鐘明，陳洪敏，熊兵，韓偉

(中國(guó)燃?xì)鉁u輪研究院，四川綿陽(yáng)621703)

風(fēng)扇/壓氣機(jī)失穩(wěn)辨識(shí)系統(tǒng)設(shè)計(jì)與驗(yàn)證

鐘明，陳洪敏，熊兵，韓偉

(中國(guó)燃?xì)鉁u輪研究院，四川綿陽(yáng)621703)

失速和喘振是航空發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)中常遇的兩類氣動(dòng)失穩(wěn)現(xiàn)象，為保障發(fā)動(dòng)機(jī)零部件試驗(yàn)安全運(yùn)轉(zhuǎn)，必須對(duì)失速喘振信號(hào)進(jìn)行在線檢測(cè)控制。根據(jù)零部件試車臺(tái)架的需求，設(shè)計(jì)了失速喘振辨識(shí)算法并對(duì)影響辨識(shí)算法的關(guān)鍵因素進(jìn)行了分析，通過小型嵌入式系統(tǒng)為硬件平臺(tái)實(shí)現(xiàn)了失穩(wěn)辨識(shí)系統(tǒng)在線檢測(cè)功能。該失穩(wěn)辨識(shí)系統(tǒng)具有體積小、實(shí)時(shí)性強(qiáng)、抗干擾能力強(qiáng)的特點(diǎn)。在多個(gè)型號(hào)零部件試驗(yàn)件的應(yīng)用表明，該系統(tǒng)能有效識(shí)別發(fā)動(dòng)機(jī)深度失速和喘振狀態(tài)，滿足航空發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇/壓氣機(jī)對(duì)失速喘振在線檢測(cè)控制的要求，具有較高的工程應(yīng)用價(jià)值。

航空發(fā)動(dòng)機(jī)；系統(tǒng)辨識(shí)；失速；喘振；風(fēng)扇/壓氣機(jī)；辨識(shí)準(zhǔn)則

1 引言

航空發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇/壓氣機(jī)部件試驗(yàn)?zāi)康闹痪褪菧y(cè)出失穩(wěn)邊界，試驗(yàn)時(shí)要求試驗(yàn)件進(jìn)入失穩(wěn)狀態(tài)。但為確保發(fā)動(dòng)機(jī)性能和安全，又必須在出現(xiàn)失穩(wěn)擾動(dòng)現(xiàn)象后、進(jìn)入深度失穩(wěn)前，要求測(cè)控系統(tǒng)快速對(duì)失速喘振狀態(tài)做出反應(yīng)，以采取有效的排除手段，迅速退出失穩(wěn)狀態(tài)。國(guó)外航空大國(guó)均圍繞發(fā)動(dòng)機(jī)型號(hào)建立了成熟的發(fā)動(dòng)機(jī)氣動(dòng)失穩(wěn)檢測(cè)控制系統(tǒng)[1-3]，如俄羅斯在Д36、AЛ-31Ф等發(fā)動(dòng)機(jī)上均安裝了成熟的防喘系統(tǒng)[4-6]。國(guó)內(nèi)一些研究院所、高校對(duì)氣動(dòng)失穩(wěn)預(yù)測(cè)和判斷也開展了大量的研究，但這些研究多為實(shí)驗(yàn)室失穩(wěn)數(shù)據(jù)的仿真，鮮有將這些算法結(jié)合工程實(shí)際并用于風(fēng)扇/壓氣機(jī)氣動(dòng)失穩(wěn)檢測(cè)驗(yàn)證的案例[7]。失速喘振辨識(shí)算法的設(shè)計(jì)無(wú)疑是發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇/壓氣機(jī)在線辨識(shí)系統(tǒng)的核心之一，算法的優(yōu)劣直接關(guān)系到辨識(shí)速度、檢測(cè)的有效性和虛警率。正是由于失速喘振辨識(shí)算法的制約，目前國(guó)內(nèi)尚未有自主研制的成熟可靠的失穩(wěn)辨識(shí)系統(tǒng)[8-10]，現(xiàn)場(chǎng)試驗(yàn)主要依靠人工實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)振動(dòng)、動(dòng)態(tài)壓力參數(shù)的方式確定發(fā)動(dòng)機(jī)運(yùn)行狀態(tài)。

鑒于此，本文針對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)零部件試車臺(tái)架的需求，設(shè)計(jì)了失速喘振在線辨識(shí)算法，構(gòu)建了失穩(wěn)辨識(shí)系統(tǒng)，并在發(fā)動(dòng)機(jī)零部件臺(tái)架試驗(yàn)中予以工程驗(yàn)證，以期為滿足航空發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇/壓氣機(jī)零部件試驗(yàn)中對(duì)失速喘振在線檢測(cè)控制的要求提供技術(shù)支撐。

2 總體技術(shù)方案設(shè)計(jì)與實(shí)施

2.1 失穩(wěn)辨識(shí)算法設(shè)計(jì)

零部件試驗(yàn)中，失速喘振狀態(tài)所反映出的動(dòng)態(tài)壓力信號(hào)，在頻域能量和時(shí)域幅值上相對(duì)于正常狀態(tài)及擾動(dòng)信號(hào)有較大差異[11-13]。本文設(shè)計(jì)的基于時(shí)頻-小波分析的失穩(wěn)辨識(shí)算法，其原理如圖1所示。首先，通過小波變換提取特定頻率范圍內(nèi)的信號(hào)特征；其次，為使不同試驗(yàn)件或同一試驗(yàn)件不同狀態(tài)時(shí)辨識(shí)閾值的設(shè)定具有通用性，將壓力信號(hào)進(jìn)行歸一化處理；最后，統(tǒng)計(jì)特定頻帶范圍內(nèi)的能量值，通過標(biāo)準(zhǔn)差計(jì)算信號(hào)時(shí)域上的幅值波動(dòng)量，當(dāng)算法時(shí)頻的計(jì)算值大于設(shè)定閾值時(shí)，辨識(shí)系統(tǒng)發(fā)出報(bào)警指令。

圖1 時(shí)頻-小波辨識(shí)算法原理框圖Fig.1 The algorithm principle based on time-frequency and wavelet analysis

為實(shí)現(xiàn)傳感器輸出信號(hào)的實(shí)時(shí)處理，辨識(shí)算法通過施加滑動(dòng)數(shù)據(jù)窗的方式截取實(shí)時(shí)數(shù)據(jù)的最新一段計(jì)算。即設(shè)壓力信號(hào)為p(t)，p(t)在數(shù)據(jù)采樣頻率Fs下的離散序列為P(n)。用一個(gè)長(zhǎng)度為N的窗口截取數(shù)據(jù)，同時(shí)用一個(gè)寬度為ΔN的滑動(dòng)模塊對(duì)壓力信號(hào)進(jìn)行分段滑動(dòng)。數(shù)據(jù)窗口每滑動(dòng)一次，就對(duì)窗內(nèi)的數(shù)據(jù)計(jì)算一次。N和ΔN的取值對(duì)辨識(shí)算法結(jié)果影響較大，取值太大或太小都不能準(zhǔn)確反映信號(hào)的發(fā)展趨勢(shì)[14]。

圖2為某型壓氣機(jī)出口脈動(dòng)總壓喘振信號(hào)。圖3、圖4分別為失穩(wěn)辨識(shí)算法對(duì)圖2所示喘振信號(hào)采用不同分析窗時(shí)長(zhǎng)和更新窗時(shí)長(zhǎng)計(jì)算結(jié)果的仿真分析?？梢姡孩偻槐孀R(shí)算法對(duì)喘振信號(hào)、失速信號(hào)以及干擾信號(hào)都有不同的反映，這種表現(xiàn)的細(xì)節(jié)差異性是正確識(shí)別發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇/壓氣機(jī)工作狀態(tài)的關(guān)鍵。②分析窗取值太大，算法變化緩慢，反映信號(hào)趨勢(shì)的上升斜率隨著分析窗時(shí)長(zhǎng)的增加而變?。环治龃皶r(shí)長(zhǎng)越大，算法整體波動(dòng)越平穩(wěn)，但是算法對(duì)信號(hào)變化的敏感性減弱。③分析窗時(shí)長(zhǎng)越小，算法對(duì)信號(hào)變化檢測(cè)的敏感性越強(qiáng)，但算法波動(dòng)太大，由偶然因素引起的誤差機(jī)率也會(huì)增大，辨識(shí)方法抗干擾能力變差，且原始信號(hào)在小波特征提取時(shí)很可能引起信號(hào)失真。④更新窗時(shí)長(zhǎng)取值越小精度越高，但是硬件計(jì)算資源消耗也越大；更新窗取值越大，辨識(shí)算法響應(yīng)時(shí)間越慢。

圖2 出口脈動(dòng)總壓喘振信號(hào)Fig.2 Pressure signal of surge

圖3 分析窗時(shí)長(zhǎng)對(duì)計(jì)算結(jié)果的影響Fig.3 The effect of different analysis time-window

圖4 更新窗時(shí)長(zhǎng)對(duì)計(jì)算結(jié)果的影響Fig.4 The effect of different updated time-window

2.2 系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)與功能

辨識(shí)算法以FPGA+RT實(shí)時(shí)系統(tǒng)為硬件實(shí)現(xiàn)平臺(tái)，采用Labview軟件編程實(shí)現(xiàn)。失穩(wěn)辨識(shí)系統(tǒng)包含失穩(wěn)探針、嵌入式系統(tǒng)和人機(jī)交互屏三個(gè)部分，其結(jié)構(gòu)見圖5。在發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇/壓氣機(jī)相對(duì)換算轉(zhuǎn)速0.6～1.0范圍內(nèi)，將試驗(yàn)件工作狀態(tài)劃分為三個(gè)區(qū)間，分別對(duì)應(yīng)發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)正常、輕微失速和深度失速/喘振三個(gè)工作狀態(tài)。

圖5 消喘辨識(shí)系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖Fig.5 Overall structure of anti-surge system

辨識(shí)系統(tǒng)上電后，首先完成功能自檢，1 s后進(jìn)入工作狀態(tài)，當(dāng)檢測(cè)到輕微失速時(shí)，信號(hào)指示燈閃爍提示；當(dāng)檢測(cè)到深度失速或喘振時(shí)，消喘系統(tǒng)發(fā)出控制指令給執(zhí)行機(jī)構(gòu)，使發(fā)動(dòng)機(jī)快速退出失穩(wěn)工況，以確保發(fā)動(dòng)機(jī)的性能和安全。人機(jī)交互界面實(shí)時(shí)顯示傳感器脈動(dòng)壓力、辨識(shí)系統(tǒng)計(jì)算過程，還可通過觸控方式更改消喘系統(tǒng)靈敏度。

3 辨識(shí)系統(tǒng)試驗(yàn)驗(yàn)證分析

3.1 驗(yàn)證方案設(shè)計(jì)

失穩(wěn)辨識(shí)系統(tǒng)須在發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇/壓氣機(jī)真實(shí)臺(tái)架試驗(yàn)環(huán)境下開展應(yīng)用驗(yàn)證，考核系統(tǒng)的性能指標(biāo)，其試驗(yàn)驗(yàn)證形式如圖6所示。系統(tǒng)辨識(shí)參數(shù)選擇出口脈動(dòng)總壓。試驗(yàn)驗(yàn)證時(shí)，采用信號(hào)調(diào)節(jié)器給壓力傳感器提供激勵(lì)，并將失穩(wěn)特征參數(shù)信號(hào)分為兩路。一路信號(hào)進(jìn)入消喘系統(tǒng)實(shí)時(shí)判別，另一路信號(hào)和消喘辨識(shí)系統(tǒng)輸出的報(bào)警信號(hào)進(jìn)入動(dòng)態(tài)系統(tǒng)采集存儲(chǔ)，以確定辨識(shí)的有效性和報(bào)警滯后時(shí)間。其中，失速/喘振辨識(shí)系統(tǒng)滯后時(shí)間定義為：動(dòng)態(tài)采集系統(tǒng)記錄的特征參數(shù)信號(hào)失速/喘振特征突變時(shí)刻，與記錄的辨識(shí)系統(tǒng)輸出的報(bào)警脈沖起始時(shí)刻之間的時(shí)間段。

圖6 消喘辨識(shí)系統(tǒng)試驗(yàn)驗(yàn)證形式Fig.6 Schematic diagram of anti-surge system experiment

3.2 驗(yàn)證結(jié)果分析

為考核該消喘辨識(shí)系統(tǒng)性能指標(biāo)，利用零部件試車臺(tái)不同型號(hào)風(fēng)扇/壓氣機(jī)試驗(yàn)件開展驗(yàn)證試驗(yàn)，部分試驗(yàn)結(jié)果見表1。圖7為動(dòng)態(tài)數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)記錄的發(fā)動(dòng)機(jī)喘振時(shí)的總壓信號(hào)和失穩(wěn)辨識(shí)系統(tǒng)報(bào)警脈沖，圖中Nc為試驗(yàn)件相對(duì)換算轉(zhuǎn)速。

表1 消喘系統(tǒng)試驗(yàn)驗(yàn)證結(jié)果Table 1 Experimental results of anti-surge system

圖7 壓氣機(jī)失穩(wěn)響應(yīng)曲線(Nc=0.95)Fig.7 The surge alarm curves of a compressor

驗(yàn)證結(jié)果表明：該失穩(wěn)辨識(shí)系統(tǒng)在零部件試車臺(tái)架中具有較強(qiáng)的抗干擾能力，其硬件處理電路和軟件分析算法已達(dá)到航空發(fā)動(dòng)機(jī)喘振報(bào)警的要求。從具體的性能測(cè)試數(shù)據(jù)看，在中等流量級(jí)的壓氣機(jī)及風(fēng)扇試驗(yàn)中驗(yàn)證效果較好，辨識(shí)系統(tǒng)無(wú)誤報(bào)、漏報(bào)現(xiàn)象，失穩(wěn)輸出控制信號(hào)的響應(yīng)時(shí)間優(yōu)于50 ms，達(dá)到俄羅斯對(duì)退喘控制器的響應(yīng)時(shí)間應(yīng)優(yōu)于50 ms的要求[15]。某壓氣機(jī)性能試驗(yàn)時(shí)，進(jìn)行了打開/關(guān)閉辨識(shí)系統(tǒng)試驗(yàn)。圖8為其性能曲線對(duì)比，紅色和黑色分別代表兩次不同試驗(yàn)的數(shù)據(jù)。由圖可看出，進(jìn)喘數(shù)據(jù)基本一致，表明了該辨識(shí)系統(tǒng)對(duì)失穩(wěn)邊界判別的有效性。

圖8 壓氣機(jī)性能曲線對(duì)比Fig.8 The performance curves of a compressor

失穩(wěn)辨識(shí)系統(tǒng)能有效識(shí)別失速狀態(tài)，甚至能辨識(shí)低轉(zhuǎn)速(相對(duì)換算轉(zhuǎn)速0.3、0.4)下的失速狀態(tài)，但其響應(yīng)時(shí)間與發(fā)動(dòng)機(jī)失速能量的大小有關(guān)。如圖9所示，當(dāng)風(fēng)扇/壓氣機(jī)失速能量越大時(shí)，系統(tǒng)響應(yīng)時(shí)間越快。主要原因如下：

(1)不同試驗(yàn)件或同一試驗(yàn)件不同轉(zhuǎn)速下的失速能量不同。由于失穩(wěn)辨識(shí)系統(tǒng)采用統(tǒng)一的閾值，失速能量差異性的存在往往會(huì)造成辨識(shí)系統(tǒng)響應(yīng)時(shí)間的不一致。

(2)輕微失速和深度失速難以界定。目前，發(fā)動(dòng)機(jī)失速狀態(tài)失速到什么程度需辨識(shí)系統(tǒng)進(jìn)行動(dòng)作指令尚無(wú)統(tǒng)一標(biāo)準(zhǔn)，特別是發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)過程中狀態(tài)調(diào)節(jié)、導(dǎo)葉調(diào)節(jié)等都可能引起試驗(yàn)件出現(xiàn)短暫的失速現(xiàn)象，而這些失速現(xiàn)象不必發(fā)出控制指令進(jìn)行消喘。因此，辨識(shí)系統(tǒng)既要有效避免試驗(yàn)件本身的短暫失速現(xiàn)象，又要對(duì)可發(fā)展的深度失速現(xiàn)象發(fā)出指令，致使辨識(shí)系統(tǒng)犧牲響應(yīng)時(shí)間來提高報(bào)警的準(zhǔn)確度。

(3)某些型號(hào)試驗(yàn)件試驗(yàn)過程中失速的發(fā)生是一漸進(jìn)過程，開始很輕微，后隨著關(guān)閉節(jié)氣門而發(fā)展，這一試驗(yàn)過程有操作的停頓。因此，以動(dòng)態(tài)記錄信號(hào)的失速起始點(diǎn)作為響應(yīng)時(shí)間的起點(diǎn)本身也存在誤差。

圖9 辨識(shí)系統(tǒng)失速響應(yīng)分析Fig.9 The response to stall signal of system

4 結(jié)論

設(shè)計(jì)的失速喘振在線辨識(shí)系統(tǒng)在多個(gè)型號(hào)零部件試驗(yàn)件上成功應(yīng)用，具有閾值統(tǒng)一的特點(diǎn)，能有效識(shí)別風(fēng)扇/壓氣機(jī)失速喘振狀態(tài)，滿足航空發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇/壓氣機(jī)對(duì)失速喘振在線檢測(cè)控制的要求，降低了零部件試驗(yàn)風(fēng)險(xiǎn)，具有較強(qiáng)的工程應(yīng)用價(jià)值。研究表明：

(1)辨識(shí)參數(shù)在不同測(cè)點(diǎn)位置表征出的失速喘振特征存在差異。以出口脈動(dòng)總壓作為該系統(tǒng)的辨識(shí)參數(shù)在零部件試驗(yàn)中可行，但是否為最佳參數(shù)或?qū)φ麢C(jī)是否合適需深入研究，如級(jí)間參數(shù)表征失速信號(hào)可能更加敏感。

(2)失穩(wěn)辨識(shí)系統(tǒng)在發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇/壓氣機(jī)試驗(yàn)中具有較好的工作適應(yīng)性，且在多個(gè)型號(hào)的風(fēng)扇/壓氣機(jī)試驗(yàn)中實(shí)現(xiàn)了相對(duì)換算轉(zhuǎn)速0.6～1.0范圍內(nèi)失速喘振的準(zhǔn)確快速報(bào)警，系統(tǒng)功能的進(jìn)一步優(yōu)化要緊密結(jié)合零部件試驗(yàn)的實(shí)際需求。

(3)失穩(wěn)辨識(shí)系統(tǒng)及辨識(shí)方法有一定的普適性，可用于發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)及其他葉輪機(jī)械氣動(dòng)失穩(wěn)監(jiān)測(cè)，但文中的試驗(yàn)數(shù)據(jù)是在發(fā)動(dòng)機(jī)零部件試驗(yàn)中獲得，后續(xù)研究應(yīng)根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)流場(chǎng)變化特征對(duì)算法作必要的調(diào)節(jié)。

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Design and experimental investigation of instability identification system for fan and compressor

ZHONG Ming，CHENG Hong-min，XIONG Bing，HAN Wei
(China Gas Turbine Establishment，Mianyang 621703，China)

Stall and surge are two typical kinds of instability in aero-engine tests.Stall and surge identification on line should be monitored and controlled to ensure the safe operation of aero-engine component test. According to the design of component test rig,stall/surge identification algorithm was designed and influencing key factors were analyzed.In addition,through small embedded system,the online checking of instability identification system for hardware platform was realized,which is characterized by small volume,real time computation and anti-electronic obstruction.The application on multiple test specimen shows that the system can identify stall and surge status effectively,which could satisfy the demands of fan/compressor on stall/surge online detection with certain engineering application value.

aero-engine；system identification；stall；surge；fan/compressor；distinguish criterion

V231.3

A

1672-2620(2016)06-0051-05

2015-07-24；

2016-10-13

航空青年基金資助項(xiàng)目(2015ZD24017)

鐘明(1985-)，男，四川南充人，碩士，工程師，從事發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)測(cè)試技術(shù)研究。