CN111664011B - 燃料控制系统 - Google Patents

Abstract

提供一种气体涡轮引擎的控制系统。引擎具有调节到引擎的燃料流量的燃料流量计量阀，以及可在不同的设定点之间移动以改变引擎的操作构型的一个或多个可变几何部件。控制系统包括：引擎燃料控制子系统，其提供用于控制燃料流量计量阀的燃料流量需求信号；可变几何控制子系统，其在给定当前引擎操作条件的情况下确定由可变几何部件采用的当前设定点，以满足一个或多个引擎约束；优化器，其接收当前设定点并确定设定点的调整值，调整值在满足引擎约束的同时优化对引擎的性能特征进行建模的目标函数，目标函数适应于引擎性能随时间的变化；反馈回路，在反馈回路中，将由此确定的设定点的调整值发送到可变几何控制子系统以改变当前设定点。

Description

燃料控制系统

技术领域

本公开涉及引擎控制系统，尤其涉及具有一个或多个可变几何部件的气体涡轮引擎。

背景技术

引擎燃料控制系统的目的是以适合于燃烧的形式为引擎提供燃料并且控制燃料流的速率，以便精确控制引擎速度和加速度。已知使用电子引擎控制器(EEC)来控制气体涡轮引擎的推力，使用轴速、引擎压力比(EPR)或涡轮功率比(TPR)间接测量引擎的推力。EEC还控制(i)在安全操作限制内的轴速，以及(ii)引擎不同部位处的温度和压力以避免不期望的状况(诸如喘振或失速)并确保引擎的完整性。现代飞机的环境考虑以及不断增长的动力需求要求坚固且针对飞机操作状况进行优化的控制系统。

电子闭环燃料控制系统具有集成作用，其有助于在满足飞行员对推力的要求并符合安全限制的同时，确保引擎的精确控制。此类系统在正常操作条件下实现精确的加速度控制方面提供了明显的优点。

图1中示出了一种此类引擎燃料控制系统的架构，称为劳斯莱斯逆模型(RRIM)。该架构还描述于美国专利申请US 2010/017093 A1中。

在RRIM中，到引擎的燃料流量由燃料流量计量阀响应于总燃料流量需求信号来控制。该信号包括根据瞬时引擎速度计算的元素和根据飞行员的推力或速度需求(NH_D)计算的过度给油元素。

图1的系统采用第一控制回路1，该第一控制回路被示出具有通用控制误差电路2。进入电路2中的信号“y_r”(其实际上会对应于给定推力或速度需求)是受控引擎输出的参考值的向量，并且信号“y”是那些受控输出的实际值的向量。可变增益81作用于电路2的误差输出e(t)。当从可变增益81处输出的NHdot_D信号在72处乘以(ΔWf/NHdot)*值时，产生由控制回路1生成的过度给油需求ΔWf(参见下文)。

估计的引擎稳态燃料流量需求Wfss*通过一般在4处表示的第二(反馈)回路的引擎逆模型块3来计算，并且该信号以算术方式被累加至求和结点5处的过度给油需求ΔWf。将总燃料流量需求信号Wf(t)提供给最低胜数逻辑块的一个输入端，以与最大燃料流量信号进行比较。通过最高胜数比较，将另一最小燃料流量限制信号与块的输出进行比较。然后，所得的经微调的总燃料流量需求信号WFE控制燃料流量计量阀的操作，该阀调节到引擎的燃料的流量。

引擎逆模型块3的Wfss*对NH*特征可通过输入信号(温度、压力、空气排放、导向叶片等)进行修改，以选择一族特征中的最合适特征并缩放或校正所选特征以便补偿操作条件的变化。

RRIM的反馈回路4接收Wf_IM，其中下标指示逆模型的一般燃料流量反馈输入。例如，该输入可为燃料流量需求Wf(t)，而不是馈送到燃料流量计量阀的经微调的燃料信号。RRIM在加法器结点6处从燃料流量反馈中减去估计的引擎稳态燃料信号Wfss*。然后在8处将差值乘以引擎速度随燃料增量的估计变化率(NHdot/ΔWf)*，以提供引擎加速度的估计值dNH*/dt。(NHdot/ΔWf)*的值来自辅助回路，该辅助回路将(NHdot/ΔWf)*作为由积分器7产生的引擎速度估计值NH*的函数生成。更具体地讲，NH*的值从积分器7传递到第二引擎模型块70，该第二引擎模型块生成(NHdot/ΔWf)*的值。与第一引擎逆模型块3类似，块70的(NHdot/ΔWf)*对NH*特征相对可通过输入信号(温度、压力、空气排放、导向叶片等)进行修改，以选择一族特征中的最合适特征。引擎模型块70生成的(NHdot/ΔWf)*值也在反相器71处取倒以产生(ΔWf/Nhdot)*值，该值与72处的NHdot_D信号相乘以提供发送至求和结点5的过度给油需求ΔWf。

RRIM的动态通过分别在第一引擎模型块3和第二引擎模型块70的非线性模块f_B和f_A中的数据进行调节达到引擎的需求。这些表中的数据可以使用精心设计的引擎模型来计算，该引擎模型将输出NH(s)与输入Wf(s)关联，其中“s”是拉普拉斯复变量。作为分段连续函数的非线性模块f_A负责该关联的高频增益，并且作为可微函数的非线性模块f_B包含引擎关于达到NH的燃料流量的反向静态过程特征。控制系统的状态对NH进行建模并被输入到非线性模块f_A和f_B。总燃料流量需求信号Wf(t)是与NH*(t)相关联的稳态燃料流量需求Wfss*和增量燃料流量需求ΔWf的总和，需满足加速度需求NHdot_D。由于RRIM内的积分作用，随着控制误差减小为零，加速度需求减小为零，并且NH*趋于NH。

引擎的可变几何部件诸如可变入口导向叶片在固定低速位置(关闭位置)和高速位置(打开位置)之间工作，以保持压缩机叶片上的最佳攻角，并保持系统稳定性。具体地讲，这些叶片响应于系统条件而移动，以创造足够的安全裕度以避免喘振、失速和其他不期望的压缩机状况。稳态叶片位置可通过设定点行程来确定，这些设定点行程被设计来提供引擎的有效操作，同时也在引擎的全寿命期间提供针对最坏情况系统条件的安全裕度。

给定可变几何形状的最有效设定点和该设定点上的安全约束受到引擎功率设置、压缩机边界条件(诸如入口温度、流量、压力等)、空气排放量、引擎健康状态的劣化和引擎与引擎间的变化的影响。通常，仅这些变量的子集是可测量的，并且可测量变量与系统上的可变几何效应之间的关系是时变的和不可预测的。常规地，行程接受轴速度、压力和温度，并对标称引擎行为使用基于物理学的计算来确定最佳设定点。但是，这些计算不会对系统行为的变化作出响应。

具体地讲，引擎健康状态的劣化和引擎与引擎间的变化使得难以事先确定针对引擎的可变几何部件的位置的最佳控制规律。

本公开的目的是在遵守稳定性约束的同时更好地优化可变几何部件的位置。

发明内容

根据第一方面，提供了一种气体涡轮引擎的控制系统，该气体涡轮引擎具有调节到引擎的燃料流量的燃料流量计量阀，以及可在不同的设定点之间移动以改变引擎的操作构型的一个或多个可变几何部件，该控制系统具有：

引擎燃料控制子系统，所述引擎燃料控制子系统提供用于控制所述燃料流量计量阀的燃料流量需求信号；以及

可变几何控制子系统，所述可变几何控制子系统在给定当前引擎操作条件的情况下确定由所述可变几何部件采用的当前设定点，以便满足一个或多个引擎约束；

其中所述控制系统还具有优化器，所述优化器接收所述当前设定点并确定所述设定点的调整值，所述调整值在满足所述引擎约束的同时优化对所述引擎的性能特征进行建模的目标函数，所述目标函数适应于引擎性能随时间的变化；以及

其中所述控制系统还具有反馈回路，在所述反馈回路中，将由此确定的所述设定点的所述调整值发送到所述可变几何控制子系统以改变所述当前设定点。

因此，最优设定点对于特定引擎可以是唯一的，这使得系统能够适应不同引擎之间的建造和年龄差异。此外，在引擎燃料控制子系统和独立的可变几何控制子系统之间划分燃料控制和可变几何控制的责任允许总体控制系统使用常规的引擎燃料控制子系统，诸如RRIM。有利地，这降低了控制系统的认证负担，因为初级燃料控制回路可保持不变，从而允许回路的认证利用现有的认证证据。换句话讲，假如遵守引擎约束，则引擎燃料控制子系统允许独立于可变几何部件来满足飞行员的推力需求。

根据第二方面，提供了一种用于飞行器的气体涡轮引擎，包括：调节到引擎的燃料流量的燃料流量计量阀、可在不同的设定点之间移动以改变引擎的操作构型的一个或多个可变几何部件；以及根据前述请求项中任一项所述的控制系统。

现在将阐述本公开的可选特征部。这些特征部可单独地或以与本公开的任何方面的任意组合应用。

可变几何控制子系统可包含用于可变几何部件的一个或多个设定点行程，这些行程确定在给定当前引擎操作条件的情况下由可变几何部件采用的当前设定点，以便满足引擎约束。然后，可变几何控制子系统可还包括调节设定点行程的一个或多个可变偏移；并且通过改变这些偏移，可将设定点的调整值发送到可变几何控制子系统以改变当前设定点。因此，尽管行程对于生产标准内的给定引擎类型可为固定的且相同的，但是通过改变它们各自的偏移量，可产生引擎与引擎间的变化。

燃料流量需求信号可为总燃料流量需求信号，该引擎燃料控制子系统包括：通过对收敛于稳态燃料流量需求值的第一输出信号求和而生成该总燃料流量需求信号的求和结点，以及来源于推力或速度需求信号的过度给油需求信号；以及响应于该总燃料流量需求信号而生成第一输出信号的另一反馈回路。

由目标函数进行建模的性能特征可为以下项中的任一项或以下项中的两项或更多项的任意组合：引擎特定的燃料消耗、引擎寿命、引擎排放和引擎温度。此外，目标函数在给定的引擎变速箱上可能有所不同，例如，优化变速箱的一个部分处的燃料消耗率以及变速箱的另一部分处的引擎排放。

目标函数可将性能特征建模为包括以下项的变量的函数：可变几何部件的设定点，以及指示引擎功率输出的微调变量。例如，微调变量可以是由引擎燃料控制子系统提供的所需燃料流量，或者其可以是相关的可测量变量，诸如涡轮压力比或轴速度。

所述一个或多个可变几何部件可包括以下任一者或两者：一组或多组压缩机可变入口导向叶片和一组或多组压缩机引气阀。

所述一个或多个引擎约束可包括以下项中的任何一项或多项：一个或多个压缩机喘振裕度、一个或多个压缩机失速裕度以及一个或多个压缩机压力比。

该控制系统可被配置为在引擎瞬态操纵期间暂时停止使用优化器和反馈回路。

该控制系统可为机载电子引擎控制器的一部分。

根据第三方面，提供了一种控制气体涡轮引擎的方法，该气体涡轮引擎具有调节到引擎的燃料流量的燃料流量计量阀，以及可在不同的设定点之间移动以改变引擎的操作构型的一个或多个可变几何部件，该方法包括重复执行以下步骤：

提供用于控制所述燃料流量计量阀的燃料流量需求信号；

在给定所述当前引擎操作条件的情况下确定由所述可变几何部件采用的当前设定点，以便满足一个或多个引擎约束；

确定所述设定点的调整值，所述调整值在满足所述引擎约束的同时优化对所述引擎的性能特征进行建模的目标函数，所述目标函数适应于引擎性能随时间的变化；以及

使用由此确定的所述设定点的所述调整值来改变所述当前设定点。

因此，第三方面的方法对应于第一方面的系统。因此，第一方面的任选特征也适用于第三方面的方法。

根据第四方面，提供了一种包括用于优化气体涡轮引擎的操作的代码的计算机程序，该气体涡轮引擎具有调节到引擎的燃料流量的燃料流量计量阀，以及可在不同的设定点之间移动以改变引擎的操作构型的一个或多个可变几何部件，当在计算机上运行时，该代码使得计算机执行第三方面的方法。

根据第五方面，提供了一种存储根据第四方面的计算机程序的计算机可读介质。

如本文其他地方所述，本公开可涉及气体涡轮引擎。此类气体涡轮引擎可包括引擎核心，该引擎核心包括涡轮、燃烧器、压缩机和将该涡轮连接到该压缩机的芯轴。此类气体涡轮引擎可包括位于引擎核心的上游的(具有风扇叶片的)风扇。

本公开的布置结构可以特别但并非排他地有益于经由齿轮箱驱动的风扇。因此，该气体涡轮引擎可包括齿轮箱，该齿轮箱接收来自芯轴的输入并将驱动输出至风扇，以便以比芯轴低的旋转速度来驱动风扇。至齿轮箱的输入可直接来自芯轴或者间接地来自芯轴，例如经由正齿轮轴和/或齿轮。芯轴可将涡轮和压缩机刚性地连接，使得涡轮和压缩机以相同的速度旋转(其中，风扇以更低的速度旋转)。

如本文所述和/或所要求保护的气体涡轮引擎可具有任何合适的通用架构。例如，气体涡轮引擎可具有将涡轮和压缩机连接的任何所需数量的轴，例如一个轴、两个轴或三个轴。仅以举例的方式，连接到芯轴的涡轮可以是第一涡轮，连接到芯轴的压缩机可以是第一压缩机，并且芯轴可以是第一芯轴。该引擎核心还可包括第二涡轮、第二压缩机和将第二涡轮连接到第二压缩机的第二芯轴。该第二涡轮、第二压缩机和第二芯轴可被布置成以比第一芯轴高的旋转速度旋转。

在此类布置结构中，第二压缩机可轴向定位在第一压缩机的下游。该第二压缩机可被布置成(例如直接接收，例如经由大致环形的管道)从第一压缩机接收流。

齿轮箱可被布置成由被配置成(例如在使用中)以最低旋转速度旋转的芯轴(例如上述示例中的第一芯轴)来驱动。例如，该齿轮箱可被布置成仅由被配置成(例如在使用中)以最低旋转速度旋转的芯轴(例如，在上面的示例中，仅第一芯轴，而不是第二芯轴)来驱动。另选地，该齿轮箱可被布置成由任何一个或多个轴驱动，该任何一个或多个轴例如为上述示例中的第一轴和/或第二轴。

该齿轮箱可以是减速齿轮箱(因为风扇的输出比来自芯轴的输入的旋转速率低)。可以使用任何类型的齿轮箱。例如，齿轮箱可以是“行星式”或“恒星”齿轮箱，如本文别处更详细地描述。该齿轮箱可以具有任何期望的减速比(定义为输入轴的旋转速度除以输出轴的旋转速度)，例如大于2.5，例如在3到4.2、或3.2到3.8的范围内，例如，大约或至少3、3.1、3.2、3.3、3.4、3.5、3.6、3.7、3.8、3.9、4、4.1或4.2。例如，齿轮传动比可以介于前一句中的任何两个值之间。仅以举例的方式，齿轮箱可以是“恒星”齿轮箱，其具有在3.1或3.2到3.8的范围内的齿轮齿数比。在一些布置结构中，该齿轮传动比可在这些范围之外。

在如本文所述和/或所要求保护的任何气体涡轮引擎中，燃烧器可被轴向设置在风扇和一个或多个压缩机的下游。例如，在提供第二压缩机的情况下，燃烧器可直接位于第二压缩机的下游(例如在其出口处)。以另一个示例的方式，在提供第二涡轮的情况下，可将燃烧器出口处的流提供至第二涡轮的入口。该燃烧器可设置在一个或多个涡轮的上游。

该压缩机或每个压缩机(例如，如上所述的第一压缩机和第二压缩机)可包括任何数量的级，例如多个级。每一级可包括一排转子叶片和一排定子轮叶，该排定子轮叶可为可变定子轮叶(因为该排定子轮叶的入射角可以是可变的)。该排转子叶片和该排定子轮叶可彼此轴向偏移。

该涡轮或每个涡轮(例如，如上所述的第一涡轮和第二涡轮)可包括任何数量的级，例如多个级。每一级可包括一排转子叶片和一排定子轮叶。该排转子叶片和该排定子轮叶可彼此轴向偏移。

每个风扇叶片可被限定为具有径向跨度，该径向跨度从径向内部气体洗涤位置或0％跨度位置处的根部(或毂部)延伸到100％跨度位置处的尖端。该毂部处的风扇叶片的半径与尖端处的风扇叶片的半径的比率可小于(或大约为)以下中的任何一个：0.4、0.39、0.38、0.37、0.36、0.35、0.34、0.33、0.32、0.31、0.3、0.29、0.28、0.27、0.26或0.25。该毂部处的风扇叶片的半径与顶端处的风扇叶片的半径的比率可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)，例如，在0.28到0.32的范围内。这些比率通常可称为毂部-尖端比率。毂部处的半径和尖端处的半径都可以在叶片的前缘(或轴向最前)部分处测量。当然，毂部-尖端比率指的是风扇叶片的气体洗涤部分，即径向地在任何平台外部的部分。

可在引擎中心线和风扇叶片的前缘处的尖端之间测量该风扇的半径。风扇直径(可能只是风扇半径的两倍)可大于(或大约为)以下中的任何一个：220cm、230cm、240cm、250cm(约100英寸)、260cm、270cm(约105英寸)、280cm(约110英寸)、290cm(约115英寸)、300cm(约120英寸)、310cm、320cm(约125英寸)、330cm(约130英寸)、340cm(约135英寸)、350cm、360cm(约140英寸)、370cm(约145英寸)、380cm(约150英寸)、390cm(约155英寸)、400cm、410cm(约160英寸)或420cm(约165英寸)。风扇直径可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)，例如在240cm至280cm或330cm至380cm的范围内。

风扇的旋转速度可以在使用中变化。一般来讲，对于具有较大直径的风扇，旋转速度较低。仅以非限制性示例的方式，风扇在巡航条件下的旋转速度可小于2500rpm，例如小于2300rpm。仅以另外的非限制性示例的方式，对于风扇直径在220cm至300cm(例如240cm至280cm或250cm至270cm)范围内的引擎，在巡航条件下风扇的旋转速度可在1700rpm至2500rpm的范围内，例如在1800rpm至2300rpm的范围内，例如在1900rpm至2100rpm的范围内。仅以另外的非限制性示例的方式，对于风扇直径在330cm至380cm范围内的引擎，在巡航条件下风扇的旋转速度可在1200rpm至2000rpm的范围内，例如在1300rpm至1800rpm的范围内、例如在1400rpm至1800rpm的范围内。

在使用气体涡轮引擎时，(具有相关联的风扇叶片的)风扇围绕旋转轴线旋转。该旋转导致风扇叶片的尖端以速度U_尖端移动。风扇叶片13对流所做的功导致流的焓升dH。风扇尖端负载可被定义为dH/U_尖端 ²，其中dH是跨风扇的焓升(例如1-D平均焓升)，并且U_尖端是风扇尖端的(平移)速度，例如在尖端的前缘处(可被定义为前缘处的风扇尖端半径乘以角速度)。在巡航条件下的风扇尖端负载可大于(或大约为)以下中的任何一个：0.28、0.29、0.3、0.31、0.32、0.33、0.34、0.35、0.36、0.37、0.38、0.39或0.4(本段中的所有单位为Jkg^-1K^-1/(ms^-1)²)。风扇尖端负载可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)，例如在0.28至0.31或0.29至0.3的范围内。

根据本公开的气体涡轮引擎可具有任何期望的旁路比率，其中该旁路比率被定义为在巡航条件下穿过旁路管道的流的质量流率与穿过核心的流的质量流率的比率。在一些布置结构中，该旁路比率可大于(或大约为)以下中的任何一个：10、10.5、11、11.5、12、12.5、13、13.5、14、14.5、15、15.5、16、16.5、17、17.5、18、18.5、19、19.5或20。该旁路比率可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)，例如在13至16的范围、或13至15的范围、或13至14的范围内。该旁路管道可以是基本上环形的。该旁路管道可位于引擎核心的径向外侧。旁路管道的径向外表面可以由短舱和/或风扇壳体限定。

本文中描述和/或要求保护的气体涡轮引擎的总压力比可被定义为风扇上游的滞止压力与最高压力压缩机出口处的滞止压力(进入燃烧器之前)之比。以非限制性示例的方式，如本文所述和/或所要求保护的气体涡轮引擎在巡航时的总压力比可大于(或大约为)以下中的任何一个：35、40、45、50、55、60、65、70、75。总压力比可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)，例如在50至70的范围内。

引擎的比推力可被定义为引擎的净推力除以穿过引擎的总质量流量。在巡航条件下，本文中描述和/或要求保护的引擎的比推力可小于(或大约为)以下中的任何一个：110Nkg^-1s、105Nkg^-1s、100Nkg^-1s、95Nkg^-1s、90Nkg^-1s、85Nkg^-1s或80Nkg^-1s。该比推力可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)，例如在80Nkg^-1s至100Nkg^-1s，或85Nkg^-1s至95Nkg^-1s的范围内。与传统的气体涡轮引擎相比，此类引擎可能特别高效。

如本文所述和/或所要求保护的气体涡轮引擎可具有任何期望的最大推力。仅以非限制性示例的方式，如本文所述和/或受权利要求书保护的气体涡轮可产生至少为(或大约为)以下中的任何一个的最大推力：160kN、170kN、180kN、190kN、200kN、250kN、300kN、350kN、400kN、450kN、500kN或550kN。最大推力可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)。仅以举例的方式，如本文所述和/或受权利要求书保护的气体涡轮可能够产生在330kN至420kN，例如350kN至400kN范围内的最大推力。上面提到的推力可为在标准大气条件下、在海平面处、加上15℃(环境压力101.3kPa，温度30℃)、引擎静止时的最大净推力。

在使用中，高压涡轮的入口处的流的温度可能特别高。该温度，可被称为TET，可在燃烧器的出口处测量，例如刚好在自身可被称为喷嘴导向轮叶的第一涡轮轮叶的上游。在巡航时，该TET可至少为(或大约为)以下中的任何一个：1400K、1450K、1500K、1550K、1600K或1650K。巡航时的TET可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)。引擎在使用时的最大TET可以是，例如，至少为(或大约为)以下中的任何一个：1700K、1750K、1800K、1850K、1900K、1950K或2000K。最大TET可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)，例如在1800K至1950K的范围内。可以例如在高推力条件下发生最大TET，例如在最大起飞(MTO)条件下发生最大TET。

本文中描述和/或要求保护的风扇叶片和/或风扇叶片的翼面部分可由任何合适的材料或材料组合来制造。例如，风扇叶片和/或翼面的至少一部分可至少部分地由复合材料来制造，该复合材料为例如金属基质复合材料和/或有机基质复合材料，诸如碳纤维。以另外的示例的方式，风扇叶片和/或翼面的至少一部分可以至少部分地由金属来制造，该金属为诸如基于钛的金属或基于铝的材料(诸如铝锂合金)或基于钢的材料。风扇叶片可包括使用不同材料制造的至少两个区域。例如，风扇叶片可具有保护性前缘，该保护性前缘可使用比叶片的其余部分更好地抵抗(例如，来自鸟类、冰或其他材料的)冲击的材料来制造。此类前缘可以例如使用钛或基于钛的合金来制造。因此，仅以举例的方式，该风扇叶片可具有碳纤维或具有带钛前缘的基于铝的主体(诸如铝锂合金)。

如本文所述和/或所要求保护的风扇可包括中央部分，风扇叶片可从该中央部分例如在径向上延伸。该风扇叶片可以任何期望的方式附接到中央部分。例如，每个风扇叶片可包括固定件，该固定件可与毂部(或盘状部)中的对应狭槽接合。仅以举例的方式，此类固定件可以是燕尾形式的，其可以插入和/或接合毂部/盘状部中对应的狭槽，以便将风扇叶片固定到毂部/盘状部。以另外的示例的方式，该风扇叶片可与中央部分一体地形成。此类布置结构可被称为整体叶盘或整体叶环。可使用任何合适的方法来制造此类整体叶盘或整体叶环。例如，风扇叶片的至少一部分可由块状物来加工而成，以及/或者风扇叶片的至少部分可通过焊接(诸如线性摩擦焊接)来附接到毂部/盘状部。

本文中描述和/或要求保护的气体涡轮引擎可能或可能不设有可变面积喷嘴(VAN)。此类可变面积喷嘴可允许旁路管道的出口面积在使用中变化。本公开的一般原理可应用于具有或不具有VAN的引擎。

如本文所述和/或要求保护的气体涡轮的风扇可具有任何期望数量的风扇叶片，例如14、16、18、20、22、24或26个风扇叶片。

如本文所用，巡航条件可指气体涡轮引擎所附接的飞行器的巡航条件。此类巡航条件通常可被定义为巡航中期的条件，例如飞行器和/或引擎在爬升顶点和下降起点之间的中点(就时间和/或距离而言)处所经历的条件。

仅以举例的方式，巡航条件下的前进速度可为从0.7马赫至0.9马赫的范围内的任何点，例如0.75至0.85、例如0.76至0.84、例如0.77至0.83、例如0.78至0.82、例如0.79至0.81、例如大约0.8马赫、大约0.85马赫或0.8至0.85的范围内。这些范围内的任何单一速度可以是巡航条件。对于某些飞行器，巡航条件可能超出这些范围，例如低于0.7马赫或高于0.9马赫。

仅以举例的方式，巡航条件可对应于在以下范围内的高度处的标准大气条件：10000m至15000m，例如在10000m至12000m的范围内，例如在10400m至11600m(约38000英尺)的范围内，例如在10500m至11500m的范围内，例如在10600m至11400m的范围内，例如在10700m(约35000英尺)至11300m的范围内，例如在10800m至11200m的范围内，例如在10900m至11100m的范围内，例如大约11000m。巡航条件可对应于在这些范围内的任何给定高度处的标准大气条件。

仅以举例的方式，巡航条件可对应于：前进马赫数为0.8；压力23000Pa；以及温度-55℃。还仅以举例的方式，巡航条件可对应于：前进马赫数为0.85；压力24000Pa；以及温度为-54℃(其可为35000英尺下的标准大气条件)。

如本文中任何地方所用，“巡航”或“巡航条件”可指空气动力学设计点。此类空气动力学设计点(或ADP)可对应于风扇被设计用于操作的条件(包括例如马赫数、环境条件和推力要求中的一者或多者)。例如，这可能指风扇(或气体涡轮引擎)被设计成具有最佳效率的条件。

在使用中，本文中描述和/或要求保护的气体涡轮引擎可在本文别处定义的巡航条件下操作。此类巡航条件可通过飞行器的巡航条件(例如，巡航中期条件)来确定，至少一个(例如2个或4个)气体涡轮引擎可以安装在该飞行器上以提供推进推力。

本领域的技术人员将理解，除非相互排斥，否则关于任何一个上述方面描述的特征或参数可应用于任何其他方面。此外，除非相互排斥，否则本文中描述的任何特征或参数可应用于任何方面以及/或者与本文中描述的任何其他特征或参数组合。

附图说明

现在将参考附图仅以举例的方式来描述实施方案，其中：

图1示意性地示出了引擎燃料控制系统的架构；

图2是气体涡轮引擎的截面侧视图；

图3是气体涡轮引擎的上游部分的特写截面侧视图；

图4是用于气体涡轮引擎的齿轮箱的局部剖视图；

图5示出了图2至图4中的引擎的控制系统的概览；

图6示出了图5的控制系统的更多细节；

图7示出了在给定燃料流量设置和给定引擎劣化周期下SFC随VIGV角度变化的示例性等高线图；以及

图8示出了通过对不同的SFC等高线图的约束而创建的可行(非阴影)和不可行(阴影)区域；

具体实施方式

现在将参考附图讨论本公开的方面和实施方案。另外的方面和实施方案对于本领域的技术人员而言是显而易见的。

图2示出了具有主旋转轴线9的气体涡轮引擎10。引擎10包括进气口12和推进式风扇23，该推进式风扇产生两股气流：核心气流A和旁路气流B。气体涡轮引擎10包括接收核心气流A的核心11。引擎核心11以轴流式串联包括低压压缩机14、高压压缩机15、燃烧设备16、高压涡轮17、低压涡轮19和核心排气喷嘴20。短舱21围绕气体涡轮引擎10并限定旁路管道22和旁路排气喷嘴18。旁路气流B流过旁路管道22。风扇23经由轴26和周转齿轮箱30附接到低压涡轮19并由该低压涡轮驱动。

在使用中，核心气流A由低压压缩机14加速和压缩，并被引导至高压压缩机15中以进行进一步的压缩。从高压压缩机15排出的压缩空气被引导至燃烧设备16中，在该燃烧设备中压缩空气与燃料混合，并且混合物被燃烧。然后，所得的热燃烧产物在通过喷嘴20排出之前通过高压涡轮和低压涡轮17、19膨胀，从而驱动高压涡轮和低压涡轮17、19以提供一些推进推力。高压涡轮17通过合适的互连轴27来驱动高压压缩机15。风扇23通常提供大部分推进推力。周转齿轮箱30是减速齿轮箱。

图2中示出了齿轮传动风扇气体涡轮引擎10的示例性布置结构。低压涡轮19(参见图2)驱动轴26，该轴联接到周转齿轮装置30的太阳轮或太阳齿轮28。在太阳齿轮28的径向向外处并与该太阳齿轮相互啮合的是多个行星齿轮32，该多个行星齿轮通过行星架34联接在一起。行星架34约束行星齿轮32以同步地围绕太阳齿轮28进动，同时使每个行星齿轮32绕其自身轴线旋转。行星架34经由连杆36联接到风扇23，以便驱动该风扇围绕引擎轴线9旋转。在行星齿轮32的径向向外处并与该行星齿轮相互啮合的是齿圈或环形齿轮38，其经由连杆40联接到固定支撑结构24。

需注意，本文中使用的术语“低压涡轮”和“低压压缩机”可分别表示最低压力涡轮级和最低压力压缩机级(即，不包括风扇23)，和/或通过在引擎中具有最低旋转速度的互连轴26(即，不包括驱动风扇23的齿轮箱输出轴)连接在一起的涡轮级和压缩机级。在一些文献中，本文中提到的“低压涡轮”和“低压压缩机”可被另选地称为“中压涡轮”和“中压压缩机”。在使用此类另选命名的情况下，风扇23可被称为第一或最低压力的压缩级。

在图3中以举例的方式更详细地示出了周转齿轮箱30。太阳齿轮28、行星齿轮32和环形齿轮38中的每一者包括围绕其周边以用于与其他齿轮相互啮合的齿。然而，为清楚起见，图3中仅示出了齿的示例性部分。示出了四个行星齿轮32，但是对本领域的技术人员显而易见的是，可以在要求保护的发明的范围内提供更多或更少的行星齿轮32。行星式周转齿轮箱30的实际应用通常包括至少三个行星齿轮32。

在图3和图4中以举例的方式示出的周转齿轮箱30是行星式的，其中行星架34经由连杆36联接到输出轴，其中环形齿轮38固定在轴上。然而，可使用任何其他合适类型的周转齿轮箱30。以另一个示例的方式，周转齿轮箱30可以是恒星布置结构，其中行星架34保持固定，允许环形齿轮(或齿圈)38旋转。在此类布置结构中，风扇23由环形齿轮38驱动。以另一个另选示例的方式，齿轮箱30可以是差速齿轮箱，其中环形齿轮38和行星架34均被允许旋转。

应当理解，图3和图4中所示的布置结构仅是示例性的，并且各种另选方案都在本公开的范围内。仅以举例的方式，可使用任何合适的布置结构来将齿轮箱30定位在引擎10中和/或用于将齿轮箱30连接到引擎10。以另一个示例的方式，齿轮箱30与引擎10的其他部件(诸如输入轴26、输出轴和固定结构24)之间的连接件(诸如图3示例中的连杆36、40)可具有任何期望程度的刚度或柔性。以另一个示例的方式，可使用引擎的旋转部件和固定部件之间(例如，在来自齿轮箱的输入轴和输出轴与固定结构诸如齿轮箱壳体之间)的轴承的任何合适的布置结构，并且本公开不限于图2的示例性布置结构。例如，在齿轮箱30具有恒星布置结构(如上所述)的情况下，技术人员将容易理解，输出连杆和支撑连杆以及轴承位置的布置结构通常不同于图2中以举例的方式示出的布置结构。

因此，本公开延伸到具有齿轮箱类型(例如恒星或行星齿轮)、支撑结构、输入和输出轴布置结构以及轴承位置中的任何布置结构的气体涡轮引擎。

可选地，齿轮箱可驱动附加的和/或另选的部件(例如，中压压缩机和/或增压压缩机)。

本公开可应用的其他气体涡轮引擎可具有另选配置。例如，此类引擎可具有另选数量的压缩机和/或涡轮和/或另选数量的互连轴。以另一个示例的方式，图2中所示的气体涡轮引擎具有分流喷嘴18、20，这意味着穿过旁路管道22的流具有自己的喷嘴18，该喷嘴与核心排气喷嘴20分开并沿径向位于该核心排气喷嘴的外部。然而，这不是限制性的，并且本公开的任何方面也可应用于如下引擎，在该引擎中，穿过旁路管道22的流和穿过核心11的流在可被称为混流喷嘴的单个喷嘴之前(或上游)混合或组合。一个或两个喷嘴(无论是混合的还是分流的)可具有固定的或可变的面积。虽然所描述的示例涉及涡轮风扇引擎，但是本公开可应用于例如任何类型的气体涡轮引擎，诸如开放式转子(其中风扇级未被短舱围绕)或例如涡轮螺旋桨引擎。在一些布置结构中，气体涡轮引擎10可不包括齿轮箱30。

气体涡轮引擎10的几何形状及其部件由传统的轴系限定，包括轴向(与旋转轴线9对准)、径向(在图3中从下到上的方向)和周向(垂直于图2视图中的页面)。轴向、径向和周向相互垂直。

如图5示意性所示，气体涡轮引擎10具有EEC，该EEC提供上文关于图1所述类型的燃料控制子系统100，以控制由该引擎的燃料流量计量阀输送至燃烧设备16的燃料流量。

引擎10还具有可变几何部件，诸如低压压缩机可变入口导向叶片(LP VIGV)、高压压缩机可变入口导向叶片(HP VIGV)，这些可变入口导向叶片在固定低速位置(闭合位置)和高速位置(打开位置)之间工作，以保持压缩机叶片上的适当攻角，并保持系统稳定性。在EEC的可变几何控制子系统102的控制下，叶片的运动响应于系统条件(引擎转子速度、压缩机压力和/或高度)，并且创建足够的安全裕度以避免喘振、失速和其他不期望的压缩机状况。具体地讲，子系统102具有确定稳态叶片位置的设定点行程，这些设定点行程被设计来在引擎的全寿命期间提供针对最坏情况系统条件的安全裕度。假如满足了由这些裕度施加的约束，燃料控制子系统100对推力的闭环控制确定满足飞行员的推力需求(FN)所需的燃料流量，独立于可变几何部件。

EEC还具有优化器104(下文将更详细地描述)，该优化器接收当前设定点并确定这些设定点的调整值，这些调整值在满足引擎约束的同时优化对引擎的性能特征进行建模的目标函数，该目标函数适应于引擎性能随时间的变化。更具体地讲，来自引擎10的引擎测量值(诸如轴速度、温度和引擎压力比)用于给出以下所实现参数的估计值：引擎推力、燃料消耗率(SFC)和喘振裕度(SM)量值。使用这些引擎测量值，将期望的成本函数(例如SFC、引擎寿命、排放、温度或这些及其他属性的组合)和系统操作约束建模为微调变量、LP VIGV设定点和HP VIGV设定点的函数，这些微调变量是引擎功率输出的指标。用于微调变量的一个选项是WFE，但优化器可使用的其他可能的微调变量是测量的涡轮压力比或测量的轴速度(例如，LP轴速度)。该模型用于优化方案中以确定在满足引擎约束的同时将成本函数最小化的VIGV设定点。然后，来自优化器的反馈更新子系统102在一系列飞行条件和引擎寿命下的设定点行程。

优化器104及其反馈可仅在引擎的稳态操作期间使用。具体地讲，作为确保足够SM量值的预防措施，在瞬态操纵期间可停止使用它们，并且设定点仅由未更新的(常规的)行程确定。

通过改变调节设定点行程的偏移来便利地实现更新。因此，尽管行程对于生产标准内的给定引擎类型可为固定的且相同的，但是通过改变它们各自的偏移量，可产生引擎与引擎间的变化。优化器通过调整其模型来利用这一点，以考虑引擎构建和年龄之间的差异，使得使更新的设定点在给定的时间下对给定的引擎是唯一的。

针对可变几何部件的燃料控制和设定点确定的这种方法可允许继续使用常规的推力需求控制回路，诸如RRIM。有利地，这降低了控制系统的认证负担，因为初级燃料控制回路可保持不变，从而允许回路的认证利用现有的认证证据。与此相关，该方法可保持对推力控制响应的担保措施，同时仍降低燃料消耗。

示出优化器104的更多细节的另一示意图在图6中示出。在操作期间，燃料控制子系统100响应于所需的推力FN计算所需的燃料流量WFE，而由可变几何控制子系统102的VIGV调度器确定的针对对应LP和HP VIGV角度的设定点根据由可变几何控制子系统的偏移计算器确定的偏移来进行调节。优化器104使用目标模型和约束模型两者，这两者是控制输入(微调变量、VIGV、…)和目标(SFC、…)以及约束(SM、…)之间的响应面。它们适于随时间推移的渐变引擎退化，以及劣化恢复操作诸如压缩机清洗和常规维护的影响。测试信号可以周期性地注入到可变几何结构中以激发系统，从而允许对系统的行为进行测量和更新。

可从对来自气体涡轮引擎的输入/输出数据的离线系统分析中选择用于响应面模型的适合模型结构。导致引擎工作点随时间变化的引擎退化可反映在响应面模型的参数中。例如，可以使用卡尔曼滤波器框架实现模型对在线设置的自适应，该框架能够使用新的引擎测量连续跟踪目标参数和约束参数两者。然而，也可以使用其他方法。针对由常规推力控制器反馈回路确定的给定燃料流量设置，使用自适应的引擎响应模型来执行搜索(优化)过程以确定叶片角度的最佳可行设定点。

可使用常规优化算法来执行优化。实际上，使用多种类型的优化器的能力允许响应面结合非线性关系、非凸型约束和/或多模态表面。通常，模型结构是离线简化的，以使得能够机载应用更简单的优化技术，同时具有更强的收敛保证。

在将测量转移到地面基站的情况下，离线变体是可能的，其中根据上面的描述，执行模型构建和优化以生成可上传到引擎的优化行程。来自一组引擎的信息可以合并到模型构建中。

根据目标函数(SFC、寿命、排放、引擎温度等)选择用于优化的标准可动态加权，以反映不同操作包络点、路径、操作者或经济气候下的不同需求。

在以下部分中提供了对可变几何控制子系统102和优化器104的更多细节。

响应面

引擎控制器的主要功能是响应于飞行员或自动驾驶仪需求而生成推力。用于引擎性能和监测目的的核心气体涡轮引擎传感器测量值通常为轴速度测量值(NL和NH，以及三轴引擎情况下的NI)、压力测量值诸如P30、引擎压力比测量值和温度测量值(例如T30、T41、T40和T44)。实现的推力、SFC和SM可根据这些引擎测量值来计算。

可变引擎部件诸如叶片角度通过由转子速度、压缩机压力和高度前馈控制的行程调度来控制，在加速或减速下从打开状态过渡到逐渐闭合。这些行程被设计来在给定的操作点处减少SFC，但同样在设定点处是保守的以保持安全操作。

因此，叶片的这些移动响应于系统条件并为喘振和其他不期望的压缩机状况创造足够的安全裕度。这些不期望的压缩机状况可包括出于安全原因的温度、压力和空气系统驱动压力比限制、用于保持部件寿命的轴速度限制，以及出于安全和飞行器可控制性原因的推力限制。

引擎退化(老化)导致引擎工作点逐渐变化，并且优化方案持续识别针对可变导向叶片和控制器参数的最佳/可行设定点。

图7示出了在给定燃料流量设置(即，微调变量)和给定引擎劣化周期下目标(SFC)随引擎(实际上是具有HP和中间压力(IP)VIGV的三轴引擎)的VIGV角度变化的典型示例性等高线图(但对于图2至图4的引擎的LP和HP VIGV，获得了类似的线图)。SFC表面是相对凸出的，具有单调递减的等高线，并且该大致形状保留用于其他燃料流量设置和引擎劣化周期。因此，可以在优化框架中进一步探索此属性。

图8示出了在给定燃料流量设置和给定引擎劣化周期下SFC随VIGV角度变化的不同等高线图上的约束所创建的可行(非阴影)和不可行(阴影)区域。通常，在引擎周期开始时，很少存在约束违反的情况，并且在巡航条件下，也很少存在以最小燃料流量设置运行的情况。然而，随着控制器燃料流量设置增大至最大水平，以及引擎随着后续周期出现恶化，约束违反可在图8所示的可行操作区域中创建分叉。这对优化问题提出了挑战。

建模

为了能够在实时优化压缩机方案中通过所需的燃料流量和可变导向叶片调整来优化SFC(或其他标准)，确定了作为控制器设置(微调变量、LP和HP VIGV)的函数的SFC和系统操作约束的模型。在以下讨论中，使用WFE作为微调变量。

在决策变量为LP VIGV和HP VIGV的优化方案中使用这些模型。燃料流量设置WFE由RRIM控制器100确定。因此，目标函数可用公式表示为：

SFC＝function(WFE,LP,HP)

也通过数学表达式将系统操作约束(其为对分配给决策变量的值的约束)建模为约束函数。典型的系统操作约束是：

LP喘振裕度极限(％)

HP喘振裕度极限(％)

HP喷嘴导向叶片(NGV)空气系统驱动压力比极限(P30/P40)

HPT级间空腔空气系统驱动压力比极限

HPT后腔空气系统驱动压力比极限

LPT前腔空气系统驱动压力比极限

调查显示，使用X作为决策变量向量，可以将SFC建模为二次(二次多项式模型)函数，给定：

由于决策变量(WFE、LP和HP)彼此独立，因此忽略交叉乘积项，然后可以仅使用如下给出的主/线性项和二次效应项将SFC建模为二阶多项式函数：

f(x)＝β₀+β₁ x+β₂ x ²+ε

其中β₁为线性效应参数，β₂为二次效应参数。这将待估唯一项的数量减少到仅七个，并降低了由于具有太多变量有待估计而导致的共线性的风险。

然后，可以将性能目标和约束函数建模为由以下给出的二次(二阶)多项式模型：

∴f(X)＝a₁₁LP²+a₂₂HP²+a₃₃WFE²+b₁LP+b₂HP+b₃WFE+c

多项式模型的参数可使用最小二乘估计通过最小化估计残差的平方和来确定。因此，通过将残差的平方和S_r用公式表示如下来确定参数中的每一者的最优值：

S _r＝Y-Φβ

其中：

使用最小二乘法得到的最优值给出为：

优化算法

优化算法在步长和搜索方向的选择上有所不同。由于实时压缩机管理优化可包括非凸型约束，因此优选可同时处理凸型约束和非凸型约束的算法。例如，这些算法包括：基于梯度的增强拉格朗日乘子法、内点算法、序列二次规划算法和保守凸可分逼近法。其他可能性有导数游离的局部搜索算法诸如通过线性近似值(COBYLA)的约束优化和直接网格搜索方法。

时变测量的递归估计

引擎退化(老化)导致引擎工作点随时间变化。该引擎变化可反映在引擎模型的参数中。因此，在具有连续新建观测的在线情况下，期望调整系统模型的参数以减缓系统动态的变化。提出了算法诸如带有遗忘因子的递归最小二乘法(RLS)，其是一种简单的变系数局部回归模型的特殊情况，并且据报告其优于经典的RLS方法。许多文献都同样报告了RLS算法的其他变型，以处理系数变化是时变的情况。可通过使用带有向量遗忘因子的RLS算法或使用卡尔曼滤波器来处理这些情况。通过对参数变化的协方差矩阵的具体假设，很容易可见RLS算法是卡尔曼滤波器的特殊情况。众所周知，卡尔曼滤波器是所有线性估计器中的最优估计器，从某种意义上来说，其在假设条件下产生条件估计误差协方差最小的估计值。作为最优估计器，卡尔曼滤波器能够产生对时变参数的统计上最精确的估计值，并且通常胜过RLS算法。

卡尔曼滤波器框架能够实现以下目的：

·通过新测量值连续更新和跟踪二阶多项式模型，以反映随时间推移的系统模型退化。

·克服每次试图使模型适于更小的数据分布的病态问题。

因此，目标函数和约束函数模型可以使用简单的二阶多项式模型和卡尔曼滤波器框架来表示，使得模型随着引擎随时间推移发展而逐渐适应。然后，可在优化框架中使用这些系统模型来确定给出最优SFC的控制器VIGV设定点，并且随着引擎随时间推移发展，这些系统模型在可接受的系统操作限制内。

其他事项

实施方案可以被描述为过程，该过程被描绘为流程图、流程图表、数据流程图、结构图或框图。虽然流程图可以将操作描述为顺序过程，但许多操作可以并行或并发地执行。此外，可以重新安排操作顺序。过程在其操作完成时终止，但可以具有未包括在附图中的附加步骤。过程可对应于方法、函数、规程、子例程，子程序等。当过程对应于函数时，其终止对应于函数返回到调用函数或主函数。

术语“计算机可读介质”可以表示用于存储数据的一个或多个装置，包括只读存储器(ROM)、随机存取存储器(RAM)、磁性RAM、磁芯存储器、磁盘存储介质、光学存储介质、闪存存储装置和/或用于存储信息的其他机器可读介质。术语“计算机可读介质”包括但不限于便携式或固定存储装置、光学存储装置、无线信道，以及能够存储、包含或携带指令和/或数据的各种其他介质。

此外，实施方案可以通过硬件、软件、固件、中间件、微码、硬件描述语言或它们的任何组合来实现。当在软件、固件、中间件或微码中实现时，用于执行必要任务的程序代码或代码段可以被存储在计算机可读介质中。一个或多个处理器可以执行必要任务。代码段可以表示规程、函数、子程序、程序、例程、子例程、模块、软件包、类、或指令、数据结构或程序语句的任何组合。代码段可以通过传递和/或接收信息、数据、隐式参数、显式参数、或存储器内容来耦合到另一个代码段或硬件电路。信息、隐式参数、显式参数、数据等可以经由任何合适的方式传递、转发或传输，包括存储器共享、消息传递、令牌传递、网络传输等。

应当理解，本发明不限于上述实施方案，并且在不脱离本文中描述的概念的情况下可进行各种修改和改进。除非相互排斥，否则任何特征可以单独使用或与任何其他特征组合使用，并且本公开扩展到并包括本文中描述的一个或多个特征的所有组合和子组合。

Claims (12)

1.一种气体涡轮引擎的控制系统，所述气体涡轮引擎具有调节到所述引擎的燃料流量的燃料流量计量阀，以及能够在不同的设定点之间移动以改变所述引擎的操作构型的一个或多个可变几何部件，所述控制系统包括：

引擎燃料控制子系统，所述引擎燃料控制子系统配置成提供用于控制所述燃料流量计量阀的燃料流量需求信号；

可变几何控制子系统，所述可变几何控制子系统配置成在给定当前引擎操作条件的情况下确定由所述可变几何部件采用的当前设定点，以便满足一个或多个引擎约束；

优化器，所述优化器配置成接收所述当前设定点并确定所述设定点的调整值，所述调整值在满足所述引擎约束的同时优化对所述引擎的性能特征进行建模的目标函数，所述目标函数配置成适应于引擎性能随时间的变化，以及调整所述设定点的值，由此生成考虑包括所述气体涡轮引擎的多个不同气体涡轮引擎之间的差异的所述设定点的调整值，使得所述设定点的调整值在给定时间特定于所述气体涡轮引擎；以及

反馈回路，在所述反馈回路中，将由此确定的所述设定点的所述调整值配置成发送到所述可变几何控制子系统以改变所述当前设定点。

2.根据权利要求1所述的控制系统，其中：

所述可变几何控制子系统包含用于所述可变几何部件的一个或多个设定点行程，所述行程确定在给定所述当前引擎操作条件的情况下由所述可变几何部件采用的所述当前设定点，以便满足所述引擎约束；

所述可变几何控制子系统还包括用于调节所述设定点行程的一个或多个可变偏移；以及

所述可变几何控制子系统配置成接收所述设定点的所述调整值，以通过改变所述一个或多个可变偏移来改变所述当前设定点。

3.根据权利要求1所述的控制系统，其中由所述目标函数进行建模的所述性能特征为以下项中的任一项或以下项中的两项或更多项的任意组合：引擎特定的燃料消耗、引擎寿命、引擎排放和引擎温度。

4.根据权利要求1所述的控制系统，其中所述目标函数将所述性能特征建模为包括以下项的变量的函数：所述可变几何部件的所述设定点，以及指示引擎功率输出的微调变量。

5.根据权利要求4所述的控制系统，其中所述微调变量是由所述引擎燃料控制子系统提供的所需燃料流量、测量的涡轮压力比或测量的轴速度。

6.根据权利要求1所述的控制系统，其中所述一个或多个可变几何部件包括以下任一者或两者：一组或多组压缩机可变入口导向叶片和一组或多组压缩机引气阀。

7.根据权利要求1所述的控制系统，其中所述一个或多个引擎约束包括以下项中的任何一项或多项：一个或多个压缩机喘振裕度、一个或多个压缩机失速裕度以及一个或多个压缩机压力比。

8.根据权利要求1所述的控制系统，所述控制系统为机载电子引擎控制器的一部分。

9.一种用于飞行器的气体涡轮引擎，包括：配置成调节到所述引擎的燃料流量的燃料流量计量阀、能够在不同的设定点之间移动以改变所述引擎的操作构型的一个或多个可变几何部件；以及根据权利要求1所述的控制系统。

10.根据权利要求9所述的用于飞行器的气体涡轮引擎，还包括：

引擎核心，所述引擎核心包括涡轮、压缩机和将所述涡轮连接到所述压缩机的芯轴；

风扇，所述风扇位于所述引擎核心的上游，所述风扇包括多个风扇叶片；以及

齿轮箱，所述齿轮箱接收来自所述芯轴的输入并将驱动输出至所述风扇，以便以比所述芯轴低的旋转速度来驱动所述风扇。

11.根据权利要求10所述的气体涡轮引擎，其中：

所述涡轮是第一涡轮，所述压缩机是第一压缩机，并且所述芯轴是第一芯轴；

所述引擎核心还包括第二涡轮、第二压缩机和将所述第二涡轮连接到所述第二压缩机的第二芯轴；以及

所述第二涡轮、所述第二压缩机和所述第二芯轴被布置成以比所述第一芯轴高的旋转速度旋转。

12.一种控制气体涡轮引擎的方法，所述气体涡轮引擎具有调节到所述引擎的燃料流量的燃料流量计量阀，以及能够在不同的设定点之间移动以改变所述引擎的操作构型的一个或多个可变几何部件，所述方法包括重复执行以下步骤：

提供用于控制所述燃料流量计量阀的燃料流量需求信号；

在给定当前引擎操作条件的情况下确定由所述可变几何部件采用的当前设定点，以便满足一个或多个引擎约束；

确定所述设定点的调整值，所述调整值在满足所述引擎约束的同时优化对所述引擎的性能特征进行建模的目标函数，所述目标函数适应于引擎性能随时间的变化；

调整所述设定点的值，由此生成考虑包括所述气体涡轮引擎的多个不同气体涡轮引擎之间的差异的所述设定点的调整值，使得所述设定点的调整值在给定时间特定于所述气体涡轮引擎；以及

使用由此确定的所述设定点的所述调整值来改变所述当前设定点。