一种航空燃气涡轮发动机喘振判断方法技术

本申请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。包括：步骤一、判断发动机是否为非停机状态，若是，则进行下一步；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；步骤三、获取风扇喘振信号U1；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，获取压气机喘振信号U2；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；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。本申请能够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。全。全。

【技术实现步骤摘要】
一种航空燃气涡轮发动机喘振判断方法


[0001]本申请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。

技术介绍

[0002]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。
[0003]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。
[0004]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。

技术实现思路

[0005]本申请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。
[0006]本申请的技术方案是：
[0007]一种航空燃气涡轮发动机喘振判断方法，包括：
[0008]步骤一、判断发动机是否为非停机状态，若是，则进行下一步；
[0009]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；
[0010]步骤三、获取风扇喘振信号U1：
[0011]U1＝2(Pps202(j
–
n)
–
Pps202(j))/(Pps202(j
–
n)+Pps202(j))
[0012]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；
[0013]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，
[0014]获取压气机喘振信号U2：
[0015]U2＝2(Pps253(j
–
n)
–
Pps253(j))/(Pps253(j
–
n)+Pps253(j))
[0016]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；
[0017]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；
[0018]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。
[0019]在本申请的至少一个实施例中，步骤二中，所述高压换算转速n2r为：
[0020]n2r＝N2/N2d*SQRT(288.15/T2)
[0021]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。
[0022]在本申请的至少一个实施例中，所述第一阈值为35～40％。
[0023]在本申请的至少一个实施例中，所述第一阈值为40％。
[0024]在本申请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。
[0025]在本申请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。
[0026]在本申请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。
[0027]在本申请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。
[0028]专利技术至少存在以下有益技术效果：
[0029]本申请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
[0030]图1是本申请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
[0031]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。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申请一部分实施例，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，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施例，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，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施例进行详细说明。
[0032]在本申请的描述中，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申请和简化描述，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申请保护范围的限制。
[0033]下面结合附图1对本申请做进一步详细说明。
[0034]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，本申请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：
[0035]步骤一、判断发动机是否为非停机状态，若是，则进行下一步；
[0036]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；
[0037]步骤三、获取风扇喘振信号U1：
[0038]U1＝2(Pps202(j
–
n)
–
Pps202(j))/(Pps202(j
–
n)+Pps202(j))
[0039]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本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种航空燃气涡轮发动机喘振判断方法，其特征在于，包括：步骤一、判断发动机是否为非停机状态，若是，则进行下一步；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；步骤三、获取风扇喘振信号U1：U1＝2(Pps202(j
–
n)
–
Pps202(j))/(Pps202(j
–
n)+Pps202(j))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；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，获取压气机喘振信号U2：U2＝2(Pps253(j
–
n)
–
Pps253(j))/(Pps253(j
–
n)+Pps253(j))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；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...

【专利技术属性】
技术研发人员：杨龙龙，张志舒，好毕斯嘎拉图，于明，姜繁生，邴连喜，孙海龙，
申请(专利权)人：中国航发沈阳发动机研究所，
类型：发明
国别省市：