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申请/专利权人：西北工业大学

摘要：本发明公开了一种涡扇航空发动机非线性模型分步线性化方法，用于涡扇航空发动机控制分析技术领域。该方法针对涡扇航空发动机作简化假设，基于其部件特性与气动热力过程，建立涡扇发动机的部件描述方程并转化成可解析线性化的代数表达式。在部件工作点的线性化有效区域内分别泰勒展开获得发动机部件的线性模型。根据涡轮风扇发动机的结构，按照发动机实际结构将部件线性系数矩阵串联起来，得到涡轮风扇发动机的整体线性模型。利用该方法建立发动机线性化模型更加灵活方便，该线性化模型更能凸显发动机内部机理，线性化精度更高，并且可弥补线性模型不能准确描述发动机过渡态过程中的参数变化的不足。

主权项：1.一种涡扇航空发动机非线性模型分步线性化方法，其特征在于：包括以下步骤:步骤1.针对涡扇航空发动机作简化假设，将发动机的部件描述方程转化成可解析线性化的代数表达式；1压气机高压压气机换算转速、换算流量、压比和效率: 根据n2,cor和R线，利用高压压气机特性进行插值得到原始换算流量W’25,cor、压比π'CH和效率η'CH，从而计算得到当前条件下换算流量W25,cor、压比πCH和效率ηCH； 式中，kηCH、kWCH、kπCH为高压压气机效率、流量、压比修正系数；高压压气机出口总压：P*3＝πCHP*25压气机压缩过程的焓变: 根据高压压气机进口参数T25*、P25*、H25、S25和插值计算的πCH、ηCH计算出口参数T3*、H3和S3；全部进口气流由进口状态压缩至出口状态所需的功率:NT＝W25H25-H3在高压压气机部件内有引出气流，引气气流的总压和焓: 高压压气机输出功率与扭矩:Nc＝WcH25-HcHNCH＝NT+Nc-WcH25-H3 式中，Wc为高压压气机引气流量；Nc为高压压气机引气气流消耗的功率；2燃烧室燃烧室出口流量、总压与油气比:W4＝W3+WfPtout＝1-KPtin 式中，K为燃烧室总压损失系数；根据燃烧室能量守恒方程:W3+WfH4＝W3H3+WfHuηb出口焓值计算公式如下: 式中，Hu为燃油的低热值；ηb为燃烧室的燃烧效率；3涡轮高压涡轮出口流量和油气比:W45＝W4a＝W4+WcH 式中，W4a为混合后气流流量；FARcH为高压涡轮冷却气流的油气比；混合前后的气流有如此下的能量守恒关系:WcHHcH+W4H4＝W4aH4a式中，H4a为混合后气流的焓；高压涡轮的换算转速、换算流量和效率计算式如下: W4,cor＝kWTHW’4,corηTH＝kηTHη'TH式中，kWTH为高压涡轮流量修正系数；kηTH为高压涡轮效率修正系数；其中， 高压涡轮出口总压以及出口的实际焓值: H45＝H4a-ηTHH4a-H45i高压涡轮的输出功率和扭矩:NTH＝W4aH4a-H45 4尾喷管尾喷管临界压比:尾喷管真实压比: ①当气流处于临界或超临界状态时，出口气流Ma＝1；尾喷管出口静压、速度与流量与发动机推力为: 式中，K为流量系数；②当气流处于亚临界状态时，尾喷管出口静压等于环境压力；出口气流速度与密度、通过尾喷管的流量以及发动机推力计算如下: 步骤2.根据部件法，以涡扇航空发动机部件为单位，基于其部件内部特性与气动热力过程，通过中间状态变量，将部件输入输出参数之间的关系以数学函数的形式作完整表达，建立涡扇航空发动机的非线性模型: 式中，x为状态，u为输入，y为输出，z为系统的中间变量，f表示系统的状态函数，m为中间变量函数，g表示系统的输出函数；步骤3.在工作点x0,z0,u0的线性化有效区域内，通过对上述代数表达式进行泰勒展开来获得发动机部件的线性模型: 步骤4.根据涡轮风扇发动机的结构，通过对部件模型的匹配，合理地选择输入、输出及中间状态参数，按照发动机实际结构将部件线性系数矩阵串联起来，可得到涡轮风扇发动机的整体线性模型

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