民用航空涡扇发动机增压级后可调放气阀控制规律设计

现代民用航空发动机一般为大涵道比涡扇发动机,由于增压级无可调静子叶片,某些工况会造成低转速区域增压级流量与高压压气机不匹配,增压级共同工作线被迫抬高,从而造成增压级喘振甚至发动机超温。为了保证增压级的稳定工作,增压级下游通常装有可调放气阀(VBV)系统。本文从VBV放气控制方案设计流程出发,针对VBV放气量与阀门有效面积的关系及涡扇发动机在各运行状态VBV放气规律展开研究,定义了一种以低压相对换算转速N1R为主控参数,以及放气面积与高压相对换算转速转差比值A24/ΔN2R为修正系数的VBV控制规律设计方法,为民用航空涡扇发动机VBV控制规律设计提供了具体思路。     

多级轴流压气机级增压特性监控及其应用

提出了多级轴流式压气机级增压特性监控方法,以判断给定工况下存在流动异常的压气机级.对某涡喷发动机试车数据进行分析,结果表明该方法能够确定发动机转速设定变化时压气机中流动状态发生异常的级.将该方法用于试验发动机放气带开关控制,得到了理想的结果.分析表明:压气机级增压特性监控在喘振边界检测、发动机瞬态过程调节、压气机级一级的流动控制中具有一定应用前景.      

旁路放气循环高速单轴涡喷发动机安装性能模拟

针对Ma3.5旁路放气循环单轴涡喷发动机,提出一种压气机旁路放气计算方法,建立基于进/排气系统特性数据库的涡轮发动机安装性能计算模型,分析压气机旁路放气对压气机共同工作线和发动机高空高速推力性能的影响,给出压气机旁路放气量的调节原则,计算发动机安装性能、进/排气安装阻力沿飞行轨迹的变化规律。计算结果表明:当飞行马赫数大于2.3后需打开压气机旁路放气,旁路放气阀门面积和放气流量均随着飞行马赫数的增大基本呈线性增大趋势;通过压气机旁路放气,可显著改善单轴涡喷发动机在高空高速飞行条件下的稳定性和安装推力性能,在飞行马赫数3.0附近,可实现安装推力提高30%以上;在跨声速至飞行马赫数2.0区间内,推力安装损失最大,约为非安装推力的25%～30%。     

风扇/压气机失稳辨识系统设计与验证

失速和喘振是航空发动机试验中常遇的两类气动失稳现象,为保障发动机零部件试验安全运转,必须对失速喘振信号进行在线检测控制。根据零部件试车台架的需求,设计了失速喘振辨识算法并对影响辨识算法的关键因素进行了分析,通过小型嵌入式系统为硬件平台实现了失稳辨识系统在线检测功能。该失稳辨识系统具有体积小、实时性强、抗干扰能力强的特点。在多个型号零部件试验件的应用表明,该系统能有效识别发动机深度失速和喘振状态,满足航空发动机风扇/压气机对失速喘振在线检测控制的要求,具有较高的工程应用价值。     

航空发动机喘振检测方法

<正>喘振是航空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,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,及时准确地识别出喘振,进而采取相应的消喘措施,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。国内外喘振检测方法大多停留在压气机部件级喘振试验中,用于发动机整机上的较少。目前应用在发动机整机上的喘振检测方法是压差脉动法,其原理是借助喘振压差传感器测量的压气机出口总压和静压之差,根据压力的相对幅值是否大     

进气畸变对发动机压缩部件气动稳定性的影响

发展了一种在发动机环境下评定航空涡轮发动机压缩系统稳定工作边界的数学物理模型。压缩系统模型采用基于平行压气机理论的准一维时间相关模型方程以及激盘-滞后-容积的压气机级模型，稳定性模型则采用了对整个压缩系统统一判别的方式。计算过程与发动机非设计点性能计算相关联，使得压缩系统稳定性分析在真实的发动机运行环境（调节规律）下进行。研究了进气畸变对航空燃气涡轮发动机压缩系统稳定工作边界的影响。对总压畸变进气条件下压气机稳定工作边界的变化进行了计算分析，结果表明，进气总压畸变对发动机稳定性有很大的影响，使得压气机稳定工作边界在压气机的特性图中向右下方移动，降低了发动机的喘振裕度。发展的数学物理模型可以正确地反映发动机压缩系统的工作状况，用它判断发动机不稳定工作点的重复性和灵敏度都比较好。     

一种两级导叶可调的模拟方法

现代发动机压气机压比设计状态较高,压气机特性线较陡,在节流状态发动机很快达到喘振,而压气机导叶调节作为一种行之有效的方法,越来越广泛地参与到发动机调节控制中。同时特性图的插值是发动机部件级模型关键一环。本文提出了一种压气机两级导叶可调的四元插值方法,能够对压机导叶进行无极可调模拟仿真。结果表明,该方法的正确性和通用性,经过发动机整机计算表明导叶调节可以提高发动机的稳定性,该方法对静子导叶调节规律的制定和优化具有指导性的意义。     

基于Mallat算法的机载失速喘振辨识装置研制

针对航空发动机机载失稳辨识需求,设计了一种基于数字嵌入式的航空发动机失速喘振辨识装置。该装置利用短时傅里叶变换和小波变换方法对压气机出口壁面静压信号的时频特性进行分析,及时捕获失稳状态下的突变信号并做出响应。所设计的失速喘振辨识装置在压气机逼喘试验中进行了试验验证,对试验中的喘振信号做出了准确报警,报警延时小于50 ms,满足性能设计指标,具有较高的工程应用价值。     

某型航空发动机防／消喘控制计划分析

简介了航空发动机轴流式压气机的喘振形成机理和防/消喘措施,分析并阐述了某型航空发动机的防/消喘控制计划。     

概率密度函数分析监测发动机气动不稳定征兆

对某型单轴涡喷发动机节流过程中的喘振故障进行了试验研究。在手工关闭放气带的情况下,该型发动机的共同工作线确定地穿越喘振区域,从最大状态收油门减速将会导致该型发动机进入不稳定工作。数据分析中发现压气机第一级静子机匣壁面静压对节流最为敏感,且静压脉动分量的概率密度函数分布随节流有规律地发生变化。定义了概率密度函数特征值θ来量化这种变化。进一步的数据分析表明,θ可以反映压气机第一级端部的流动分离情况,可以作为试验发动机节流过程中的气动稳定性指标。与直接检测模态扰动和短周期扰动相比,监测θ的变化可以为该型发动机提供较长的失速预警时间。      

压气机放气对核心机起动性能的影响研究

为了研究压气机放气对核心机起动性能的影响,本文利用十级轴流高压压气机的放气专项试验结果分析了放气对压气机中低转速性能的影响,基于大涵道比涡扇发动机的核心机性能模型分析了放气量和放气位置对核心机性能的影响,最后开展了三种不同放气规律的核心机起动试验。结果表明：合理的设置放气方案,可以优化压气机前后级流动匹配,有效降低核心机试验中压气机的共同工作线,改善核心机的起动性能。     

进气畸变对压缩系统稳定性影响的数值模拟

采用基于平行压气机理论的准一维时间相关模型方程以及激盘－滞后－容积的压气机级模型，研究了进气畸变对航空燃气涡轮发动机压缩系统稳定工作边界的影响,在一定物理转速和流量条件下的压气机稳态工作点参数则采用级堆叠方法进行计算。对总压畸变、总温畸变等进气条件下压气机稳定工作边界的变化进行了计算分析，结果表明进气总压畸变和进气总温畸变对发动机稳定性有很大的影响，畸变进气使得压气机稳定工作边界在压所机的特性图中向右下方移动，降低了发动机的喘振裕度。     

航空发动机主动稳定控制方法分析

主动稳定控制能够抑制压气机旋转失速、避免喘振,从而减小稳定裕度,扩大工作范围,使压气机性能得到最大发挥。针对航空发动机主动稳定控制关键技术,分析了以Moore-Greitzer模型为基础的压气机模型、模态控制与非线性控制两种主动控制方法,在此基础上讨论了主动稳定控制方法存在的不足,并指出了压气机模型与主动稳定控制方法的未来发展方向,可为航空发动机主动稳定控制理论研究与工程应用提供有益的参考。     

轴流压气机近失速状态叶片通过频率特性研究

为研究压气机转子叶片通过频率特性与压气机气动稳定性之间的内在联系，对某型单轴涡喷发动机的轴流式压气机静子机匣壁面静压信号进行了时频分析。结果表明，发动机运行过程中压气机叶片通过频率特性的变化可以反映特定的压气机级的流态变化。在中小转速的工况下，随着发动机工作点逐渐靠向喘振边界，机匣壁面静压信号中压气机第1级至第3级转子的叶片通过频率信号逐渐增强。与设计点相比，在近失速边界的工况下，压气机第1级转子叶片通过频率幅度增强达10dB以上。此外，在中低转速范围内打开放气带后，压气机前面级转子叶片通过频率幅度显著减小，与流场的变化情况相一致。因此，轴流压气机转子叶片通过频率特性可以提供压气机气动稳定工作状况的重要信息。     

基于台架试验的涡轴发动机喘振发生位置规律

为了探究某型涡轴发动机喘振发生位置规律,采集并分析了台架喘振试验时进气道、轴流压气机叶尖、轴流压气机出口和离心压气机出口的压力信号。采用连续小波时频变换对压力信号进行特征提取,以小波系数作为喘振信号特征,阈值为小波系数最大值的10%,结果表明:某型涡轴发动机的轴流压气机总是比离心压气机先发生喘振,喘振在轴向上由进气道向离心压气机传递的同时,在周向上也沿着压气机转子叶片旋转方向传递。对某型号发动机进行实时喘振监测时,监测轴流压气机能比监测离心压气机更早发现喘振,在后续某型涡轴发动机改型设计时,可增加轴流压气机的喘振裕度来提升整机防喘能力。      

基于QAR的PW4077D发动机放气活门与N1的关系

航空发动机的放气活门调节规律是一个较为复杂的控制过程。依据大量QAR数据,采用数学分析的方法初步探索了PW4077D型发动机2.5级放气活门开度控制规律。通过对大量数据的统计分析可知,放气活门开度与低压转子转速N1关系最为密切。首先通过数据解码和修正得到各航班标准状态下的N1值;采用非线性回归的数理统计方法分段拟合,得到2.5级放气活门开度与N1的数学模型。经检验,该模型在一定范围内良好地反映了该型发动机2.5级放气活门开度大小的调节规律。     

涡扇发动机可调静子叶片控制规律研究

航空发动机高压压气机采用可调静子叶片,可改善高压压气机的工作特性,扩大喘振边界,保证发动机稳定工作;通过优化可调叶片角度控制规律,还能提高发动机性能。基于双转子涡扇发动机的试车数据,介绍了可调叶片角度的控制方法,研究了可调叶片角度在低转速和高转速时的控制规律,分析了打开可调静子叶片角度对发动机性能的影响。研究表明,高压转子转速较高时,通过调节可调静子叶片角度,可以降低高压转子的物理转速,增加转子转速裕度,降低机械负荷,增加发动机在翼使用时间。     

特斯拉阀对压气机深度喘振影响研究

深度喘振是压气机运行过程中最为恶劣的、极具破坏性的流动失稳现象，与压气机部件性能以及系统特性紧密相关。本文通过在压气机上下游采用特斯拉阀以改变系统特性，对比分析了不同特斯拉阀方案对深度喘振的影响规律和机理。研究结果表明，特斯拉阀位置不同对压气机深度喘振特性的影响不一样：压气机下游采用特斯拉阀延长了深度喘振中充放气时间，降低了深度喘振频率同时增大了喘振圈大小；而上游采用特斯拉阀可贮存高温压缩流体，提升进口总温从而使压气机折合转速降低，进而降低压气机最大压升，减小了叶轮所受最大非定常轴向气动力和喘振圈的大小，有效控制了喘振强度。     

航空发动机温度传感器动态特性改善方法

在某次某型航空发动机的地面台架试车中,该航空发动机发生了喘振.为查证导致发动机喘振的原因,构建了该型航空发动机高压压气机可调静子叶片转角控制系统的数学模型,完成了联合仿真.理论分析及仿真研究证明了:温度传感器动态响应特性滞后是导致发动机喘振的主要原因.为解决喘振问题,设计了该传感器的动态性能校正系统.验证仿真表明:所采用的校正方案可在不影响系统正常工作的前提下,明显改善该高压压气机可调静子叶片角度的动态响应特性,并有效地防止发动机喘振.该温度传感器校正算法具有适应性良好,抗干扰能力强等突出优点,可为解决试车过程中暴露的发动机喘振问题提供重要参考.      

一种基于模型的涡扇发动机容错控制策略

针对民用涡扇发动机,研究了一种基于模型的航空发动机容错控制策略.在发动机原有闭环控制系统的基础上,该策略对发动机各控制量进行容错控制修正,达到缓和甚至消除故障对控制系统影响的目的.针对民用涡扇发动机常见的高压压气机和高压涡轮性能退化故障,提出了以恢复发动机运行性能为目的的性能指标,通过遗传算法离线计算得到容错控制计划表,并利用插值计算实现在线容错控制.经仿真验证,该策略控制性能良好、实现简单.结果表明:在确保各温度限制不超标的情况下,受影响较大的增压级喘振裕度恢复至故障发生前的水平,同时风扇与高压压气机喘振裕度的降幅不超过5%,推力的降幅不超过3%.