民航缩比涡扇发动机的控制方法及系统

1.本发明涉及涡扇发动机技术领域，尤其是涉及一种民航缩比涡扇发动机的控制方法及系统。

背景技术：

2.航空涡扇发动机(民航涡扇原机)是为民航飞机飞行产生推力的大型动力装置，其系统集成复杂且制造成本高。现阶段对民航涡扇原机各方面的性能测试需耗费大量成本，且实施难度较大，采用小型化的缩比涡扇发动机来代替民航涡扇原机执行一部分测试任务以达到预研的目的，是推动民航涡扇原机关键技术突破的重要手段之一。开展小型缩比涡扇发动机的实验验证具有低成本、低风险的优点，同时缩比的小流量涡扇发动机可以在高空台的流量范围内进行高空模拟，而控制推力工况及涵道比和民航涡扇原机严格相同，是缩比涡扇发动机准确模拟民航涡扇原机运转的基本原则。
3.现有的用于高速军机/无人机/小型通航公务机的小型涡扇发动机的涵道比通常都较小(如f35战斗机发动机的涵道比约为0.57，歼20战斗机发动机的涵道比约为0.8等)，且推力工况和转速之间的变化关系由于和民航涡扇原机的使用情况不同而有较大差异(技术原因是这些涡扇发动机都不是为民航涡扇原机缩比而设计的，都是为了对应的应用才定的指标)，因此无法作为民航缩比涡扇发动机。现有技术中公开的一种小型涡扇发动机，该小型涡扇发动机没有风扇而只有压气机，且压气机与核心机的涡轮之间采用齿轮结构传动，导致压气机和核心机的转速是成固定比例的，这会使得在某一个推力工况下，涵道比为固定值而不能调节。现有技术中公开的另一种涵道比可控的小型燃气轮机，其通过外涵道流通截面积控制装置来增大或减小相应的局部流通截面面积，结构复杂、阀门多造成系统复杂且可靠性低，且靠截流的方式控制流量会造成总压和流体能量的损失，不利于油耗的减少。
4.因此，现有技术的小型涡扇发动机用作代替民航涡扇原机的小型化的民航缩比涡扇发动机时，存在如下问题：第一、现有的小型涡扇发动机无法在宽裕度范围调节涵道比，例如无法满足涵道比在2-7的范围内调节，无法实现推力工况及涵道比均与和民航涡扇原机严格相同；第二、现有涵道比可控装置靠阀门等机构，结构复杂、阀门多造成系统复杂且可靠性低，且靠截流的方式控制流量会造成总压和流体能量的损失，不利于油耗的减少。

技术实现要素：

5.本发明旨在至少解决现有技术中存在的技术问题之一。为此，本发明的一个目的在于提出一种民航缩比涡扇发动机的控制方法，可以使得涵道比具有较宽的调节范围，且不会造成总压的损失。
6.根据本发明第一方面实施例的民航缩比涡扇发动机的控制方法，所述民航缩比涡扇发动机包括涡道风扇、核心机、位于所述涡道风扇与所述核心机之间的主通道、内涵道以及外涵道，所述涡道风扇采用独立的驱动源；
7.所述民航缩比涡扇发动机的控制方法包括如下步骤：
8.获取所述主通道的主通道截面处的第一温度数据以及第一压力数据；或/和，获取所述外涵道的外涵道截面处的第二温度数据以及第二压力数据；由所述第一温度数据以及所述第一压力数据，或/和所述第二温度数据及第二压力数据计算出涵道比；
9.分别独立调节所述涡道风扇的转速和所述核心机的油门，使所述民航缩比涡扇发动机的推力工况及涵道比与民航涡扇原机的原机推力工况及原机涵道比一致。
10.根据本发明第一方面实施例的民航缩比涡扇发动机的控制方法，具有如下优点，第一、通过分别独立调节涡道风扇的转速和核心机的油门，可以实现在任何推力工况下，对涵道比进行宽范围的(如2-7的范围内)调节，能够完全涵盖民航涡扇原机的涵道比范围(如cfm56涡扇的涵道比范围在5-6左右)，因此本发明的控制方法可以使得民航缩比涡扇发动机的推力工况及涵道比与民航涡扇原机的原机推力工况及原机涵道比一致，进而使得民航缩比涡扇发动机可以准确模拟民航涡扇原机运转，提高了对民航涡扇原机模拟的真实性；第二、通过分别独立调节涡道风扇的转速和核心机的油门来实现涵道比的调节，没有采用复杂且增加适航风险的门阀等机构，也不通过截流控制涵道比，避免了对总压和流体能量造成损失的问题，也可以使得民航缩比涡扇发动机的结构更轻、原材料消耗更少、安全性更高、使用更简便、能耗更低。第三、本发明的控制方法操作简便，调节涵道比时效率高，提高了对民航涡扇原机模拟效率。
11.在一些实施例中，所述涵道比采用第一涵道比、第二涵道比和第三涵道比中的一个或多个；
12.所述第一涵道比采用公式(1)计算得到：
[0013][0014]
所述第二涵道比采用公式(2)计算得到：
[0015][0016]
所述第三涵道比采用公式(3)计算得到：
[0017][0018]
其中，b1为所述第一涵道比，b2为所述第二涵道比，b3为所述第三涵道比；
[0019]
q1为所述民航缩比涡扇发动机的总进气量，由所述第一温度数据、所述第一压力数据以及所述主通道截面的已知面积计算得到；
[0020]
q2为所述外涵道的排气流量，由所述第二温度数据、第二压力数据以及所述外涵道截面的已知面积计算得到；
[0021]
q3为所述内涵道的排气流量，由所述核心机的油门与所述核心机的排气流量的对应关系获得。
[0022]
在一些实施例中，所述民航缩比涡扇发动机的总进气量由公式(4)计算得到：
[0023]
q1＝ρ1
×
v1
×
s1
ꢀꢀꢀꢀ
(4)；
[0024]
其中，公式(4)中的ρ1为所述主通道截面处的气流密度，
t1为所述第一温度数据,psa1为所述第一压力数据中的静压数据；
[0025]
公式(4)中的v1为所述主通道截面处的流速，pdal为所述第一压力数据中的动压数据；
[0026]
公式(4)中的s1为所述主通道截面的已知面积。
[0027]
在一些实施例中，所述第一压力数据中的静压数据由第一静压传感器测量得到，所述第一压力数据中的动压数据由第一总压传感器测量出的第一全压数据减去所述第一静压传感器测量出的静压数据而得到的。
[0028]
在一些实施例中，所述第一压力数据中的静压数据为所述主通道截面处的多个测量点的静压平均值；所述第一压力数据中的动压数据为所述主通道截面处的多个测量点的动压平均值。
[0029]
在一些实施例中，所述外涵道的流量由公式(5)计算得到：
[0030]
q2＝ρ2
×
v2
×
s2
ꢀꢀꢀꢀ
(5)；
[0031]
其中，公式(5)中的ρ2为所述外涵道截面处的气流密度，t2为所述第二温度数据,psa2为所述第二压力数据中的静压数据；公式(5)中的v2为所述外涵道截面处的流速，pda2为所述第二压力数据中的动压数据；
[0032]
公式(5)中的s2为所述外涵道截面的已知面积。
[0033]
在一些实施例中，所述第二压力数据中的静压数据由第二静压传感器测量得到，所述第二压力数据中的动压数据由第二总压传感器测量出的第二全压数据减去所述第二静压传感器测量出的静压数据而得到的。
[0034]
在一些实施例中，所述第二压力数据中的静压数据为所述外涵道截面处的多个测量点的静压平均值；所述第二压力数据中的动压数据为所述主通道截面处的多个测量点的动压平均值。
[0035]
在一些实施例中，所述分别独立调节所述涡道风扇的转速和所述核心机的油门的步骤具体包括如下子步骤：
[0036]
s1：先启动所述涡道风扇到涡道风扇怠速后，再启动所述核心机到核心机怠速；
[0037]
s2：再增大调节所述涡道风扇的转速至与试验所需推力工况下对应的所述涡道风扇的所需排气速度；
[0038]
s3：然后增大调节所述核心机的油门，使所述涵道比与所述原机涵道比一致，或者使所述推力工况与所述原机推力工况一致；
[0039]
s4：在保持所述s3步骤中的所述涵道比与所述原机涵道比一致的情况下，同时分别调节所述涡道风扇的转速和所述核心机的油门，使得所述推力工况与所述原机推力工况一致；
[0040]
或者，在保持所述s3步骤中的所述推力工况与所述原机推力工况一致的情况下，同时分别调节所述涡道风扇的转速和所述核心机的油门，使得所述涵道比与所述原机涵道比一致。
[0041]
本发明第二方面还提供了一种民航缩比涡扇发动机的控制系统。
[0042]
根据本发明第二方面实施例的民航缩比涡扇发动机的控制系统，用于实现根据本发明第一方面实施例的民航缩比涡扇发动机的控制方法；
[0043]
所述控制系统包括所述涡道风扇、所述核心机、温度传感器组件、压力传感器组件和上位机；
[0044]
其中，所述涡道风扇和所述核心机分别与所述上位机相连；
[0045]
所述温度传感器组件和所述压力传感器组件分别与所述上位机相连；
[0046]
所述温度传感器组件用于检测所述第一温度数据，且所述压力传感器组件用于检测所述第一压力数据；或/和所述温度传感器组件用于检测所述第二温度数据，且所述压力传感器组件用于检测所述第二压力数据；
[0047]
所述上位机读取所述第一温度数据以及所述第一压力数据；或/和，读取所述第二温度数据以及所述第二压力数据，并计数出涵道比；所述上位机还用于分别独立调节所述涡道风扇的转速和所述核心机的油门，使所述民航缩比涡扇发动机的推力工况与涵道比与民航涡扇原机的原机推力工况及原机涵道比一致。
[0048]
根据本发明第二方面实施例的民航缩比涡扇发动机的控制系统，可以实现民航缩比涡扇发动机的推力工况、涵道比、核心机转速的调节，通用性好、扩展能力强、开发周期短、成本低(试制原材料用量少、系统复杂度相对低)、部件可替代性强(可更换不同特性的核心机和涡道风扇等)，适用于研制前期民航缩比涡扇发动机控制系统的快速研制和预先试验，可以大幅降低研制成本和试验成本，缩短研制周期。
[0049]
在一些实施例中，所述温度传感器组件还用于检测所述驱动源的温度，所述上位机读取所述驱动源的温度，以判断所述推力工况和所述涵道比的控制要求下的所述驱动源的状态是否符合适航安全性的运转要求。
[0050]
本发明的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本发明的实践了解到。
附图说明
[0051]
本发明的上述和/或附加的方面和优点从结合下面附图对实施例的描述中将变得明显和容易理解，其中：
[0052]
图1为民航缩比涡扇发动机的结构示意图。
[0053]
图2为本发明实施例的民航缩比涡扇发动机的控制方法的流程框图。
[0054]
图3为本发明实施例的民航缩比涡扇发动机的控制系统的结构示意图。
[0055]
附图标记：
[0056]
民航缩比涡扇发动机1000；涡道风扇1；驱动源101；核心机2；主通道3；
[0057]
内涵道4；外涵道5；温度传感器组件6；第一温度传感器601；第二温度传感器602；
[0058]
压力传感器组件7；第一静压传感器701；第一总压传感器702；
[0059]
第二静压传感器703；第二总压传感器704；上位机8；以太网转can控制模块901；
[0060]
网络交换机902；无线局域网903；热电阻模块904；串口服务器905
具体实施方式
[0061]
下面详细描述本发明的实施例，所述实施例的示例在附图中示出，其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。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，仅用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。
[0062]
下面结合图1至图3来描述本发明的民航缩比涡扇发动机1000的控制方法及系统。
[0063]
如图1至图2所示，根据本发明第一方面实施例的民航缩比涡扇发动机1000的控制方法，民航缩比涡扇发动机1000包括涡道风扇1、核心机2、位于涡道风扇1与核心机2之间的主通道3、内涵道4以及外涵道5，涡道风扇1采用独立的驱动源101；民航缩比涡扇发动机1000的控制方法包括如下步骤：获取主通道3的主通道截面处的第一温度数据以及第一压力数据；或/和，获取外涵道5的外涵道截面处的第二温度数据以及第二压力数据；由第一温度数据以及第一压力数据，或/和第二温度数据及第二压力数据计算出涵道比；分别独立调节涡道风扇1的转速和核心机2的油门，使民航缩比涡扇发动机1000的推力工况及涵道比与民航涡扇原机的原机推力工况及原机涵道比一致。
[0064]
具体而言，民航涡扇原机和民航缩比涡扇发动机1000在某一时刻输出的推力占民航涡扇原机和民航缩比涡扇发动机1000可输出的最大推力的百分比为民航涡扇原机和民航缩比涡扇发动机1000在该时刻下推力工况。民航涡扇原机和民航缩比涡扇发动机1000均具有外涵道5和内涵道4，民航涡扇原机和民航缩比涡扇发动机1000输出的推力均为内涵道4排气产生的推力(核心机2产生的推力)与外涵道5排气产生的推力(涡道风扇1产生的推力)之和，其中外涵道5的排气流量与内涵道4的排气流量的比值为涵道比。
[0065]
如图1所示，民航缩比涡扇发动机1000包括涡道风扇1、核心机2、位于涡道风扇1与核心机2之间的主通道3、内涵道4以及外涵道5，涡道风扇1采用独立的驱动源101。民航缩比涡扇发动机1000在工作时，具有独立驱动源101的涡道风扇1运转，将外界气体送入民航缩比涡扇发动机1000内，即首先进入涡道风扇1与核心机2之间的主通道3，然后发生分流，一部分进入外涵道5，另一部分进入核心机2参与燃烧，核心机2燃烧排出的尾气进入到内涵道4中。可以理解的是，核心机2的油门可以自由调节，即核心机2的转速可以自由调节，从而使得内涵道4的流量可以自由调节；涡道风扇1具有独立的驱动源101，即涡道风扇1的转速可以独立自由调节，从而使得主通道3内的流量可以自由调节，也就是说，外涵道5的流量可以独立调节。
[0066]
控制方法包括如下步骤：获取主通道3的主通道截面处的第一温度数据以及第一压力数据；或/和，获取外涵道5的外涵道截面处的第二温度数据以及第二压力数据；由第一温度数据以及第一压力数据，或/和第二温度数据及第二压力数据计算出涵道比；也就是说，涵道比可以采用不同的方式获得，获取涵道比的值从而可以根据实时的涵道比的值进行涵道比的调节。
[0067]
分别独立调节涡道风扇1的转速和核心机2的油门，使民航缩比涡扇发动机1000的推力工况及涵道比与民航涡扇原机的原机推力工况及原机涵道比一致。例如，在任何推力工况下(如7％，30％，85％，100％等)，想要得到较低的涵道比(例如涵道比的控制要求是2)，在保证推力工况不变的情况下，降低涡道风扇1的转速(即降低外涵道5的排气流量、降
低外涵道5排气产生的推力占总推力的比例)，同时提高核心机2的油门(即提高内涵道4排气流量、提高核心机2产生的推力占总推力的比例)，即可实现；反之，想到得到较高的涵道比(例如涵道比控制要求为7)，在保证推力工况不变的情况下，增加涡道风扇1的转速(即增加外涵道5的排气流量、增加外涵道5排气产生的推力占总推力的比例)，同时降低核心机2的油门(即降低内涵道4排气流量、降低核心机2产生的推力占总推力的比例)。
[0068]
也就是说，本发明的控制方法在任何推力工况下，都能实现涵道比的宽范围(如2-7的范围内)调节，能够完全涵盖民航涡扇原机的涵道比范围(如型号为cfm56的发动机的涵道比范围在5-6左右)，因此本发明的控制方法可以使得民航缩比涡扇发动机1000的推力工况及涵道比与民航涡扇原机的原机推力工况及原机涵道比一致，进而使得民航缩比涡扇发动机1000可以准确模拟民航涡扇原机运转，提高了对民航涡扇原机模拟的真实性。本发明的控制方法操作简便，调节涵道比时效率高，提高了对民航涡扇原机模拟效率。
[0069]
本发明通过分别独立调节涡道风扇1的转速和核心机2的油门，实现对内涵道4的排气流量和外涵道5的排气流量的较宽范围调控，取消了复杂且增加适航风险的门阀等机构，也不通过截流控制涵道比，避免了对总压和流体能量造成损失的问题。
[0070]
根据本发明实施例的民航缩比涡扇发动机1000的控制方法，具有如下优点，第一、通过分别独立调节涡道风扇1的转速和核心机2的油门，可以实现在任何推力工况下，对涵道比进行宽范围的(如2-7的范围内)调节，能够完全涵盖民航涡扇原机的涵道比范围(如cfm56涡扇的涵道比范围在5-6左右)，因此本发明的控制方法可以使得民航缩比涡扇发动机1000的推力工况及涵道比与民航涡扇原机的原机推力工况及原机涵道比一致，进而使得民航缩比涡扇发动机1000可以准确模拟民航涡扇原机运转，提高了对民航涡扇原机模拟的真实性；第二、通过分别独立调节涡道风扇1的转速和核心机2的油门来实现涵道比的调节，没有采用复杂且增加适航风险的门阀等机构，也不通过截流控制涵道比，避免了对总压和流体能量造成损失的问题，也可以使得民航缩比涡扇发动机1000的结构更轻、原材料消耗更少、安全性更高、使用更简便、能耗更低。第三、本发明的控制方法操作简便，调节涵道比时效率高，提高了对民航涡扇原机模拟效率。
[0071]
在一些实施例中，分别独立调节涡道风扇的转速和核心机的油门，还可以使得民航缩比涡扇发动机的推力/转速曲线形状与民航涡扇原机推力/转速曲线形状相似，其中，转速为核心机的转速。当需要对民航涡扇原机推力/转速曲线形状进行严格模拟时，先调节民航缩比涡扇发动机1000的涡道风扇1的转速，然后调节民航缩比涡扇发动机1000的核心机2的转速(油门)，使得核心机2的转速满足模拟要求，最后使得民航缩比涡扇发动机1000的推力工况与民航涡扇原机的原机推力工况一致。例如对民航涡扇原机7％推力工况、转速为9000转/min的运行状态进行模拟时，先调节民航缩比涡扇发动机1000的涡道风扇1，再调节民航缩比涡扇发动机1000的核心机2的油门使得核心机2运行至对应的51000转，从而使民航缩比涡扇发动机1000的推力工况达到7％；对民航涡扇原机30％推力工况、转速为11000转/min的运动状态进行模拟时，则先调节民航缩比涡扇发动机1000的涡道风扇1，再调节民航缩比涡扇发动机1000的核心机2的油门使得核心机2运行至对应的62000转/min，从而使得民航缩比涡扇发动机1000的推力工况达30％，9000/51000与11000/62000近似相等。也就是说，本发明的控制方法可以使得民航缩比涡扇发动机1000在任意不同推力工况下的核心机转速比值均与民航涡扇原机的对应推力工况下的核心机转速比值近似或者相
等，即实现了对民航涡扇原机推力/转速曲线形状的严格模拟。通过对核心机2压气机气动特性的调整，结合分别独立调节涡道风扇的转速和核心机的油门，还可以实现在民航缩比涡扇发动机1000的涵道比与民航涡扇原机的涵道比一致时，民航缩比涡扇发动机1000的推力/转速曲线形状与民航涡扇原机的推力/转速曲线形状的严格相似。
[0072]
在一些实施例中，涵道比采用第一涵道比、第二涵道比和第三涵道比中的一个或多个；
[0073]
第一涵道比采用公式(1)计算得到：
[0074][0075]
第二涵道比采用公式(2)计算得到：
[0076][0077]
第三涵道比采用公式(3)计算得到：
[0078][0079]
其中，b1为第一涵道比，b2为第二涵道比，b3为第三涵道比；
[0080]
q1为民航缩比涡扇发动机1000的总进气量(主通道3内的排气流量)，由第一温度数据、第一压力数据以及主通道3截面的已知面积计算得到；
[0081]
q2为外涵道5的排气流量，由第二温度数据、第二压力数据以及外涵道5截面的已知面积计算得到；
[0082]
q3为内涵道4的排气流量，由核心机2的油门与核心机2的排气流量的对应关系获得，具体地，核心机2的排气流量随核心机2的油门的变化关系已做过标定，因此，可以直接根据核心机2的油门依据核心机2的排气流量随核心机2的油门的变化关系来直接得到核心机2的排气流量，从而直接得到内涵道4的排气流量。可以理解的是，第一涵道比、第二涵道比和第三涵道比均根据不同的采集数据计算得到。涵道比可以采用第一涵道比、第二涵道比和第三涵道比中的一种或多种，当涵道比同时采用第一涵道比、第二涵道比和第三涵道比时，在依据实时涵道比的值来调节涵道比时，可以相互比较第一涵道比、第二涵道比和第三涵道比的值，第一涵道比、第二涵道比和第三涵道比的值可以相互验证、反馈，从而使得涵道比的值更加可靠准确，进而可以更好地控制涡道风扇1和核心机2使民航缩比涡扇发动机1000运行在所需要的涵道比，实现实时的涵道比精准控制，从而实现更加准确严格的模拟。
[0083]
在一些实施例中，民航缩比涡扇发动机1000的总进气量由公式(4)计算得到：
[0084]
q1＝ρ1
×
v1
×
s1
ꢀꢀꢀꢀ
(4)；
[0085]
其中，公式(4)中的ρ1为主通道3截面处的气流密度，1.293为标准条件下空气密度，273为绝对零度，101325为标准物理大气压，t1为第一温度数据,psa1为第一压力数据中的静压数据；
[0086]
公式(4)中的v1为主通道3截面处的流速，pdal为第一压力数据中的动压数据；
[0087]
公式(4)中的s1为主通道3截面的已知面积。
[0088]
在一些实施例中，第一压力数据中的静压数据由第一静压传感器701测量得到，第一压力数据中的动压数据由第一总压传感器702测量出的第一全压数据减去第一静压传感器701测量出的静压数据而得到的。
[0089]
在一些实施例中，第一压力数据中的静压数据为主通道3截面处的多个测量点的静压平均值；也就是说，同一个主通道3截面处设置有多个第一静压传感器701，如图1所示，第一静压传感器701设置有两个。第一压力数据中的动压数据为主通道3截面处的多个测量点的动压平均值，也就是说，同一个主通道3截面处设置有多个第一总压传感器702，如图1所示，第一总压传感器702设置有两个。可以理解的是，多个测量点均处于同一个截面内，且多个测量点中的每个测量点均设置有一个第一总压传感器702和一个第一静压传感器701。通过检测主通道3截面处的多个测量点的静压值和多个测量点的动压值，这样，控制算法可根据多个静压值和多个动压值计算得到主通道3截面的静压平均值和动压平均值，以及可以对获得的多个静压值和多个动压值进行偏差分析，以判断和减小测量误差，提高计算结果的准确性。
[0090]
在一些实施例中，外涵道5的流量由公式(5)计算得到：
[0091]
q2＝ρ2
×
v2
×
s2
ꢀꢀ
(5)；
[0092]
其中，公式(5)中的ρ2为外涵道5截面处的气流密度，1.293为标准条件下空气密度，273为绝对零度，101325为标准物理大气压，t2为第二温度数据,psa2为第二压力数据中的静压数据；
[0093]
公式(5)中的v2为外涵道5截面处的流速，pda2为第二压力数据中的动压数据；
[0094]
公式(5)中的s2为外涵道5截面的已知面积。
[0095]
在一些实施例中，第二压力数据中的静压数据由第二静压传感器703测量得到，第二压力数据中的动压数据由第二总压传感器704测量出的第二全压数据减去第二静压传感器703测量出的静压数据而得到的。
[0096]
在一些实施例中，第二压力数据中的静压数据为外涵道5截面处的多个测量点的静压平均值；也就是说，同一个外涵道5截面处设置有多个第二静压传感器703，如图1所示，第二静压传感器703设置有两个。第二压力数据中的动压数据为主通道3截面处的多个测量点的动压平均值；也就是说，同一个外涵道5截面处设置有多个第二总压传感器704，如图1所示，第二总压传感器704设置有两个。可以理解的是，多个测量点均处于同一个截面内，且多个测量点中的每个测量点均设置有一个第二总压传感器704和一个第二静压传感器703。通过检测主通道3截面处的多个测量点的静压值和多个测量点的动压值，这样，控制算法可根据多个静压值和多个动压值计算得到主通道3截面的静压平均值和动压平均值，以及可
以对获得的多个静压值和多个动压值进行偏差分析，以判断和减小测量误差，提高计算结果的准确性。
[0097]
在一些实施例中，如图2所示，分别独立调节涡道风扇1的转速和核心机2的油门的步骤具体包括如下子步骤：
[0098]
s1：先启动涡道风扇1到涡道风扇怠速后，再启动核心机2到核心机怠速；
[0099]
s2：再增大调节涡道风扇1的转速至与试验所需推力工况下对应的涡道风扇1的所需排气速度；这里需要说明一下，试验所需推力工况下对应的涡道风扇1的所需排气速度为对应推力工况下的涡道风扇1的理论排气速度。先将涡道风扇1调节至所需排气速度，这样可以避免核心机2进气不足，会更有利于核心机2的进气与启动。
[0100]
s3：然后增大调节核心机2的油门，例如可以从0％递进逐步调节核心机2的油门，例如每次增加5％的油门。增大调节核心机2的油门，使涵道比与原机涵道比一致，或者使推力工况与原机推力工况一致；也就是说，既可以先使得涵道比与原机涵道比一致，又可以先使得推力工况与原机推力工况一致。
[0101]
s4：在保持s3步骤中的涵道比与原机涵道比一致的情况下，同时分别调节涡道风扇1的转速和核心机2的油门，使得推力工况与原机推力工况一致；或者，在保持s3步骤中的推力工况与原机推力工况一致的情况下，同时分别调节涡道风扇1的转速和核心机2的油门，使得涵道比与原机涵道比一致。
[0102]
由上，本发明实施例的控制方法实现了民航缩比涡扇发动机1000的推力工况及涵道比均与民航涡扇原机的原机推力工况及原机涵道比一致，进而使得民航缩比涡扇发动机1000可以准确模拟民航涡扇原机运转，提高了对民航涡扇原机模拟的真实性。本发明实施例的控制方法操作简便，调节涵道比时效率高，提高了对民航涡扇原机模拟效率。
[0103]
本发明第二方面还提供了一种民航缩比涡扇发动机1000的控制系统。
[0104]
如图3所示，根据本发明第二方面实施例的民航缩比涡扇发动机1000的控制系统，用于实现根据本发明第一方面实施例的民航缩比涡扇发动机1000的控制方法；控制系统包括涡道风扇1、核心机2、温度传感器组件6、压力传感器组件7和上位机8；
[0105]
其中，涡道风扇1和核心机2分别与上位机8相连，上位机8可以读取涡道风扇1和核心机2的数据信息并进行控制。具体地，涡道风扇1和核心机2与以太网转can控制模块901连接，以太网转can控制模块901与网络交换机902连接，网络交换机902通过无线局域网903的形式与上位机8无线连接，从而实现上位机8与核心机2的连接。
[0106]
温度传感器组件6和压力传感器组件7分别与上位机8相连；上位机8可以获取温度传感器组件6和压力传感器组件7输出的信号并计算出涵道比，并实时显示温度传感器组件6和压力传感器组件7检测到的数据以及涵道比。具体地，温度传感器组件6通过热电阻模块904与串口服务器905连接，压力传感器组件7直接与串口服务器905连接，热电阻模块904用于将温度传感器组件6输出的毫伏信号转化为rs485信号，串口服务器905用于将热电阻模块904以及压力传感器组件7输出的rs485信号转换为ethernet信号，串口服务器905也与网络交换机902连接，网络交换机902会将串口服务器905传输过来的ethernet信号通过无线局域网903的方式，远程传输给上位机8，从而实现温度传感器组件6和压力传感器组件7与上位机8的相连。
[0107]
温度传感器组件6用于检测第一温度数据，且压力传感器组件7用于检测第一压力
数据；或/和温度传感器组件6用于检测第二温度数据，且压力传感器组件7用于检测第二压力数据。也就是说，温度传感器组件6可以只包括第一温度传感器601或只包括第二温度传感器602或同时包括第一温度传感器601和第二温度传感器602，压力传感器组件7可以只包括第一静压传感器701和第一总压传感器702或只包括第二静压传感器703和第二总压传感器704或同时包括第一静压传感器701、第一总压传感器702、第二静压传感器703和第二总压传感器704，第一温度传感器601用于检测第一温度数据，第二温度传感器602用于检测出第二温度数据，第一静压传感器701用于检测出第一压力数据中的静压数据，第一总压传感器702用于检测出第一全压数据，第二静压传感器703用于检测出第二压力数据中的静压数据，第二总压传感器704用于检测出第二全压数据。需要说明的是，第一温度传感器601、第一静压传感器701和第一总压传感器702均设置在主通道3的同一个主通道截面处，第二温度传感器602、第二静压传感器703和第二总压传感器704均设置在外涵道5的同一个外涵道截面处。
[0108]
上位机8读取第一温度数据以及第一压力数据；或/和，读取第二温度数据以及第二压力数据，并计数出涵道比；上位机8还用于分别独立调节涡道风扇1的转速和核心机2的油门，使民航缩比涡扇发动机1000的推力工况及涵道比与民航涡扇原机的原机推力工况及原机涵道比一致。
[0109]
根据本发明第二方面实施例的民航缩比涡扇发动机1000的控制系统，可以实现民航缩比涡扇发动机1000的推力工况、涵道比、核心机转速的调节，通用性好、扩展能力强、开发周期短、成本低(试制原材料用量少、系统复杂度相对低)、部件可替代性强(可更换不同特性的核心机2和涡道风扇1等)，适用于研制前期民航缩比涡扇发动机1000控制系统的快速研制和预先试验，可以大幅降低研制成本和试验成本，缩短研制周期。
[0110]
在一些实施例中，温度传感器组件6还用于检测驱动源101的温度，也就是说，温度传感器组件6还包括第三温度传感器。上位机8读取驱动源101的温度，以判断推力工况和涵道比的控制要求下的驱动源101的状态是否符合适航安全性的运转要求，从而有利于提高本发明控制系统的安全性。
[0111]
下面给一组缩比涡扇发动机百分比推力工况对应核心机2理论排气流量的数据。民航缩比涡扇发动机在7％推力工况下，核心机2的理论排气流量为0.221kg/s，即内涵道4排气流量为0.221kg/s，当涵道比范围为2-7时，涡道风扇1进气流量为0.663kg/s-1.768kg/s；民航缩比涡扇发动机在30％推力工况下，核心机2的理论排气流量为0.334kg/s，当涵道比范围为2-7时，涡道风扇1进气流量为1.002kg/s-2.672kg/s；民航缩比涡扇发动机在85％推力工况下，核心机的理论排气流量为0.723kg/s，当涵道比范围为2-7时，涡道风扇1进气流量为2.169kg/s-5.784kg/s；民航缩比涡扇发动机在100％推力工况下，核心机的理论排气流量为0.808kg/s，当涵道比范围为2-7时，涡道风扇1进气流量为2.424kg/s-6.464kg/s。
[0112]
在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“示意性实施例”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、或者特点包含于本发明的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不一定指的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、或者特点可以在任何的一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。
[0113]
尽管已经示出和描述了本发明的实施例，本领域的普通技术人员可以理解：在不
脱离本发明的原理和宗旨的情况下可以对这些实施例进行多种变化、修改、替换和变型，本发明的范围由权利要求及其等同物限定。

技术特征：

1.一种民航缩比涡扇发动机的控制方法，其特征在于，所述民航缩比涡扇发动机包括涡道风扇、核心机、位于所述涡道风扇与所述核心机之间的主通道、内涵道以及外涵道，所述涡道风扇采用独立的驱动源；所述民航缩比涡扇发动机的控制方法包括如下步骤：获取所述主通道的主通道截面处的第一温度数据以及第一压力数据；或/和，获取所述外涵道的外涵道截面处的第二温度数据以及第二压力数据；由所述第一温度数据以及所述第一压力数据，或/和所述第二温度数据及第二压力数据计算出涵道比；分别独立调节所述涡道风扇的转速和所述核心机的油门，使所述民航缩比涡扇发动机的推力工况及涵道比与民航涡扇原机的原机推力工况及原机涵道比一致。2.根据权利要求1所述的民航缩比涡扇发动机的控制方法，其特征在于，所述涵道比采用第一涵道比、第二涵道比和第三涵道比中的一个或多个；所述第一涵道比采用公式(1)计算得到：所述第二涵道比采用公式(2)计算得到：所述第三涵道比采用公式(3)计算得到：其中，b1为所述第一涵道比，b2为所述第二涵道比，b3为所述第三涵道比；q1为所述民航缩比涡扇发动机的总进气量，由所述第一温度数据、所述第一压力数据以及所述主通道截面的已知面积计算得到；q2为所述外涵道的排气流量，由所述第二温度数据、第二压力数据以及所述外涵道截面的已知面积计算得到；q3为所述内涵道的排气流量，由所述核心机的油门与所述核心机的排气流量的对应关系获得。3.根据权利要求2所述的民航缩比涡扇发动机的控制方法，其特征在于，所述民航缩比涡扇发动机的总进气量由公式(4)计算得到：q1＝ρ1
×
v1
×
s1
ꢀꢀꢀꢀ
(4)；其中，公式(4)中的ρ1为所述主通道截面处的气流密度，t1为所述第一温度数据,psa1为所述第一压力数据中的静压数据；公式(4)中的v1为所述主通道截面处的流速，pdal为所述第一压力数据中的动压数据；
公式(4)中的s1为所述主通道截面的已知面积。4.根据权利要求3所述的民航缩比涡扇发动机的控制方法，其特征在于，所述第一压力数据中的静压数据由第一静压传感器测量得到，所述第一压力数据中的动压数据由第一总压传感器测量出的第一全压数据减去所述第一静压传感器测量出的静压数据而得到。5.根据权利要求4所述的民航缩比涡扇发动机的控制方法，其特征在于，所述第一压力数据中的静压数据为所述主通道截面处的多个测量点的静压平均值；所述第一压力数据中的动压数据为所述主通道截面处的多个测量点的动压平均值。6.根据权利要求3所述的民航缩比涡扇发动机的控制方法，其特征在于，所述外涵道的流量由公式(5)计算得到：q2＝ρ2
×
v2
×
s2
ꢀꢀꢀꢀ
(5)；其中，公式(5)中的ρ2为所述外涵道截面处的气流密度，t2为所述第二温度数据,psa2为所述第二压力数据中的静压数据；公式(5)中的v2为所述外涵道截面处的流速，pda2为所述第二压力数据中的动压数据；公式(5)中的s2为所述外涵道截面的已知面积。7.根据权利要求6所述的民航缩比涡扇发动机的控制方法，其特征在于，所述第二压力数据中的静压数据由第二静压传感器测量得到，所述第二压力数据中的动压数据由第二总压传感器测量出的第二全压数据减去所述第二静压传感器测量出的静压数据而得到的。8.根据权利要求7所述的民航缩比涡扇发动机的控制方法，其特征在于，所述第二压力数据中的静压数据为所述外涵道截面处的多个测量点的静压平均值；所述第二压力数据中的动压数据为所述主通道截面处的多个测量点的动压平均值。9.根据权利要求8所述的民航缩比涡扇发动机的控制方法，其特征在于，所述分别独立调节所述涡道风扇的转速和所述核心机的油门的步骤具体包括如下子步骤：s1：先启动所述涡道风扇到涡道风扇怠速后，再启动所述核心机到核心机怠速；s2：再增大调节所述涡道风扇的转速至与试验所需推力工况下对应的所述涡道风扇的所需排气速度；s3：然后增大调节所述核心机的油门，使所述涵道比与所述原机涵道比一致，或者使所述推力工况与所述原机推力工况一致；s4：在保持所述s3步骤中的所述涵道比与所述原机涵道比一致的情况下，同时分别调节所述涡道风扇的转速和所述核心机的油门，使得所述推力工况与所述原机推力工况一致；或者，在保持所述s3步骤中的所述推力工况与所述原机推力工况一致的情况下，同时分别调节所述涡道风扇的转速和所述核心机的油门，使得所述涵道比与所述原机涵道比一致。10.一种民航缩比涡扇发动机的控制系统，其特征在于，用于实现所述权利要求1-9中任意一项所述的民航缩比涡扇发动机的控制方法；
所述控制系统包括所述涡道风扇、所述核心机、温度传感器组件、压力传感器组件和上位机；其中，所述涡道风扇和所述核心机分别与所述上位机相连；所述温度传感器组件和所述压力传感器组件分别与所述上位机相连；所述温度传感器组件用于检测所述第一温度数据，且所述压力传感器组件用于检测所述第一压力数据；或/和所述温度传感器组件用于检测所述第二温度数据，且所述压力传感器组件用于检测所述第二压力数据；所述上位机读取所述第一温度数据以及所述第一压力数据；或/和，读取所述第二温度数据以及所述第二压力数据，并计数出涵道比；所述上位机还用于分别独立调节所述涡道风扇的转速和所述核心机的油门，使所述民航缩比涡扇发动机的推力工况与涵道比与民航涡扇原机的原机推力工况及原机涵道比一致。11.根据权利要求10所述的民航缩比涡扇发动机的控制系统，其特征在于，所述温度传感器组件还用于检测所述驱动源的温度，所述上位机读取所述驱动源的温度，以判断所述推力工况和所述涵道比的控制要求下的所述驱动源的状态是否符合适航安全性的运转要求。

技术总结

本发明公开了一种民航缩比涡扇发动机的控制方法及系统。民航缩比涡扇发动机包括涡道风扇、核心机、位于涡道风扇与核心机之间的主通道、内涵道以及外涵道，涡道风扇采用独立的驱动源；民航缩比涡扇发动机的控制方法包括如下步骤：获取主通道的主通道截面处的第一温度数据以及第一压力数据；或/和，获取外涵道的外涵道截面处的第二温度数据以及第二压力数据；由第一温度数据以及第一压力数据，或/和第二温度数据及第二压力数据计算出涵道比；分别独立调节涡道风扇的转速和核心机的油门，使民航缩比涡扇发动机的推力工况及涵道比与民航涡扇原机的原机推力工况及原机涵道比一致。本发明可以使得涵道比具有较宽的调节范围，且不会造成总压的损失。造成总压的损失。造成总压的损失。