CN110735669A - 一种航空燃气涡轮发动机旋转失速判断方法及装置 - Google Patents

一种航空燃气涡轮发动机旋转失速判断方法及装置 Download PDF

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Abstract

本申请属于航空发动机控制技术领域，具体涉及一种航空燃气涡轮发动机旋转失速判断方法及装置，包括：获取发动机是否处于停车状态；若发动机处于非停车状态，则获取发动机的高压换算转速；若所述高压换算转速大于第一设定值，则获取压气机出口静压，并计算压气机出口静压变化率；若所述压气机出口静压变化率大于第二设定值，则确定发动机是否处于重起动状态；若所述发动机处于非重起动状态，则获取风扇进口静压；计算所述压气机出口静压与所述风扇进口静压的比值，若所述比值小于第三设定值，则判定发动机处于旋转失速状态。本申请解决了发动机工作过程中对旋转失速无法判断的技术难题，降低了喘振发生的风险，提高了发动机的气动稳定性及可靠性。

Description

一种航空燃气涡轮发动机旋转失速判断方法及装置
技术领域
本申请属于航空发动机控制技术领域，特别涉及一种航空燃气涡轮发动机旋转失速判断方法及装置。
背景技术
航空发动机压气机的不稳定工作类型可分为旋转失速和喘振两类，旋转失速是喘振的先兆，喘振是旋转失速极度发展的结果。喘振发生时，通过压气机的流量、出口压力等参数随着时间作低频高幅值的振荡，严重时会出现倒流现象。这可能会导致发动机性能降低、涡轮热负荷和振动应力增加、甚至损害发动机结构完整性，直接威胁飞行安全。
目前，国内在研多个型号航空燃气涡轮发动机采用喘振压差信号器外加硬件处理电路来判断喘振，但该技术对于旋转失速还无法判断。相对喘振而言，旋转失速对发动机的危害较小，但也可能导致压气机叶片应力增大等问题。若能及时发现失速并进行防御性处置，就能将喘振“扼杀”在旋转失速阶段，便可实现发动机的“零喘振”，同时降低失速带来的潜在不利影响，这对发动机的气动稳定性、可靠性及飞行安全具有十分重要的意义。
目前的技术方案，由于对旋转失速还无法有效判断，只能在喘振发生后通过消喘系统来消除喘振，使得发动机不得不承受喘振带来的风险及危害。一旦发生由喘振，轻则可造成发动机机件磨损加剧、发动机性能功能暂时丧失，重则能够造成的发动机机械故障，带来巨大损失，延误型号研制或装备使用，大大增加研制使用成本。
发明内容
为了解决上述技术问题至少之一，本申请提供了一种航空燃气涡轮发动机旋转失速判断方法及装置，旨在解决现有方案下发动机工作过程中对旋转失速无法判断的技术难题，降低喘振发生的风险，提高发动机的气动稳定性及可靠性、保证飞行安全。
本申请第一方面提供了一种航空燃气涡轮发动机旋转失速判断方法，包括：
步骤S1、获取发动机是否处于停车状态；
步骤S2、若发动机处于非停车状态，则获取发动机的高压换算转速；
步骤S3、若所述高压换算转速大于第一设定值，则获取压气机出口静压，并计算压气机出口静压变化率；
步骤S4、若所述压气机出口静压变化率大于第二设定值，则确定发动机是否处于重起动状态；
步骤S5、若所述发动机处于非重起动状态，则获取风扇进口静压；
步骤S6、计算所述压气机出口静压与所述风扇进口静压的比值，若所述比值小于第三设定值，则判定发动机处于旋转失速状态。
优选的是，所述步骤S2中，获取发动机的高压换算转速包括：
获取风扇进口总温T2及发动机的物理转速N2；
确定发动机的高压换算转速为N2*SQRT(288.15/T2)。
优选的是，所述步骤S3中，所述第一设定值取35％～40％中的任一值。
优选的是，所述步骤S4中，所述第二设定值基于逼喘试验获得失速和进入喘振时所述压气机出口静压的变化率来确定。
优选的是，所述步骤S3中，获取压气机出口静压包括将采集频率设定为5kHz，带宽设定为300Hz。
本申请第二方面提供了一种航空燃气涡轮发动机旋转失速判断装置，包括：
发动机状态判定模块，用于获取发动机是否处于停车状态；
高压换算转速采集模块，用于当发动机处于非停车状态时，获取发动机的高压换算转速；
压气机出口静压获取模块，用于当所述高压换算转速大于第一设定值时，获取压气机出口静压，并计算压气机出口静压变化率；
发动机重起动确定模块，用于当所述压气机出口静压变化率大于第二设定值时，确定发动机是否处于重起动状态；
风扇进口静压获取模块，用于当所述发动机处于非重起动状态时，获取风扇进口静压；
旋转失速判定模块，用于计算所述压气机出口静压与所述风扇进口静压的比值，若所述比值小于第三设定值，则判定发动机处于旋转失速状态。
优选的是，所述高压换算转速采集模块包括：
数据采集单元，用于获取风扇进口总温T2及发动机的物理转速N2；
计算单元，用于确定发动机的高压换算转速为N2*SQRT(288.15/T2)。
优选的是，所述压气机出口静压获取模块中，所述第一设定值取35％～40％中的任一值。
优选的是，所述发动机重起动确定模块中，所述第二设定值基于逼喘试验获得失速和进入喘振时所述压气机出口静压的变化率来确定。
优选的是，所述压气机出口静压获取模块中，获取压气机出口静压包括将采集频率设定为5kHz，带宽设定为300Hz。
本发明提出一种航空燃气涡轮发动机旋转失速判断方法，解决发动机工作过程中对旋转失速无法判断的技术难题，降低喘振发生的风险，提高发动机的气动稳定性及可靠性、保证飞行安全，同时为解决其他型号研制中出现的类似问题提供一种新方法。从而保证型号研制顺利开展，降低型号研制成本，另外，该方法实施简单、改进容易、适应性广。
附图说明
图1是本申请航空燃气涡轮发动机旋转失速判断方法的一优选实施方式的流程图。
图2是本申请Ps3dot典型加减速数值及失速判定门槛值比较示意图。
图3是本申请Ps3/Ps2正常值及失速门槛值比较示意图。
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方式中的附图，对本申请实施方式中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，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。所描述的实施方式是本申请一部分实施方式，而不是全部的实施方式。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施方式，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施方式，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施方式进行详细说明。
如图1所示，本申请第一方面提供了一种航空燃气涡轮发动机旋转失速判断方法，包括：
步骤S1、获取发动机是否处于停车状态；
步骤S2、若发动机处于非停车状态，则获取发动机的高压换算转速；
步骤S3、若所述高压换算转速大于第一设定值，则获取压气机出口静压，并计算压气机出口静压变化率；
步骤S4、若所述压气机出口静压变化率大于第二设定值，则确定发动机是否处于重起动状态；
步骤S5、若所述发动机处于非重起动状态，则获取风扇进口静压；
步骤S6、计算所述压气机出口静压与所述风扇进口静压的比值，若所述比值小于第三设定值，则判定发动机处于旋转失速状态。
本申请的原理是当旋转失速发生时，会出现发动机压气机出口压力周期性脉动(压力的变化率异常增大)，空气流量、压比(压气机进出口压力比)、效率降低的特征。
依据前述失速特点，综合一般发动机实际测试测点布局情况，本专利提出的航空燃气涡轮发动机旋转失速判断方法具体为：
1)发动机为非停车状态：失速判断适用于发动机工作状态，停车状态无需判断和处置；
2)高压换算转速需大于给定值：目的是降低在低状态、低压力下发生误判的可能性，一般相对换算转速大于35～40％，如在某发动机取为40％；
3)压气机出口静压变化率Ps3dot大于给定值：Ps3dot为Ps3的变化率，给定值应显著大于正常加减速过程的Ps3的变化率，可通过试验获得瞬态过程Ps3的变化率、通过逼喘试验获得失速和进入喘振时Ps3的变化率并据此确定失速判断给定值。某发动机将给定值取为2.0MPa/s，如图2所示。同时，为准确并及时反应压气机出口静压的变化，Ps3传感器的采集频率和带宽应满足一定要求，如在某工程项目中，其采集频率取为5kHz，带宽取为300Hz；
4)非发动机重起动：避免重起动点火瞬时Ps3变化率超过给定值造成误判；
5)Ps3/Ps2＜门槛值：该门槛值反应压气机的压力比，且在不同转速下对应不同数值，具体参考图3。
需要说明的是，本申请直接获取的发动机参数包括：压气机出口静压Ps3、风扇进口静压Ps2、风扇进口总温T2、高压转速N2。其中，所述步骤S2中，获取发动机的高压换算转速包括：
获取风扇进口总温T2及发动机的物理转速N2；
确定发动机的高压换算转速为N2*SQRT(288.15/T2)。
本申请第二方面提供了一种与上述方法对应的航空燃气涡轮发动机旋转失速判断装置，包括：
发动机状态判定模块，用于获取发动机是否处于停车状态；
高压换算转速采集模块，用于当发动机处于非停车状态时，获取发动机的高压换算转速；
压气机出口静压获取模块，用于当所述高压换算转速大于第一设定值时，获取压气机出口静压，并计算压气机出口静压变化率；
发动机重起动确定模块，用于当所述压气机出口静压变化率大于第二设定值时，确定发动机是否处于重起动状态；
风扇进口静压获取模块，用于当所述发动机处于非重起动状态时，获取风扇进口静压；
旋转失速判定模块，用于计算所述压气机出口静压与所述风扇进口静压的比值，若所述比值小于第三设定值，则判定发动机处于旋转失速状态。
在一些可选实施方式中，所述高压换算转速采集模块包括：
数据采集单元，用于获取风扇进口总温T2及发动机的物理转速N2；
计算单元，用于确定发动机的高压换算转速为N2*SQRT(288.15/T2)。
在一些可选实施方式中，所述压气机出口静压获取模块中，所述第一设定值取35％～40％中的任一值。
在一些可选实施方式中，所述发动机重起动确定模块中，所述第二设定值基于逼喘试验获得失速和进入喘振时所述压气机出口静压的变化率来确定。
在一些可选实施方式中，所述压气机出口静压获取模块中，获取压气机出口静压包括将采集频率设定为5kHz，带宽设定为300Hz。
本发明提出一种航空燃气涡轮发动机旋转失速判断方法，解决发动机工作过程中对旋转失速无法判断的技术难题，降低喘振发生的风险，提高发动机的气动稳定性及可靠性、保证飞行安全，同时为解决其他型号研制中出现的类似问题提供一种新方法。从而保证型号研制顺利开展，降低型号研制成本，另外，该方法实施简单、改进容易、适应性广。
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。

Claims (10)

1.一种航空燃气涡轮发动机旋转失速判断方法，其特征在于，包括：
步骤S1、获取发动机是否处于停车状态；
步骤S2、若发动机处于非停车状态，则获取发动机的高压换算转速；
步骤S3、若所述高压换算转速大于第一设定值，则获取压气机出口静压，并计算压气机出口静压变化率；
步骤S4、若所述压气机出口静压变化率大于第二设定值，则确定发动机是否处于重起动状态；
步骤S5、若所述发动机处于非重起动状态，则获取风扇进口静压；
步骤S6、计算所述压气机出口静压与所述风扇进口静压的比值，若所述比值小于第三设定值，则判定发动机处于旋转失速状态。
2.如权利要求1所述的航空燃气涡轮发动机旋转失速判断方法，其特征在于，所述步骤S2中，获取发动机的高压换算转速包括：
获取风扇进口总温T2及发动机的物理转速N2；
确定发动机的高压换算转速为N2*SQRT(288.15/T2)。
3.如权利要求1所述的航空燃气涡轮发动机旋转失速判断方法，其特征在于，所述步骤S3中，所述第一设定值取35％～40％中的任一值。
4.如权利要求1所述的航空燃气涡轮发动机旋转失速判断方法，其特征在于，所述步骤S4中，所述第二设定值基于逼喘试验获得失速和进入喘振时所述压气机出口静压的变化率来确定。
5.如权利要求1所述的航空燃气涡轮发动机旋转失速判断方法，其特征在于，所述步骤S3中，获取压气机出口静压包括将采集频率设定为5kHz，带宽设定为300Hz。
6.一种航空燃气涡轮发动机旋转失速判断装置，其特征在于，包括：
发动机状态判定模块，用于获取发动机是否处于停车状态；
高压换算转速采集模块，用于当发动机处于非停车状态时，获取发动机的高压换算转速；
压气机出口静压获取模块，用于当所述高压换算转速大于第一设定值时，获取压气机出口静压，并计算压气机出口静压变化率；
发动机重起动确定模块，用于当所述压气机出口静压变化率大于第二设定值时，确定发动机是否处于重起动状态；
风扇进口静压获取模块，用于当所述发动机处于非重起动状态时，获取风扇进口静压；
旋转失速判定模块，用于计算所述压气机出口静压与所述风扇进口静压的比值，若所述比值小于第三设定值，则判定发动机处于旋转失速状态。
7.如权利要求6所述的航空燃气涡轮发动机旋转失速判断装置，其特征在于，所述高压换算转速采集模块包括：
数据采集单元，用于获取风扇进口总温T2及发动机的物理转速N2；
计算单元，用于确定发动机的高压换算转速为N2*SQRT(288.15/T2)。
8.如权利要求6所述的航空燃气涡轮发动机旋转失速判断装置，其特征在于，所述压气机出口静压获取模块中，所述第一设定值取35％～40％中的任一值。
9.如权利要求6所述的航空燃气涡轮发动机旋转失速判断方法，其特征在于，所述发动机重起动确定模块中，所述第二设定值基于逼喘试验获得失速和进入喘振时所述压气机出口静压的变化率来确定。
10.如权利要求6所述的航空燃气涡轮发动机旋转失速判断装置，其特征在于，所述压气机出口静压获取模块中，获取压气机出口静压包括将采集频率设定为5kHz，带宽设定为300Hz。
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