HB Z 286.2-1996 航空燃气涡轮发动机监视系统设计与实施指南 性能监视.pdf
《HB Z 286.2-1996 航空燃气涡轮发动机监视系统设计与实施指南 性能监视.pdf》由会员分享,可在线阅读,更多相关《HB Z 286.2-1996 航空燃气涡轮发动机监视系统设计与实施指南 性能监视.pdf(19页珍藏版)》请在麦多课文档分享上搜索。
1、中华人民共和国航空工业标准航空燃气涡轮发动机监视系统设计与实施指南性能监视1 主题内容和适用范围HB/Z 286.2 - 96 1. 1 本指南提出了航空燃气涡轮发动机性能监视系统组成、功能及使用的方法。1. 2 HB/z 286.1 (航空燃气涡轮发动机监视系统设计与实施指南总则的要求适用于本指南。本指南适用于航空燃气涡轮发动机性能监视系统的设计和使用。2 引用标准飞机座舱告警基本要求GJB 1006 - 90 HB/z 286.1- 96 航空燃气涡轮发动机监视系统设计与实施指南总则3 术语、符号和缩暗语3.1 术语3. 1. 1 拐点温度Comer Point 发动机制造厂规定的起飞时可
2、保证最大推力(或功率)的最高大气温度。3. 1. 2 排气温度裕度Exhaust Gas Temperature Margin 发动机制造j规定的排气温度限制值与拐点温度下发动机排气温度值之差。3.2 符号3.2.1 Te 排气温度3.2.2飞指那空速3.2.3 To 大气温度极限3.2.4 Tem 排气温度豁度3.2.5 Te, 排气温度的极限值3.2.6 Tc 拐点温度3.2.7 H 高度3.2.8 Mao 飞行马赫数3.2.9 N, 低压转子转速3.2.10 N2 高压转子转速中国航空工业总公司1996- 09 -13发布30 1996- 10 -01实施3.2. 11 Tto 3.2.
3、12 Tso 3.3 缩略语大气总温大气静温HB/Z 286.2-96 3.3.1 EGT Exhaust Gas Temperature 排气温度3 , 3.2 EGTM Exhaust Ga.s Tem严n.tureMargin 排气温度裕度3. 3. 3 OA TL Outside Air T emperature limit 大气温度限制值4 总述发动机性能监视系统是发动机监视系统的一个组成部分,它的基本工作原理是:当发动机气路部件及相关子系统发生故障时,必然引起气功热力参数和性能监视参数变化,不同故障将导致各参数的变化不同。因此利用发动机实测参数相对正常工作时的参数变化(称为偏移量)
4、,可达到监视发动机及其单元体状态的目的。性能监视系统的主要功能如下:a.记录和显示发动机性能监视参数;b发动机气路参数变化趋势分析;C.隔离发动机气路部件、相关子系统和指示系统的故障;d.估计发动机性能衰退和预测发动机性能裕度;e.为发动机使用、维修提供管理信息。按性能监视系统的监视能力分有限监视系统和扩展监视系统两类。有限监视是指系统的测量参数局限于飞机的座舱显示仪表,测量参数较少,获取的信息量限制了系统只能对发动机整体健康和部分气路故障做出判断。扩展监视系统在发动机上加装一些除座舱显示仪表外的传感器,官具备监视发动机及其气路部件性能衰退、隔离单元体故障的能力,但戚本高于前者。系统设计时应按
5、HB/Z286.1中7.4条进行效费分析。发动机性能监视系统的硬件配置和软件设计取决子订购方对系统功能上的要求。硬件和软件的设计应按HB/Z286.1中7.6条提出的要求进行。图1给出发动机性能监视系统典型的逻辑流程图。5 性能监视方法本指南给出几种常用的性能监视方法,其中包括超限检查、监视参数分散度、趋势分析、单元体性能分析、起飞EGTM和(或)OATL监视、监视参数预测。5.1 超限检查检查发动机性能监视参数(包括直接测量的或由测量参数导出的组合量)有无超出规定的限制值,据此检测发动机是否健康。超限发生时系统应及时记录事件发生前、过程中和发生后一段时间内的数据并告警。31 HB/Z 286
6、.2-96 根据监视参数超限的严重程度不同,按GJB1006的规定分级告警。为避免虚警和漏报,特别是机载监视系统应具备高度的自检能力和传感器故障识别能力;应对记录数据的有效性进行检查(方法见6.5条),慎重规定告警判据并根据使用经验调整限制值等。5.2 参数分散度监视这是一种短期监视方法,适用于装有多台发动机的飞机。将飞行中同一时刻记录的各台发动机实测参数之间的相互差异称为分散度,通过监视分散度及其变化趋势判断发动机故障。这种方法的主要优点是可以避免飞行条件、气象条件、机动飞行、热平衡、数据换算到标准状态等方面引起的误差,快速发现发动机工作异常。图2给出应用此方法监视EGT分散度的一个实例。此
7、方法也可用于其他监视参数,如转速等。5.3 趋势分析法这是一种普遍采用的、简单易行的监视方法。它的基本做法是:在规定的飞行状态下,由人工或自动采集装置记录发动机监视参数,数据经换算后与发动机的基线比较求出偏移量,将这些偏移量绘制成随时间变化的趋势图(见图3)。借助于趋势图,工程和维修人员可以进行以下工作:a.每个监视参数的偏移量同阔值相比,检查有无超阔值情况。各监视参数的阔值应由发动机设计和制造部门提供;b.根据各监视参数的不同变化局势,分析引起变化的可能原因,为故障隔离提供依据:C.隔离部分指示系统故障。例如只有一个测量参数偏移量大,而其他参数均变化不大时,表明指示系统发生故障。5.4 单元
8、体性能分析扩展性能监视系统利用发动机各截面的气功热力参数,通过气路分析等方法对各单元体性能(如效率、流通能力等)的变化趋势进行定量分析,也可给出各单元体性能变化趋势图。5.5 起飞EGTM和(或)OATL监视利用起飞过程中采集和记录的测量参数估算出发动机的EGTM和OATLoOATL是EGTM的等效度量,官与EGTM的关系是(见图的:当一台发动机在拐点温度下具有正的EGTM时,OATL将高于拐点温度。由于OATL表示允许发动机以最大推力(或功率)起飞的最高大气温度,对飞行员而言.OATL比EGTM更直观。EGTM和OATL的估算方法见附录A(参考件)。监视EGTM和OATL的作用如下:a.监视
9、OATL可确保在热天起飞时发动机不超温;b监视每台发动机EGTM的变化趋势.EGTM迅速减小表明发动机有故障,若过小应进行排版,必要时更换发动机;C.清洗发动机可改善EGTM.利用EGTM变化控制合理的清洗时限;d.新安装的发动机由于叶尖间隙和封严磨损,常导致初始运行后EGTM明显减小,可利用EGTM监视新发动机的磨合程度;32 HB/Z 286.2-96 e.对翻修后的发动机,可用EGTM槛查翻修质量;f. EGTM是发动机延寿的重要依据。由于参数记录和估算方法产生的误差,EGTM和OATL可能随时间变化有一定分散度,仅以一、两次EGTM或OATL值的大小不足以判断出发动机EGT是否真有超限
10、的可能。因此应将EGTM和OATL经平滑后绘制成随时间变化的趋势图,当其变化呈明显减小的趋势或小于给定告警极限时,系统分级告警。5.6 监视参数预测利用己有的发动机性能监视参数的变化趋势预测在未来飞行中各参数将要发生的变化。常用的预测方法有曲线拟合、时序分析法等。6 系统的测量参数6. , 测量参数的选择测量参数通常包括飞行状态、发动机主要截面的温度和压力、流量、转速、油门杆角度、扭矩、可调几何位置(如压气机可调静子叶片角度、引气活门位置、可调尾喷管面积)等。对于一个具体的发动机性能监视系统,测量参数的选择取决于发动机结构形式、性能监视系统功能的要求以及成本等因素。6. 1. 1 有限监视系统
11、的测量参数典型的有限监视系统用于性能监视的测量参数如下:a.飞行条件:高度、飞行马赫数、指示空速、大气植度(包括总温、静温); b.发动机参数:转速、油门杆角度、发动机压比、扭矩、排气温度、燃油流量、功率提取状况、引气状况、风扇和压气机可调静子叶片角度。6.1.2 扩展监视系统的测量参数扩展监视系统用于性能监视的测量参数除6.1.1条中所列之外,通常需要专门增加一些测量参数。增加的参数应根据发动机的具体结构形式确定。例如,用于双轴涡轮风扇发动机的扩展监视,系统可以增选的测量参数有:a.风扇进口总压;b.风扇出口总温、总压;C.高、低压压气机之间的总混、总压id.高压压气机出口总温、静压;e.高
12、、低压涡轮问总温、总压;f.低压涡轮后总压。增选的测量参数越多,系统隔离故障的能力越强,但会增加系统的复杂程度并使成本提高。6.2 测量参数采集和记录的方式数据的采集和记录方式可以分为人工和自动两种。6.2.1 人工方式采用这种方式时,机组人员从飞机座舱仪表或显示屏上读取各测量参数值,手工记录在专用的数据记录单上。这种工作方式最易实行并且最廉价,但记录的数据可能因下述原因引起33 HB/Z 286.2-96 较大误差:.人为读数或笔误造成记录错误,特别是对于指针式座舱仪表更难读准;b记录的数据不同步。为消除上述误差,除要求飞行员严格按照要求进行记录外,在监视系统设计并确定采用人工记录方式时,用
13、于发动机性能监视的测量参数最好是使用便于读取数据的仪表(如数字式仪表)。人工记录数据除造成上述误差外,还有如下局限性:a.只限于有限监视系统;b.参数记录的飞行状态通常限于稳定状态,对发动机过渡状态如起飞状态,机组人员无法进行数据记录,从而使系统失去对发动机过渡状态性能的监视能力;C.采集和记录的数据仅可在飞行后处理和分析,造成监视作用的时间滞后。6.2.2 自动方式采用这种方式的发动机性能监视系统工作时,利用机载设备自动采集测量参数并按一定的格式存入飞行数据记录器的记录媒体(如磁带、软盘或固态存贮器)中,这些记录媒体应能方便地装卸,或用专门的接口将数据转录到计算机上。自动采集和记录数据方式可
14、以避免人为错误并克服人工方式的局限性,比人工方式具有更高的精确度和可靠性,但会增加监视系统的成本。6.3 数据采集准则用于趋势分析的测量参数应具有良好的重复性,确保测量参数重复性的关键之一是必须严格按照规定的准则采集数据。数据采集准则应由飞机和发动机设计、生产部门给出。6.3.1 稳定状态准则表1给出典型的稳定巡航状态采集准则。表中所列有骨标志的参数的允许范围应由飞机/发动机设计和生产部门确定。表1稳定巡航采集数据准则实例参数允许范围H(m) 6, 000. M .o 0.6-0.9* _. .-t.H(m) :!: 30. A岛1.0 :tO.OlS t.T IJ (t) 士1t.N,% :
15、t O.4* t.N2% :i: O.8 发动机防冰关闭当采用于工方式记录数据时,还应满足:34 参数机翼防冰引气活门空调引气附件功率提取液压负荷滚转姿态角垂直加速度允许范围关闭稳定稳定稳定稳定:t 2. :!: O. 05g* HB/Z 286.2 - 96 a.巡航飞行时至少稳定5皿血后记录sb.自动油门解除。6.3.2 起飞状态准则起飞状态采集数据的目的主要是为了监视发动机EGTM的变化,通常选择飞机起飞过程中EGT达到第一个峰值的时刻作为采集数据的状态准则。6.4 参数测量的不确定性参数测量的不确定性由两部分测量误差引起:系统误差和随机误差。系统误差是参数实测值与多次重复测量的平均值之
16、差,可根据经验或通过标定的方法确定系统误差。随机误差是同一参数重复测量的变化量,样本标准差可作为随机误差的指数。将两种误差合井,计算测量不确定性的通用公式是:U = t (B + t 0.95 S )(1) 式中:U一不确定性;B一系统误差;tO9S -t分布双侧置信度为95%的分位点;S一随机误差。t 0.95可在统计学手册中查到。图5给出了在数据采集和处理中可能产生的误差链。由n种误差源引起的各单项误差用鸟和bi表示,用下列公式将各单项误差合并,可导出随机误差和系统误差:式中:S一随机误差;Sj一第i项随机误差;B一系统误差:bj一第i项系统误差。s =土岳;z(2) B=士在二) 不确定
17、性计算的目的是估计期望包含真实测量值的区间。用于趋势分析测量参数的不确定性可用下式计算:U = t tO.9S / S +言:-HH-HH-HH-HH-.(4) 式中:U,d一不确定性;tO.9S -t分布双侧置信度为95%的分位点:S8一基线随机误差;Sr一测量参数随机误差。ss和s.-分别按(2)式计算。因为对应每个测量参数的系统误差是相同的,系统误差不影响相对变化,故未出现在(4)式中。表2给出了有限监视系统用于性能监视的各测量参数不确定性的典型值。35 回国NM0Nl。典型测量参数的不确定性类型I人工采集数据类型E自动采集数据名义A.数据取自模拟和离散源B.数据取自数字源参数名称巡航值
18、受感部信号调指示器受感部信号调采集单采集单信号调节和误差节误差误差误差节误差兀误差兀误差模/数转换误差高度m11.000 45 50 5 45 50 。45 50 马赫数0.88 0.004 0 .005 0 .001 0.004 0.005 。0.004 0.005 大气总温-26 1.04 1.0 0.5 1.04 1.0 。1.04 1.0 发动机压比1. 5 0.0019 0.004 0.005 0.019 0.004 0.11 0.019 0.004 低压转子转速2.875 2.9 13 .7 3.4 2.9 16.7 8 .9 2.9 7.2 rp盯1高压转子转速9. 500 9.
- 1.请仔细阅读文档,确保文档完整性,对于不预览、不比对内容而直接下载带来的问题本站不予受理。
- 2.下载的文档,不会出现我们的网址水印。
- 3、该文档所得收入(下载+内容+预览)归上传者、原创作者;如果您是本文档原作者,请点此认领!既往收益都归您。
下载文档到电脑,查找使用更方便
5000 积分 1人已下载
下载 | 加入VIP,交流精品资源 |
- 配套讲稿:
如PPT文件的首页显示word图标,表示该PPT已包含配套word讲稿。双击word图标可打开word文档。
- 特殊限制:
部分文档作品中含有的国旗、国徽等图片,仅作为作品整体效果示例展示,禁止商用。设计者仅对作品中独创性部分享有著作权。
- 关 键 词:
- HB 286.2 1996 航空 燃气 涡轮 发动机 监视 系统 设计 实施 指南 性能