風(fēng)扇/壓氣機失穩(wěn)辨識系統(tǒng)設(shè)計與驗證

鐘明，陳洪敏，熊兵，韓偉

(中國燃?xì)鉁u輪研究院，四川綿陽621703)

風(fēng)扇/壓氣機失穩(wěn)辨識系統(tǒng)設(shè)計與驗證

鐘明，陳洪敏，熊兵，韓偉

(中國燃?xì)鉁u輪研究院，四川綿陽621703)

失速和喘振是航空發(fā)動機試驗中常遇的兩類氣動失穩(wěn)現(xiàn)象，為保障發(fā)動機零部件試驗安全運轉(zhuǎn)，必須對失速喘振信號進行在線檢測控制。根據(jù)零部件試車臺架的需求，設(shè)計了失速喘振辨識算法并對影響辨識算法的關(guān)鍵因素進行了分析，通過小型嵌入式系統(tǒng)為硬件平臺實現(xiàn)了失穩(wěn)辨識系統(tǒng)在線檢測功能。該失穩(wěn)辨識系統(tǒng)具有體積小、實時性強、抗干擾能力強的特點。在多個型號零部件試驗件的應(yīng)用表明，該系統(tǒng)能有效識別發(fā)動機深度失速和喘振狀態(tài)，滿足航空發(fā)動機風(fēng)扇/壓氣機對失速喘振在線檢測控制的要求，具有較高的工程應(yīng)用價值。

航空發(fā)動機；系統(tǒng)辨識；失速；喘振；風(fēng)扇/壓氣機；辨識準(zhǔn)則

1 引言

航空發(fā)動機風(fēng)扇/壓氣機部件試驗?zāi)康闹痪褪菧y出失穩(wěn)邊界，試驗時要求試驗件進入失穩(wěn)狀態(tài)。但為確保發(fā)動機性能和安全，又必須在出現(xiàn)失穩(wěn)擾動現(xiàn)象后、進入深度失穩(wěn)前，要求測控系統(tǒng)快速對失速喘振狀態(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)。國外航空大國均圍繞發(fā)動機型號建立了成熟的發(fā)動機氣動失穩(wěn)檢測控制系統(tǒng)[1-3]，如俄羅斯在Д36、AЛ-31Ф等發(fā)動機上均安裝了成熟的防喘系統(tǒng)[4-6]。國內(nèi)一些研究院所、高校對氣動失穩(wěn)預(yù)測和判斷也開展了大量的研究，但這些研究多為實驗室失穩(wěn)數(shù)據(jù)的仿真，鮮有將這些算法結(jié)合工程實際并用于風(fēng)扇/壓氣機氣動失穩(wěn)檢測驗證的案例[7]。失速喘振辨識算法的設(shè)計無疑是發(fā)動機風(fēng)扇/壓氣機在線辨識系統(tǒng)的核心之一，算法的優(yōu)劣直接關(guān)系到辨識速度、檢測的有效性和虛警率。正是由于失速喘振辨識算法的制約，目前國內(nèi)尚未有自主研制的成熟可靠的失穩(wěn)辨識系統(tǒng)[8-10]，現(xiàn)場試驗主要依靠人工實時監(jiān)測振動、動態(tài)壓力參數(shù)的方式確定發(fā)動機運行狀態(tài)。

鑒于此，本文針對發(fā)動機零部件試車臺架的需求，設(shè)計了失速喘振在線辨識算法，構(gòu)建了失穩(wěn)辨識系統(tǒng)，并在發(fā)動機零部件臺架試驗中予以工程驗證，以期為滿足航空發(fā)動機風(fēng)扇/壓氣機零部件試驗中對失速喘振在線檢測控制的要求提供技術(shù)支撐。

2 總體技術(shù)方案設(shè)計與實施

2.1 失穩(wěn)辨識算法設(shè)計

零部件試驗中，失速喘振狀態(tài)所反映出的動態(tài)壓力信號，在頻域能量和時域幅值上相對于正常狀態(tài)及擾動信號有較大差異[11-13]。本文設(shè)計的基于時頻-小波分析的失穩(wěn)辨識算法，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)的信號特征；其次，為使不同試驗件或同一試驗件不同狀態(tài)時辨識閾值的設(shè)定具有通用性，將壓力信號進行歸一化處理；最后，統(tǒng)計特定頻帶范圍內(nèi)的能量值，通過標(biāo)準(zhǔn)差計算信號時域上的幅值波動量，當(dāng)算法時頻的計算值大于設(shè)定閾值時，辨識系統(tǒng)發(fā)出報警指令。

圖1 時頻-小波辨識算法原理框圖Fig.1 The algorithm principle based on time-frequency and wavelet analysis

為實現(xiàn)傳感器輸出信號的實時處理，辨識算法通過施加滑動數(shù)據(jù)窗的方式截取實時數(shù)據(jù)的最新一段計算。即設(shè)壓力信號為p(t)，p(t)在數(shù)據(jù)采樣頻率Fs下的離散序列為P(n)。用一個長度為N的窗口截取數(shù)據(jù)，同時用一個寬度為ΔN的滑動模塊對壓力信號進行分段滑動。數(shù)據(jù)窗口每滑動一次，就對窗內(nèi)的數(shù)據(jù)計算一次。N和ΔN的取值對辨識算法結(jié)果影響較大，取值太大或太小都不能準(zhǔn)確反映信號的發(fā)展趨勢[14]。

圖2為某型壓氣機出口脈動總壓喘振信號。圖3、圖4分別為失穩(wěn)辨識算法對圖2所示喘振信號采用不同分析窗時長和更新窗時長計算結(jié)果的仿真分析。可見：①同一辨識算法對喘振信號、失速信號以及干擾信號都有不同的反映，這種表現(xiàn)的細(xì)節(jié)差異性是正確識別發(fā)動機風(fēng)扇/壓氣機工作狀態(tài)的關(guān)鍵。②分析窗取值太大，算法變化緩慢，反映信號趨勢的上升斜率隨著分析窗時長的增加而變小；分析窗時長越大，算法整體波動越平穩(wěn)，但是算法對信號變化的敏感性減弱。③分析窗時長越小，算法對信號變化檢測的敏感性越強，但算法波動太大，由偶然因素引起的誤差機率也會增大，辨識方法抗干擾能力變差，且原始信號在小波特征提取時很可能引起信號失真。④更新窗時長取值越小精度越高，但是硬件計算資源消耗也越大；更新窗取值越大，辨識算法響應(yīng)時間越慢。

圖2 出口脈動總壓喘振信號Fig.2 Pressure signal of surge

圖3 分析窗時長對計算結(jié)果的影響Fig.3 The effect of different analysis time-window

圖4 更新窗時長對計算結(jié)果的影響Fig.4 The effect of different updated time-window

2.2 系統(tǒng)實現(xiàn)與功能

辨識算法以FPGA+RT實時系統(tǒng)為硬件實現(xiàn)平臺，采用Labview軟件編程實現(xiàn)。失穩(wěn)辨識系統(tǒng)包含失穩(wěn)探針、嵌入式系統(tǒng)和人機交互屏三個部分，其結(jié)構(gòu)見圖5。在發(fā)動機風(fēng)扇/壓氣機相對換算轉(zhuǎn)速0.6～1.0范圍內(nèi)，將試驗件工作狀態(tài)劃分為三個區(qū)間，分別對應(yīng)發(fā)動機狀態(tài)正常、輕微失速和深度失速/喘振三個工作狀態(tài)。

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

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

3 辨識系統(tǒng)試驗驗證分析

3.1 驗證方案設(shè)計

失穩(wěn)辨識系統(tǒng)須在發(fā)動機風(fēng)扇/壓氣機真實臺架試驗環(huán)境下開展應(yīng)用驗證，考核系統(tǒng)的性能指標(biāo)，其試驗驗證形式如圖6所示。系統(tǒng)辨識參數(shù)選擇出口脈動總壓。試驗驗證時，采用信號調(diào)節(jié)器給壓力傳感器提供激勵，并將失穩(wěn)特征參數(shù)信號分為兩路。一路信號進入消喘系統(tǒng)實時判別，另一路信號和消喘辨識系統(tǒng)輸出的報警信號進入動態(tài)系統(tǒng)采集存儲，以確定辨識的有效性和報警滯后時間。其中，失速/喘振辨識系統(tǒng)滯后時間定義為：動態(tài)采集系統(tǒng)記錄的特征參數(shù)信號失速/喘振特征突變時刻，與記錄的辨識系統(tǒng)輸出的報警脈沖起始時刻之間的時間段。

圖6 消喘辨識系統(tǒng)試驗驗證形式Fig.6 Schematic diagram of anti-surge system experiment

3.2 驗證結(jié)果分析

為考核該消喘辨識系統(tǒng)性能指標(biāo)，利用零部件試車臺不同型號風(fēng)扇/壓氣機試驗件開展驗證試驗，部分試驗結(jié)果見表1。圖7為動態(tài)數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)記錄的發(fā)動機喘振時的總壓信號和失穩(wěn)辨識系統(tǒng)報警脈沖，圖中Nc為試驗件相對換算轉(zhuǎn)速。

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

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

驗證結(jié)果表明：該失穩(wěn)辨識系統(tǒng)在零部件試車臺架中具有較強的抗干擾能力，其硬件處理電路和軟件分析算法已達到航空發(fā)動機喘振報警的要求。從具體的性能測試數(shù)據(jù)看，在中等流量級的壓氣機及風(fēng)扇試驗中驗證效果較好，辨識系統(tǒng)無誤報、漏報現(xiàn)象，失穩(wěn)輸出控制信號的響應(yīng)時間優(yōu)于50 ms，達到俄羅斯對退喘控制器的響應(yīng)時間應(yīng)優(yōu)于50 ms的要求[15]。某壓氣機性能試驗時，進行了打開/關(guān)閉辨識系統(tǒng)試驗。圖8為其性能曲線對比，紅色和黑色分別代表兩次不同試驗的數(shù)據(jù)。由圖可看出，進喘數(shù)據(jù)基本一致，表明了該辨識系統(tǒng)對失穩(wěn)邊界判別的有效性。

圖8 壓氣機性能曲線對比Fig.8 The performance curves of a compressor

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

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

(2)輕微失速和深度失速難以界定。目前，發(fā)動機失速狀態(tài)失速到什么程度需辨識系統(tǒng)進行動作指令尚無統(tǒng)一標(biāo)準(zhǔn)，特別是發(fā)動機試驗過程中狀態(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)出控制指令進行消喘。因此，辨識系統(tǒng)既要有效避免試驗件本身的短暫失速現(xiàn)象，又要對可發(fā)展的深度失速現(xiàn)象發(fā)出指令，致使辨識系統(tǒng)犧牲響應(yīng)時間來提高報警的準(zhǔn)確度。

(3)某些型號試驗件試驗過程中失速的發(fā)生是一漸進過程，開始很輕微，后隨著關(guān)閉節(jié)氣門而發(fā)展，這一試驗過程有操作的停頓。因此，以動態(tài)記錄信號的失速起始點作為響應(yīng)時間的起點本身也存在誤差。

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

4 結(jié)論

設(shè)計的失速喘振在線辨識系統(tǒng)在多個型號零部件試驗件上成功應(yīng)用，具有閾值統(tǒng)一的特點，能有效識別風(fēng)扇/壓氣機失速喘振狀態(tài)，滿足航空發(fā)動機風(fēng)扇/壓氣機對失速喘振在線檢測控制的要求，降低了零部件試驗風(fēng)險，具有較強的工程應(yīng)用價值。研究表明：

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

(2)失穩(wěn)辨識系統(tǒng)在發(fā)動機風(fēng)扇/壓氣機試驗中具有較好的工作適應(yīng)性，且在多個型號的風(fēng)扇/壓氣機試驗中實現(xiàn)了相對換算轉(zhuǎn)速0.6～1.0范圍內(nèi)失速喘振的準(zhǔn)確快速報警，系統(tǒng)功能的進一步優(yōu)化要緊密結(jié)合零部件試驗的實際需求。

(3)失穩(wěn)辨識系統(tǒng)及辨識方法有一定的普適性，可用于發(fā)動機整機及其他葉輪機械氣動失穩(wěn)監(jiān)測，但文中的試驗數(shù)據(jù)是在發(fā)動機零部件試驗中獲得，后續(xù)研究應(yīng)根據(jù)發(fā)動機整機流場變化特征對算法作必要的調(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目(2015ZD24017)

鐘明(1985-)，男，四川南充人，碩士，工程師，從事發(fā)動機試驗測試技術(shù)研究。