一种航空发动机可调导向叶片作动机构卡滞故障识别方法技术

本申请属于航空发动机控制领域，为一种航空发动机可调导向叶片作动机构卡滞故障识别方法，通过先判断发动机当前状态，而后获取发动机起动时刻的控制机构活门位置和当前时刻下的控制机构活门位置，判断当前的控制机构活门位置偏向数值小端还是数值大端，然后在当发动机无超前控制逻辑或者发动机油超前控制逻辑但是不处于超前控制状态时，若发动机高压转子相对物理转速n2大于等于发动机慢车状态的高压转子转速n

【技术实现步骤摘要】
一种航空发动机可调导向叶片作动机构卡滞故障识别方法


[0001]本申请属于航空发动机故障诊断领域，特别涉及一种航空发动机可调导向叶片作动机构卡滞故障识别方法。

技术介绍

[0002]航空发动机的可调导向叶片用于控制进入发动机风扇、高压压气机的空气流量，使发动机进气流量与发动机工作状态相匹配。当空气流量与发动机不匹配时，发动机工作状态会变得不稳定，极有可能会诱发喘振。
[0003]军用涡扇发动机可调导向叶片的作动机构卡滞故障在外场使用过程中时有发生。当卡滞不严重时，发动机控制系统会报出相关故障，飞行员需要根据告警情况进行相关处置，并决定是否终止任务进行返航，影响了飞行员的操作和训练；当卡滞严重时，有诱发发动机喘振乃至造成空中停车的风险，降低了发动机的使用安全性。因此需要对可调导向叶片的卡滞故障进行识别和处理，防止卡滞故障向严重方向发展，而通常的识别方法为根据一定的判读规则对发动机数据进行判读。
[0004]目前现有的技术方案为通过可调导向叶片的测量值与经验边界值进行比较，针对稳态和过渡态分别进行判读，存在以下几点问题：
[0005]可调导向叶片的控制规律在发动机出厂调试时允许进行调整，因此经验边界值在设置时需将出厂可调部分包括在内，边界值较宽；
[0006]某型发动机设置了超前控制规律，在油门杆下拉较快时，可调导向叶片角度会在稳态规律值的基础上调大一定角度，在过渡态判据中为了将超前控制造成的角度变化包括在内，经验上边界值设置的极宽；
[0007]判据中稳态要求参数稳定且持续一定时间，判据中过渡态要求参数快速变化，但是实际发动机可能存在参数变化幅度介于过渡态的判据条件和稳态的判据条件之间，或者变化幅度满足稳态的判据条件但是持续时间不满足稳态条件，因此判据的设置存在不判读的空白区。
[0008]因此，如何有效识别可调导向叶片作动机构的卡滞故障是一个需要解决的问题。

技术实现思路

[0009]本申请的目的是提供了一种航空发动机可调导向叶片作动机构卡滞故障识别方法，以解决现有技术中难以对可调导向叶片作动机构的卡滞故障进行准确识别的问题。
[0010]本申请的技术方案是：一种航空发动机可调导向叶片作动机构卡滞故障识别方法，包括：
[0011]实时采集发动机状态数据，判断发动机当前状态；
[0012]获取发动机起动时刻的控制机构活门位置和当前时刻下的控制机构活门位置，判断当前的控制机构活门位置偏向数值小端还是数值大端；
[0013]实时监控活门和占空比的状态，当发动机无超前控制逻辑或者发动机有超前控制
逻辑但是不处于超前控制状态时，若发动机高压转子相对物理转速n2大于等于发动机慢车状态的高压转子转速n
2idle
，再次判断控制机构活门位置，当控制机构活门位置偏向数值大端时，从占空比大于70％和活门到达最小值+50开始计时，持续5s判断作动机构出现卡滞；当控制机构活门位置偏向数值小端时，从占空比小于30％和活门到达最大值
‑
50开始计时，持续5s判断作动机构出现卡滞。
[0014]优选地，所述发动机状态的判断方法为：
[0015]当发动机油门杆角度PLA≥10
°
且起动信号由0变为1，判断发动机处于起动时刻t0；
[0016]当从起动时刻开始，首次满足发动机油门杆角度PLA＜5
°
且至数据记录结束不存在PLA≥10
°
，则判断发动机处于停车时刻t1；
[0017]当满足n2‑
n
2dem
＞A时，则为进入超前控制状态；进入超前控制状态后，当满足n2‑
n
2dem
＜B时，则为退出超前控制状态，其中A为发动机进入超前逻辑判断阈值，B为发动机退出超前逻辑判断阈值。
[0018]优选地，所述控制机构活门位置最值的判断方法为：在起动时刻t0,令L
min
＝L
t0
，L
max
＝0；从t0时刻到t1时刻，如果L
t
<L
min
,则判断控制机构活门位置偏向数值小端，令L
min
＝L
t
；从t0时刻到t1时刻，如果L
t
＞L
max
,则判断控制机构活门位置偏向数值大端，令L
max
＝L
t
；其中L
min
为控制机构活门位移最小值，L
max
为控制机构活门位移最大值。
[0019]本申请的一种航空发动机可调导向叶片作动机构卡滞故障识别方法，通过先判断发动机当前状态，而后获取发动机起动时刻的控制机构活门位置和当前时刻下的控制机构活门位置，判断当前的控制机构活门位置偏向数值小端还是数值大端，然后在当发动机无超前控制逻辑或者发动机有超前控制逻辑但是不处于超前控制状态时，若发动机高压转子相对物理转速n2大于等于发动机慢车状态的高压转子转速n
2idle
，再次判断控制机构活门位置和占空比大小，通过满足判据的持续时间来判断作动机构是否出现卡滞；能够在故障早期就对故障进行提前识别，避免卡滞故障向严重方向发展，提高了发动机的使用安全性。
附图说明
[0020]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。
[0021]图1为本申请图整体流程示意图。
具体实施方式
[0022]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。
[0023]一种航空发动机可调导向叶片作动机构卡滞故障识别方法，某军用涡扇发动机控制器根据采集到的被控参数反馈值与控制给定值的偏差，计算出用于输出给控制机构活门的占空比信号PWM(范围0～100％)，根据占空比信号PWM的不同，控制机构活门产生不同的位移L，进而影响被控参数反馈值。
[0024]当发生可调导向叶片作动机构卡滞时，被控参数反馈值和给定值的偏差会增大，因此占空比信号PWM也会偏向两端(接近0或100％)，因控制机构活门位移L有限，进而会造
成活门位移L偏向两端(数值大端或小端)，其中PWM＝0使活门偏向数值大端，PWM＝100％使活门偏向数值小端。
[0025]在发动机控制系统对被控参数进行超前控制时，会输出较低的PWM，从而将活门位移L置于较大端，与作动机构卡滞现象类似，因此有超前控制逻辑的作动机构卡滞识别需要排除超前控制状态。
[0026]某带机械液压备份的电调发动机在现有技术状态下，发动机起动时，由于主燃油调节泵可调导向叶片控制规律存在一定分散度，因此可能会出现可调导向叶片受机械液压规律限制而控不到位的情况，现象与作动机构卡滞类似，因此需要把该种情况排除，即把起动段排除，只对慢车以上状态本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种航空发动机可调导向叶片作动机构卡滞故障识别方法，其特征在于，包括：实时采集发动机状态数据，判断发动机当前状态；获取发动机起动时刻的控制机构活门位置和当前时刻下的控制机构活门位置，判断当前的控制机构活门位置偏向数值小端还是数值大端；实时监控活门和占空比的状态，当发动机无超前控制逻辑或者发动机有超前控制逻辑但是不处于超前控制状态时，若发动机高压转子相对物理转速n2大于等于发动机慢车状态的高压转子转速n
2idle
，再次判断控制机构活门位置，当控制机构活门位置偏向数值大端时，从占空比大于70％和活门到达最小值+50开始计时，持续5s判断作动机构出现卡滞；当控制机构活门位置偏向数值小端时，从占空比小于30％和活门到达最大值
‑
50开始计时，持续5s判断作动机构出现卡滞。2.如权利要求1所述的航空发动机可调导向叶片作动机构卡滞故障识别方法，其特征在于，所述发动机状态的判断方法为：当发动机油门杆角度PLA≥10
°
且起动信号由0变为1，判断发动机处于起动时刻t0；当从起动时刻开始，首次满足发动机油门杆角度PLA＜5
°
且至数据记录结束不存在PLA≥10
°
，则判断发动机处于...

【专利技术属性】
技术研发人员：于涵，曲山，赵伟辰，杨怀丰，刘亚君，
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：