航空发动机试验安全参数监视的实时判别方法及系统与流程

本发明涉及发动机测试技术领域，具体涉及一种航空发动机试验安全参数监视的实时判别方法及系统。

背景技术：

整机试验是发动机研制的一个重要过程。整机试验有多种分类方法。按整机研制阶段可以分为：原理样机试验、验证机试验、型号机试验等。在试验过程中，既包括地面考核试验，又包括高空台性能调试和考核试验。但是，由于试验中的诸多不确定性，特别是在原理样机研制中、在发动机试验前对发动机很多特性并不是完全可以数字模拟，许多强度的、应力的、传动的、控制的问题可能还没有充分暴露，所以试验中保证发动机安全是极为困难的。而一台原理样机，研发成本巨大，一旦试验损坏，损失也是惨重的，所以，在各种试验进行的同时保证被试发动机的安全是极有意义的。

技术实现要素：

针对以上问题，本发明提出了一种构思巧妙、合理，能用于发动机地面或高空模拟试验中对发动机故障进行报警或预报警，进而对疑是故障截面、故障参数警示给参试人员，及早引起参试人员的注意，保证被试发动机安全的航空发动机试验安全参数监视的实时判别方法及系统。

本发明的技术方案如下：

上述的航空发动机试验安全参数监视的实时判别方法，具体流程为：(1)将发动机安全相关的关键参数，建立一个多维稳态额定数据表；(2)由稳态额定数据表，实时更新稳态过程中安全参数的额定值；(3)在稳态额定数据表的基础上，确定每一个参数在对应条件下的安全上限和下限；(4)给出一个过渡过程的实时安全参数上限和下限的取值规则；(5)进行多参数关联分析的发动机试验安全判别；(6)进行单测点超限的测试通道故障判别。

所述航空发动机试验安全参数监视的实时判别方法，其中，所述步骤(5)发动机试验安全判别的具体是：根据给定或计算确定的安全参数上限和下限，实时判别试验发动机是否进入了不安全的工作状态。

所述航空发动机试验安全参数监视的实时判别方法，其中：所述步骤(5)发动机试验安全判别是基于多参量关联方法，即同一截面，当有两个或两个以上不同类型参数异常或同一类参数全部超限时，立刻报告异常截面和可能的故障。

所述航空发动机试验安全参数监视的实时判别方法，其中，所述步骤(6)单测点超限的测试通道故障判别具体是：在同一截面、相同参量的多个测点中，如果有测点值超限，也有测点在安全限内，关联参量无异常，则报告超限测量点的测量通道故障。

所述航空发动机试验安全参数监视的实时判别方法，其中：所述步骤(1)中多维稳态额定数据表主要包括进口温度、进口压力、环境压力、截面、额定转速等用户特别关心的关键变量及其额定值。

所述航空发动机试验安全参数监视的实时判别方法，其中：所述步骤(4)的取值是由实时计算所得的过渡过程中安全参数的额定值而来。

一种航空发动机试验安全参数监视的实时判别系统，是基于所述的航空发动机试验安全参数监视的实时判别方法，所述系统包括稳态安全参数建表功能模块、过渡态安全参数建表功能模块和实时监视报警功能模块；所述稳态安全参数建表功能模块是用于针对用户特别关心的关键变量，建立其在标称稳态条件的参数值，用于实时监视报警功能的稳态安全判别；所述过渡态安全参数建表功能模块是用于针对发动机过渡态运行的安全参数建立关键参数值，用于实时监视报警功能的过渡态安全判别；所述实时监视报警功能模块是用于试验过程中对稳态或过渡态运行的试验安全监视、实时判别、报警。

所述航空发动机试验安全参数监视的实时判别系统，其中，所述稳态安全参数建表功能模块的运行流程为：首先给定表号，然后输入发动机的运行状态参数，再给定截面或单元，最后输入截面上的所有被监视参数及对应参数的警告上下限和故障上下限。

所述航空发动机试验安全参数监视的实时判别系统，其中，所述过渡态安全参数建表功能模块的运行流程为：在首次运行时，给定每一个关键的运行状态参数从一个稳态到另一个稳态的警告上下限和故障上下限，警告上下限或故障上下限是一个关于额定值的百分比；运行过程中，如果没有达到警告上下限和故障上下限，或虽然达到警告上下限和故障上下限但通过按键确认被判断参数安全，则通过迭代计算，不断更新被判断参数的额定值。

所述航空发动机试验安全参数监视的实时判别系统，其中，所述实时监视报警功能模块的运行流程包括实时监视的稳态流程和实时监视的过渡态流程，即程序进入实时监视报警功能后，首先进行流程选择，判断是否进入稳态试验实时监视流程，如果是，执行实时监视的稳态流程，如果不是，进入实时监视的过渡态流程；所述实时监视的稳态流程由稳态安全参数的测得值与稳态参数表中的额定值直接比较给出判断；所述实时监视的过渡态流程由过渡态安全参数的测得值与计算的额定值进行比较，以实现是否安全的判别，同时计算的额定值由给定的规律进行迭代，最后形成额定值数据表，由数据表来进行匹配。

所述航空发动机试验安全参数监视的实时判别系统，其中，所述稳态安全参数判别中被判断安全参数的额定值的更新方法是：新的额定值为当前额定值与当前额定值的遗传因子的积，加上1减去这个遗传因子的差与当前时刻之前的测得数据的滤波值的积。

所述航空发动机试验安全参数监视的实时判别系统，其中，所述实时监视的过渡态流程中被比较变量的额定值数据表的更新方法：当被比较变量的测得值判断为正常后，更新被比较变量的二维额定值数据表；首先计算参考变量的当前额定值，当前额定值是当前测得值之前的多个测得值的平滑滤波；然后，由参考变量的当前额定值、二维额定值数据表中在参考变量当前额定值取值附近的三对参考变量与被比较变量的数据对来计算被比较变量的计算额定值；最后，由计算额定值、遗传因子、原来的额定值来计算被比较变量在特定参考变量值的条件下的额定值，更新数据表。

所述航空发动机试验安全参数监视的实时判别系统，其中，所述过渡态安全参数判别中被比较变量的额定值的选取方法是：过渡态被比较变量的当前额定值由参考变量的起始值和终止值、被比较变量的起始值和终止值、以及参考变量的当前测得值经过线性插值计算获得。

有益效果：

本发明航空发动机试验安全参数监视的实时判别方法构思合理、巧妙，其根据被试验发动机的状态和被监视的参数，能自动地判别发动机是否处于安全状态；同时既可以用于过渡态的监视，也可以用于稳态监视，被监视参数可以是气路参数、油路参数、振动参数、应力参数、喘振参数等各类参数。

本发明航空发动机试验安全参数监视的实时判别系统结构设计简单、合理，可用于航空发动机的各种试验中，特别是可以在航空发动机研制早期试验安全监控中应用，如原理样机研制阶段；实验过程中获得的数据也有应用于发动机装机后的健康状态监视的潜在价值。由本发明航空发动机试验安全参数监视的实时判别系统所产生的在长期使用过程中形成的安全参数的额定值，还可用于发动机视情维修的相关应用中；与单纯采用最大最小值监视或分段监视相比，有明显的好处。

附图说明

图1为本发明航空发动机试验安全参数监视的实时判别系统的结构框图；

图2为本发明航空发动机试验安全参数监视的实时判别系统的稳态安全参数建表功能模块的运行流程图；

图3为本发明航空发动机试验安全参数监视的实时判别系统的过渡态安全参数建表功能模块的运行流程图；

图4为本发明航空发动机试验安全参数监视的实时判别系统的实时监视报警功能模块的运行流程图；

图5为本发明航空发动机试验安全参数监视的实时判别系统的实时监视报警功能模块运行流程的稳态流程图；

图6为本发明航空发动机试验安全参数监视的实时判别系统的实时监视报警功能模块运行流程的过渡态流程图。

具体实施方式

本发明航空发动机试验安全参数监视的实时判别方法，具体流程为：

S010、由发动机安全相关的关键参数，建立一个多维稳态额定数据表；该多维稳态额定数据表包括进口温度、进口压力、环境压力、截面、额定转速、变量、额定值等。

S020、由额定数据表，根据一定的计算方法，实时计算过渡过程中安全参数的额定值；

S030、在稳态额定数据表的基础上，确定每一个参数在对应条件下的安全上限和下限；

S040、给出一个过渡过程的实时安全参数上限和下限的取值规则，这个取值由实时计算所得的过渡过程中安全参数的额定值而来。

S050、多参数关联分析的发动机试验安全判别，即根据给定或计算确定的安全参数上限和下限，实时判别试验发动机是否进入了不安全的工作状态；判别基于多参量关联方法，即同一截面，当有两个或两个以上不同类型参数异常或同一类参数全部超限时，立刻报告异常截面和可能的故障。

S060、单测点超限的测试通道故障判别，即在同一截面、相同参量的多个测点中，如果有测点值超限，也有测点在安全限内，关联参量无异常，则报告超限测量点的测量通道故障。

本发明航空发动机试验安全参数监视的实时判别系统，其基于上述航空发动机试验安全参数监视的实时判别方法，是一个试验安全的实时自动判别系统，判别的依据是稳态安全参数表和过渡态安全参数表，被判别的参数可以是任何一个认为对试验安全有密切影响的参数。

如图1所示，本发明航空发动机试验安全参数监视的实时判别系统包括稳态安全参数建表功能模块1、过渡态安全参数建表功能模块2和实时监视报警功能模块3。

该稳态安全参数建表功能模块1作用是针对用户特别关心的关键变量(如压气机进口压力、压气机出口压力、燃烧室进口温度、燃烧室出口温度等)，建立其在标称稳态(如慢车、85％转速、性能第一点等稳定运行状态)条件的参数值，用于实时监视报警功能的稳态安全判别。由于试验是由发动机的多个稳态和多个过渡态过程构成，因此，该稳态安全参数建表功能模块1和过渡态安全参数建表功能模块2可以建立不同稳态或不同过渡态的安全参数判别标准，不同稳态或不同过渡态过程用不同的表号来区分，为了便于识别，应考虑对稳态和过渡态表号的命名方法不同，以示区别。

如图2所示，该稳态安全参数建表功能模块1的运行流程为：首先给定表号，然后输入发动机参数的运行状态参数，如相对转速、进气温度、进气压力、环境压力等，再给定截面，最后输入截面上的所有被监视参数及对应参数的警告上下限和故障上下限。警告上下限是用于提醒试验员注意的值，当被监视参数的测得值大于警告上限或小于警告下限时，试验员应该引起注意，小心观察它的变化。一旦被监视参数的测得值大于故障上限或小于故障下限时，则说明被判断参数已达到故障的范围。

该过渡态安全参数建表功能模块2的作用是针对发动机过渡态运行(即：从一个稳态到另一个稳态的过程为过渡态运行)的安全参数建立关键参数值，用于实时监视报警功能的过渡态安全判别。

如图3所示，该过渡态安全参数建表功能模块2的运行流程为：首次运行的时候，给定每一个关键的运行状态参数从一个稳态到另一个稳态的警告上下限和故障上下限，这个警告上下限和故障上下限可以来自于计算值或经验值。警告上下限或故障上下限是一个关于额定值的百分比。最初的额定值由计算获得，或者由一个公式给出。在实际试验过程中，如果达到警告上下限或故障上下限，指示界面就显示警告或故障，并配合声音报警。运行过程中，如果没有达到警告上下限和故障上下限，或虽然达到警告上下限和故障上下限但是操作人员通过按键确认被判断参数安全，则通过迭代计算，不断更新这个参数的额定值。这种迭代，可以使得某种型号或某台发动机的额定值随着运行时间的积累，变得越来越准确。

该实时监视报警功能模块3的作用是在试验过程中，对稳态或过渡态运行的航空发动机进行试验安全监视、实时判别、报警告或报故障。

如图4所示，该实时监视报警功能模块3的运行流程包括实时监视的稳态流程和实时监视的过渡态流程。该实时监视报警功能模块3的运行流程为：程序进入实时监视报警功能后，首先进行子流程选择，判断是否进入稳态试验实时监视流程；如果是，执行图5所示的稳态实时监视子流程；如果不是，进入图6所示的过渡态实时监视子流程。实时监视的稳态流程由安全参数的测得值与稳态参数表中的给定值直接比较给出判断；实时监视的过渡态流程由过渡态参数的测得值与计算的额定值进行比较，以实现是否安全的判别；同时计算的额定值由给定的规律进行迭代，最后形成额定值数据表，由数据表来进行匹配。

如图5所示，该实时监视报警功能模块3的稳态流程具体为：程序进入稳态实时安全监视程序后，首先根据给定的安全参数表号，读入安全参数表，作为实时判断的依据。接着读入发动机测量参数的截面号，再读入下一个变量的当前测得值。然后与参数表中存储的安全参数额定值进行比较，判断是否在警告限内。如果在警告限内，说明当前发动机稳态运行时被判断参数值正常，就记录正常，继续执行；如果超出了警告限，再判断该测得值是否达到了故障限。如果达到了故障限，记录故障，然后继续执行；如果没有达到故障限，就记录警告，然后继续执行。完成被判断参数正常与否的判断后，把测得值、判别结果存盘，再迭代计算被判断参数的额定值并存盘。

被判断安全参数i的额定值x_ci的迭代计算方法如下：

x_ci＝αx'_ci+(1-α)m_ci (1)；

其中，x_ci：被判断安全参数i的当前额定值；x'_ci：被判断安全参数i的前一次的额定值；α：被判断安全参数i的前一次的额定值的遗传因子，α取值在0～1之间。α的取值方法应该考虑被试发动机的已经试验的次数，对于刚刚开始试验的发动机，α取值可以小一些；随着试验次数的增加，α取值可以逐渐增大。m_ci：被判断的安全参数i的当前时刻之前的(n-1)个数据的滤波值，m_ci由公式(2)计算获得：

m_ci＝w₁x_i,0+w₂x_i,-1+…+w_nx_i,-(n-1) (2)；

其中，x_i,0、x_i,-1、……、x_i,-(n-1)分别是被判断安全参数i的当前测得值、当前测得值之前一次的测得值、……、当前测得值的前(n-1)次测得值；w₁、w₂、……、w_n是滤波的权向量，它们满足关系式(3)：

w₁+w₂+…+w_n＝1 (3)；

接下来，判断该截面的所有参数的测得值是否都进行了安全性判断。如果还有参数没有进行安全性判断，则返回，继续读下一个变量的当前测得值，重复前述过程；如果该截面所有的参数都完成了安全性判断，则进入下一个步骤。下一个步骤是判断该截面是否有两类以上参数或某一类参数多个测点的测得值达到了警告限以上。如果是，说明该截面的测得值有安全威胁，需要报警或停止发动机试验；如果不是，说明是某个参数的测量或传感器有故障，报警传感器故障。完成了这个步骤以后，再判断是否所有截面都完成了判断，如果还有截面没有完成，返回，读入下一个截面，继续判断；如果所有截面都判断完成了，进入下一步。现在判断是否有按键输入要求改变试验状态，即：要求由稳态试验变成过渡态试验。如果有按键输入，转过渡态实时监视子流程；如果没有，判断是否继续试验，如果确认继续试验，返回读入下一个截面，继续判断。如果有输入按键要求不再继续试验，程序结束。

如图6所示，该实时监视报警功能模块3的过渡态流程具体为：首先读入过渡态安全参数表号，再读入参考变量的当前测得值；然后判断参考变量是否超出额定起始值、终止值的限制值，或者参考变量的变化率超出限制；参考变量的变化率是指参考变量的变化量与变化时间的比，用于衡量参考变量的值的变化是否过快(实际上，转速就是在航空发动机进入慢车状态后一个常用的参考变量)。如果是，则报参考变量故障，请求停止试验，等待按键确认停止试验；如果不是，就存盘参考变量的当前测得值、变化率、判别结果。如果按键确认停止试验，系统就确认停止试验后停止程序运行；如果按键不确认停止试验，则系统也返回到存储参考变量的当前测得值、变化率、判别结果的流程位置，完成相应动作，继续执行。

然后读下一个变量的额定起始值、终止值，接着在过渡态安全参数表中查找参考变量当前值下对应的该变量的额定值。如果是初次使用，额定值是在过渡态安全参数表中用公式给定的，把参考变量当前测得值带入算得。由于存储变量的额定值是以二维数据表的方式存储的，而这种数据表的取值总是有限的，因此在进行测得值与额定值比较和额定值的迭代计算时是需要技巧的。

查找用于比较的额定值的方法：由参考变量的测得值在二维额定值数据表中查表，找到二维表中参考变量的取值处，插值计算被比较变量的额定值，即用公式(4)来计算被比较变量x的额定值x_c：

其中，s_t：参考变量s的当前测得值；s_H、s_L：参考变量当前测得值s_t介于二维额定值数据表中参考变量的两个值s_H和s_L之间，s_H是大的那个值，s_L是小的那个值；x_H、x_L分别为被比较变量x在二维额定值数据表中对应于参考变量为s_H和s_L下的额定值。

由被比较变量的额定值和警告上下限、故障上下限的比例，计算警告上下限、故障上下限的值。再读被比较变量的测得值，然后进行警告限的判断。如果测得值在警告限内，说明测得值正常，发动机是安全的，记录正常；如果测得值不在警告限内，则再判断测得值是否在故障限内。如果测得值在故障限内，说明测得值超出了警告限，但是还没有达到报告故障的程度，这时候就记录警告；如果测得值不在故障限内，说明测得值已达到了报告故障的程度，需记录故障。

当被比较变量的测得值判断为正常并记录正常后，需要迭代计算，更新二维额定值数据表中的值。计算和更新分为两步：

第一步，参考变量当前额定值的计算。用参考变量的当前测得值平滑滤波，来找到被更新的参考变量的额定值。获得被更新的参考变量当前计算额定值s_c的方法是：

s_c＝g₁s₀+g₂s_-1+…+g_ns_-(n-1) (5)；

其中，s_c：参考变量s的当前计算额定值；s₀、s_-1、……、s_-(n-1)：分别是参考变量s的当前测得值、当前测得值之前的第一个测得值、……、当前测得值之前的第(n-1)个测得值。如果之前测得值个数不足，可以用就近时刻的测得值代替。g₁、g₂、……、g_n：分别是s₀、s_-1、……、s_-(n-1)的权向量，且满足：

g₁+g₂+…+g_n＝1 (6)；

第二步，更新被判断变量的额定值。如果算得的s_c介于在二维额定值参数表中参考变量s的s_L与s_H之间，s_H是大的那个值，s_L是小的那个值，s'_L是比s_L更小的那个值。x'_L、x_L、x_H分别是二维额定值参数表中对应于参考变量为s'_L、s_L、s_H时的被比较变量的值，x_t是当前测得值，则更新s_L所对应的额定值x_L。更新时首先由(s'_L,x'_L)、(s_c,x_t)、(s_H,x_H)三个点建立方程，由式(7)计算在输入为s_L时的输出x_Lt：

然后计算额定值x_L的更新额定值x_Lnew：

x_Lnew＝β·x_L+(1-β)·x_Lt (8)；

其中，β是额定值的遗传因子。然后用x_Lnew代替原来的x_L存储到二维额定值数据表中。

接下来的处理过程，与稳态监视子流程中的相应处理过程相似，不再赘述。

在所有截面都循环比较一次以后，设置一个发动机是否转换运行状态的判断，即判断发动机的运行状态是否要由过渡态转换到稳态。

本发明航空发动机试验安全参数监视的实时判别方法构思合理、巧妙，既可以用于过渡态的监视，也可以用于稳态监视；被监视参数可以是气路参数、油路参数、振动参数、应力参数、喘振参数等各类参数。

本发明航空发动机试验安全参数监视的实时判别系统结构设计简单、合理，其可根据被试验发动机的状态和被监视的参数，能自动地判别发动机是否处于安全状态。