【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及航空发动机的健康监测，尤其涉及一种喘振检测方法、喘振检测系统、喘振检测设备及计算机可读存储介质。
技术介绍
1、典型的民用涡扇航空发动机通常为双涵道构型。图1示出了典型涡扇发动机的结构示意图。如附图1所示，箭头表示空气流动方向，空气从发动机进气道流入发动机100以后，首先经过风扇101进入发动机本体，紧接着流过分流环分成两部分，一部分经过外涵排出发动机100，一部分通过增压级叶片、支板过渡段通道102流入高压压气机103，其中截面25位于高压压气机103的进口，相当于高低压压气机的分界面；气流在高压压气机103内部经过压缩后形成高温高压气体，进入燃烧室105，其中截面31位于高压压气机103的出口，在高压压气机103与燃烧室104的分界面上。气流经过充分燃烧之后经过高压涡轮105排出发动机100，其中截面44位于高压涡轮105的出口。航空发动机100试验或者正常工作时，通常在截面25、截面31、和截面44布置机载传感器，用于监测这些截面的气流参数，比如气流的温度、压力，一旦发生异常，试验时可以将发动机100停车，空中飞行时可以采用紧急迫降等措施，可以将异常情况对发动机100或者飞机的损失减小到最低程度。
2、其中最典型的故障模式为喘振或者失速。发动机喘振时，发生的现象为高压压气机103进口截面25压力升高，出口截面31下降，高压涡轮105出口截面44温度升高。发动机在试验时，燃烧室104的供油规律给定不合理，或者做喘振边界录取试验时，均会遇到发动机喘振；飞机在空中飞行时，由于意外情况吸入鸟类，砂石时，也
3、因此，如何准确及时的检测到发动机喘振，至关重要。现有技术通过检测压气机出口截面压力的变化率进行判喘，存在的问题主要有：
4、1、该截面的压力传感器存在失效的风险，进而导致喘振检测无法开展；
5、2、现有技术存在喘振、失速、紧急停车判断不准确的现象。
6、图2示出了在喘振、失速和紧急停车状态下，压气机出口压力随时间的变化趋势。其中，曲线201表示喘振状态下，压气机出口压力随时间的变化趋势；曲线202表示失速状态下，压气机出口压力随时间的变化趋势；曲线203表示紧急停车状态下，压气机出口压力随时间的变化趋势。图3示出了在喘振状态下，现有技术计算得到的喘振判据c值在喘振瞬间2秒内的变化趋势。图4示出了在失速状态下，现有技术计算得到的喘振判据c值在喘振瞬间2秒内的变化趋势。图5示出了在紧急停车状态下，现有技术计算得到的喘振判据c值在喘振瞬间2秒内的变化趋势。图3至图5对应图2所示的三种现象，喘振、失速和正常停车状态下现有技术计算喘振判据c值。可以看出，喘振、失速、紧急停车的c值最小分别接近于-3.5，-2.5，-2，三个值差异较小。现有技术中喘振判据的设定阈值为-1，因此针对这三种现象，均会执行判喘逻辑，当判断结果为发动机喘振时，将发动机停车。而实际情况是，失速属于对发动机损害较轻的现象，且发动机仍然可以工作，仅仅是性能降低而已，因此可以不执行判喘逻辑。紧急停车操作属于发动机停车操作，也无需执行判喘逻辑。如果将喘振判据的设定阈值降低为-3.5左右，那么在失速和紧急停车时，可以不执行判喘操作，但是-2.5和-2与-3之间的差异不明显，三种现象的区分度为1倍以内，很容易产生误判。同时，如果阈值改为-3.5，那么执行判喘的时间就会增加，进而对发动机的损坏加重。
技术实现思路
1、针对现有技术的上述问题，本专利技术提出了一种喘振检测方法、喘振检测系统、喘振检测设备及计算机可读存储介质，能规避单一传感器失效的风险，准确判断发动机喘振，降低误判可能。
2、具体地，本专利技术提出了一种喘振检测方法，适用于航空发动机，包括步骤：
3、s1，获取所述高压压气机进口和出口的截面压力信号p25、p31，以及所述高压涡轮出口的截面温度信号t44；
4、s2，根据截面压力信号p25、p31计算第一喘振判据x(k)，根据截面压力信号p25和截面温度信号t44计算第二喘振判据y(k),根据截面压力信号p31和截面温度信号t44计算第三喘振判据z(k)；
5、s3，判断第一喘振判据x(k)是否大于第一设定阈值，第二喘振判据y(k)是否大于第二设定阈值，第三喘振判据z(k)是否大于第三设定阈值，若三者均是，则返回步骤s1，若否，进入步骤s4；
6、s4，判定所述航空发动机喘振，结束。
7、根据本专利技术的一个实施例，在步骤s2中，所述第一喘振判据x(k)的计算公式为：
8、x(k)＝fp25(k)*fp31(k)；
9、fp25(k)＝a1*fp25(k-1)+b1*fp25(k-1)；
10、fp25(k-1)＝(p25(k)-p25(k-1)/t；
11、fp31(k)＝a2*fp31(k-1)+b2*fp31(k-1)；
12、fp31(k-1)＝(p31(k)-p31(k-1)/t；
13、其中，k和k-1分别表示当前时刻和前一时刻录取的数据编号，p25(k)和p25(k-1)分别表示当前时刻和前一时刻获取的高压压气机进口的截面压力信号，p31(k)和p31(k-1)分别表示当前时刻和前一时刻获取的高压压气机出口的截面压力信号，t表示当前时刻和前一时刻的时间间隔；
14、所述第二喘振判据y(k)的计算公式为：
15、y(k)＝fp31(k)*ft44(k)；
16、fp31(k)＝a3*fp31(k-1)+b3*fp31(k-1)；
17、fp31(k-1)＝(p31(k)-p31(k-1)/t；
18、ft44(k)＝a4*ft44(k-1)+b4*ft44(k-1)；
19、ft44(k-1)＝(t44(k)-t44(k-1)/t；
20、t44(k)和t44(k-1)分别表示当前时刻和前一时刻获取的高压涡轮出口的截面温度信号；
21、所述第三喘振判据z(k)的计算公式为：
22、z(k)＝fp25(k)*ft44(k)；
23、fp25(k)＝a5*fp25(k-1)+b5*fp25(k-1)；
24、fp25(k-1)＝(p25(k)-p25(k-1)/t；
25、ft44(k)＝a6*ft44(k-1)+b6*ft44(k-1)；
26、ft44(k-1)＝(t44(k)-t44(k-1)/t；
27、其中，a1～a6、b1～b6为经验参数。
28、根据本专利技术的一个实施例，a1+b1＝1，a2+b2＝1，a3+b3＝1，a4+b4＝1，a5+b5＝1，a6+b6＝1。
29、根本文档来自技高网...
【技术保护点】
1.一种喘振检测方法，适用于航空发动机，所述航空发动机包括高压压气机和高压涡轮，所述喘振检测方法包括步骤：
2.如权利要求1所述的喘振检测方法，其特征在于，在步骤S2中，所述第一喘振判据X(k)的计算公式为：
3.如权利要求2所述的喘振检测方法，其特征在于，a1+b1＝1，a2+b2＝1，a3+b3＝1，a4+b4＝1，a5+b5＝1，a6+b6＝1。
4.如权利要求3所述的喘振检测方法，其特征在于，0.5≤a1≤1,0≤b1≤0.5，0.5≤a2≤1,0≤b2≤0.5，0.5≤a3≤1,0≤b3≤0.5，0.5≤a4≤1,0≤b4≤0.5，0.5≤a5≤1,0≤b5≤0.5，0.5≤a6≤1,0≤b6≤0.5。
5.如权利要求4所述的喘振检测方法，其特征在于，取a1＝0.7，b1＝0.3，a2＝0.8，b2＝0.2，a3＝0.8，b3＝0.2，a4＝0.7，b4＝0.3，a5＝0.7，b5＝0.3，a6＝0.7，b6＝0.3。
6.如权利要求1所述的喘振检测方法，其特征在于，所述第一设定阈值为-0.1，第二设定阈值为-
7.一种喘振检测系统，执行权利要求1至6任一所述的喘振检测方法，其特征在于，所述喘振检测系统包括：
8.如权利要求7所述的喘振检测系统，其特征在于，还包括压力传感器和温度传感器，所述压力传感器设置在所述高压压气机的进口和出口，用于获取截面压力信号P25和P31，所述温度传感器设置在所述高压涡轮的出口，用于获取截面温度信号T44。
9.一种喘振检测设备，包括存储器、处理器及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，其特征在于，所述处理器执行所述计算机程序时实现如权利要求1-6中任一项所述喘振检测方法的步骤。
10.一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，其特征在于，所述计算机程序被处理器执行时实现如权利要求1-6中任一项所述喘振检测方法的步骤。
...【技术特征摘要】
1.一种喘振检测方法，适用于航空发动机，所述航空发动机包括高压压气机和高压涡轮，所述喘振检测方法包括步骤：
2.如权利要求1所述的喘振检测方法，其特征在于，在步骤s2中，所述第一喘振判据x(k)的计算公式为：
3.如权利要求2所述的喘振检测方法，其特征在于，a1+b1＝1，a2+b2＝1，a3+b3＝1，a4+b4＝1，a5+b5＝1，a6+b6＝1。
4.如权利要求3所述的喘振检测方法，其特征在于，0.5≤a1≤1,0≤b1≤0.5，0.5≤a2≤1,0≤b2≤0.5，0.5≤a3≤1,0≤b3≤0.5，0.5≤a4≤1,0≤b4≤0.5，0.5≤a5≤1,0≤b5≤0.5，0.5≤a6≤1,0≤b6≤0.5。
5.如权利要求4所述的喘振检测方法，其特征在于，取a1＝0.7，b1＝0.3，a2＝0.8，b2＝0.2，a3＝0.8，b3＝0.2，a4＝0.7，b4＝0.3，a5＝0.7，b5＝0.3，a6＝0.7...
【专利技术属性】
技术研发人员：翟志龙，杨国伟，敖天翔，
申请(专利权)人：中国航发商用航空发动机有限责任公司，
类型：发明
国别省市：
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