CN112302987B - 应对温度畸变的航空发动机压缩部件可调导叶调节方法 - Google Patents

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Abstract

本申请提供一种应对温度畸变的航空发动机压缩部件可调导叶调节方法，包括：在发动机进口或是压缩部件进口周向不同位置布置至少两个温度传感器，用于测量发动机进口或压缩部件进口温度；判断所述温度传感器的最高值与最低值的差值，若所述最高值与最低值的差值大于预定值，则以所述温度传感器中最高值的温度传感器的数值为控制输入，调节所述压缩部件的可调导叶角度；若所述最高值与最低值的差值小于预定值，则以所述温度传感器的平均数值为控制输入，调节所述压缩部件的可调导叶角度。本申请的方法能够提升发动机抗温度畸变能力，且性能牺牲较小，还可以实现仅遭遇温度畸变时进行扩稳，有利于提高全包线内除遭遇温度场景外的其它飞行位置的性能。

Description

应对温度畸变的航空发动机压缩部件可调导叶调节方法
技术领域
本申请属于航空发动机技术领域，特别涉及一种应对温度畸变的航空发动机压缩部件可调导叶调节方法。
背景技术
飞机在起飞或飞行过程中，由于发动机的工作，飞机进气道附近会产生低压区，吸入附近的空气，当空气中存在热源时，吸入发动机进口的空气将在空间和时序上产生畸变，即空间上的不均匀度和时序上的阶跃。温度畸变叠加进气道本身的压力畸变后，对发动机性能和稳定性产生重要影响，严重时甚至导致发动机喘振，影响飞行安全。
产生温度畸变的场景有多种，例如：飞机编队飞行时，前方飞机发动机排出的燃气被后方飞机的进气道吸入；垂直起落飞机在起飞/着陆时发动机排出的燃气被再次吸入；矢量喷管工作或接通反推力装置时进气道吸入了其自身回流燃气；飞机飞越烟雾区或火灾区时进气道吸入了高温燃气；飞机发射机载武器时，进气道吸入排出的高温燃气；舰载机在弹射起飞过程中吸入高温蒸汽；舰载机在舰面偏流板前起飞时吸入反射高温燃气等。
除飞机发射武器时，发动机可以使用主动防喘系统(与武器发射按钮联锁防喘)对发动机进行提前扩稳外，其它场景下一般依靠提高发动机本身稳定裕度或是规避温度畸变保持发动机稳定工作。提升发动机稳定裕度会牺牲性能或是需要提升压缩部件的设计水平，牺牲性能很难接受，提高设计水平短时实现困难。在这种条件下，经常出现航空发动机因温度畸变导致喘振的故障。
发明内容
本申请的目的是提供了一种应对温度畸变的航空发动机压缩部件可调导叶调节方法，以解决或减轻背景技术中的至少一个问题。
本申请的技术方案是：一种应对温度畸变的航空发动机压缩部件可调导叶调节方法，所述调节方法包括：
在发动机进口或是压缩部件进口周向不同位置布置至少两个温度传感器，用于测量发动机进口或压缩部件进口温度；
判断所述温度传感器的最高值与最低值的差值，若所述最高值与最低值的差值大于预定值，则以所述温度传感器中温度值最高的温度传感器数值或温度值最高的数只温度传感器平均值作为控制输入，调节所述压缩部件的可调导叶角度；若所述最高值与最低值的差值小于预定值，则以所述温度传感器的平均数值为控制输入，调节所述压缩部件的可调导叶角度。
在本申请中，当所述航空发动机遭遇温度畸变而高温区域相对于发动机进口或压缩部件进口的周向位置不确定时，周向均布多个温度传感器在发动机进口或压缩部件进口。
在本申请中，当所述航空发动机遭遇温度畸变而高温区域相对于发动机进口或压缩部件进口的周向位置固定时，发动机进口或压缩部件进口高温区域设置的温度传感器密度大于低温区域设置的温度传感器数量。
在本申请中，高温区域和或低温区域设置的温度传感器按预定角度间隔设置。
在本申请中，所述预定值不低于10℃。
在本申请中，当以所述温度传感器的平均数值为控制输入的过程中，所述平均数值进行加权控制。
本申请所提供的可调导叶调节方法能够提升发动机抗温度畸变能力，且相对于直接使用防喘系统提高发动机抗温度畸变能力，本申请的方法性能牺牲较小；相对于直接把压缩部件稳定裕度设计成较大值的方法，本申请的方法可以实现仅遭遇温度畸变时进行扩稳，有利于提高全包线内除遭遇温度场景外的其它飞行位置的性能；最后，本申请的方法不需要大幅提高压缩部件设计水平，可以在一定压缩部件设计水平基础上，直接提高压缩部件抗温度畸变能力。
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为本申请中的发动机截面上高低温区示意图。
图2为本申请中的换算转速与导叶角度关系示意图。
图3为本申请中的温度传感器周向布置示意图。
图4为本申请的航空发动机压缩部件可调导叶调节方法流程图。
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。
为了克服现有技术中所具有的缺点，本申请提供一种基于现有压缩部件设计水平条件下，通过改变压缩部件可调导叶调节方法实现提高发动机抗温度畸变水平的方法，以确保发动机在温度畸变条件下可以稳定工作。
本申请提出的应对温度畸变的航空发动机压缩部件可调导叶调节方法，技术方案如下：
发动机主要压缩部件，比如风扇或是压气机，其可调导叶角度α的变化可以改变稳定裕度，角度越关/小，稳定裕度越大，但角度的关小，会降低通过的空气流量从而影响性能。对于导叶角度可调节的压缩部件，一般根据其换算转速(换算转速与换算流量关联)调节角度，压缩部件的换算转速计算公式为：
Figure GDA0003632832770000041
其中，nhs为换算转速，温度T可以是发动机进口温度或是压缩部件进口温度。
当发动机进口无空间上的温度不均匀时，温度传感器周向位置不会影响压缩部件可调导叶的角度。现有航空发动机中这个温度传感器位置一般根据飞机的发动机舱空间以及发动机外部结构布局确定，不考虑温度畸变的影响。此外，从安全角度考虑一般设计成主、辅两个传感器，主辅传感器周向位置也无特殊要求(轴向设置风扇之前在进气道或进气机匣)，考虑空间限制布置。
当发动机进口遭遇空间不均匀的温度畸变时，则发动机进口或是压缩部件进口截面上会出现高低温区，高低温区周向范围、位置与遭遇的温度畸变特性有关。如图1所示高低温区各一个，且周向范围均为180°的典型状态示意图。此时压缩部件转子高低温区的物理转速相同，使用高温区T1和低温区T2分别计算换算转速得出nhs2＞nhs1，换算转速与可调导叶角度控制关系一般如图2所示，如控制角度α的温度传感器安装在位置A2，则按换算转速nhs2控制角度α，高低温区角度相同，但高温区换算转速比低温区低，高温区换算转速与角度α的对应关系如图2所示，相对于正常控制角度偏开(数值小、角度偏开)，稳定裕度降低，发动机稳定工作能力差。如控制角度α的温度传感器安装在位置A1，则低温区的角度α相对正常控制角度偏关，稳定裕度提升，发动机稳定工作能力提高。角度值越大、流通能力越差、发动机稳定性越安全
基于上述过程，本申请提出一种压缩部件可调导叶控制方法，通过选取高温区的温度进行压缩部件的α角度控制，使高温区的a角度按正常控制规律控制，低温区的α角度相对正常控制规律偏关，这样可以确保高低温区不会因α角度偏开控制而降低稳定裕度。
如图4所示，本申请提供的压缩部件可调导叶控制方法，具体包括：
S1、首先在发动机进口或是压缩部件进口周向不同位置布置至少两个温度传感器，用于测量发动机进口或压缩部件进口温度；
S2、之后，判断温度传感器的最高值与最低值的差值，若最高值与最低值的差值大于预定值，则以温度传感器中温度值最高的温度传感器数值为控制输入，或是以温度传感器中温度值最高的数只温度传感器平均数值为控制输入，来调节压缩部件的可调导叶角度；若最高值与最低值的差值小于预定值，则以温度传感器的平均数值为控制输入，调节压缩部件的可调导叶角度。在本申请一些实施例中，当以温度传感器的平均数值为控制输入的过程中，平均数值进行加权控制。
在本申请的优选实施例中，当航空发动机遭遇温度畸变且高温区域相对于发动机进口或压缩部件进口的周向位置不确定时，可以周向均布多个温度传感器在发动机进口或压缩部件进口。如图3所示，均布数量可以为4、6，当高温区范围更小时，传感器数量可以增加。
在本申请的优选实施例中，当航空发动机遭遇温度畸变且高温区域相对于发动机进口或压缩部件进口的周向位置固定时，传感器周向位置可以相对集中地布置在高温区可能出现的区域，例如可以使发动机进口或压缩部件进口高温区域设置的温度传感器密度大于低温区域设置的温度传感器数量。例如在一实施例中，高温区所占圆周角度为60度，低温区所占圆周角度为300度，在此实施例中，可在高温区内按每10度设置一温度传感器，而低温区可按每50度设一温度传感器，，此时高温度和低温区内温度传感器数量相同，但高温度内温度传感器密度大于低温区内温度传感器密度。
在上述实施例中，高温区域和低温区域设置的温度传感器按预定角度间隔设置。例如可以按两传感器角度不小于30°间隔设置，以及高温区可能的最大范围(角度)确定传感器数量。
在本申请中，为规避测量误差及外界气流速度等因素导致各传感器测量温度的差异，在上述方法中预定值应不低于10℃。
本发明提供了一种根据发动机遭遇的温度畸变强弱自动进行压气机可调导叶调节的方法，从而达到当发动机遭遇温度畸变时进行压缩部件自动扩稳、提高发动机抗温度畸变能力的目的。本发明提供的这种方法，可以避免像武器发射时不论发动机遭遇温度畸变强弱，直接使用防喘系统相同扩稳能力、大幅降低推力的现象出现。也无需通过在压缩部件设计水平上花费大量经费、时间以提高其稳定裕度，节约经费、人力及时间的投入。本方法是根据畸变的温度场调节压缩部件的可调导叶角度，从而达到提高压缩部件的稳定裕度，与通过匹配共同工作线提升稳定裕度的最大差别在于，除遭遇温度畸变时无需在飞机的全飞行包线范围内降低共同工作线，牺牲性能。
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 (6)

1.一种应对温度畸变的航空发动机压缩部件可调导叶调节方法，其特征在于，所述调节方法包括：
在发动机进口或是压缩部件进口周向不同位置布置至少两个温度传感器，用于测量发动机进口或压缩部件进口温度；
判断所述温度传感器的最高值与最低值的差值，若所述最高值与最低值的差值大于预定值，则以所述温度传感器中温度值最高的温度传感器数值或温度值最高的数只温度传感器平均值作为控制输入，调节所述压缩部件的可调导叶角度；若所述最高值与最低值的差值小于预定值，则以所述温度传感器的平均数值为控制输入，调节所述压缩部件的可调导叶角度。
2.如权利要求1所述的应对温度畸变的航空发动机压缩部件可调导叶调节方法，其特征在于，当所述航空发动机遭遇温度畸变而高温区域相对于发动机进口或压缩部件进口的周向位置不确定时，周向均布多个温度传感器在发动机进口或压缩部件进口。
3.如权利要求1所述的应对温度畸变的航空发动机压缩部件可调导叶调节方法，其特征在于，当所述航空发动机遭遇温度畸变而高温区域相对于发动机进口或压缩部件进口的周向位置固定时，发动机进口或压缩部件进口高温区域设置的温度传感器密度大于低温区域设置的温度传感器密度。
4.如权利要求3所述的应对温度畸变的航空发动机压缩部件可调导叶调节方法，其特征在于，高温区域和低温区域设置的温度传感器按预定角度间隔设置。
5.如权利要求1所述的应对温度畸变的航空发动机压缩部件可调导叶调节方法，其特征在于，所述预定值不低于10℃。
6.如权利要求1所述的应对温度畸变的航空发动机压缩部件可调导叶调节方法，其特征在于，当以所述温度传感器的平均数值为控制输入的过程中，所述平均数值进行加权控制。
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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113217471B (zh) * 2021-06-21 2022-10-28 中国航发沈阳发动机研究所 一种温度畸变条件下发动机稳定裕度保持方法
CN113419575B (zh) * 2021-06-29 2022-11-22 中国航发沈阳发动机研究所 一种提高舰载机发动机起飞时气动稳定性的控制方法
CN114542295A (zh) * 2021-12-29 2022-05-27 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种提高飞机推进系统稳定性的方法及装置

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4949276A (en) * 1988-10-26 1990-08-14 Compressor Controls Corp. Method and apparatus for preventing surge in a dynamic compressor
CN106762159A (zh) * 2017-02-23 2017-05-31 中国航发沈阳发动机研究所 一种高压压气机可调叶片角度的控制方法
CN107202029A (zh) * 2017-07-03 2017-09-26 南京航空航天大学 一种轴流压气机的自适应攻角方法
CN109356726A (zh) * 2018-12-14 2019-02-19 中国航发沈阳发动机研究所 航空发动机同轴压气机可调导叶的控制方法

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4949276A (en) * 1988-10-26 1990-08-14 Compressor Controls Corp. Method and apparatus for preventing surge in a dynamic compressor
CN106762159A (zh) * 2017-02-23 2017-05-31 中国航发沈阳发动机研究所 一种高压压气机可调叶片角度的控制方法
CN107202029A (zh) * 2017-07-03 2017-09-26 南京航空航天大学 一种轴流压气机的自适应攻角方法
CN109356726A (zh) * 2018-12-14 2019-02-19 中国航发沈阳发动机研究所 航空发动机同轴压气机可调导叶的控制方法

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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某型涡扇发动机防喘控制系统建模与仿真;于华锋等;《航空计算技术》;20190131;第80-83、87页 *

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