轴流压气机旋转失速建模与检测II: 基于北航低速压气机试验台的实验研究

轴流压气机旋转失速和喘振的提前检测对于提高压气机工作效率和稳定性具有重要的意义.本文以北京航空航天大学航空发动机重点实验室的低速轴流压气机实验台为研究对象,基于确定学习理论及动态模式识别方法,开展旋转失速初始扰动近似准确建模和快速检测研究.首先,在压气机机匣壁面周向布置多个动态压力传感器,获取压气机失速前和失速先兆的动态压力信号,基于确定学习理论对旋转失速初始扰动的内部系统动态进行建模;其次,基于以上建模,利用微小振动故障检测方法实现对旋转失速的离线和在线提前检测.实验结果表明,本文所提方法能够在不同转速情况下,提前0.3 s~1 s实现对旋转失速的实时在线检测.     

非恒定转速下压气机动态模型的建立与仿真

研究了轴流式压气机在非恒定转速条件下的动态建模问题.采用模块化的建模方法在原MG模型的基础上详细地推导了模型的改进部分,并对改进后的模型进行了仿真分析与验证.改进的MG模型将压气机转速(或B参数)作为除压气机压升、平均流量和流量扰动之外的另一个状态变量,使压气机动态模型更加接近实际情况.仿真结果表明,改进模型能较好地描述轴流式压气机的失稳现象(旋转失速与喘振),可以应用于压气机系统稳定性分析、失速/喘振预测以及主动控制等方面的研究.     

轴流压气机旋转失速建模与检测:基于确定学习理论与高阶Moore-Greitzer模型的研究

喘振和旋转失速是轴流压气机研究领域中重要而困难的问题. 本文基于确定学习理论及动态模式识别方法提出一个旋转失速初始扰动 近似准确建模和快速检测的方法. 首先,基于高阶Moore-Greitzer模型（Mansoux模型）,利用确定学习理论提出一个对旋转失速初始扰动的内在系统动态的近似准确建模方法;其次,基于以上近似准确建模,利用 动态模式识别方法提出一个对旋转失速初始扰动的快速检测方法. 基于MIT的Mansoux-C2模型仿真研究验证了 所提方法的有效性. 最后,在北京航空航天大学航空发动机重点实验室的低速轴流压气机试验台上开展了试验研究. 通过对低速轴流压气机试验台参数进行测量,得到基于北航低速轴流压气机试验台的Mansoux模型. 通过对基于北航试验台Mansoux模型进行仿真研究,验证了所提方法的有效性.     

并行计算在动态模式识别中的实现和应用*

研究一种针对最近提出的动态环境下的机器学习理论——确定学习理论的算法实现,提出一种采用并行计算实现确定学习理论中的动态模式识别的方法。利用并行计算中的OpenMP多核编程环境,采用曙光16核服务器为硬件平台,实现对动态模式识别算法的快速性。同时,以压气机Mansoux模型为应用背景,把确定学习理论的动态模式识别方法应用到压气机旋转失速/喘振的快速检测中,利用多核并行计算实现了从包含多种旋转失速/喘振模式的模式库中快速识别当前模式的方法,为文章中方法提供了一个有效的验证。     

基于FPGA的压气机旋转失速起始检测

采用压缩系统非线性模型构造了压气机旋转失速信号,定义了旋转失速强度指标量化压气机从稳定状态到完全进入旋转失速的发展过程,由此开展了基于FPGA的旋转失速起始检测研究。分析结果表明旋转失速强度可以有效提取失速前的先兆信号。以FPGA为载体,设计了基于SOPC的旋转失速起始检测系统,并进行了仿真研究。仿真结果表明,所设计的系统可以实现旋转失速强度的连续计算,可用于旋转失速起始在线检测。     

轴流压缩系统失稳现象的主动控制

为了开展对压缩系统旋转失速和喘振两类失稳现象的主动控制研究,进一步改善压缩系统防喘振控制的效果,选取了轴流压缩系统的四阶失稳模型,将容腔出口节流阀作为主动控制的作动机构,用非线性控制理论中的backstepping方法,设计抑制压缩系统失稳现象的主动控制律,应用于失稳模型,通过仿真,验证了在变转速条件下,旋转失速、喘振以及旋转失速和喘振先后发生时的控制效果.肯定了失稳主动控制比传统的防喘振控制和单纯的喘振主动控制的优越性,并通过仿真,考察了控制律对于系统特性参数和结构参数变化的鲁棒性.结论:研究压缩系统失稳的主动控制,无论在理论和实用都有重要意义.     

辅助动力装置负载压气机防喘控制研究

以带负载压气机的APU为对象,分析了负载压气机工作时喘振机理.根据负载压气机出口气流状态,采用可变极限流量法判别APU负载压气机喘振.根据流量平衡原理,进行负载压气机防喘放气控制,保证APU工作效率的同时,使APU负载压气机远离喘振边界稳定工作.运用硬件在回路仿真系统,通过逼喘仿真,结果表明该方法可以用来保证APU系统压气机的稳定工作.     

气柱共振和涡轮增压器喘振噪声分析

针对使用废气涡轮增压器带来的振动和噪声的问题,在增压器进气口和中间体上进行噪声与振动测试,在增压器前、后的气体管道上进行压力脉动测试.测试发现,在发动机转速2 000 r/min,85%负荷时,出现强烈的气体共振和增压器喘振.对发生喘振的原因进行流体力学计算分析,结果表明共振产生在气体进入压气机叶轮之前的管道内.推测增压器发生喘振的根源为气体流动呈现轴对称旋转流状态,增压器管道内气体无法继续向前流动,导致气体回流,增压器失速.根据四分之一波长理论,在增压器压前管道上增加一个支管. 测试验证表明,改进后气体共振和增压器喘振噪声均消失,增压器运转平稳,改进效果明显.     

航空发动机气动失稳检测管路设计研究

为满足航空发动机旋转失速和喘振失稳信号的实时监测需求,探讨了试验测量和机载测量失稳判别信号测量方法,两种使用场景均须考虑测压管路响应频率。分析了喘振和旋转失速过程中的压力脉动特征,喘振信号频率与发动机容腔大小相关,旋转失速信号频率与转子转速及叶片构型有关。提出了失稳测量频率响应需求,建立了由管路和传感器容腔构成的测压系统单自由度二阶模型,研究了管路气动耦合频率与声速、管路长度、管路内径、传感器容腔的关系,根据工程经验给出了管路规格设计流程,提出的“四分之一波长法”对管路频率响应精度可控制在2%范围内,可在工程上实现快速估计。当管路频率响应不满能足要求时,可通过减少管路长度的方式显著提升失稳测压系统频率。     

基于模糊熵的压气机失速信号分析研究

熵作为无序程度的度量,能够用于描述不同过程的复杂度或相似程度。采用模糊熵分析了某跨声压气机从稳定工作状态连续变化到失速工作状态过程中机匣壁面静压的变化情况,发现模糊熵值在压气机稳定工作状态下变化很小,而当模糊熵开始大幅值波动时压气机开始进入失速状态。将模糊熵分析结果与滤波分析进行对比表明,模糊熵可应用于压气机失速先兆信号的实时监测。     

压气机气动失稳故障的声学诊断技术研究进展

基于声学原理和声学信号进行压气机气动失稳故障诊断具有重要的研究价值，对基于声学信号的压气机失稳监测和预警技术开展了回顾与总结。首先介绍了常见的气动失稳故障，包括失速、喘振和旋转不稳定性的发声机理与信号特征，然后介绍和总结了国内外关于基于声学信号开展压气机气动失稳故障监测、诊断和预警方法的最新研究进展。结果表明：进入气动失稳状态的压气机，在声音特征上通常表现为低频能量增加、周期性破坏和特定模态分量幅值变化。通过对声信号的深入研究分析，建立机理与信号特征的联系，有望设计出更加准确、灵敏的压气机失稳故障检测方法。未来一段时间内，研究如何在包含噪声与混响的信号中提取出用于失稳诊断的信号特征以及发展相应数据集以支撑数据驱动的失稳检测方法将是声学失稳检测技术面临的重大问题。     

基于时间序列分析的压气机喘振检测

喘振检测对于保障压气机安全运转具有重要意义。以压气机出口总压作为喘振检测特征信号,采用时间序列分析方法建立了AR模型。多步预测的误差和滞后现象显示AR模型难以预测突发性的喘振现象。在喘振发生时,残差方差急剧增大,模型参数变化显著,设定合适的门限可及时可靠地检测出喘振信号。     

基于短时能量的压气机喘振检测

及时地检测压气机喘振对提高发动机性能、保障飞行安全具有重要意义。在进入喘振状态的过程中,压气机出口总压脉动增大,短时能量亦增大。通过某型压气机节流试验数据,验证了短时能量在喘振检测中的可行性。该算法可检测模态波或突尖波扰动引起的喘振,信号经平方运算后提高了信噪比,算法简单,易于实现。     

多核技术在动态模式识别算法中的应用

利用LabVIEW多核编程环境,采用曙光16核服务器作为硬件平台,实现了动态模式识别下的多模式快速识别。同时,以压气机Mansoux模型为应用背景,设计压气机旋转失速识别快速检测系统,该系统解决了基于确定学习理论的多模式识别算法中涉及的大量计算问题,实验结果和性能分析进一步验证了该检测系统的快速性和可行性。     

基于LXI总线的压气机试验台退喘试验系统研制

压气机喘振是气流沿压气机轴线方向发生的低频率、高振幅的震荡现象,会导致压气机部件强烈机械振动和热端超温,会在短时间内造成部件或整机严重损坏,因此压气机试验台建设时退喘系统建设尤为重要;介绍了一种基于LXI总线的压气机试验台退喘试验系统的实现方法,阐述了该系统的主要特点和优势;试验中,对压力、温度、电压参数进行采集和记录,然后通过判喘准则,进行判断,并快速发出控制信号,实现压气机快速退喘;通过验证,该系统在压气机发生喘振时能够迅速发出信号,实现压气机快速退喘,达到了建设的目的,可有效防止压气机喘振对试验部件造成损坏。     

带有弯曲静子的压气机数值仿真

针对某两级低速轴流压气机第一级静子通道小流量范围内存在轮毂-角区失速现象,为了提高压气机的效率,采用计算流体力学方法,对第一级静子进行了不同的弯曲变化数值仿真,分析研究了静子弯曲对压气机性能和轮毂-角区失速的影响。结果表明,弯曲叶片能够通过改变静子轮毂表面静压分布,减缓低能流体的横向流动,从而有效地抑制小流量范围内的轮毂-角区失速,压气机的压比和效率得到较大的提升。     

测畸抗喘试验用的新探针——五点普朗特管

在×××航空发动机压气机定型试验中,我们设计了五点普朗特管,安装在进口截面的畸变网络之后。此处工作条件比较恶劣,要求却很严格,希望准确可靠无干扰。它与其它探针一起,成功地测出了有处理机匣的压气机特性线、沿叶高的总静压分布以及临界畸变角。在寻找实壁机匣压气机的临界畸变角、喘振到138次时(净喘振共414次),发生了根部焊缝的疲劳断裂,在当前探针的疲劳寿命难以给出的条件下,又在连续喘振的恶劣条件中,此探针经受了如此大的考验,实在是一次理论上难以得到的宝贵数据和经验积累。     

槽深对跨音速压气机稳定性影响的数值仿真

为了研究不同槽深下的周向槽对压气机稳定性的影响,由于带槽结构下的转子37失速类型仍是叶尖失速,但是带周向槽结构的主要失速因素是叶尖间隙的泄漏涡,且不同轴向位置的周向槽所造成的损失也是不同的。为解决上述问题,利用NUMECA软件和系统的数值模型对某跨音速压气机进行了数值仿真,对三类带周向槽结构的计算结果进行了分析,结果表明,设计中讨论最佳槽深应先给定效率损失要求,并且应以研究最佳槽位置的选择为主。对压气机周向槽处理机匣的设计,不一定要设计涉及整个叶片的处理机匣。对于跨音速压气机在叶尖泄漏涡严重的位置优化设计,可提高压气机稳定性能。     

轴流压气机转子叶顶间隙流动结构及机理研究

研究某轴流压气机叶顶复杂流动问题,为深入了解压气机叶顶泄漏流流动机制和引发失速的机理,对一亚音速轴流压气机进行全工况数值仿真与试验测量。提出通过对比试验数据和分析泄漏流的流动特性,随着压气机负荷的提高,泄漏流方向的改变引起叶顶堵塞区增大,并诱发压气机失速。采用不同工况下叶顶流场进行仿真对比分析。仿真结果表明,泄漏流与主流相互作用形成泄漏涡,距前缘40%弦长范围内泄漏流影响泄漏涡形态变化,其余部分泄漏流主要通过周向输运低能流体进一步堵塞通道;叶顶压力分布是决定泄漏流方向的主要因素。     

梯形间隙处理机匣对于离心压气机性能的影响

针对高速离心压气机设计了6种梯状间隙机匣处理结构,采用数值模拟方法比较分析了不同机匣结构对离心压气机性能和稳定性的影响。结果表明:随着梯状间隙结构径向尺寸的增大,近失速点效率会随之逐渐下降,而稳定裕度值和近失速点压比则有所提高。梯状间隙结构大径向间隙区域的轴向尺寸变小,会使近失速点效率,压比以及稳定裕度值都略有增大。通过对叶顶区域流场的分析,揭示了梯状间隙结构机匣处理的扩稳机理。