航空發動機氣路故障診斷的快速原型設計方法及平臺的製作方法

2023-07-13 17:00:51 1

專利名稱：航空發動機氣路故障診斷的快速原型設計方法及平臺的製作方法
技術領域：
本發明屬於航空發動機故障診斷領域，具體涉及一種航空發動機氣路故障診斷模型與其快速原型設計方法。應用於航空發動機故障診斷模型快速驗證、預測健康管理及容錯控制。
背景技術：
航空發動機結構日趨複雜，工作狀態惡 劣多變，屬於故障多發系統。在美國空軍維修中，常規維修更換的費用非常巨大，其中發動機的費用佔到60%。因此，為了使發動機安全高效地運行，節省維修成本，就必須了解發動機的運行狀況，掌握其性能變化規律，對關鍵部件進行故障診斷。研究表明，在航空發動機總體故障中，氣路部件故障約佔90%以上，因此，氣路部件故障診斷在發動機健康管理中佔有重要地位。典型的氣路故障診斷方法包括基於模型的、數據驅動的和基於規則的方法，為了充分利用發動機部件特性，基於模型的發動機氣路故障診斷成為最有效的手段。目前，基於模型的方法主要有基於部件級非線性模型和基於線性模型，基於非線性模型的方法需要以發動機部件級模型為基線模型，部件級模型的每一步都需要迭代求解計算發動機氣路共同方程，由於機載資源和計算能力的限制，因此基於非線性模型的方法較難保證機載實時性要求。基於模型的氣路故障診斷方法對於模型的精度要求較高，模型的精度直接決定了氣路故障診斷效果。而由於發動製造、安裝公差的影響，發動機存在個體差異，所建模型應是反映這種個體差異的「特定發動機模型」;發動機長期工作造成流通部件積垢、壓氣機或者渦輪葉片葉尖間隙增大、高溫部件的熱腐蝕和高溫高應力狀態下導致的蠕變等會引起發動機性能蛻化，發動機機載實時模型應能對氣路部件性能蛻化具有自適應性，即用於氣路故障診斷的模型能反映這種性能蛻化。在全壽命期內發動機性能蛻化後，發動機模型不能準確反映發動機工作狀況，模型輸出與發動機可測輸出量存在偏差，用該模型作為基準進行異常監視會引起誤報。因此，發動機自適應模型建模與基於自適應模型的氣路故障診斷方法對於發動機安全可靠至關重要。如何能夠快速有效的設計發動機氣路故障診斷系統，驗證機載模型和氣路故障診斷算法精度已成為發動機領域亟待解決的問題之一。近年來，快速原型技術逐漸成為解決複雜系統開發和仿真的有效途徑。快速原型是指利用虛擬儀器技術及相應的硬體開發平臺，通過快速的建立系統模型，對相應的模型或算法進行多次離線和在線的試驗，完善系統原型及功能要求，驗證系統算法和硬體方案的可行性，為最終對目標的自動代碼生成和代碼下載提供設計依據。快速原型設計技術特點是，具有開放的軟硬體開發環境，系統設計、軟體編程和算法驗證柔性化，且易於實現，友好的人機互動開發界面，能自動生成並下載至硬體平臺用於試驗驗證，縮短開發周期，減少開發早期可能出現的錯誤及缺陷，降低物耗，提高系統對需求的適應性。

發明內容
本發明所要解決的技術問題在於克服現有技術的不足，提供一種基於自適應模型的氣路故障診斷設計與其快速原型驗證方法及平臺，用於全壽命周期內的航空發動機氣路故障診斷，採用快速原型驗證發動機氣路故障診斷邏輯，提高全周期內的氣路故障診斷能力，並解決氣路故障診斷系統高效設計和快速驗證的問題。本發明的航空發動機氣路故障診斷的快速原型設計方法，包括以下步驟
步驟A、建立發動機機載自適應模型；
步驟B、設計發動機全壽命周期內的氣路故障診斷邏輯，實現異常監視與氣路性能在線估計；
步驟C、設計發動機氣路故障診斷 快速原型平臺，驗證異常監視與性能估計功能。其中，
步驟A包括以下步驟根據發動機部件特性、設計點參數以及試車數據建立發動機部件級模型；在發動機穩態工作點，對各物理參數進行相似歸一化處理，採用複合擾動法建立穩態點的狀態變量模型，在狀態變量模型中引入氣路部件性能參數，建立發動機增廣的狀態變量模型；利用卡爾曼濾波估計發動機性能參數，通過自動調整增廣的狀態變量模型中性能參數使該機載模型能對發動機性能蛻化進行自適應更新，建立發動機機載自適應模型。步驟B包括如下步驟以已建立的發動機機載自適應模型為基礎，設計航空發動機氣路故障診斷系統，利用機載實時自適應模型的性能參數估計對發動機氣路部件性能蛻化進行估計；同時將性能參數進行緩存，根據發動機循環次數調整自適應基線模型的性能參數，將經性能參數更新的自適應基線模型的輸出值作為基準，以其與經預處理的發動機測量參數之間的殘差是否超過閾值來進行異常監視。步驟C包括如下步驟在PC機上設計發動機模擬器、氣路故障診斷模型、顯示交互模塊，並通過數值仿真驗證，然後搭建航空發動機氣路故障診斷快速原型驗證平臺，將發動機模擬器軟體安裝至PXIe，將氣路故障診斷模型部署至CRIO (CompactRIO)平臺，以工控機作為顯示交互計算機，最後通過模擬故障注入，快速驗證發動機氣路故障診斷系統精度。本發明的航空發動機氣路故障診斷快速原型平臺包括發動機模擬器，氣路故障診斷模塊和工控機上的顯示交互模塊，其中發動機模擬器用於實現故障模擬與發動機可測輸出模擬功能，氣路故障診斷模塊用於實現發動機模型自適應、氣路性能參數在線估計與異常監視功能，顯示交互模塊用於實現性能參數顯示、告警提示、數據存儲、狀態與事件記錄。本發明提出的一種發動機氣路故障診斷的快速原型設計方法及平臺的優點在於:
(O本發明在機載自適應模型建模方法求取係數矩陣時，綜合考慮擾動響應的動、穩態特性，初猜Co矩陣，根據穩態終值求徹IoiIfo矩陣，依據動態響應優化陣，建立的機載自適應模型動、穩態精度更高；
(2)本發明設計了發動機氣路故障診斷邏輯與方法，應用本發明可以完成全壽命周期內的航空發動機氣路故障診斷，實現氣路性能在線估計與異常監視，保證了在較長時間內都具有較高的診斷能力，擴大了基於模型的診斷方法的應用範圍；
(3)本發明設計了發動機氣路故障診斷系統快速原型開發的總體結構，提出了LabVIEW環境下的開發方案，並實現了發動機氣路故障診斷系統軟體快速開發與驗證，縮短了開發周期，減少了系統初期研製與驗證的成本。


圖I是基於模型的發動機氣路故障診斷快速原型結構 圖2是渦扇發動機結構及氣體流路工作截面示意 圖3是燃油流量階躍作用下增廣狀態變量模型與部件級模型響應對比；
圖4是高壓渦輪效率階躍作用下增廣狀態變量模型與部件級模型響應對比； 圖5是壽命期內風扇效率蛻化下機載實時自適應模型與部件級模型輸出對比；
圖6是基於自適應模型的渦扇發動機氣路故障診斷原理 圖7是測量參數野值剔除的統計分析方法；
圖8是DataSocket函數庫使用流程；
圖9是發動機氣路故障診斷實時軟體開發總體架構；
圖10是工控機上顯示的發動機模擬器實時運行狀態；
圖11是發動機性能參數估計與異常監測報警界面。
具體實施例方式下面結合附圖對本發明的技術方案進行詳細說明
本具體實施方式
以某型渦扇發動機的氣路故障診斷快速原型設計為例，如圖I為基於自適應模型的發動機氣路故障診斷快速原型結構圖，主要包括渦扇發動機模擬器，基於模型的發動機氣路故障診斷模塊和工控機上的顯示交互模塊，其中發動機模擬器用於實現故障模擬與發動機可測輸出模擬功能，氣路故障診斷模塊用於實現發動機模型自適應、氣路性能參數在線估計與異常監視功能，顯示交互模塊用於實現性能參數顯示、告警提示、數據存儲、狀態與事件記錄。發動機模擬器包括發動機部件級模型子模塊與故障注入子模塊。發動機部件級模型子模塊模擬發動機實時工作狀態，滿足穩態精度2%，動態精度5%，其中存放某型雙轉子渦扇發動機部件級模型，該模型是用部件法建立的非線性實時數學模型，主要部件包括進氣道、風扇、壓氣機、燃燒室、高壓渦輪、低壓渦輪和噴管等，如附圖2所示。故障注入子模塊將常見的故障類型(比如發動機部件性能故障和傳感器故障)引入發動機部件級模型，使其能反映多種故障下的發動機工況。在NI PXIe上採用Labview圖形化開發平臺的Realtime模塊設計發動機模擬器。發動機氣路故障診斷模塊主要採用基於模型的方法實現，採用機載實時自適應模型跟蹤渦扇發動機可測輸出，並同時實現發動機氣路性能的在線估計；設置自適應模型性能參數的更新周期，使其能反映發動機近期性能，其輸出作為發動機的解析輸出值用於異常監視。在CRIO的VxWorks實時作業系統上開發氣路故障診斷模塊。氣路故障診斷模塊包括機載實時自適應模型子模塊、性能緩存子模塊、自適應基線模型子模塊、數據預處理子模塊與異常監視邏輯子模塊，機載實時自適應模型子模塊實現發動機性能參數估計，性能緩存子模塊用於存放蛻化的發動機性能參數，自適應基線模型子模塊是異常監視的基線模型，數據預處理子模塊完成野點剔除和數據平滑的功能，異常監視邏輯子模塊根據基線模型與實時測量參數的殘差及殘差變化率進行異常告警。
顯示交互模塊主要實現對發動機工作參數、氣路故障診斷結果等進行顯示，模型與算法的數值仿真設計，完成告警和事件記錄。在PC機上採用Labview圖形化開發平臺設計顯示交互模塊。本發明主要研究基於模型的發動機氣路故障診斷設計及其快速原型驗證。本發明的航空發動機氣路故障診斷的快速原型設計方法中，發動機機載自適應模型建模通過如下具體步驟實現
步驟Al、根據渦扇發動機部件特性、設計點參數以及試車數據建立發動機部件級模型，該部件法建模業內比較成熟，在 此不加詳述。在部件級模型中獲取發動機穩態點的增廣狀態變量模型建模數據。以某型渦扇發動機為例，首先列出含性能參數的發動機非線性性能模型用於建立增廣狀態變量方程
irI =/(% 縫《) y = g{xi^ku)
式中的控制量a=%為燃油流量，原狀態量^ =IyifK2 f為低、高壓轉子轉速，性能參
數表示風
扇、壓氣機、高壓渦輪、低壓渦輪的效率係數和流量係數，性能參數變化量大小表徵發動機
氣路性能脫化程度，輸出量}mf2/B,r25，.mr34f,分別表示低壓轉子轉速、高
壓轉子轉速、風扇出口總壓、高壓壓氣機進口總溫、高壓壓氣機進口總壓、高壓壓氣機出口總溫、高壓壓氣機出口總壓、低壓渦輪出口總溫、低壓渦輪出口總壓。然後計算發動機部件級穩態模型，並以發動機非線性模型各變量計算值作為穩態基準點。最後在穩態基準點上對發動機部件級模型施以擾動輸入，擾動輸入量包括控制量、原狀態量和性能量，擾動幅值根據該變量在某穩態點的線性化範圍確定，對某一變量擾動時強制其他擾動量不變，保存控制量以及增廣的狀態量的擾動響應。步驟A2、將用於建立機載模型的擾動量以及擾動響應分別進行相似歸一化處理，建立穩態點的增廣狀態變量模型
Ao LaBa
Ax =Ax + Au + w
O OΘ
' ο ] 「ο _
Ay =Ax + Au 4-v
Ca MoDo
式中也€ t\Bo e t2}Co € Ruf Do € ^xli Loe€ t1 為機載線性模
型在某穩態基準的係數矩陣, =a-% L· = x~xb, fy = >'-&分別表示相對於發動
機穩態工作基準點的輸入增量、增廣的狀態增量和輸出增量，其中增廣的狀態變量包含原狀態量^和性能參數Al兩部分。分別為模型的過程噪聲和測量噪聲，服從高斯白噪聲。模型中的係數矩陣採用提出的複合擾動法，其機理是初猜使狀態變量模型穩定的矩陣Mi Co,利用階躍響應的穩態值求取矩陣Do
權利要求
1.一種航空發動機氣路故障診斷的快速原型設計方法，其特徵在於，包括以下步驟 步驟A、建立發動機機載自適應模型； 步驟B、設計發動機全壽命周期內的氣路故障診斷邏輯，實現異常監視與氣路性能在線估計； 步驟C、設計發動機氣路故障診斷快速原型平臺，驗證異常監視與性能估計功能。
2.如權利要求I所述航空發動機氣路故障診斷的快速原型設計方法，其特徵在於，所述步驟A包括以下步驟根據發動機部件特性、設計點參數以及試車數據建立發動機部件級模型；在發動機穩態工作點，對各物理參數進行相似歸一化處理，採用複合擾動法建立穩態點的狀態變量模型，在狀態變量模型中引入氣路部件性能參數，建立發動機增廣的狀態變量模型；利用卡爾曼濾波估計發動機性能參數，通過自動調整增廣的狀態變量模型中性能參數使該機載模型能對發動機性能蛻化進行自適應更新，建立發動機機載自適應模型。
3.如權利要求I所述航空發動機氣路故障診斷的快速原型設計方法，其特徵在於，所述步驟B包括如下步驟以已建立的發動機機載自適應模型為基礎，設計航空發動機氣路故障診斷系統，利用機載實時自適應模型的性能參數估計對發動機氣路部件性能蛻化進行估計；同時將性能參數進行緩存，根據發動機循環次數調整自適應基線模型的性能參數，將經性能參數更新的自適應基線模型的輸出值作為基準，以其與經預處理的發動機測量參數之間的殘差是否超過閾值來進行異常監視。
4.如權利要求3所述航空發動機氣路故障診斷的快速原型設計方法，其特徵在於，發動機測量參數預處理的過程是採用統計判別法判斷和剔除野點，採用指數平滑方法平滑可測參數、降低測量噪聲水平。
5.如權利要求I所述航空發動機氣路故障診斷的快速原型設計方法，其特徵在於，所述步驟C包括如下步驟在PC機上設計發動機模擬器、氣路故障診斷模型、顯示交互模塊，並通過數值仿真驗證，然後搭建航空發動機氣路故障診斷快速原型驗證平臺，將發動機模擬器軟體安裝至PXIe，將氣路故障診斷模型部署至CRIO平臺，以工控機作為顯示交互計算機，最後通過模擬故障注入，快速驗證發動機氣路故障診斷系統精度。
6.一種航空發動機氣路故障診斷快速原型平臺，其特徵在於包括發動機模擬器，氣路故障診斷模塊和工控機上的顯示交互模塊，其中發動機模擬器用於實現故障模擬與發動機可測輸出模擬功能，氣路故障診斷模塊用於實現發動機模型自適應、氣路性能參數在線估計與異常監視功能，顯示交互模塊用於實現性能參數顯示、告警提示、數據存儲、狀態與事件記錄。
7.如權利要求6所述航空發動機氣路故障診斷快速原型平臺，其特徵在於，發動機模擬器包括發動機部件級模型子模塊與故障注入子模塊，發動機部件級模型子模塊模擬發動機實時工作狀態；故障注入子模塊將常見的故障類型引入發動機模型。
8.如權利要求6所述航空發動機氣路故障診斷快速原型平臺，其特徵在於，氣路故障診斷模塊包括機載實時自適應模型子模塊、性能緩存子模塊、自適應基線模型子模塊、數據預處理子模塊與異常監視邏輯子模塊，機載實時自適應模型子模塊實現發動機性能參數估計，性能緩存子模塊用於存放蛻化的發動機性能參數，自適應基線模型子模塊是異常監視的基線模型，數據預處理子模塊完成野點剔除和數據平滑的功能，異常監視邏輯子模塊根據自適應基線模型與實時測量參數的殘差及殘差變化率進行異常告警。
全文摘要
本發明公開了一種航空發動機氣路故障診斷的快速原型設計方法，包括以下步驟建立發動機的自適應模型；設計航空發動機全壽命周期內的氣路故障診斷邏輯，實現異常監視與氣路性能在線估計；設計發動機氣路故障診斷快速原型平臺，驗證異常監視與性能估計功能。其中發動機自適應模型採用複合擾動法建立；採用發動機機載實時自適應模型對性能參數進行估計；採用發動機自適應基線模型實現異常監視，自適應基線模型離線周期更新；採用快速原型設計方法驗證發動機氣路故障診斷邏輯。本發明還公開了相應的快速原型平臺。本發明在整個發動機壽命周期內都具有較高的異常監視和性能估計的能力，對於縮短研製周期、降低試驗風險及成本有著積極促進作用。
文檔編號G06F17/50GK102855349SQ201210276369
公開日2013年1月2日 申請日期2012年8月6日 優先權日2012年8月6日
發明者魯峰, 黃金泉, 張冬冬 申請人:南京航空航天大學