CN112832910A

CN112832910A - 一种涡扇发动机空中熄火及二次起动成功识别方法

Info

Publication number: CN112832910A
Application number: CN202011214742.6A
Authority: CN
Inventors: 马同玲; 王娜; 朱青芳; 邵伏永; 贾晋伟; 闫帅; 路秋英
Original assignee: Beijing Power Machinery Institute
Current assignee: Beijing Power Machinery Institute
Priority date: 2020-11-04
Filing date: 2020-11-04
Publication date: 2021-05-25

Abstract

本发明公开了一种涡扇发动机空中熄火及二次起动成功识别方法，该方法实现的步骤如下：步骤一：根据发动机熄火判据判断发动机是否熄火，如果熄火进入下一步，否则重新判断；步骤二：判断高压压气机后总压是否未报故障，如果是进入下一步，如果否则跳转步骤六；步骤三：判断高度H是否在飞行包线内，如果是进入下一步，如果否则跳转步骤六；步骤四：进行发动机二次启动，开启电点火和预燃室供油，同步工作30s；步骤五：判断发动机是否二次启动成功，如果是返回步骤一，否则向无人机发送请求回收指令。本发明能够自动处理空中熄火问题，确保发动机能够快速识别空中熄火现象，并进行可靠、快速的空中二次起动，提高飞行安全性。

Description

一种涡扇发动机空中熄火及二次起动成功识别方法

技术领域

本发明涉及一种涡扇发动机空中熄火及二次起动成功快速可靠识别方法，属于涡扇发动机起动控制技术领域。

背景技术

航空发动机主燃烧室熄火引起发动机空中停车是航空发动机多发的严重故障，若不及时处理或处理不当，可能造成机毁人亡的事故。因此世界各国工程师都致力于提高发动机的空中熄火判断和二次起动能力。

涡扇发动机熄火时发动机转速急剧下降，转速变化率远大于调节工况时的转速变化率，因此一般通过测量转速瞬态值和变化率确定发动机是否熄火。图1显示了某型发动机在不同工作点熄火时，燃气发生器的最大转速下降率值及正常情况下减速时的最大转速下降率值。这两种情况产生的燃气发生器最大转速下降率最小差值是每秒5％，足以用来确定发动机熄火探测边界。

发动机停车后，一般采用飞机俯冲用高度换取较高表速进而达到较高的发动机起动稳定转速和辅助动力装置等方法提高发动机空中起动的可靠性。如F－15飞机配装两台F100型发动机，该型发动机采用数字电子控制***DEEC，同时采用了燃气涡轮起动机辅助主发动机进行空中起动。

对于现有的发动机熄火判据需要通过大量试验获取发动机各个转速下的熄火特性和变工况特性，判断过程中需要插值求得该工况下熄火和变工况的转速变化率，因此该判断方式较复杂。此外，传统的发动机空中二次起动方式是在发动机完全停车的情况下，通过提高起动转速进行点火，起动过程复杂且起动时间较长。

发明内容

本发明提供了一种涡扇发动机空中熄火及二次起动成功识别方法，能够自动处理空中熄火问题，确保发动机能够快速识别空中熄火现象，并进行可靠、快速的空中二次起动，提高飞行安全性。

一种涡扇发动机空中熄火及二次起动成功识别方法，该方法实现的步骤如下：

步骤一：根据发动机熄火判据判断发动机是否熄火，如果熄火进入下一步，否则返回重新判断；

步骤二：判断高压压气机后总压是否未报故障，如果是进入下一步，如果否则跳转步骤六；

步骤三：判断高度是否在飞行包线内，如果是进入下一步，如果否则跳转步骤六；

步骤四：进行发动机二次启动，开启电点火和预燃室供油，同步工作30s；

步骤五：根据二次起动成功判据判断发动机是否二次启动成功，如果是则返回步骤一，如果否则进入下一步；

步骤六：向无人机发送请求回收指令。

进一步地，所述步骤一中的发动机熄火判据为：存在连续3个点dnh/dt≤-C(r/min/s)，其中C₁＜C＜C₂或nh＜55％nh max，则认为发动机熄火；

其中：nh是发动机高压转子转速，单位：转每分钟(r/min)；nh max是发动机高压转子转速最高设计转速；dnh/dt是发动机高压转子转速增长率，单位：转每分钟每秒(r/min/s)。

进一步地，所述步骤五中的二次起动成功判据为：存在连续3个点dnh/dt≥C₃r/min/s，C₁≈1.87％nh max且nh≥46％nh max，在满足以上条件后若连续三个周期选择了转速控制规律则认为二次起动成功。

进一步地，所述发动机熄火判据中C₁和C₂的取值分别是C₁≈2.5％nh max，C₂≈10％nh max。

进一步地，所述发动机首次进入稳态控制后开始进行发动机熄火判断。

进一步地，所述稳态控制是指在转速控制规律作用下连续工作10个控制周期。

进一步地，所述发动机高压转子转速最高设计转速为53600转每分钟(r/min)。

有益效果

本发明能够在毫秒级的时间内准确识别发动机熄火及重新点火成功，并进行二次起动，保证发动机空中飞行安全性；相比较于现有技术，该方法仅需转速变化率或转速瞬态值即可判别熄火，计算过程简单可靠，快速准确，具有很低的误报率和虚报率，适用于各种高度范围工作的发动机。

附图说明

图1是发动机熄火与正常减速的转速的下降率曲线图；

图2是本发明发动机熄火判断流程图；

图3是本发明发动机二次启动的流程图。

具体实施方式

本发明提供了一种涡扇发动机空中熄火及二次起动成功识别方法，该方法中发动机熄火判据是：对发动机熄火及变工况试验数据进行统计分析得到，并与传感器故障、发动机变工况等情况进行区分，在使用保险内将发动机熄火时发动机转速变化率统一为规定阈值，最小不低于-C₁(r/min/s)，C₁≈2.5％nh max，而不同高度及不同工况下发动机熄火时转速变化率均低于-C₂(r/min/s)，C₂≈10％nh max，因此为了增加判断熄火的准确性，对发动机熄火判据规定如下：若存在连续3个点dnh/dt≤-C(r/min/s)，其中C₁＜C＜C₂或nh＜55％nh max，则认为发动机熄火。发动机首次进入稳态控制后(在转速控制规律作用下连续工作10个控制周期)开始进行发动机熄火判断。

如图2所示，发动机熄火判断过程是：首先判断连续3个点dnh/dt是否小于或等于-C(r/min/s)，如果是则判定发动机熄火，如果否则判断nh是否小于55％nh max，如果是则判定发动机熄火，如果否则重新开始判断流程。

发动机二次起动

发动机首次进入稳态控制后(在转速控制规律作用下连续工作10个控制周期)开始进行发动机熄火判断。

判定发动机熄火后如果飞行高度在飞行包线内，则进行二次起动，同时向上位机发送发动机熄火二次起动指令，接通电点火装置工作，同时开启预燃室起动油路电磁阀，给预燃室供油实现发动机二次起动。

二次起动成功判据：存在连续3个点dnh/dt≥C₃r/min/s，C₁≈1.87％nh max且nh≥46％nh max，在满足以上条件后若连续三个周期选择了转速控制规律则认为二次起动成功。

发动机熄火后30s内没有判定符合“二次起动成功”判据，且

则向无人机发送请求回收指令。

如附图3所示，发动机二次起动的流程是：

步骤二：判断Pt3(高压压气机后总压)是否未报故障，如果是进入下一步，如果否则跳转步骤六；

步骤三：判断高度H是否在飞行包线内，如果是进入下一步，如果否则跳转步骤六；

步骤六：向无人机发送请求回收指令。

综上所述，以上仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims

1.一种涡扇发动机空中熄火及二次起动成功识别方法，其特征在于，该方法实现的步骤如下：

步骤六：向无人机发送请求回收指令。

2.根据权利要求1所述的涡扇发动机空中熄火及二次起动成功识别方法，其特征在于，所述步骤一中的发动机熄火判据为：存在连续3个点dnh/dt≤-C(r/min/s)，其中C₁＜C＜C₂或nh＜55％nh max，则认为发动机熄火；

其中：nh是发动机高压转子转速，单位：转每分钟；nh max是发动机高压转子转速最高设计转速；dnh/dt是发动机高压转子转速增长率，单位：转每分钟每秒。

3.根据权利要求1所述的涡扇发动机空中熄火及二次起动成功识别方法，其特征在于，所述步骤五中的二次起动成功判据为：存在连续3个点dnh/dt≥C₃r/min/s，C₁≈1.87％nhmax且nh≥46％nh max，在满足以上条件后若连续三个周期选择了转速控制规律则认为二次起动成功。

4.根据权利要求1所述的涡扇发动机空中熄火及二次起动成功识别方法，其特征在于，所述发动机熄火判据中C₁和C₂的取值分别是C₁≈2.5％nh max，C₂≈10％nh max。

5.根据权利要求4所述的涡扇发动机空中熄火及二次起动成功识别方法，其特征在于，所述发动机首次进入稳态控制后开始进行发动机熄火判断。

6.根据权利要求5所述的涡扇发动机空中熄火及二次起动成功识别方法，其特征在于，所述稳态控制是指在转速控制规律作用下连续工作10个控制周期。

7.根据权利要求2所述的涡扇发动机空中熄火及二次起动成功识别方法，其特征在于，所述发动机高压转子转速最高设计转速为53600转每分钟。