一种航空燃气涡轮发动机座舱监视温度的修正方法

技术领域

本申请属于航空发动机设计领域，特别涉及一种航空燃气涡轮发动机座舱监视温度的修正方法。

背景技术

目前，飞机座舱中显示的发动机温度通常为低压涡轮后温度(T

这种显示方案有如下缺点：发动机中间及以上状态T

飞行员在操纵飞机时，除需监控发动机参数外，还需要监控大量飞机参数，座舱中显示的发动机温度最好能够做到方便飞行员记忆。

因此如何让飞行员简单高效地判断低压涡轮后温度是否出现异常是一个需要解决的问题。

发明内容

本申请的目的是提供了一种航空燃气涡轮发动机座舱监视温度的修正方法，以解决现有技术中中的低压涡轮后温度是否异常飞行员难以直接判断的问题。

本申请的技术方案是：一种航空燃气涡轮发动机座舱监视温度的修正方法，包括：

对发动机进口温度T

再次判断飞机是否处于高空大马赫飞行或者跨音速飞行状态，若飞机处于高空大马赫飞行状态，则低压涡轮后温度控制计算值T

获取发动机低压涡轮后温度实测值T

当发动机进口温度小于等于第一分段节点时，则座舱显示温度T

优选地，当T

优选地，A的取值范围为0.7～1.0。

本申请的一种航空燃气涡轮发动机座舱监视温度的修正方法，通过对发动机进口温度进行分段，而后不同的分段节点设置不同的控制计划值，当发动机进口温度处于不同的分段节点区间时，令低压涡轮后温度控制计划值等于不同的数值，而后根据飞机的状态的不同对控制计划值进行上调，并且在获得低压涡轮后温度实测值后，设置发动机温度第一修正系数，而后根据发动机进口温度的大小对低压涡轮后温度实测值进行修正；可以保证修正后的发动机红线显示温度在全包线范围是一个定值，可以解决不同发动机进气温度和不同飞行状态下，发动机中间及以上状态T

附图说明

为了更清楚地说明本申请提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本申请的一些实施例。

图1为本申请整体流程示意图。

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例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。

一种航空燃气涡轮发动机座舱监视温度的修正方法，如图1所示，包括如下步骤：

步骤S100，对发动机进口温度T

当发动机进口温度T

步骤S200，再次判断飞机是否处于高空大马赫飞行或者跨音速飞行状态，若飞机处于高空大马赫飞行状态，则低压涡轮后温度控制计算值T

步骤S300，获取发动机低压涡轮后温度实测值T

步骤S400，当发动机进口温度小于等于第一分段节点时，则座舱显示温度T

本申请通过对发动机进口温度进行分段，而后不同的分段节点设置不同的控制计划值，当发动机进口温度处于不同的分段节点区间时，令低压涡轮后温度控制计划值等于不同的数值，而后根据飞机的状态的不同对控制计划值进行上调，并且在获得低压涡轮后温度实测值后，设置发动机温度第一修正系数，而后根据发动机进口温度的大小对低压涡轮后温度实测值进行修正；可以保证修正后的发动机红线显示温度在全包线范围是一个定值，可以解决不同发动机进气温度和不同飞行状态下，发动机中间及以上状态T

采用本方法进行修正后，在发动机中间及以上状态只需记住某一特定值即可实现对全包线内T

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。