一种涡扇发动机喘振信号判定方法

2009 年 12 月 第 30 卷 第 6 期 推 进 技 术 JOURNAL OF PROPULSION TECHNOLOGY Dec. 2009  Vol. 30 No. 6 一种涡扇发动机喘振信号判定方法* 李小彪1，2，余海生2，孙健国1，朱 艳3 (1. 南京航空航天大学 能源与动力学院，江苏 南京 210016; 2. 北京动力机械研究所，北京 100074;3. 国家林业局规划设计院，北京 100714) 摘 要:针对涡扇发动机工作特点，设计了一种发动机喘振信号判定方法。以大量发动机试车数据和飞行试验 数据为依据，采用一种新的判别方法来判定发动机工作状态。结合飞行器的综合控制系统，可以以最小的代价来实 现发动机退出喘振工况。该方法充分考虑了工程应用的特点，具有很低的漏报率和虚报率。发动机地面试验验证和 飞行器的飞行试验验证结果表明，该方法工作可靠。 关键词:涡轮风扇发动机 ;发动机控制;喘振;自动控制 中图分类号:V231. 1 文献标识码:A 文章编号:1001-4055 (2009)06-0727-04 * 收稿日期:2009-01-30;修订日期:2009-08-15。 作者简介:李小彪 (1964—) ，男，博士生，研究员，研究领域为航空涡扇发动机总体设计。E-mail:lxb0331@163. com A surge signal judge method for turbofan engine LI Xiao-biao1，2，YU Hai-sheng2，SUN Jian-guo1，ZHU Yan3 (1. Coll. of Energy and Power，Nanjing Univ. of Aeronautics and Astronautics，Nanjing 210016，China; 2. Beijing Power Machinery Research Inst，Beijing 100074，China; 3. Academy of Forest Inventory and Planning，State Forestry Administration，Beijing 100714，China) Abstract:Aimed at special characteristic of turbofan engine ，a surge signal judge method has been designed . Based on the test data from engine test-bed and flight-test，a special judge method for surge status has been used. Combined with aero- craft integration control system ，this method can be used to exceed surge status by the minimum pricement. It has such feature as easy for use，and the fail-to-report-rating and decreased false-report-rating. The test results both from test-bed and flight test have shown that the method is reliable on operation. Key word word文档格式规范word作业纸小票打印word模板word简历模板免费word简历 s: Turbofan engine;Engine control;Surge ;Automatic control 1 引 言 航空发动机的防喘包括两种情况，一是在预先知 道将要发生的情况下提前通过改变燃烧室供油量、调 节发动机可调几何位置来预防喘振;另一种情况是在 感受到喘振信号时通过对发动机的控制来退出喘 振［1，2］。 航空发动机感受的喘振信号通常来源于压气机 出口压力信号，有很多种喘振信号的处理方法。其中 典型的一种是按照压气机出口总压脉动与压气机出 口平均总压的比值的大小来确定是否进入喘振。在 一些航空发动机上，已经根据此原理，研制了能将压 气机后压力脉动分量的幅值与时间平均压力之比转 换为模拟信号输出的喘振信号发生器，在飞行中突然 出现喘振时，飞行员来不及做出进一步动作之前，发 动机的控制系统可以通过压气机放气、短时降低或切 断主燃烧室的供油量等动作迅速使发动机退出喘振 区［3 ～ 5］。 与飞机使用的大推力航空发动机不同，小型涡扇 发动机的结构简单、工作时间短、尺寸小、推力小，因 此发动机的时间常数和容积效应小，不可能设计与航 空发动机类似的结构复杂的专门防喘机构，也不能直 接采用已知的航空发动机喘振信号判定方法。 在飞行器飞行过程中有可能在一段较长时间内 持续出现可能导致发动机喘振的进气条件。因此当 发动机出现喘振时，需要发动机向飞行器的综控机发 送发动机喘振的识别信号，并由综控机采取措施来保 证飞行器的飞行安全。为此目的，需要设计一种实用 推 进 技 术 2009  年 的涡扇发动机喘振信号判定方法。 2 喘振信号判定方法 2. 1 判定准则 涡扇发动机典型喘振波形如图 1 所示。图中纵 坐标参数依次为高压转速 nh，压气机出口总压 pt3，高 压涡轮出口燃气总温 tt4A，横坐标为时间 t，各参数均 采用相对坐标，最大值为 1. 0。 Fig. 1 A surge curve of a turbfan engine 根据发生喘振时压气机出口总压急剧下降的特 点，经过比较选择，确定采用 d(pt3)/dt < C(常数)的 准则作为喘振发生的判据。 2. 2 喘振判据中的 pt3变化速率的确定 为确定喘振判据 d(pt3)/dt < C中的常数 C，对涡 扇发动机发生喘振的试验数据(包括试车台数据和 飞行试验数据)进行了统计分析。 从统计数据可见，试验中发生喘振时 pt3下掉比 值大约为 p1% ～ p2%，pt3下掉时间为 T1 ～ T2 ms， d(pt3)/dt为 C1 ～ C2(kPa /s)。 试验中在较小工况时发生喘振时，pt3下掉比值大 约为 12. 0%，pt3下掉时间为 T3 ms，d(pt3)/dt 为 C3 kPa /s。 由以上分析，为增加判断结果的可靠性，选择下 掉时喘振判据中的常数为 C，C > C3 > C2 > C1。 2. 3 可能带来误判的因素分析及解决方法 在飞行过程中 pt3降低的情况还可能出现在发动 机减速时、二次起动过程中、稳态工作时过大的压气 机出口总压的电压信号 U3TD毛刺以及可能出现的瞬 时电气信号干扰等，下面针对这几种可能带来误判的 情况进行分析。 (1)发动机减速 发动机地面试验及飞行试验中减速过程中 d (pt3)/dt数据统计可见，在减速时，d(pt3)/dt > C /20， 不会对选定的常数 C带来影响。 (2)发动机二次起动 在地面试验中，发动机二次起动时通过短时间切 断燃油来实现发动机的工况下降，转速降低至某一值 时，电点火系统工作，燃油供应恢复，发动机迅速恢复 原始工况。 在飞行试验中，发动机进口燃油得到可靠保证， 在正常工作并且不穿越大片森林火区等极端特殊情 况下，出现二次起动的可能性只有一种，那就是严重 喘振导致发动机熄火甚至结构损坏，从而转速急剧下 降的情况。如果能在喘振刚刚发生时就采取措施的 话，空中二次起动是不可能出现的，因此本文不对此 情况进行分析。 (3)地面试验压气机出口总压的电压信号 U3TD 白噪声过大 根据试验中稳态工作时的 U3TD白噪声情况数据 统计，按照 d(pt3)/dt = C 的变化率，10 ms 内 pt3的变 化率为 p3，20 ms内 pt3的变化率为 p4，根据 pt3下掉时 间最小为 T4 的数据统计结果，为提高判断结果的可 靠性，可以选择 Δt = 20 ms，这样可以完全忽略毛刺 可能带来的影响。 (4)可能出现的较大瞬时电气信号干扰 对数字控制器试验中受到的较大电气信号干扰 数据进行统计可见，这种较大的瞬时电气信号干扰发 生时的 d(pt3)/dt非常大，而且 U3TD下掉时间非常短， 由于采样率的限制才显示为 10 ms，实际时间可能更 短。 因此，可以从三方面来避免对可能出现的较大瞬 时电气信号干扰产生误判。 (1)采取限制 d(pt3)/dt 上限的方法来避免，考 虑试验中可能出现的 pt3最大值 p5，按照 50%的下掉 量，按照可能出现的最短下掉时间 T5，可以得出下掉 时 d(pt3)/dt 的最小可能值，因此可以确定选择 d(pt3)/dt。 (2)从比较时间上来考虑，由统计数据可以看 出，pt3下掉时间低于 30 ms时，下掉时间越短，则喘振 发生越激烈，pt3下掉比值和 d(pt3)/dt越大，因此虽然 发生喘振时最短的 pt3下掉时间为 T5，但是完全可以 在 T4 内满足 d(pt3)/dt的要求数值(如图 2 中的 A点 和 D点所示，图中各参数均采用相对坐标，最大值为 1. 0) ;因此可以采取每 20 ms 比较一次，连续两次比 较都满足要求才认为发生喘振的判据，这样还可以避 免图中 E点这样的干扰情况的出现(如图 2 中 C 点 827 第 30 卷 第 6 期 一种涡扇发动机喘振信号判定方法  和 F点所示) ; Fig. 2 pt3 profile (3)按照每 20 ms比较一次，连续两次比较都出 现 d(pt3)/dt < C 的情况后，对其后的一段时间内的 数据进行运算，当 pt3数据出现相应的回升时，才认为 的确发生了喘振。 2. 4 喘振信号判定方法 综合以上分析，可以得到喘振判定方法如下(示 意图见图 3，图中各参数均采用相对坐标，最大值为 1. 0) : 第一阶段:数字控制器每接收到一个出口总压的 电信号 U3TD数据，就将其与 20 ms 前收到的数据按 照 2C < d(pt3)/dt < C 进行对比，如果降低量在一定 范围之间，则记录下来，如果连续两次出现这种情况， 则认为可能发生了喘振，并开始第二阶段的判断; 在第二阶段的判断中，从每收到一个点数据后， 将其与 20 ms 前收到的数据就 d(pt3)/dt 值进行对 比，如果增加量大到一定范围，则记录下来，如果连续 两次出现这种情况，则认为确实发生了喘振，立即向 综控机发送喘振信号，并重新开始第一阶段的判断。 如果超过某一时段仍没有出现连续的上升波形， 那么认为是干扰信号;重新开始第一阶段的判断。 在起动阶段，为保证飞行器正常进入飞行姿态， 不判断是否发生喘振。 在确定上面的判据后，用 Fortran 语言编写了程 序，并对地面试验和飞行的试验数据进行了检验，没 有发生误判和漏判。 3 喘振信号判定方法的试验验证 为了验证喘振信号系统，特别是喘振判据的有效 性和喘振识别功能软件的正确性，用某涡扇发动机在 试车台利用可调畸变模拟器进行了喘振信号系统验 证试验，试验中采用可调畸变模拟器实现逼喘，即采 用逐步增加进气畸变的方法来使发动机进入喘振。 Fig. 3 Sketch profile for surge status judgement 发生喘振时，喘振信号系统发出 U13TD台阶电压信号。 本次试验喘振过程中发动机主要参数曲线见图 4，图中各参数均采用相对坐标，最大值为 1. 0。从参 数曲线看，喘振过程中压气机后压力 pt3在 T7 ms内下 降大约 60%，同时高压转速下降，其它参数也同时有 相应变化;随后高压转速 nh 恢复上升，但 pt3仅有较 小的恢复上升。 在 pt3信号完成下掉又开始上升的 T8 时刻，系统 即发出了喘振信号(U13TD出现一个电压信号阶越)。 Fig. 4 Main paraments curve in engine surge status 由图 4 可见，喘振发生时，在 pt3信号下掉后开始 恢复上升的 T8 后，喘振信号系统即发出了喘振信号， 说明了喘振验证判据的有效性和数字控制器喘振识 别功能编程的正确性，验证了喘振信号系统的设计正 确性。 4 喘振信号判定方法的应用 在飞行试验中，用带喘振信号系统的涡扇发动机 进行了无人飞行器飞行试验，任务圆满成功。试验相 关曲线见图 5，图中各参数均采用相对坐标，最大值 为 1. 0。 从图5可见，在飞行试验末段，由于进气条件改 (下转第 739 页) 927 第 30 卷 第 6 期 以冲压发动机为动力的飞行 /推进综合控制  4 结 论 本文建立了以冲压发动机为动力的超声速飞行 器飞行 /推进综合控制模型，采用 LQG 算法对高空巡 航状态进行了综合控制器的设计。仿真结果表明通 过采用飞行 /推进综合控制可以实现高度、速度通道 耦合的抑制，并实现了较高的控制精度。后续将对其 他工作状态进一步开展深入研究。 参考文献: ［1 ］ Burcham Frank W，Gilyard Glenn B，Myers Lawrence P. Propulsion system / flight control integration and optimiza- tion flight evaluation and technology transition［R］. NASA TM 4207. ［2 ］ Burcham Frank W，Jr Gilyard Glenn B，Gelhausen Paul A. Integrated flight-propulsion control concepts for super- sonic transport airplanes［R］. NASA TM 101728. ［3 ］ 张绍基. 航空发动机控制系统的研发与展望［J］. 航 空动力学报，2004，19(3) :375 ～ 382. ［4 ］ 姜再明，张曙光. 飞行 /推进综合控制设计研究［J］. 北京航空航天大学学报，2003，29(11) :1042 ～ 1046. ［5 ］ 郭锁凤，申功璋，吴成富，等. 先进飞行控制系统 ［M］. 北京:国防工业出版社，2003. ［6 ］ 刘兴洲. 飞航导弹动力装置(上) ［M］. 北京:宇航出 版社，1992. ［7 ］ 钱杏芳，林瑞雄，赵亚男. 导弹飞行力学［M］. 北京: 北京理工大学出版社，2000. ［8 ］ 方振平，陈万春，张曙光. 航空飞行器飞行动力学 ［M］. 北京:北京航空航天大学出版社，2005. ［9 ］ 薛定宇. 反馈控制系统设计与分析［M］. 北京:清华 大学出版社，2000. (编辑:姚懿巧 櫁櫁櫁櫁櫁櫁櫁櫁櫁櫁櫁櫁櫁櫁櫁櫁櫁櫁櫁櫁櫁櫁櫁櫁櫁櫁櫁櫁櫁櫁櫁櫁櫁櫁櫁櫁櫁櫁櫁櫁櫁櫁櫁櫁櫁櫁櫁 ) (上接第 729 页) 变，发动机出现了喘振现象，喘振信号 U13TD数值增 加。验证了喘振信号判断方法的工作。 Fig. 5 Engine parameters curve in flight test 5 结 论 针对涡扇发动机的工作特点，在航空发动机通用 喘振信号判定方法的基础上，设计了涡扇发动机喘振 信号判断方法。并对地面试验和飞行的试验数据进 行了检验，没有发生误判和漏判。该方法充分考虑了 工程应用的特点，具有很低的漏报率和虚报率。发动 机地面试验验证和飞行器的飞行试验验证结果表明， 该方法工作可靠，达到了规定的设计要求。 参考文献: ［1 ］ 聂恰耶夫 Ю Н . 航空动力装置控制规律与特性［M］. 单凤桐，程振海译.北京:国防工业出版社，1999. ［2 ］ 徐惠珍，庄表南.航空发动机防喘技术和几种典型发动 机的防喘措施［J］.国际航空，1997，(10). ［3 ］ 秦海波，孙健国.某型发动机防喘 /消喘控制系统分析 研究［J］.航空动力学报，2006，21(1). ［4 ］ 张绍基.航空发动机防喘控制系统设计和热扰动参数 研究［J］.航空发动机，2005，31(3). ［5 ］ Assaad Krithene，Prasad J V R，YEdidia Seumeier. Stall and surge control of compressors lsing real time precursor identification［R］. AIAA /ASME /SAE /ASEE Joint Pro- pulsion Comference，Huntsille:A Labama，2000. (编辑:梅 瑛) 937