恢复压力的第一分量。

[0017] 图4示出了用于受发动机转速影响的入口损失的示例性特征数据，如图表400所示。该特征数据可在飞行器飞行试验期间或在飞行器静止时确定，因为其仅与发动机有关并且是独立于飞行器的高度和速度。x轴对应于标准化发动机转速（NGN），而y轴对应于P1/Pt。注意，发动机转速不需要标准化。在所示实施例中，曲线402对应于用于关闭的入口旁通门的数据集，曲线404对应于用于打开的入口旁通门的数据集。使用在步骤202中获得的发动机转速，从图表400获得P1/Pt的第二值。该第二值是受发动机转速影响的估算的压缩机入口恢复压力的第二分量。

[0018] 在一些实施例中，根据图5中所示的框图组合第一和第二分量。框502和504表示第一和第二分量，根据入口旁通门的位置和空速（或马赫数）确定第一分量，根据入口旁通门的位置和发动机转速确定第二分量。在框506，将第一和第二分量，即P1/Pt的第一值和P1/Pt的第二值乘在一起，并输出P1/Pt的第三值。在框508，将P1/Pt的第三值乘以等熵总气压（Pt_isentropic），以便从P1/Pt中去除总气压分量并将P1隔离为估算的入口恢复压力。

[0019] 使用以下公式确定作为飞行器速度的函数的等熵总气压： (1)
在等式（1）中，M是飞行器的马赫数，Pamb是环境压力，y是热容比（也称为绝热指数）。对于空气，y=1.4。也可以使用用于找到Pt_isentropic的其他技术，例如使用查找表而不是执行计算。类似地，也可以使用其他公式。

[0020] 返回参考图2，一旦获得估算的入口恢复压力，方法200就前进到步骤206，其中根据估算的P1选择燃料流计划。例如，查找表可用于将P1值与发动机起动的相应流计划相关联。在一些实施例中，P1与Pamb的比率被用于选择燃料流计划。

[0021] 在一些实施例中，选择燃料流计划包括将燃料流偏差应用于原始燃料流计划。例如，可以使用以下公式确定燃料流偏差： (2)
在等式（2）中，P1是估算的压缩机入口恢复压力，Pamb是环境压力，并且C是从使与最大飞行器速度下的所需起动燃料流相关的表格中选择的值。计算出的燃料流偏差对应于要从原始燃料流计划中添加（或减去）的燃料流的补偿，从而考虑飞行器速度。

[0022] 一些实施例中，发动机起动以三个步骤执行，即导致起燃的加速的第一步骤，接着是在开环过程中设定燃料流的第二步骤，接着是闭环过程中的加速控制的第三步骤。根据一些实施例，方法200用于在开环过程中选择在发动机起动的第二步骤期间要使用的燃料流计划。在一些实施例中，在第二步骤期间应用的燃料流计划也在第三步骤中用作最小燃料流限制。然后根据需要调节最小燃料流直至达到怠速。

[0023] 参考图6，方法200可以由计算设备610实现，计算设备610包括处理单元612和存储器614，存储器614中存储有计算机可执行指令616。处理单元612可以包括配置成执行方法200的任何合适的设备，使得指令616在由计算设备610或其他可编程装置执行时可以使得作为如本文所述的方法200的一部分执行的功能/动作/步骤被执行。处理单元612可包括例如任何类型的通用微处理器或微控制器、数字信号处理（DSP）处理器、中央处理单元（CPU）、集成电路、现场可编程门阵列（FPGA）、可重构处理器、其他合适的编程或可编程逻辑电路，或其任何组合。注意，计算设备可以实现为全权限数字发动机控制（FADEC）或其他类似设备的一部分，包括电子发动机控制（EEC），发动机控制单元（EUC）等。

[0024] 存储器614可包括任何合适的已知或其他机器可读存储介质。存储器614可以包括非暂时性计算机可读存储介质，例如但不限于电子，磁，光，电磁，红外或半导体系统，装置或设备，或者前述的任何合适的组合。存储器614可以包括位于设备内部或外部的任何类型的计算机存储器的适当组合，例如随机存取存储器（RAM），只读存储器（ROM），光盘只读存储器（CDROM）。），电光存储器，磁光存储器，可擦除可编程只读存储器（EPROM），以及电可擦除可编程只读存储器（EEPROM），铁电RAM（FRAM）等。存储器614可以包括适合于可检索地存储可由处理单元612执行的机器可读指令616的任何存储装置（例如，设备）。

[0025] 用于本文所述的设定起动飞行器的燃气涡轮发动机的燃料流计划的方法和系统可以以高级过程或面向对象的编程或脚本语言或其组合来实现，以与例如计算设备610通信或在计算机系统的操作中给予协助。或者，用于设定起动飞行器的燃气涡轮发动机的燃料流计划的方法和系统可以以汇编或机器语言实现。该语言可以是编译或解释语言。用于实现用于检测控制系统中的传感器的故障的方法和系统的程序代码可以存储在存储介质或设备上，例如ROM、磁盘、光盘、闪存驱动器或任何其他合适的存储介质或设备。程序代码可以由通用或专用可编程计算机读取，用于在计算机读取存储介质或设备以执行本文所述的过程时配置和操作计算机。用于设定起动飞行器的燃气涡轮发动机的燃料流计划的方法和系统的实施例也可以被认为是通过其上存储有计算机程序的非暂时性计算机可读存储介质来实现的。该计算机程序可以包括计算机可读指令，该计算机可读指令使计算机或者更具体地是计算设备610的处理单元612以特定和预定义的方式操作以执行本文描述的功能，例如方法200中描述的那些功能。

[0026] 计算机可执行指令可以是许多形式，包括由一个或多个计算机或其他设备执行的程序模块。通常，程序模块包括执行特定任务或实现特定抽象数据类型的例程、程序、对象、汇编、数据结构等。通常，在各种实施例中，可以根据需要组合或分布程序模块的功能。

[0027] 以上描述仅是示例性的，并且本领域技术人员将认识到，在不脱离所公开的本发明的范围的情况下，可以对所描述的实施例进行改变。根据对本公开的回顾，对于本领域技术人员来说，落入本发明范围内的其他修改是显而易见的。

[0028] 用于设定起动飞行器的燃气涡轮发动机的燃料流计划的方法和系统的各个方面可以单独使用、组合使用，或者以前述实施例中未具体描述的各种配置进行使用，并且因此，不限于在前面的描述中阐述的或在附图中示出的部件的细节和布置。例如，一个实施例中描述的方面可以以任何方式与其他实施例中描述的方面组合。尽管已经示出和描述了特定实施例，但是对于本领域技术人员来说显而易见的是，在不脱离本发明的更广泛方面的情况下，可以进行改变和修改。所附权利要求的范围不应受实施例中阐述的实施方案的限制，而应给出与整个说明书一致的最广泛的合理解释。

标题	发布/更新时间	阅读量
主动HPC间隙控制	2020-05-08	916
燃气涡轮发动机	2020-05-08	823
用于在空隙控制系统中使用的歧管及制造方法	2020-05-08	833
具有改进的旁通流的直升机发动机进气口	2020-05-08	1023
具有燃料喷嘴的系统和方法	2020-05-08	77
添加制造系统和制造方法	2020-05-08	566
用于检测和适应扭矩信号的损失的方法和系统	2020-05-11	740
用于涡轮发动机的保养管	2020-05-08	214
用于涡轮叶片的阻尼器销	2020-05-08	355
设定根据飞行器速度变化的发动机起动燃料流的方法和系统	2020-05-11	378

设定根据飞行器速度变化的发动机起动燃料流的方法和系统

设定根据飞行器速度变化的发动机起动燃料流的方法和系统

技术领域

背景技术

发明内容

具体实施方式

该功能需要专业版企业版VIP权限，您可以：