专利名称：一种监测直升机完好性与使用状态的系统及其监测方法
技术领域：
本发明涉及自动化控制领域中的直升机状态监测与故障诊断技术，尤其涉及一种监测直升机完好性与使用状态的系统及其监测方法。
背景技术：
直升机在飞行过程中，起降次数多，发动机使用功率变化频繁，传动部件多、结构 复杂，旋翼和尾桨引起的结构振动大，动力传动部件易受损伤，以及直升机的飞行环境复杂等因素为直升机飞行安全保障和日常使用维修增加了难度，使得安全性与维护性问题日益突出。传统的直升机维护方法是定时维修与事件触发维修相结合，这样做的结果是不仅耗时多、维护成本高，更重要的是无法对直升机的多工况运行状态进行监控，不能及时发现直升机关键寿命部件的潜在安全隐患，对直升机飞行安全造成了威胁。
发明内容
本发明要解决的技术问题是提供一种监测直升机完好性与使用状态的系统(Health andUsage Monitoring System,简称HUMS),该系统是以视情维护为主的维修方式，对影响直升机安全的关键部件进行监测，提高对影响直升机安全的关键部件诊断、健康管理的监测、准确能力及降低虚警率，建立直升机部件及飞行状态数据库；对直升机需要维护保障的设备进行综合，组成自主保障维护系统替代原有定期维护方式。解决本发明技术问题的技术方案如下一种监测直升机完好性与使用状态的系统，系统由机载部分和地面部分组成，所述机载部分包括振动传感器、转速传感器、轨迹传感器、发动机传感器、HUMS监测计算机、机载显示器；所述振动传感器分别设置在旋翼、传动系统、发动机系统、机体，通过各自位置上的振动传感器导线与HUMS监测计算机上的相应接口连通；所述转速传感器分别设置在主旋翼、尾桨、尾传动轴，通过各自位置上的转速传感器导线与HUMS监测计算机上的相应接口连通；所述轨迹传感器设置在主旋翼，通过旋翼轨迹传感器导线与HUMS监测计算机上的相应接口连通；所述发动机传感器设置在发动机系统上，通过发动机传感器导线与HUMS监测计算机上的相应接口连通；所述HUMS监测计算机对发动机参数、旋翼参数、振动参数、转速参数、加速参数等信号进行采集、处理和分析，同时将原始数据及分析后的结论性数据传送至机载显示器，显不并存储； 所述机载显示器安装在直升机驾驶舱内，显示接收到的机载采集器在飞行过程中的参数测量信息，并存储所有信息及数据文件由地面软件进行显示回放；所述地面部分包括快取记录卡、地面处理系统；所述快取记录卡通过以太网接收机上记录信息；所述地面处理系统包括电源模块、信调模块、采集处理及监测告警模块和总线模块，地面处理系统通过读取快取记录卡信息获得机上数据，并将处理分析结果生成数据报表。进一步，本发明所述机载部分还包括一个机载接线盒，将HUMS监测计算机与传感器交联转接。进一步HUMS监测计算机设有电源板一块其中电源滤波器及蓄电电容安装在壳体上；信调板三块；采集处理器及监测告警板一块；总线模块一块；底板一块；电源板、信调板、采集处理及监测告警板、总线模块板都安装于底板之上，电源板为其它电路板提供所需电能一种监测直升机完好性与使用状态的系统的监测方法，包括如下步骤步骤I)通过振动传感器获取旋翼、传动系统、发动机系统、机体的振动状态，转速 传感器获取主旋翼、尾桨和传动轴的转速参数，轨迹传感器获取主旋翼挥舞和摆振角度，发动机传感器获取发动机参数，并将所有获取的状态参数信息传送至HUMS监测计算机。步骤2)数据采集器对发动机参数、旋翼参数、振动参数、转速参数、加速参数等信号进行采集、处理和分析，进行超限判断及告警输出。步骤3)显示器显示接收到的机载采集器在飞行过程中的参数测量信息，发送告警指示(注意级)提醒驾驶员保障直升机飞行安全；步骤4)快取记录卡通过以太网接收机上记录信息；步骤5)地面处理系统通过读取快取记录卡信息获得机上数据，并将处理分析结果生成数据报表。进一步，步骤2的转速参数的处理方法为步骤I)由转速信调板对主旋翼、尾桨转速信号进行限压和整形处理；步骤2 )再将差分电压信号变成方波信号；步骤3)根据传感器分辨率及方波个数计算出速度值。进一步，步骤2中加速参数信号的测量方法，包括步骤I)振动信调板对加速度信号进行降噪；步骤2)再经低通滤波；步骤3)同步平均；步骤4)提取特征值；步骤5)由HUMS监测计算机进行数据处理；步骤6)出现异常时，在机载显示器上显示；所述步骤5)中，数据处理包括阈值判断和专家系统诊断。所述步骤2的振动信号处理方法为首先经过高通滤波、程控放大、抗混跌滤波、电压跟随和隔直、数字重采样，然后同步平均。所述步骤步骤2的旋翼轨迹信号是一个脉冲信号，带有滞回作用的电压比较器，将幅值和周期都在变化的正弦波或类正弦波调理成方波信号进行的测量。本系统对转速信号采用经模数转换器模数转换后采集信号并且进行数据处理的方法，再发送到机载显示器上显示。机载显示器将接收的发参模块的数据，存入后缀为.fc的数据文件中；将接收的VM模块的数据，存入后缀为.vm的数据文件中；将接收到的RVM模块数据存储入后缀为.rvm的数据文件中；按下功率检查按键，将相关数据存入后缀为.pow数据文件中；将飞行过程中的参数测量信息存储由地面站软件进行显示回放；存储卡上预先存储的超限参数的阈值，文件为yuzhi. yz ;预先存储的配置文件,文件为config. pz。机载系统实时监测直升机使用状态参数(如发动机参数、飞行参数等)以及关键部件的健康参数(如发动机、机体、传动系统、旋翼等)，对使用状态参数以及健康参数通过预处理后实现机上告警并通知驾驶员返航以及地面做好维护准备工作；地面系统下载机上采集的数据，进行数据的分析，实现故障的判断、定位，给出维护建议，并与后勤保障支持系统协同工作，实现“计划维护”向“视情维护”。本发明系统具有保障直升机的飞行安全、提高维护性，提升任务成功率及使用效能等具有重要作用。
下面结合附图和实施例对本发明作进一步的说明。图I是本发明直升机完好性与使用监测系统(HUMS)不意图； 图2是本发明的HUMS监测计算机内部结构示意图；图3是本发明的数字重采样实现框图；图4是本发明的电源电路原理框图；图5是本发明的信号信调部分原理图；图6是本发明的采集处理及监测告警板硬件设计框图；图7是本发明的总线接口板硬件设计图；图8数据采集器结构图；图9是本发明的HUMS监测计算机软件设计；图10是本发明的HUMS监测计算机外观图。附图标记说明I 一电源板2—转速信调板3—振动信调板 4 一轨迹信调板5—采集处理及监测告警板 6—总线接口板 7—网口 I 8—网口 29—RS422 接口 10—1553B 接口
实施例如图I所示，为本发明的HUMS系统连接框图，系统进行实时数据采集、存储和显示，存储的机载数据用于地面分析。其组成包括机载部分(传感器、数据采集器、显示器、HUMS监测计算机)和地面分析处理系统等两大部分。如图2和图10所示，为本发明的HUMS监测计算机内、外部结构示意图。HUMS监测计算机壳体的设计主要从重量、散热、电磁兼容性以及抗振动方面考虑，由于使用方在重量和外形尺寸上面要求较严格，所以在结构设计中既要满足其装机要求，还要满足其外形尺寸的要求。HUMS监测计算机采用有底板插槽式结构，提高了调试效率和系统维修的灵活性。HUMS监测计算机采装有电源板I 一块其中电源滤波器及蓄电电容安装在壳体上；转速信调板2、振动信调板3、轨迹信调板4各一块；采集处理器及监测告警板5 —块；总线接口板6 —块，还设有两个网口 7、8，RS422接口 9，1553B接口 10。首先，来自机上的转速信号、振动信号和旋翼轨迹信号分别接入转速、振动、轨迹信号信调板。其中，转速信号接入信调板后首先做限压处理，再将差分电压信号变成方波信号，进而根据传感器分辨率及方波个数计算出速度值。振动信号首先经过高通滤波、程控放大、抗混跌滤波、电压跟随和隔直、数字重采样，然后同步平均。旋翼轨迹信号是一个脉冲信号，本发明采用带有滞回作用的电压比较器，将幅值和周期都在变化的正弦波或类正弦波调理成方波信号进行的测量。采集处理器及监测告警板5采集到上述三种包括27路振动、5路转速和I路轨迹信号后，分别做相应的算法处理、阈值判别和告警判断，有关配置信息、发动机参数信息、自检信息通过RS422接口 9从总线接口获得。振动信号的处理算法包括专家系统和神经网络。采集、处理、超限监测及告警判断结果，通过与总线接口板6间的网络、串口等进行数据通信和传输。总线接口板6主要实现RT功能单通道双冗余1553B总线通信，以太网通信，串行 通信，与采集处理及监测告警板5间的数据传输，自检等。总线接口模块采用MPC8270处理器，监控电路由MAX706和FPGA实现，主要功能包括电源监控功能、复位输出功能，看门狗功能。总线接口模块提供16位宽度32MB的程序FLASH，用于存储CPU模块引导程序、PUBIT测试程序、FLASH在板编程程序、网口操作系统、用户程序等。总线接口模块提供2路10M/100M以太网接口，一路用于和采集板进行数据通信，一路用于调试下载和外部设备交联复用。该接口由MPC8270处理器的FCC控制器和DP83848芯片实现。HUMS地面支持系统(GSS)包括地面分析系统和数据库，该系统通过快取记录卡(QAR)下载数据，支持对实测记录数据的维护分析。同时采用维护诊断系统和专家数据库支持系统进行数据的处理分析，实现对旋翼、传动系统、动力系统和机体等机械系统状态趋势分析。通过飞行状态参数识别，进行载荷分析，实现有寿件寿命的监控。形成各类数据报表，经过数据接口，给“地面维修与综合保障信息系统”提供数据源。如图3所示，为本发明的数字重采样实现框图。采用时域同步平均技术可在拾取的原始信号中消除其它噪声的干扰，提取出所检测对象的有效信号，然而通常采用时域同步平均方法时需要采用相应的转速计以及锁相电路来控制采样频率，若对传动系统的每根轴都进行时域同步平均则大大增加了硬件的设计难度。在此采用数字重采样方法实现各轴的时域同步平均。如图4所示，为本发明的电路原理框图，机上电源+28V直流电源供电，HUMS监测计算机的电源特性应满足GJB 181A-2003《飞机供电特性》中规定的相关要求。同时需要为27个振动传感器、5个转速传感器、I个轨迹传感器、信调板、采集处理板及总线接口板提供电源。表I电源输出电压要求
权利要求
1.一种监测直升机完好性与使用状态的系统，系统由机载部分和地面部分组成，其特征在于，所述机载部分包括振动传感器、转速传感器、轨迹传感器、发动机传感器、HUMS监测计算机、机载显示器； 所述振动传感器分别设置在旋翼、传动系统、发动机系统、机体上，通过各自位置上的振动传感器导线与HUMS监测计算机上的相应接口连通； 所述转速传感器分别设置在主旋翼、尾桨、尾传动轴上，通过各自位置上的转速传感器导线与HUMS监测计算机上的相应接口连通； 所述轨迹传感器设置在主旋翼上，通过旋翼轨迹传感器导线与HUMS监测计算机上的相应接口连通； 所述发动机传感器设置在发动机系统上，通过发动机传感器导线与HUMS监测计算机上的相应接口连通； 所述HUMS监测计算机对发动机参数、旋翼参数、振动参数、转速参数、加速参数等信号进行采集、处理和分析，同时将原始数据及分析后的结论性数据传送至机载显示器，显示并存储； 所述机载显示器安装在直升机驾驶舱内，显示接收到的HUMS监测计算机在飞行过程中的参数测量信息，并存储所有信息及数据文件由地面软件进行显示回放； 所述地面部分包括快取记录卡、地面处理系统； 所述快取记录卡通过以太网接收机上记录的信息； 所述地面处理系统读取快取记录卡信息获得机上数据，并将处理分析结果生成数据报表。
2.根据权利要求I所述的系统，其特征在于，所述机载部分还包括一个将HUMS监测计算机与传感器交联转接的机载接线盒。
3.根据权利要求I所述的系统，其特征在于，所述HUMS监测计算机采用有底板插槽式结构，装有 电源板一块其中电源滤波器及蓄电电容安装在壳体上； 转速信调板、振动信调板、轨迹信调板各一块； 采集处理器及监测告警板一块； 总线模块一块。
4.根据权利要求I所述一种监测直升机完好性与使用状态的系统的监测方法，包括如下步骤 步骤I)通过振动传感器获取旋翼、传动系统、发动机系统、机体的振动状态，转速传感器获取主旋翼、尾桨和传动轴的转速参数，轨迹传感器获取主旋翼挥舞和摆振角度，发动机传感器获取发动机参数，并将所有获取的状态参数信息传送至HUMS监测计算机； 步骤2) HUMS监测计算机对发动机参数、旋翼参数、振动参数、转速参数、加速参数信号进行采集、处理和分析，进行超限判断及告警输出； 步骤3)显示器显示接收到的HUMS监测计算机上的机载采集器在飞行过程中的参数测量信息，发送告警指示提醒驾驶员保障直升机飞行安全； 步骤4)快取记录卡通过以太网接收机上记录信息； 步骤5)地面处理系统通过读取快取记录卡信息获得机上数据，并将处理分析结果生成数据报表。
5.根据权利要求4所述的监测方法，其特征在于，所述步骤2的转速参数的处理方法为 步骤I)由转速信调板对主旋翼、尾桨转速信号进行限压和整形处理； 步骤2)再将差分电压信号变成方波信号； 步骤3)根据传感器分辨率及方波个数计算出速度值。
6.根据权利要求4所述的监测方法，其特征在于所述步骤2的加速参数信号的测量方法，包括 步骤I)由振动信调板对加速度信号进行降噪； 步骤2)再经低通滤波； 步骤3)同步平均； 步骤4)提取特征值； 步骤5)由HUMS监测计算机进行数据处理； 步骤6)出现异常时，在机载显示器上显示； 所述步骤5)中，数据处理包括阈值判断和专家系统诊断。
7.根据权利要求4所述的使用方法，其特征在于所述步骤2的振动信号处理方法为首先经过高通滤波、程控放大、抗混跌滤波、电压跟随和隔直、数字重采样，然后同步平均。
8.根据权利要求4所述的使用方法，其特征在于所述步骤步骤2的旋翼轨迹信号是一个脉冲信号，带有滞回作用的电压比较器，将幅值和周期都在变化的正弦波或类正弦波调理成方波信号进行的测量。
全文摘要
本发明公开了一种监测直升机完好性与使用状态的系统，该系统由机载部分跟地面部分组成，机载系统实时监测直升机使用状态参数(如发动机参数、飞行参数等)以及关键部件的健康参数(如发动机、机体、传动系统、旋翼等)，对使用状态参数以及健康参数通过预处理后实现机上告警并通知驾驶员返航以及地面做好维护准备工作；地面系统下载机上采集的数据，进行数据的分析，实现故障的判断、定位，给出维护建议，并与后勤保障支持系统协同工作，实现“计划维护”向“视情维护”。本发明保障直升机的飞行安全、提高维护性，提升任务成功率及使用效能等具有重要作用。
文档编号B64D45/00GK102963533SQ201210545610
公开日2013年3月13日 申请日期2012年12月14日 优先权日2012年12月14日
发明者莫固良, 沈勇, 汪慧云 申请人:中国航空工业集团公司上海航空测控技术研究所