雷 杰，房劍鋒，雷曉波

(中國飛行試驗研究院發(fā)動機所，西安710089)

1 引言

喘振是航空發(fā)動機壓縮系統(tǒng)一種嚴重的氣動失穩(wěn)現(xiàn)象，輕則造成發(fā)動機工況急劇惡化，重則導致發(fā)動機機械損傷[1]，嚴重危及飛行安全。在發(fā)動機即將出現(xiàn)喘振或喘振初期，及時準確地識別出喘振，進而采取相應消喘措施，是避免發(fā)動機出現(xiàn)空中停車、葉片斷裂等嚴重事故的重要前提。而尋求一種敏感度高、可靠性高、通用性強的喘振檢測方法，已成為國內(nèi)外研究人員關(guān)注的一個熱點。

國內(nèi)外壓氣機/發(fā)動機喘振檢測方法，主要有自相關(guān)檢測法[2-5]、小波分析法[6-7]、方差分析法[8]、Lyapunov指數(shù)法[9]、頻譜分析法[10-11]、統(tǒng)計特征法[12]、稀疏分解法[13]、壓差脈動法[14]等，但這些方法大多停留在壓氣機部件級喘振試驗中，用于發(fā)動機整機上的較少。目前應用在發(fā)動機整機上的喘振檢測方法是壓差脈動法。壓差脈動法的原理是借助喘振壓差傳感器測量壓氣機出口總壓和靜壓之差，根據(jù)壓力的相對幅值是否大于喘振閾值來檢測發(fā)動機是否喘振。但該方法受計算模型和算法限制，確定喘振識別閾值時需要開展大量復雜的整機逼喘試驗，成本和耗費較高，且不一定適用于所有類型的發(fā)動機[15-18]。為此，有必要尋求一種簡單、可靠、實用的喘振檢測方法。

本文依托某型發(fā)動機飛行試驗，使用動態(tài)壓力傳感器測量發(fā)動機壓氣機出口流場動態(tài)壓力，通過分解提取壓氣機出口脈動壓力，建立了一種基于脈動壓力變化率的發(fā)動機整機喘振檢測方法，并利用該方法在發(fā)動機飛行試驗中成功檢測出喘振故障。

2 喘振特征提取及檢測方法

壓氣機喘振是以壓力脈動的形式出現(xiàn)，出口流場測量的動態(tài)壓力包含穩(wěn)態(tài)壓力成分和脈動壓力成分兩部分。發(fā)動機穩(wěn)定狀態(tài)下，壓氣機出口流場穩(wěn)定，脈動壓力成分相對穩(wěn)定；而發(fā)動機喘振時，脈動壓力成分呈不穩(wěn)定狀態(tài)。因此，可以根據(jù)發(fā)動機喘振時脈動壓力成分急劇變化的特點，提取壓氣機出口動態(tài)壓力信號的喘振特征，進行發(fā)動機喘振故障檢測。

2.1 壓力信號測量方法

制造商生產(chǎn)發(fā)動機時，在壓氣機機匣出口預留位置安裝有總壓受感部，通過連接的壓力引出管可將壓氣機出口流場壓力引出。壓力引出管固定在發(fā)動機附件管路上，引出管上有相應的測試接口，壓力測點具體位置見圖1。測量壓氣機出口動態(tài)壓力時，使用不銹鋼細管將壓力引出管接口與動態(tài)壓力傳感器連接，通過飛機上加裝的數(shù)據(jù)采集處理系統(tǒng)將采集的電壓值轉(zhuǎn)換為物理量。發(fā)動機飛行試驗中，機載數(shù)據(jù)采集處理系統(tǒng)對壓氣機出口動態(tài)壓力進行全程測量和記錄，采樣頻率為5 kHz。

2.2 壓力信號預處理

圖1 壓氣機出口動態(tài)壓力測點位置示意圖Fig.1 Location of dynamic pressure measuring points at the compressor outlet

研究[19]表明：壓氣機失穩(wěn)時，其出口流場的壓力脈動具有相對固定的頻率，不同結(jié)構(gòu)尺寸發(fā)動機的喘振特征頻率統(tǒng)計結(jié)果為5～30 Hz，旋轉(zhuǎn)失速特征頻率為20～130 Hz。由于壓氣機出口動態(tài)壓力信號包含豐富的氣流激振頻率，為提高喘振檢測的準確率和可靠性，需要去除穩(wěn)態(tài)壓力、中高頻等干擾較大的壓力成分，盡可能保留5～30 Hz頻段壓力成分，但現(xiàn)有濾波器很難過濾掉穩(wěn)態(tài)壓力成分。因此，進行喘振信號預處理時，首先利用巴特沃斯濾波器進行動態(tài)壓力信號低通濾波，保留150 Hz以下的壓力成分(記作 p31)，然后再減去 p31中的穩(wěn)態(tài)壓力成分31(采用前端點滑動平均法計算，式(1))，提取出脈動壓力成分Δp31(簡稱脈動壓力，式(2))。這樣可較好地保留喘振和旋轉(zhuǎn)失速特征壓力成分。

2.3 喘振特征提取方法

圖2 發(fā)動機喘振時壓氣機出口動態(tài)壓力和脈動壓力Fig.2 Dynamic pressure and fluctuating pressure at the compressor outlet during surge

圖2為發(fā)動機地面喘振前后壓氣機出口測量的動態(tài)壓力和提取的脈動壓力(N=100)?？煽闯?，發(fā)動機穩(wěn)定工作時脈動壓力相對穩(wěn)定，發(fā)生喘振時脈動壓力劇烈波動。對比分析發(fā)動機正常工作和喘振時脈動壓力頻譜(圖3)可知，喘振發(fā)生時10～70 Hz頻段內(nèi)的頻率成分幅值明顯增大，即發(fā)動機喘振時脈動壓力變化率出現(xiàn)劇變。以dt為時間周期計算的脈動壓力變化率絕對值見圖4?？梢?，喘振前0～4.336 s發(fā)動機穩(wěn)定工作時間段，脈動壓力變化率絕對值變化范圍為0～0.25 kPa/s；發(fā)動機喘振時，在20 ms時間脈動壓力變化率絕對值由0.05 kPa/s劇增到10.00 kPa/s以上，喘振持續(xù)過程中脈動壓力變化率絕對值在3.11～32.17 kPa/s范圍波動。

圖3 發(fā)動機正常工作和喘振時的脈動壓力頻譜Fig.3 Fluctuating pressure spectrum during normal condition and surge

圖4 喘振時脈動壓力變化率絕對值變化曲線Fig.4 The absolute value variation curve of fluctuating pressure change rate during surge

根據(jù)喘振發(fā)生時脈動壓力變化率絕對值急劇增大的特征，可設(shè)置喘振檢測閾值A(chǔ)來判定喘振的發(fā)生，判據(jù)為：喘振檢測閥值應根據(jù)發(fā)動機穩(wěn)定工作時壓氣機出口脈動壓力變化率絕對值的統(tǒng)計范圍進行設(shè)定。以該發(fā)動機單次地面試驗確定喘振檢測閥值，試驗應包括發(fā)動機起動過程、各穩(wěn)態(tài)點和典型狀態(tài)區(qū)間的加減速過程，制定的地面試車程序見圖5。取20 ms作為脈動壓力變化率計算的時間周期，對脈動壓力變化率絕對值的變化范圍進行統(tǒng)計，結(jié)果見表1。由表可知，地面未喘振時發(fā)動機穩(wěn)態(tài)和瞬態(tài)過程的脈動壓力變化率絕對值波動范圍差異很小，統(tǒng)計范圍為0～1.21 kPa/s。綜合考慮喘振檢測的誤報率和靈敏度，將喘振檢測閥值設(shè)置為發(fā)動機地面試驗未喘振時脈動壓力變化率絕對值統(tǒng)計上限的2～4倍較為合適，為此將該發(fā)動機喘振檢測閥值設(shè)定為2.50 kPa/s?？紤]到空中飛行試驗條件不同，表中還給出了該發(fā)動機試飛中不同高度試驗結(jié)果。可見，發(fā)動機在空中穩(wěn)定工作時脈動壓力變化率絕對值波動范圍與在地面試驗時的基本相同，通過發(fā)動機地面狀態(tài)設(shè)定的喘振檢測閥值適用于空中飛行狀態(tài)。

圖5 脈動壓力變化率測量地面試車程序Fig.5 Ground testing procedure of fluctuating pressure change rate measurement

表1 脈動壓力變化率絕對值統(tǒng)計結(jié)果Table 1 Statistical results of fluctuating pressure change rate absolute value

2.4 喘振檢測方法

根據(jù)上文發(fā)動機喘振特征提取方法，所設(shè)計的發(fā)動機喘振檢測方法為：

Step1對測量的壓氣機出口動態(tài)壓力信號進行低通濾波，獲取濾波后的動態(tài)壓力信號。

Step2提取壓氣機出口的脈動壓力。

Step3以20 ms時間間隔為計算周期，計算脈動壓力變化率絕對值。

Step4檢測Step3中計算的脈動壓力變化率絕對值，判斷其是否超過檢測閥值。

Step5如果在連續(xù)3個檢測周期中，脈動壓力變化率絕對值大于檢測閥值的次數(shù)：等于或超過2次，則判定發(fā)動機發(fā)生喘振并發(fā)出喘振告警信號；小于等于1次，則發(fā)動機視為正常。具體的檢測程序算法為：

式中：N(k)為第k次喘振判據(jù)檢測的返回值；Gsu(k)為第k次檢測的喘振告警信號，當發(fā)動機喘振時Gsu(k)值為1。

考慮到喘振檢測的可靠性和漏報率，公式(4)沒有采用單次檢測到脈動壓力變化率絕對值超過檢測閥值就立即發(fā)出喘振信號的告警程序。因為發(fā)動機喘振時，脈動壓力可能會出現(xiàn)局部極值點。如圖6中E、F兩個局部極值點，如果從0時刻開始以20 ms時間間隔計算壓力變化率，恰好A點到B點(A點壓力值等于B點)、C點到D點(C點壓力值等于D點)的脈動壓力變化率等于零。在這種特殊情況下，如果發(fā)動機正處于喘振狀態(tài)，由于A點到B點、C點到D點的壓力變化率絕對值小于喘振檢測閥值，采用單次檢測不會發(fā)出喘振告警信號，存在喘振漏報的情況?；诟怕史植己图僭O(shè)檢驗的最優(yōu)方法是連續(xù)多次檢測是否超過喘振閥值，確認喘振真實發(fā)生，從而降低發(fā)動機喘振的漏報率，提高喘振檢測的可靠性。

圖6 脈動壓力局部極值點情況Fig.6 Local extreme points of fluctuating pressure

3 喘振檢測方法的試驗驗證

飛行試驗期間，發(fā)動機先后發(fā)生了兩起喘振故障，應用本文喘振檢測方法均成功檢測出。其中，第一次喘振故障導致發(fā)動機停車，第二次喘振故障發(fā)動機自動恢復正常。

圖7 飛行中發(fā)動機第一次喘振時的參數(shù)變化Fig.7 Parameters change during the first surge of the engine in flight

圖7為飛行中發(fā)動機第一次喘振時的參數(shù)變化。由圖可看出，發(fā)動機喘振分為兩個階段。其中第一階段喘振發(fā)生在油門上推之后，喘振前發(fā)動機高壓轉(zhuǎn)速、排氣溫度隨油門正常上升，喘振時壓氣機出口動態(tài)壓力大幅波動。同時，受喘振影響高壓轉(zhuǎn)速和排氣溫度停止上升，呈持續(xù)下降趨勢。為使發(fā)動機恢復正常，采取收小油門處置措施，但在收小油門后發(fā)動機再次出現(xiàn)了喘振故障，導致發(fā)動機轉(zhuǎn)速繼續(xù)下降，而排氣溫度受喘振影響開始呈超溫變化趨勢，約20 s時間由420℃上升至660℃，37 s發(fā)動機手動停車。根據(jù)圖8發(fā)動機第一次喘振時的檢測結(jié)果可知，10.877 s發(fā)動機壓氣機出口動態(tài)壓力開始波動，出現(xiàn)第一階段喘振現(xiàn)象，10.910 s喘振告警信號出現(xiàn)，此時脈動壓力變化率絕對值劇增至43.45 kPa/s，壓力開始波動后約0.034 s發(fā)出喘振告警信號，11.828 s壓氣機出口動態(tài)壓力波動結(jié)束，11.866 s喘振告警信號消失，壓力波動結(jié)束后約0.038 s檢測出發(fā)動機喘振消失。第二階段喘振出現(xiàn)在18.836 s(油門收小過程中)，壓氣機出口動態(tài)壓力開始波動，18.879 s出現(xiàn)喘振告警信號，同時脈動壓力變化率絕對值劇增至21.2 kPa/s，壓力開始波動后約0.043 s發(fā)出喘振告警信號，37.082 s壓氣機出口動態(tài)壓力波動結(jié)束，37.121 s喘振告警信號消失，壓力波動結(jié)束后約0.040 s檢測出發(fā)動機喘振消失。

圖8 飛行中發(fā)動機第一次喘振時的檢測結(jié)果Fig.8 First surge detection results during flight

圖9為發(fā)動機第二次喘振故障時的檢測結(jié)果。由圖可知，喘振同樣發(fā)生在加速過程中，喘振前發(fā)動機高壓轉(zhuǎn)速隨油門上升，喘振后雖然油門持續(xù)增加，但是發(fā)動機高壓轉(zhuǎn)速呈細微下降趨勢。其中，2.343 s壓氣機出口動態(tài)壓力開始波動，2.379 s出現(xiàn)喘振告警信號，脈動壓力變化率絕對值劇增至51.36 kPa/s，壓力開始波動后約0.036 s發(fā)出喘振告警信號，2.432 s壓氣機出口動態(tài)壓力波動結(jié)束，2.477 s喘振告警信號消失，壓力波動結(jié)束后約0.045 s檢測出發(fā)動機恢復正常。

圖9 飛行中發(fā)動機第二次喘振時的檢測結(jié)果Fig.9 Second surge detection results during flight

4 結(jié)論

根據(jù)發(fā)動機壓氣機出口脈動壓力信號變化特征，建立了一種基于脈動壓力變化率的發(fā)動機喘檢測方法，并通過飛行試驗予以了驗證。主要研究結(jié)論為：

(1)發(fā)動機未發(fā)生喘振時，地面試驗和飛行試驗壓氣機出口脈動壓力變化率差異很??；發(fā)生喘振時，壓力變化率絕對值急劇增大。

(2)對于發(fā)動機穩(wěn)態(tài)和瞬態(tài)穩(wěn)定工作過程，壓氣機出口脈動壓力變化率絕對值特征信號差異很小，即該特征信號不受發(fā)動機工作狀態(tài)變化影響。

(3)根據(jù)發(fā)動機地面試驗即可確定飛行狀態(tài)的脈動壓力喘振檢測閾值，且這種喘振檢測方法簡單可靠、識別率高、報警遲滯小。