[发明专利]一种用于航空发动机防冰工作状态判断的方法及系统

说明书

本申请提供了一种用于航空发动机防冰工作状态判断的方法及系统，属于航空发动机技术领域，所述方法包括：构建防冰引气进口温度与压气机出口温度的关系式，根据压气机出口温度的测量值和所述关系式得到防冰引气进口温度；在防冰控制装置出口设置温度传感器，构建防冰引气进口温度与防冰控制装置出口温度的一阶惯性环节传递函数，根据防冰引气进口温度及所述一阶惯性传递函数计算得到防冰引气装置出口处的温度计算值；根据所述防冰控制装置出口的温度传感器采集值与温度计算值的差值判断航空发动机的防冰工作状态。该方法可解决防冰工作状态判断可靠性较低、虚警率较高的问题，降低由于防冰信号误判带来的风险。

技术领域

本申请属于航空发动机技术领域，特别涉及一种用于航空发动机防冰工作状态判断的方法及系统。

背景技术

航空发动机多设计有间歇式主动热气防冰系统，通过防冰控制装置及相关管路将发动机压气机的高温引气供给发动机进口易结冰部分（例如可调叶片、整流帽罩等），以保证结冰包线内发动机的安全可靠工作。如果在结冰条件下，防冰控制装置工作异常而导致无法接通防冰系统，且在防冰工作状态不能及时告知飞行员，则会造成发动机进口产生积冰，积冰累积过多会导致发动机进口流量降低，气动性能变差，严重时积冰脱落进入进气道或流道会打伤发动机转子部件，造成飞行事故。

目前，航空发动机防冰系统的状态判断多采用小型机载压力信号组合开关来实现。如图1所示，压力信号器包括膜盒组件10（含波纹管）和微动开关20，膜盒组件10的内腔与防冰控制装置出口联通，其外腔处于发动机舱压环境。当防冰系统关闭时，膜盒组件10内部的波纹管与发动机进口压力P01相当，与发动机舱压Ph压差较小，波纹管伸长量较小，膜盒组件10右侧与微动开关20不接触，进而使微动开关20中的A、B两点成断路状态，防冰指示信号不接通。当防冰引气打开时，膜盒组件10内部压力增大，与发动机舱压Ph压差较大，波纹管伸长，进而使微动开关20闭合，防冰指示信号接通。

然而上述技术方案存在如下问题：

1）由于微动开关20为机械接触式触发，在长期使用过程中膜盒组件10频繁敲击微动开关20会导致其内部的弹性膜片21破裂、无法复位，进而无法正常反馈防冰接通状态，故障率较高；

2）防冰控制装置未接通防冰引气时，膜盒组件10的波纹管内腔与发动机进口联通，在防冰包线外进行大马赫飞行时，虽未接通防冰，但此时发动机进口压力P01较高，与发动机舱压Ph压差较大，波纹管也会伸长，从而使微动开关20闭合而误报防冰指示信号接通。

发明内容

本申请的目的是提供了一种用于航空发动机防冰工作状态判断的方法及系统，以解决或减轻背景技术中的至少一个问题。

本申请的技术方案是：一种用于航空发动机防冰工作状态判断的方法，所述方法包括：

构建防冰引气进口温度与压气机出口温度的关系式，根据压气机出口温度的测量值和所述关系式得到防冰引气进口温度；

在防冰控制装置出口设置温度传感器，构建防冰引气进口温度与防冰控制装置出口温度的一阶惯性环节传递函数，根据防冰引气进口温度及所述一阶惯性传递函数计算得到防冰引气装置出口处的温度计算值；

根据所述防冰控制装置出口的温度传感器采集值与温度计算值的差值判断航空发动机的防冰工作状态。

进一步的，所述防冰引气进口设置在压气机某级叶片叶尖处，其中，防冰引气进口对应的叶片级数小于压气机叶片总级数。

进一步的，所述防冰引气进口温度与压气机出口温度的关系式为：，

式中，为防冰引气进口温度；为高压压气机出口总温；K1为转换系数；

通过地面环境加装防冰进口处的试验温度测点，测量不同发动机状态下防冰引气进口温度和对应的压气机出口温度，从而获得转换系数K1。