一种飞机发动机喘振保护控制方法与流程

1.本发明属于航空电子技术领域，具体涉及一种飞机发动机喘振保护控制方法。


背景技术：

2.喘振是飞机发动机的一种不稳定工作状态。若发生喘振，轻则造成发动机工况急剧恶化(停车)，重则导致发动机机械损伤，严重危及飞行安全，因此，在发动机即将出现喘振或喘振初期，及时准确识别出喘振，进而采取相应的消喘措施(如：喘振保护)，是避免发动机出现空中停车、叶片断裂等严重事故的重要前提。
3.因此，需要提供一种飞机发动机喘振保护控制方法，以提升飞机发动机工作性能，并保障飞机发动机在地面检查时，瞬态和稳态条件下能正常启动、正常工作，不出现喘振，避免停车。


技术实现要素：

4.本发明为了解决上述技术问题，通过机电管理计算机实时采集来自机上与发动机喘振保护控制相关的输入判据参数，进行逻辑运算、判定后，通过1553b总线周期性的输出控制指令至机上发动机系统，同时回采该控制指令，以实现发动机喘振保护控制。
5.本发明的目的在于，提供一种飞机发动机喘振保护控制方法，所述方法包括如下步骤：
6.s1：初始状态下，机电管理计算机实时采集发动机控制的判据参数；
7.s2：根据判据参数，判断飞机状态；
8.s3：根据s3获取的飞机状态进行发动机相关数据采集，创建发动机状态文件；
9.s4：对s4采集到的发动机相关数据进行逻辑运算后，激活发动机喘振保护系统，并将发动机相关数据同步传输至数据记录设备进行存储。
10.本发明所提供的飞机发动机喘振保护控制方法，还具有这样的特征，所述判据参数包括发动机自检开关信号、发动机系统开关信号、发动机工作/冷运转信号、后襟翼着陆位置30
°
信号、襟翼起飞位置20
°
信号和飞机起落架轮载信号。
11.本发明所提供的飞机发动机喘振保护控制方法，还具有这样的特征，所述飞机状态包括飞机地面状态，所述飞机地面状态指前起落架轮载信号“27v”电压有效、左起落架轮载信号“27v”电压有效、右起落架轮载信号“27v”电压有效，同时后襟翼着陆位置30
°
信号“悬空”无效、襟翼起飞位置20
°
信号“悬空”无效。
12.本发明所提供的飞机发动机喘振保护控制方法，还具有这样的特征，所述s3中对相关数据的采集周期为50毫秒。
13.本发明所提供的飞机发动机喘振保护控制方法，还具有这样的特征，所述s3中发动机状态文件包括发动机状态信息，所述发动机状态信息指发动机自检开关信号“地”有效、发动机正常/应急系统开关信号“地”有效和发动机工作/冷运转信号“地”有效。
14.本发明所提供的飞机发动机喘振保护控制方法，还具有这样的特征，所述s4中发
动机控制指令的输出周期为50毫秒。
15.本发明所提供的飞机发动机喘振保护控制方法，还具有这样的特征，所述s4还包括机电管理计算机以1553b总线参数值的形式控制输出为“发动机喘振保护系统”状态，以激活发动机进入喘振保护系统。
16.与现有技术相比，本发明的有益效果：
17.本发明所提供的飞机发动机喘振保护控制方法，通过机电管理计算机实时采集来自机上与发动机喘振保护控制相关的输入判据参数，进行逻辑运算、判定后，通过1553b总线周期性的输出控制指令至机上发动机系统，同时回采该控制指令，实现了发动机喘振保护控制，增强了发动机系统故障模式的容错能力，提高了发动机系统地面检查安全性和智能化，减少了传统控制方式下的控制部件；同时，也提高了发动机系统的寿命，以便降低系统的研制和使用成本，具有重要的应用价值。
附图说明
18.为了更清楚地说明本发明的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
19.图1：本发明所提供的飞机发动机喘振保护控制方法的流程框图。
具体实施方式
20.为了使本发明实现的技术手段、创作特征、达成目的与功效易于明白了解，以下实施例结合附图对本发明所提供的飞机发动机喘振保护控制方法作具体阐述。
21.在本发明实施例的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“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发明创造和简化描述，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发明创造的限制。
22.此外，术语“第一”、“第二”、“第三”等仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”等的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明创造的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上。
23.术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以通过具体情况理解上述术语在本发明创造中的具体含义。
24.如图1所示，本发明实施例提供了一种飞机发动机喘振保护控制方法，基于机电管理计算机具备独立的机载数据实时采集、记录、数据综合管理、控制输出、状态监控等特点，采用机电管理计算机发动机喘振保护控制算法，控制飞机发动机喘振保护系统的激活、关闭，可实现“油箱组1”和“油箱组2的切换，从而，实现对飞机发动机系统喘振保护的控制。
25.该方法步骤如下：
26.s1：初始状态下，机电管理计算机实时采集发动机控制的判据参数；
27.s2：根据判据参数，判断飞机状态；
28.s3：根据s3获取的飞机状态进行发动机相关数据采集，创建发动机状态文件；
29.s4：对s4采集到的发动机相关数据进行逻辑运算后，激活发动机喘振保护系统，并将发动机相关数据同步传输至数据记录设备进行存储。
30.在部分实施例中，所述判据参数包括发动机自检开关信号、发动机系统开关信号、发动机工作/冷运转信号、后襟翼着陆位置30
°
信号、襟翼起飞位置20
°
信号和飞机起落架轮载信号。
31.在部分实施例中，所述飞机状态包括飞机地面状态，所述飞机地面状态指前起落架轮载信号“27v”电压有效、左起落架轮载信号“27v”电压有效、右起落架轮载信号“27v”电压有效，同时后襟翼着陆位置30
°
信号“悬空”无效、襟翼起飞位置20
°
信号“悬空”无效。
32.在部分实施例中，所述s3中对相关数据的采集周期为50毫秒。
33.在部分实施例中，所述s3中发动机状态文件包括发动机状态信息，所述发动机状态信息指发动机自检开关信号“地”有效、发动机正常/应急系统开关信号“地”有效和发动机工作/冷运转信号“地”有效。
34.在部分实施例中，所述s4中发动机控制指令的输出周期为50毫秒。
35.在部分实施例中，所述s4还包括机电管理计算机以1553b总线参数值的形式控制输出为“发动机喘振保护系统”状态，以激活发动机进入喘振保护系统。
36.以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明技术原理的前提下，还可以做出若干改进和变型，这些改进和变型也应视为本发明的保护范围。