一种航空发动机加力燃烧室振荡燃烧检测方法与流程

本申请属于航空发动机加力燃烧室领域，特别涉及一种航空发动机加力燃烧室振荡燃烧检测方法。

背景技术：

1、随着航空发动机技术的发展，为了实现更大推力，更高推重比的目标，发展起来了一系列加力燃烧室。随着先进发动机的推力及推重比愈来愈大，燃烧不稳定性问题也越来越突出。加力燃烧室的燃烧不稳定频率往往跟发动机的工作状态有关。其发生的频率范围可以达到50hz～3000hz。当发动机发生振荡燃烧时，会对发动机试验与试飞安全产生极大的危害，如其频率与结构件固有频率耦合，会在极短的时间内造成发动机结构件损坏，严重威胁发动机试验与试飞安全。

2、由于加力燃烧室测试环境恶劣，脉动压力测试仍然为目前唯一可工程应用的加力燃烧室测试方法。但是由于加力燃烧室环境温度高，脉动压力测试时只能通过延长引压管进行测试，引压管长度的增加会严重影响测试频响与测试幅值的准确性，一般其测试频响只能达到500hz以内。另外一种测试方法是在测试中增加声波导管进行振荡燃烧测试，这种方式虽然可以提高测试频响与测试精度，但是这种方法的缺点一方面由于半无限长管结构笨重，无法在试飞条件下使用；另一方面半无限长管会对脉动压力数据的相位产生较大的影响，不利于振荡燃烧的模态分析。除此之外，目前的检测方法也都使用单特征值与单阈值触发的方式，检测的准确性与稳定性均无法可靠保证。

3、因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。

技术实现思路

1、本申请的目的是提供了一种航空发动机加力燃烧室振荡燃烧检测方法，以解决现有技术存在的至少一个问题。

2、本申请的技术方案是：

3、一种航空发动机加力燃烧室振荡燃烧检测方法，包括：

4、步骤一、获取多个校准频率下的加力燃烧室脉动压力校准数据，并根据所述加力燃烧室脉动压力校准数据拟合出第一幅频曲线，所述第一幅频曲线中的幅值信号为p1；

5、步骤二、采集多次加力燃烧室脉动压力试验数据，通过对所述加力燃烧室脉动压力试验数据进行快速傅里叶变换得到多组第二幅频曲线，计算多组第二幅频曲线的幅频平均值，获得加力燃烧室脉动压力试验数据幅频曲线的平均幅值p2；

6、步骤三、计算预定频率区间下所述平均幅值p2的平均值v，并计算所有频率下所述平均幅值p2与平均值v的比值，生成第三幅频曲线，所述第三幅频曲线中的幅值信号为p3；

7、步骤四、获取幅值信号p1与幅值信号p3峰值的频率间隔δf，以及幅值信号p1与幅值信号p3峰值的比值系数k；

8、步骤五、将幅值信号p1对应的频率由原始的f变更为f+δf，并重新拟合第一幅频曲线；

9、步骤六、根据幅值信号p1以及幅值信号p3同一频率对应的幅值，确定幅值信号p4：

10、

11、步骤七、提取幅值信号p4的最大特征频率幅值p′，计算最大特征频率幅值p′与平均稳态压力值比值的绝对值：

12、

13、步骤八、根据最大特征频率幅值p′与绝对值y，判断是否进行加力振荡燃烧报警。

14、在本申请的至少一个实施例中，步骤一中，所述校准频率包括：

15、5hz、50hz、100hz、200hz、300hz、400hz、500hz、600hz、700hz、800hz、900hz、1000hz、1200hz、1400hz、1600hz、1800hz、2000hz。

16、在本申请的至少一个实施例中，步骤一中，通过二阶插值法拟合出第一幅频曲线p1。

17、在本申请的至少一个实施例中，步骤二中，采集5次加力燃烧室脉动压力试验数据。

18、在本申请的至少一个实施例中，步骤三中，预定频率区间为：5hz～200hz。

19、在本申请的至少一个实施例中，步骤八中，

20、当p′≥14kpa且y≥4.0％时进行加力振荡燃烧报警；

21、在报警状态下，当p′≤10kpa且y≤2.5％时关闭加力振荡燃烧报警。

22、发明至少存在以下有益技术效果：

23、本申请的航空发动机加力燃烧室振荡燃烧检测方法，采用动态校准技术完成对加力燃烧室脉动压力试验数据的修正，可以极大提高加力燃烧室振荡燃烧脉动压力测试频响与测试精度，经过修正后加力燃烧室脉动压力试验数据可以提高到2000hz；并在此基础上提出加力燃烧室脉动压力特征值提取方法，使用双特征值与双阈值完成振荡燃烧的检测与报警，具有更高的检测准确性与可靠性。

技术特征：

1.一种航空发动机加力燃烧室振荡燃烧检测方法，其特征在于，包括：

2.根据权利要求1所述的航空发动机加力燃烧室振荡燃烧检测方法，其特征在于，步骤一中，所述校准频率包括：

3.根据权利要求2所述的航空发动机加力燃烧室振荡燃烧检测方法，其特征在于，步骤一中，通过二阶插值法拟合出第一幅频曲线p1。

4.根据权利要求3所述的航空发动机加力燃烧室振荡燃烧检测方法，其特征在于，步骤二中，采集5次加力燃烧室脉动压力试验数据。

5.根据权利要求4所述的航空发动机加力燃烧室振荡燃烧检测方法，其特征在于，步骤三中，预定频率区间为：5hz～200hz。

6.根据权利要求5所述的航空发动机加力燃烧室振荡燃烧检测方法，其特征在于，步骤八中，

技术总结
本申请属于航空发动机加力燃烧室领域，特别涉及一种航空发动机加力燃烧室振荡燃烧检测方法。包括：获取多个校准频率下的加力燃烧室脉动压力校准数据，拟合出第一幅频曲线；采集多次加力燃烧室脉动压力试验数据，得到多组第二幅频曲线，计算多组第二幅频曲线的幅频平均值；计算预定频率区间下平均幅值P2的平均值v，并计算所有频率下平均幅值P2与平均值v的比值，生成第三幅频曲线；获取幅值信号P1与幅值信号P3峰值的频率间隔Δf以及比值系数k；将幅值信号P1对应的频率由原始的f变更为f+Δf，并重新拟合P1；根据幅值信号P1以及幅值信号P3确定信号P4；提取幅值信号P4最大特征频率幅值p′与绝对值y，完成振荡燃烧的检测与报警，检测准确、可靠。

技术研发人员：孙海龙,宋振宇,宋伟锋,杜希睿,李中玺,邢志国,于大洋,蔡靖雨,张天昊,闻泽智,孙建威,田吉祥,赵斌,潘心正
受保护的技术使用者：中国航发沈阳发动机研究所
技术研发日：
技术公布日：2024/3/31