一种航空燃气涡轮发动机喘振判断方法与流程

1.本技术属于航空燃气涡轮发动机领域，特别涉及一种航空燃气涡轮发动机喘振判断方法。


背景技术：

2.喘振是航空发动机压缩部件(风扇、压气机)的不稳定工作现象。喘振发生时，通过风扇、压气机的流量、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。这可能会导致机件磨损等引发发动机性能降低、涡轮过热、转子叶片的振动和应力增加等不良影响，甚至损害发动机结构完整性，直接威胁飞行安全。
3.国内在研多个型号航空燃气涡轮发动机通常是在压气机后布置喘振压差信号器，通过采集得到的压气机后总背压压差外加硬件处理电路来判断喘振。对于新研发动机而言，往往需开展大量的攻关工作对喘振压差传感器及硬件处理电路进行适应性改进，如传感器标定及改进、外部管路吹风及改进、硬件在回路仿真、硬件电路改进、逼喘试验等，以获取与研制发动机气动特性相匹配的软、硬件参数，且该技术对于喘振的首发级部位还无法准确判断。在攻关工作未完成之前，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、发动机性能功能丧失或降级，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。若能通过较少的工作快速识别喘振并确定喘振首发级部位，降低喘振带来的潜在不利影响，这对发动机压缩部件的改进设计及扩稳设计，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。
4.因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。


技术实现要素：

5.本技术的目的是提供了一种航空燃气涡轮发动机喘振判断方法，以解决现有技术存在的至少一个问题。
6.本技术的技术方案是：
7.一种航空燃气涡轮发动机喘振判断方法，包括：
8.步骤一、判断发动机是否为非停机状态，若是，则进行下一步；
9.步骤二、获取高压换算转速n2r，并判断所述高压换算转速n2r是否大于第一阈值，若是，则进行下一步；
10.步骤三、获取风扇喘振信号u1：
11.u1＝2(pps202(j
–
n)
–
pps202(j))/(pps202(j
–
n) pps202(j))
12.其中，pps202(j)为当前时刻的风扇级间静子静压脉动压力，pps202(j
‑
n)为前一时刻的风扇级间静子静压脉动压力；
13.判断风扇喘振信号u1是否大于第二阈值u1max，若是，则进行下一步；和/或，
14.获取压气机喘振信号u2：
15.u2＝2(pps253(j
–
n)
–
pps253(j))/(pps253(j
–
n) pps253(j))
16.其中，pps253(j)为当前时刻的压气机级间静子静压脉动压力，pps253(j
‑
n)为前一时刻的压气机级间静子静压脉动压力；
17.判断压气机喘振信号u2是否大于第三阈值u2max，若是，则进行下一步；
18.步骤四、判断发动机是否发生重起动，若否，则定义为发动机发生喘振。
19.在本技术的至少一个实施例中，步骤二中，所述高压换算转速n2r为：
20.n2r＝n2/n2d*sqrt(288.15/t2)
21.其中，n2为发动机高压转子转速，n2d为发动机高压转子设计转速，t2为风扇进口总温。
22.在本技术的至少一个实施例中，所述第一阈值为35～40％。
23.在本技术的至少一个实施例中，所述第一阈值为40％。
24.在本技术的至少一个实施例中，步骤三中，风扇级间静子静压脉动压力pps202通过第一低通滤波器处理，且当前时刻与前一时刻的时间间隔为30ms。
25.在本技术的至少一个实施例中，所述第一低通滤波器的截止频率为40hz。
26.在本技术的至少一个实施例中，步骤三中，压气机级间静子静压脉动压力pps253通过第二低通滤波器处理，且当前时刻与前一时刻的时间间隔为30ms。
27.在本技术的至少一个实施例中，所述第二低通滤波器的截止频率为50hz。
28.发明至少存在以下有益技术效果：
29.本技术的航空燃气涡轮发动机喘振判断方法，能够解决新研发动机工作过程中对喘振及喘振首发级部位无法有效判断的技术难题，降低喘振发生的风险，为新研发动机压缩部件的改进设计及扩稳设计提供支撑，提高发动机的气动稳定性及可靠性、保证飞行安全。
附图说明
30.图1是本技术一个实施方式的航空燃气涡轮发动机喘振判断方法流程图。
具体实施方式
31.为使本技术实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本技术实施例中的附图，对本技术实施例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。所描述的实施例是本技术一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本技术，而不能理解为对本技术的限制。基于本技术中的实施例，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例，都属于本技术保护的范围。下面结合附图对本技术的实施例进行详细说明。
32.在本技术的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本技术和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本技术保护范围的限制。
33.下面结合附图1对本技术做进一步详细说明。
34.当喘振发生时，风扇、压气机流道压力参数会出现周期性的脉动，综合喘振特点和一般发动机实际测试测点布局情况，同时为了确定喘振首发级部位，本技术提供了一种航空燃气涡轮发动机喘振判断方法，包括以下步骤：
35.步骤一、判断发动机是否为非停机状态，若是，则进行下一步；
36.步骤二、获取高压换算转速n2r，并判断高压换算转速n2r是否大于第一阈值，若是，则进行下一步；
37.步骤三、获取风扇喘振信号u1：
38.u1＝2(pps202(j
–
n)
–
pps202(j))/(pps202(j
–
n) pps202(j))
39.其中，pps202(j)为当前时刻的风扇级间静子静压脉动压力，pps202(j
‑
n)为前一时刻的风扇级间静子静压脉动压力；
40.判断风扇喘振信号u1是否大于第二阈值u1max，若是，则进行下一步；和/或，
41.获取压气机喘振信号u2：
42.u2＝2(pps253(j
–
n)
–
pps253(j))/(pps253(j
–
n) pps253(j))
43.其中，pps253(j)为当前时刻的压气机级间静子静压脉动压力，pps253(j
‑
n)为前一时刻的压气机级间静子静压脉动压力；
44.判断压气机喘振信号u2是否大于第三阈值u2max，若是，则进行下一步；
45.步骤四、判断发动机是否发生重起动，若否，则定义为发动机发生喘振。
46.本技术的航空燃气涡轮发动机喘振判断方法，喘振判断适用于发动机工作状态，停车状态无需判断和处置，因此，首先判断发动机是否处于非停车状态。当发动机为非停车状态时，判断高压换算转速n2r是否大于第一阈值，目的是降低在低状态、低压力下发生误判的可能性。高压换算转速n2r为：
47.n2r＝n2/n2d*sqrt(288.15/t2)
48.其中，n2为发动机高压转子转速，n2d为发动机高压转子设计转速，t2为风扇进口总温。
49.在本技术的优选实施方案中，一般相对换算转速大于35～40％，将第一阈值选取为35～40％。在本实施例中，第一阈值取值为40％。
50.本技术的航空燃气涡轮发动机喘振判断方法，通过风扇级间静子静压脉动压力pps202计算风扇喘振信号u1，通过压气机级间静子静压脉动压力pps253计算压气机喘振信号u2，将风扇喘振信号u1、压气机喘振信号u2至少有一个大于对应的阈值作为发动机发生喘振的判定条件。在本技术的一个优选实施例中，风扇级间静子静压脉动压力pps202通过第一低通滤波器处理，且当前时刻的风扇级间静子静压脉动压力与前一时刻的风扇级间静子静压脉动压力测量的时间间隔选取为30ms，本实施例中，第一低通滤波器的截止频率为40hz。压气机级间静子静压脉动压力pps253通过第二低通滤波器处理，且当前时刻的压气机级间静子静压脉动压力与前一时刻的压气机级间静子静压脉动压力测量的时间间隔同样选取为30ms，本实施例中，第二低通滤波器的截止频率为50hz。
51.本技术的航空燃气涡轮发动机喘振判断方法，第二阈值u1max以及第三阈值u2max应显著大于正常加减速过程的脉动值，可通过试验获得瞬态过程脉动值、通过逼喘试验获得进入喘振时的脉动值并据此确定喘振判断给定值。
52.在本技术的优选实施例中，在不同换算转速下可以对应不同第二阈值u1max以及第三阈值u2max的数值。本实施例中，某发动机的第二阈值u1max以及第三阈值u2max见表1和表2。
53.表1
54.n1r0.30.50.70.91.0u1max0.50.50.50.50.5
55.表2
56.n2r250.70.80.91.0u2max0.40.40.40.4
57.其中，
58.n1r＝n1/n1d*sqrt(288.15/t2)
59.n1r为风扇换算转速，n1为发动机低压转子转速，n1d为发动机风扇转子设计转速，t2为风扇进口总温；
60.n2r25＝n2/n2d*sqrt(t25d/t25)
61.n2r25为压气机进口换算转速，n2为发动机高压转子转速，n2d为发动机压气机转子设计转速，t25d为设计点压气机进口总温，t25为压气机进口总温。
62.在本技术的优选实施例中，为准确并及时反应风扇、压气机脉动参数的变化，风扇级间静子静压脉动压力pps202、压气机级间静子静压脉动压力pps253传感器的采集频率应满足一定要求，如在某工程项目中，其采集频率取为1khz。
63.本技术的航空燃气涡轮发动机喘振判断方法，有利的是，在判断发动机是否发生重起动后，再最终确定发动机是否发生喘振，从而避免重起动点火瞬时脉动值超过给定值造成误判。
64.本技术的航空燃气涡轮发动机喘振判断方法，能够利用风扇级间静子静压脉动pps202、压气机级间静子静压脉动pps253、风扇进口总温t2、压气机进口总温t25、低压转速n1、高压转速n2等风扇、压气机级间脉动参数的测量，对航空燃气涡轮发动机喘振进行判断，解决了现有方案下新研发动机工作过程中对喘振及喘振首发级部位无法有效判断的技术难题，降低喘振发生的风险，为新研发动机压缩部件的改进设计及扩稳设计提供支撑，提高发动机的气动稳定性及可靠性、保证飞行安全。同时本技术为解决其他型号研制中出现的类似问题提供一种新思路，从而保证型号研制顺利开展，降低型号研制成本。另外，本技术实施简单、改进容易、适应性广。
65.以上所述，仅为本技术的具体实施方式，但本技术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技术揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本技术的保护范围之内。因此，本技术的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。