CN111305953A - 一种航空涡扇发动机风扇叶片自动脱冰的方法及装置 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种航空涡扇发动机风扇自动脱冰的方法。该方法基于飞行器上本身安装的结冰传感器的信号和发动机N1振动值的变化量向发动机FADEC发送调节发动机N1转速的指令，以自动除去风扇叶片上的积冰。在脱冰过程中，当满足特定停止条件后，风扇自动脱冰装置向发动机FADEC发送停止调节推力的指令，以停止发动机风扇自动脱冰。通过该方法减轻了飞行员负担，并且通过使用飞行器上现有的结冰传感器，降低了制造和维护成本，并增加了飞行器的可靠性。本发明还涉及一种航空涡扇发动机风扇自动脱冰的装置，该装置基于发动机N1振动值的变化以及飞行器上原有的结冰传感器发送的结冰信号，按照上述方法来执行脱冰程序。

Description

一种航空涡扇发动机风扇叶片自动脱冰的方法及装置

技术领域

本发明属于航空发动机领域，涉及一种航空涡扇发动机风扇自动脱冰的方法及装置，适用于空中发动机风扇叶片结冰的场景。

背景技术

在航空领域中，当飞行器在空中遭遇结冰状况时，发动机风扇可能会积聚冰霜。当发动机风扇结冰时，它不仅直接导致进气道气动外形的破坏，减小发动机推力，加重飞行负载，还可能造成压气机的机械损伤，在严重时甚至导致整台发动机的损坏，直接引发飞行事故。

目前的技术是遇到结冰状况时，飞行员时刻关注发动机的低压转子(以下简称为N1)的振动值(即，振动的振幅)，当发动机稳定运转时，若观察到N1振动值增大或者有可察觉的振动，飞行员手动增大N1转速，例如增大到N1额定转速的70％以上并保持10-30s，再按需调整油门杆，以除去飞行器发动机风扇上的积冰。该方法需要飞行员时刻关注N1振动值，增加了飞行员的负担。

在由空中客车法国公司于2005年09月12日提交的、申请号为CN200580031831.4的发明专利《防止航空器发动机结冰的保护装置和相关的脱冰方法》中提到了一种防止航空器发动机结冰的保护装置，该保护装置具有：至少一个布置在航空器发动机进气口内的传感器，该传感器对所积聚的冰霜数量敏感；一测定所述冰霜数量的测定系统和使所述冰霜数量与一预定的界限值相比较的比较系统；一用于对超过预定界限值的检测结果作出响应的启动系统，所述响应可以是警报、由所述发动机控制系统延迟的发动机转速的增大、或在发动机上游输送热空气。该装置需要在发动机进气口内增加附加的传感器，由于该进气口附近的严酷环境，对该附加传感器的可靠性和性能要求非常高，并且需要随之增加附加的电气线路等，这增加了飞行器的整体制造和维护成本。

因此，需要一种消除了以上现有技术的缺陷的航空涡扇发动机风扇自动脱冰的方法及装置。

发明内容

本发明的目的是提出了一种航空涡扇发动机风扇自动脱冰的方法及装置，其克服了上述现有技术中的缺陷。

根据本发明的一个方面，提出了一种航空涡扇发动机风扇自动脱冰的方法。当飞行器在空中遇到结冰状况时，如果发动机风扇上积聚了冰霜，则发动机N1振动值会变大。飞行器的自动脱冰装置(机载设备)根据飞行器上本身安装的结冰传感器的信号和发动机N1振动值的变化量，判断发动机风扇叶片是否积聚了冰霜，结冰传感器如图1中所示，安装到飞行器的机身前部。若判断结冰，该自动脱冰装置向发动机全权限数字发动机控制器(FullAuthority Digital Engine Control，以下缩写为FADEC)发送调节发动机N1转速的指令，自动除去风扇叶片上的积冰，同时会向飞行员发送相关告警信息。在脱冰过程中，当自动脱冰装置探测到发动机N1振动值降低或者当发送发动机N1转速指令一段时间后，自动脱冰装置向发动机FADEC发送停止调节发动机N1转速的指令。

另外，为确保飞行员对飞行器享有优先操纵权，当机载设备判断飞行员移动油门杆时，向FADEC发送停止调节发动机N1转速的指令。

根据本发明的另一个方面，还提出了一种航空涡扇发动机风扇自动脱冰装置，该装置包括：输入模块、计算模块、输出模块。其中输入模块用于接收飞行器结冰传感器信号、发动机N1转速、发动机N1振动值。计算模块用于计算推力调整指令及触发告警信息。输出模块用于将计算模块计算出的推力调整指令发给发动机FADEC，并将告警信息发送到告警装置。

该自动脱冰装置可以基于发动机N1振动值的变化以及飞行器上原有的结冰传感器发送的结冰信号，按照如上方法来执行脱冰程序。

由此，通过本发明的航空涡扇发动机风扇自动脱冰的方法和装置，可以自动执行风扇叶片脱冰程序。在飞行器遭遇结冰状况时，无需飞行员时刻关注发动机N1振动值，减轻了飞行员负担；并且通过使用飞行器上现有的结冰传感器，消除了对附加地设在发动机入口处的传感器及相关线路的需要，降低了制造和维护成本，并增加了飞行器的可靠性。

应当理解，飞行器在本文中包括但不限于商用飞行器、民用飞行器、军用飞行器、空天飞行器等。

附图说明

为了进一步说明根据本发明的航空涡扇发动机风扇自动脱冰的方法及装置，下面将结合附图和具体实施方式对本发明进行详细说明，附图中：

图1是示出了现有技术中结冰传感器在飞行器上的布置的示意图；

图2是示出了根据本发明的航空涡扇发动机风扇自动脱冰的系统的示意图；

图3是根据本发明的航空涡扇发动机风扇自动脱冰装置的构成示意图；以及

图4是示出了根据本发明的航空涡扇发动机风扇自动脱冰的方法的示意性工作流程图。

具体实施方式

下面结合附图具体说明本发明的航空涡扇发动机风扇自动脱冰的方法及装置，其中，相同的部件由相同的附图标记予以标注。

图1示出了现有技术中结冰传感器2在飞行器的机身上的布置。结冰传感器2是飞行器探测结冰的装置，当飞行器在结冰条件下飞行时，探头表面结冰达到结冰阈值时后探头的振动频率会发生较大变化。结冰阈值通常例如为约0.5mm(0.02in)，但是根据外部天气情况或飞行器的自身参数也可以选取其它值。此时结冰传感器2将发出结冰信号，以警告驾驶员采取防冰措施。在所示的实施例中，该飞行器设有两个独立的结冰传感器，它们对称安装在机身前部的两侧。

图2示意性地示出了根据本发明的一个实施例的用于风扇自动脱冰的系统，该系统包括自动脱冰装置1、结冰传感器2(在图1中示出)、发动机FADEC 3、发动机4、操作判断参数5、发动机N1转速调节指令6、发动机N1转速传感器(未示出)、发动机N1振动传感器(未示出)、油门杆角度传感器(未示出)以及告警装置7。其中，此处未示出的发动机N1转速传感器、发动机N1振动传感器和油门杆角度传感器是现有技术中已知的，并且以本领域技术人员已知的方式安装在飞行器中，并以已知的方式将感测到的发动机N1转速信息、发动机N1振动值以及油门杆角度值发送到诸如自动脱冰装置1之类的机载设备。在该示例中示出的操作判断参数5包括但不限于图2中所示的结冰传感器信号51、N1转速52、N1振动值53以及油门杆角度54等。

图3示意性地示出了根据本发明的一个实施例的自动脱冰装置1，其包含3个模块：输入模块11、计算模块12和输出模块13。其中，输入模块11用于接收上述操作判断参数5。输入模块11对接收的操作判断参数5进行处理后发送给计算模块12。计算模块12用于计算推力调整指令及触发告警信息。

根据本发明的一个实施例，可以将计算模块12设定为：当发动机N1转速和发动机N1振动值稳定在某一数值时，计算模块12记录此时的发动机N1转速和发动机N1振动值，计算模块持续的比较实时发动机N1转速和记录的发动机N1转速，以及实时发动机N1振动值和记录的发动机N1振动值。当实时发动机N1转速与记录的发动机N1转速比较获得的实时发动机N1转速变化率超过转速变化率阈值时，重新执行上述过程。当实时发动机N1转速与记录的发动机N1转速比较获得的实时发动机N1转速变化率在该转速变化率阈值以内、且实时发动机N1振动值与记录的发动机N1振动值比较获得的振动值波动超过第一振动值波动阈值、且结冰传感器2探测到结冰状况时，满足调整发动机推力的逻辑及告警逻辑。当发动机推力调整后，发动机N1振动值减小量超过某一数值或发送推力指令超过一定时间后，停止调整发动机推力。

输出模块13用于将计算模块计算出的推力调整指令及告警信息发给发动机FADEC3及告警装置7。

图4具体示出了根据本发明的一个非限制性实施例的用于航空涡扇发动机风扇自动脱冰的方法的示意性流程图，结合参考图2-4，该方法可包括以下操作步骤：

在步骤101中，可以例如使用风扇自动脱冰装置的输入模块接收操作判断参数51，例如结冰传感器信号51、N1转速52以及N1振动值53等。应当理解，这些参数均可以经由飞行器/发动机中现有的发动机通过机载设备获得，而不需要增加新的传感器或线路。

在步骤102中，基于接收的操作判断参数51，可以例如使用风扇自动脱冰装置1的计算模块12来判断发动机是否工作稳定状态下。

作为非限制性示例，发动机工作在稳定状态可以是指发动机N1转速的变化率小于转速变化率阈值，并且发动机N1振动值的波动小于第一振动值波动阈值。

如本文所用，转速变化率可以是指实时转速减去记录转速的差值与记录转速的百分比的绝对值，即，转速变化率＝|(实时发动机N1转速-记录的发动机N1转速)/记录的发动机N1转速×100％|。

同样地，振动值波动可以是实时振动值减去记录振动值的绝对值，即，振动值波动＝|实时发动机N1振动值-记录的发动机N1振动值|。

通常，转速变化率阈值和第一振动值波动阈值可根据诸如飞行器的类型和发动机的性能之类的内部参数以及诸如天气状况和飞行高度之类的外部参数等综合确定。例如，转速变化率阈值可以设定为小于0.2％-2％，较佳地小于1％；而第一振动值波动阈值可以设定为小于1.27μm-12.7μm，较佳地小于2.54μm，即0.1Mils(千分之一英寸)。

在步骤103中，如果发动机工作在稳定状态下，则记录此时的发动机N1转速及发动机N1振动值，获得记录的发动机N1转速和记录的发动机N1振动值。

在步骤104中，可以例如使用风扇自动脱冰装置1的计算模块12持续比较实时发动机N1转速与记录的发动机N1转速，当实时发动机N1转速的变化率大于转速变化率阈值时，重复进行所述比较。

在步骤104中，当实时发动机N1转速的变化率小于所述转速变化率阈值时，进入步骤105，否则返回到步骤101中。

在步骤105中，比较实时发动机N1振动值与记录的发动机N1振动值，当实时发动机N1振动值的波动超过第二振动值波动阈值时，进入步骤201。

类似地，第二振动值波动阈值也可根据诸如飞行器的类型和发动机的性能之类的内部参数以及诸如天气状况和飞行高度之类的外部参数等综合确定。在该实施例中，第二振动值波动阈值为10.16-25.4μm，较佳地为12.7μm(即0.5Mils)。

在步骤201中，当接收到设置在飞行器上的结冰传感器发送的结冰信号时，进入步骤301。

在步骤301中，向发动机FADEC发送调节推力的指令。

作为非限制性示例，该指令可以将发动机N1转速减小至慢车然后再增大到脱冰转速，脱冰转速例如可以是发动机N1额定转速的50-90％，较佳地为发动机N1额定转速的70％以上，并使该脱冰转速保持5-60s的持续时间，较佳地保持10s的持续时间。然后重复该过程，以便使风扇叶片脱冰。

可选地，可以同时执行步骤302，在该步骤302中向机组发送风扇正在脱冰的告警信息，以便机组可以根据该信息适当地调整飞行操作。

可选地，当满足特定的停止条件后，风扇自动脱冰装置向发动机FADEC发送停止调节推力的指令，以停止发动机风扇自动脱冰。

作为非限制性示例，该停止条件例如可以包括：在步骤401中，判断发动机N1振动值波动(例如，发动机N1振动值减小量)超过第二振动值波动阈值；或者在步骤402中，发动机FADEC发送调节推力的指令的时间超过调节阈值时间；也可以是风扇自动脱冰装置检测到飞行员移动油门杆的操作403，以便确保飞行员对飞行器的优先操纵权。

同样地，调节阈值时间也可根据诸如飞行器的类型和发动机的性能之类的内部参数以及诸如天气状况和飞行高度之类的外部参数等综合确定。在该实施例中，调节阈值时间可以为10-120s，较佳地为30s。

根据本发明的用于航空涡扇发动机风扇自动脱冰的方法利用飞行器上原有的结冰传感器(见图1)结合发动机N1振动值的变化判断是否执行脱冰程序，无需在发动机进气道增加结冰传感器，降低了制造和维护成本，并增加了飞行器的可靠性。并且该方法通过飞行器上的自动脱冰装置自动检测发动机风扇叶片的结冰情况并执行脱冰程序，无需飞行员时刻关注N1振动值，减轻了飞行员负担。

应当注意，上述操作步骤仅仅是示例性的，本领域技术人员可以根据具体的内部或外部环境进行相应步骤的调整或者增减。例如，虽然在图3示出了先对发动机N1转速率变化及发动机N1振动值波动进行判断，然后判断结冰传感器是否探测到结冰，但是同样地也可以先判断结冰传感器是否探测到结冰，再判断发动机N1转速率变化及发动机N1振动值波动，或者也可以同时进行判断，而不偏离本发明的范围。类似地，虽然图3的示意性操作步骤中示出了向机组告警的步骤302，但是该步骤302可以根据实际情况进行裁剪，或者替代地，可以在步骤302中向其余机载设备发送相应的信号，而不偏离本发明的范围。

根据本发明的实施例，用于航空涡扇发动机风扇自动脱冰的方法是借助根据本发明的自动脱冰装置1来完成的，如上参照图2和3所述，该自动脱冰装置1包括：输入模块11、计算模块12和输出模块13，其中，输入模块11用于接收飞行器结冰传感器信号51、N1转速52、N1振动值53等；计算模块12用于根据输入模块所接收的飞行器结冰传感器信号51、发动机N1转速52和发动机N1振动值53来计算推力调整指令和/或触发告警信息；输出模块13用于将计算模块12计算出的推力调整指令和/或告警信息发给发动机FADEC及告警装置，该自动脱冰装置1基于发动机N1振动值的变化以及飞行器上原有的结冰传感器2发送的结冰信号，可以将按照以上所述的操作步骤执行脱冰程序。

虽然以上结合了较佳实施例对本发明的用于航空涡扇发动机风扇自动脱冰的方法及装置进行了说明，但是本技术领域的普通技术人员应当认识到，上述示例仅是用来说明的，而不能作为对本发明的限制。因此，可以在权利要求书的实质精神范围内对本发明进行各种修改和变型，这些修改和变型都将落在本发明的权利要求书所要求的范围之内。

Claims (10)

1.一种航空涡扇发动机风扇自动脱冰的方法，其特征在于，所述方法包括以下操作步骤：

a)接收操作判断参数，所述操作判断参数包括：结冰传感器发送的结冰信号、发动机N1转速、发动机N1振动值；

b)基于所述操作判断参数，判断发动机是否工作在发动机N1转速的变化率小于转速变化率阈值且发动机N1振动值的波动小于第一振动值波动阈值的稳定状态下，如果所述发动机工作在所述稳定状态下，则记录此时的发动机N1转速及发动机N1振动值，获得记录的发动机N1转速和记录的发动机N1振动值；

c)持续比较实时发动机N1转速与所述记录的发动机N1转速，当实时发动机N1的转速变化率大于转速变化率阈值时，重复进行所述比较；

d)当所述实时发动机N1转速变化率小于所述转速变化率阈值时，比较实时发动机N1振动值与所述记录的发动机N1振动值，当实时发动机N1振动值的波动超过第二振动值波动阈值，并且接收到所述结冰信号时，向发动机FADEC发送调节推力的指令。

2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：

e)当满足停止条件后，向所述发动机FADEC发送停止调节推力的指令。

3.如权利要求2所述的方法，其特征在于，所述停止条件包括以下中的至少一个：

发动机N1振动值减小量超过所述第二振动值波动阈值；

所述发动机FADEC发送调节推力的指令的时间超过调节阈值时间；以及

所述风扇自动脱冰装置检测到飞行员移动油门杆。

4.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述调节推力的指令包括：

i)将所述发动机N1转速减小至慢车然后再增大到脱冰转速，所述脱冰转速为发动机N1额定转速的50-90％，较佳地为额定转速的70％以上；

ii)使所述脱冰转速保持5-60s的持续时间，较佳地保持10s的持续时间；

iii)重复步骤i)和步骤ii)。

5.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述结冰传感器构造成当所述结冰传感器的探头表面结冰厚度达到结冰阈值后，所述结冰传感器发送所述结冰信号。

6.如权利要求1所述的方法，其特征在于，在向所述发动机FADEC发送所述调节推力的指令的同时，向机组发送所述风扇正在脱冰的告警信息。

7.如权利要求1-6中任一项所述的方法，其特征在于，所述转速变化率阈值为0.2-2％，较佳地为1％。

8.如权利要求1-6中任一项所述的方法，其特征在于，所述第一振动值波动阈值为1.27-12.7μm，较佳地为2.54μm；和/或所述第二振动值波动阈值为10.16-25.4μm，较佳地为12.7μm。

9.如权利要求1-6中任一项所述的方法，其特征在于，所述调节阈值时间为10-120s，较佳地为30s。

10.一种航空涡扇发动机风扇自动脱冰装置，所述自动脱冰装置包括：输入模块、计算模块和输出模块，

其中，所述输入模块用于接收飞行器结冰传感器信号、发动机N1转速、发动机N1振动值；

其中，所述计算模块用于根据所述输入模块所接收的所述飞行器结冰

传感器信号、所述发动机N1转速和所述发动机N1振动值来计算推力

调整指令和/或触发告警信息；

其中，所述输出模块用于将所述计算模块计算出的所述推力调整指令发送到发动机FADEC和/或将所述告警信息发送到告警装置，

其特征在于，

所述自动脱冰装置基于发动机N1振动值的变化以及飞行器上原有的结冰传感器发送的结冰信号，按照如权利要求1-9中任一项所述的方法来执行脱冰程序。

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