劉世官，張紹基，薛秀生，郭貴喜

（中航工業(yè)沈陽發(fā)動機設計研究所，沈陽 110015）

符號表

α2高壓進口葉片導向角，°

HPB飛行高度

n2cor高壓換算轉速，%

K1（GSSUR）消喘指令信號，V

m3控制燃油電磁閥信號,V

s插板插入相對深度，%

n2高壓物理轉速，rap/min

GP13M風扇后外涵脈動總壓電壓信號，V

GP23M風扇后內涵脈動總壓電壓信號，V

P31M高壓出口脈動總壓電壓信號，V

DPCK消喘差壓信號電壓信號,V

DPCKDCDPCK的直流分量

DPCKACDPCK的交流分量

Aq1、Aq2消喘控制觸發(fā)信號1、2

Gn1發(fā)動機低壓物理轉速電壓信號，V

Gn2發(fā)動機高壓物理轉速電壓信號，V

GPFSE燃油總管壓力，MPa

Vi飛行表速，km/h

GNLB風扇物理換算轉速，%

GNHB高壓物理換算轉速，%

GSSIG點火電壓信號，V

GOVL風扇進口葉片導向角，°

GOVH高壓進口葉片導向角，°

1 引言

渦扇發(fā)動機消喘系統(tǒng)設計與試驗技術研究的開展在中國尚屬首次。本研究從理論和工程應用2個方面對發(fā)動機消喘系統(tǒng)的機理、設計和試驗驗證方法進行了分析，總結并建立了1套基于理論和經(jīng)驗的航空發(fā)動機消喘系統(tǒng)設計與試驗方法。在此基礎上，完成了某型渦扇發(fā)動機消喘系統(tǒng)的優(yōu)化設計，并通過了地面和空中的考核試驗，成功應用在發(fā)動機上，為提升發(fā)動機性能和保障其安全提供了重要技術保障。

本文對某型渦扇發(fā)動機消喘系統(tǒng)在工程應用中出現(xiàn)失效現(xiàn)象,研究出渦扇發(fā)動機消喘系統(tǒng)設計和試驗的方法。

2 總體技術方案設計與實施

該項研究的總體技術方案設計與實施分為5個階段。（1）選擇合理的逼喘方法，獲取發(fā)動機典型的喘振數(shù)據(jù)，并結合失穩(wěn)歷史數(shù)據(jù)，歸納總結失速/喘振特征，建立發(fā)動機氣動失穩(wěn)特征工程數(shù)學模型；（2）結合氣動失穩(wěn)特征工程數(shù)學模型，分析原消喘系統(tǒng)工作失效的原因；（3）研制渦扇發(fā)動機消喘系統(tǒng)數(shù)字仿真平臺，進行消喘系統(tǒng)方案的優(yōu)化設計，確定初步的設計方案；（4）進行地面和空中試驗驗證，進一步完善設計方案；（5）完成技術總結，對消喘系統(tǒng)的性能進行綜合評估。

2.1 發(fā)動機失速/喘振特征工程數(shù)學模型

2.1.1 發(fā)動機氣動失穩(wěn)特征分析

利用插板和α2逼喘，獲取了大量的發(fā)動機典型的失穩(wěn)特征數(shù)據(jù)，結合以往地面試驗和空中試飛積累的失穩(wěn)歷史數(shù)據(jù)，對發(fā)動機氣動失穩(wěn)特性進行統(tǒng)計分析。結果表明，該發(fā)動機喘振具有多樣性、離散性、間斷性等3個特征。

典型的發(fā)動機喘振測試波形如圖1所示。

2.1.2 發(fā)動機氣動失穩(wěn)特征工程數(shù)學模型

分析壓氣機不穩(wěn)定工作參數(shù)結果表明，壓氣機出口不穩(wěn)定流動的共同特點是壓力脈動，并具有相對固定的頻率范圍。不同結構和尺寸的發(fā)動機不穩(wěn)定統(tǒng)計特征參數(shù)見表1[1]。

表1 不同結構和尺寸的發(fā)動機不穩(wěn)定統(tǒng)計特征參數(shù)

在分析大量發(fā)動機失速喘振數(shù)據(jù)的基礎上，提出了基于發(fā)動機氣動失穩(wěn)能量累積特征的數(shù)學模型。

式中：ΣA為失穩(wěn)能量幅度相對累加變量；t為失穩(wěn)積分時間；A0為失穩(wěn)門檻限制值；Pac為脈動壓力信號交流分量；Pdc為脈動壓力信號直流分量。

它涉及5個特征參數(shù)，當式Pac-A0Pdc＜0時,其值自動賦零；否則在接下來的t時間段內進行積分，當ΣA值高于某一設定的常量時，就可確定發(fā)動機流路內出現(xiàn)了不穩(wěn)定現(xiàn)象。

對不同的發(fā)動機，只需改變A0和t，就可滿足對其氣動失穩(wěn)測控的要求；對同一發(fā)動機有多個（A0，t）組合，需在均衡實時性和可靠性這2個技術指標的基礎上進行優(yōu)化。

氣動失穩(wěn)特征工程數(shù)學模型的說明如下。

（1）設置不同的A0值，可以實現(xiàn)分級報警功能。

（2）通過計算（ΣA，HPB）特征組合參數(shù)，并結合消喘指令,可以控制或產生較為靈活的消喘切油時序，并進行分級控制，確保消喘過程中發(fā)動機推力損失最小。

（3）通過內嵌多分支檢測程序，可以實現(xiàn)對不同發(fā)動機失速／喘振的檢測、預報和控制，建立通用型的發(fā)動機防／消喘系統(tǒng)。

2.2 發(fā)動機原消喘系統(tǒng)失效原因分析

原消喘系統(tǒng)工作原理如圖2所示，其系統(tǒng)技術參數(shù)見表2。消喘指令響應時間為125 ms或50 ms，要確保在相應時間段內ΣA大于某一設定的常數(shù),就必須在該時間段內不斷有連續(xù)的或間斷性較小的失穩(wěn)周期波作用在消喘控制器輸入端。由此可以看出，原消喘系統(tǒng)的設計原理建立在漸近型失穩(wěn)或時間間隔較短的多周期失穩(wěn)信號之上。

表2 原消喘系統(tǒng)特征參數(shù)

如上所述，發(fā)動機喘振形態(tài)具有多樣性的特征，除在中低轉速工況下，失穩(wěn)表現(xiàn)為漸近型失穩(wěn)外，發(fā)動機更多地表現(xiàn)為突變型失穩(wěn)。其失穩(wěn)波形具有較強的間斷性和離散性特征，ΣA根本不能滿足原消喘指令發(fā)出的條件。因此，與發(fā)動機失穩(wěn)特性不相適應是原消喘系統(tǒng)不能正常工作的主要原因。

2.2.1 消喘系統(tǒng)數(shù)字仿真平臺研制與設計方案優(yōu)化

消喘系統(tǒng)設計與驗證流程如圖3所示。氣動失穩(wěn)建模和仿真優(yōu)化設計是其中最重要的2個環(huán)節(jié)，以下簡要介紹數(shù)字仿真平臺研制與設計方案優(yōu)化的情況。

2.2.1.1 消喘系統(tǒng)數(shù)字仿真平臺的研制

要得到1個性能優(yōu)良的發(fā)動機消喘系統(tǒng)，就必須通過整機逼喘試驗來深入研究和確定消喘控制器的控制參數(shù)。俄羅斯研制1套發(fā)動機消喘系統(tǒng)通常要進行500余次的整機逼喘試驗來進行驗證,這不僅需要巨額的科研經(jīng)費，而且項目周期也很長。為減少整機逼喘次數(shù)和逼喘對發(fā)動機構件的損傷，借助先進的電子技術，研制了1套發(fā)動機消喘系統(tǒng)數(shù)字仿真平臺，其結構如圖4所示。該平臺主要由仿真數(shù)據(jù)庫、數(shù)模轉換、消喘控制器仿真電路或算法和高速數(shù)據(jù)采集分析系統(tǒng)4部分組成，各模塊的功能如下。

（1）仿真數(shù)據(jù)庫

提供工程應用條件下的模擬數(shù)據(jù)，其由歷史失穩(wěn)數(shù)據(jù)庫、典型整機逼喘數(shù)據(jù)和計算機模擬數(shù)字信號組成。前2類數(shù)據(jù)是通過動態(tài)高速數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)采集得到的數(shù)字信號，是消喘系統(tǒng)設計方案仿真和優(yōu)化的主要數(shù)據(jù)源，計算機模擬數(shù)字信號則主要用來驗證消喘系統(tǒng)的抗干擾能力。

（2）數(shù)模轉換

其功能是將數(shù)字信號轉換成模擬信號。

（3）消喘控制器仿真電路或算法

通過調節(jié)仿真電路或算法的相應參數(shù)，可以得到不同的消喘設計方案。

（4）高速數(shù)據(jù)采集分析系統(tǒng)

測量消喘控制器仿真電路狀態(tài)參數(shù)，分析和評價相應消喘設計方案的性能。

2.2.1.2 消喘系統(tǒng)優(yōu)化方案設計

根據(jù)發(fā)動機氣動失穩(wěn)特征數(shù)學模型,并結合該型發(fā)動機氣動失穩(wěn)特性，確定了多個消喘設計方案。為驗證和優(yōu)化消喘系統(tǒng)設計方案，在消喘系統(tǒng)數(shù)字仿真平臺上利用歷史失穩(wěn)數(shù)據(jù)和獲取的典型逼喘數(shù)據(jù)，對每個設計方案的性能指標進行測試，通過了多次模擬、仿真和優(yōu)化，確定了消喘系統(tǒng)設計方案的工作參數(shù)。

原系統(tǒng)方案和優(yōu)化設計方案對發(fā)動機逼喘測試數(shù)據(jù)的仿真測試波形如圖5、6所示。從圖中可見，優(yōu)化設計方案從發(fā)動機進喘至消喘指令K1發(fā)出所持續(xù)的時間僅為十幾毫秒，而原消喘方案則沒有響應。與原方案相比，其設計機理發(fā)生了本質的變化，優(yōu)化方案能對所有失穩(wěn)類型的特征進行檢測，并作出快速響應，其實時性和適用性有了質的提高。

2.2.2 消喘系統(tǒng)優(yōu)化設計方案試驗驗證

2.2.2.1 地面試驗驗證

在地面驗證試驗前，對消喘系統(tǒng)測試受感部連接接頭進行了優(yōu)化改進設計，提高了系統(tǒng)的可靠性；在試車中對消喘執(zhí)行機構進行了調整，以達到既能擴大發(fā)動機的喘振裕度和實現(xiàn)短時消喘，又能不使發(fā)動機狀態(tài)降低的太多（因而推力也不會降低的太多）的目的。采用上述措施，采用優(yōu)化設計后的消喘系統(tǒng)進行了發(fā)動機臺架試驗，驗證了設計方案的有效性和可靠性。在50多次整機逼喘驗證試驗中，消喘系統(tǒng)工作正常率達到100%，在油門桿保持不變的情況下，發(fā)動機自動恢復到喘前狀態(tài)。某工況下系統(tǒng)驗證穩(wěn)態(tài)和動態(tài)參數(shù)測試時域波形如圖7、8所示。

2.2.2.2 空中試驗驗證

采用固定插板方式在空中2個不同高度處進行了整機逼喘試驗?？罩懈叨?整機逼喘過程相關參數(shù)測試波形如圖9所示。從圖中可以看出，在油門桿保持不變的情況下，發(fā)動機首次進喘后在消喘系統(tǒng)的作用下自動恢復到喘前狀態(tài)，由于進口畸變流場的作用，使發(fā)動機第2次進喘，在第3次進喘后，將油門桿拉下，使發(fā)動機退出喘振狀態(tài)。如果油門桿位置保持不變，發(fā)動機將會進入進喘和退喘的無限循環(huán)中。空中高度2逼喘過程相關參數(shù)測試波形如圖10所示。

2.2.3 消喘設計性能評估

在工程應用中，可靠性、實時性和適用性是衡量消喘系統(tǒng)的3個重要技術指標。

2.2.3.1 可靠性分析

對消喘系統(tǒng)的抗干擾能力從3個方面進行驗證。

（1）在實驗室，利用計算機仿真干擾信號對2種消喘系統(tǒng)進行驗證。結果表明，與原系統(tǒng)相比，消喘系統(tǒng)的抗干擾性能沒有下降。

（2）在地面進口畸變流場條件下，進行了遭遇加減速、通斷加力、起動等過渡態(tài)試驗驗證。結果表明消喘系統(tǒng)工作正常。

（3）借助飛行臺，在進口畸變流場條件下，在空中加減速、通斷加力、輔助起動、空中逼喘等試驗過程中，消喘系統(tǒng)未出現(xiàn)任何誤動作。

在某型飛機完成的25個飛行架次和總共70余次的逼喘試驗中，消喘系統(tǒng)正常工作率達到100%，沒有漏報?？梢钥闯?，優(yōu)化設計后的消喘系統(tǒng)具有很高的可靠性。

2.2.3.2 消喘指令信號實時性分析

在空中某2個高度發(fā)動機喘振過程時域測試波形如圖11、12所示。從圖中可見，在高度1和高度2處，發(fā)動機進喘后分別在15.625 ms和31.25 ms后發(fā)出了消喘指令，綜合地面逼喘數(shù)據(jù)分析結果，優(yōu)化設計后的消喘系統(tǒng)消喘指令的響應時間在30 ms左右。

2.2.3.3 適用性分析

在試驗驗證過程中，發(fā)動機共逼喘70余次，其喘振頻率分布較寬。從喘振首發(fā)部位來看，既有高壓壓氣機也有風扇；從發(fā)動機失穩(wěn)類型來看，既有突變型也有漸進型。從喘振時域特征來看，喘振波形具有明顯的間斷性特征，但優(yōu)化設計后的消喘系統(tǒng)均無一例外地快速檢測出失穩(wěn)特征，并發(fā)出消喘指令信號，使發(fā)動機快速退出失穩(wěn)狀態(tài)。

從現(xiàn)有測得的波形和數(shù)據(jù)來看，在發(fā)動機單個喘振波形的下跳沿附近，消喘系統(tǒng)就已檢測出失穩(wěn)特征，并發(fā)出消喘指令，這表明優(yōu)化設計同時兼顧系統(tǒng)的可靠性和實時性。在信號分析上，具有連續(xù)或間斷的多個失穩(wěn)波形可以分解為具有不同相位失穩(wěn)波形的疊加。因此，經(jīng)優(yōu)化設計后的消喘系統(tǒng)能夠同時滿足漸近和突變型氣動失穩(wěn)要求，與原系統(tǒng)相比，消喘系統(tǒng)具有更寬廣的應用范圍。

3 結論

（1）優(yōu)化設計后的渦扇發(fā)動機消喘系統(tǒng)在全轉速范圍內，無論對漸近型和突變型氣動失穩(wěn)，還是對高壓先進喘或風扇先進喘，均具有良好的工作適應性。

（2）該系統(tǒng)抗干擾能力強。在總共70多次的逼喘驗證試驗和某飛機完成的數(shù)十次飛行架次中，消喘系統(tǒng)正常工作率達到100%。

（3）該系統(tǒng)的實時性有了質的提高。對突變型喘振，從進喘至給出消喘控制信號所持續(xù)的時間在30 ms左右，對漸近型失穩(wěn)，可以抑制喘振的發(fā)生。

（4）所建立的氣動失穩(wěn)工程數(shù)學模型以及數(shù)字仿真優(yōu)化設計技術和試驗驗證方法可廣泛應用于航空發(fā)動機、地面和艦載燃氣輪機、以及其他民用葉輪機械氣動失穩(wěn)測控設計領域，具有重要的工程應用價值和可觀的經(jīng)濟效益。

[1]劉大響，胡駿，等編著.航空發(fā)動機燃氣渦輪發(fā)動機穩(wěn)定性設計與評定技術[M].北京：航空工業(yè)出版社，2004.

[2]郭貴喜，劉世官，薛秀生.基于虛擬儀器的數(shù)字式氣動失穩(wěn)仿真系統(tǒng)的研制與應用[J].航空發(fā)動機，2010，36（6）：43－46.