航空发动机空气压力管路及信号故障检测的系统和方法与流程

1.本发明涉及航空发动机领域，更具体地，涉及用于航空发动机空气压力管路及信号故障检测的系统和方法。


背景技术：

2.压气机各截面的压力参数是发动机完成控制功能的关键输入之一。对于航空涡扇发动机，需要参与发动机控制的压力信号有压气机进口总压、高压压气机进口总压、高压压气机出口静压、高压压气机末级引气静压等。这些压力信号将参与发动机的推理管理控制、加减速控制、燃油控制、参数限制、可变几何控制等功能，直接影响到发动机的工作性能、保护功能等。发动机在任何状态下以任何顺序和速率移动油门杆时，压力、温度和转速等参数应不超过限制值，以避免引起喘振或失速达到出现熄火、结构失效、超温等情况。当高压压气机出口静压超过限制值时，发动机将被强制拉至慢车状态。
3.航空发动机通常将多路待测空气通过空气管路引至压力测量单元处进行集中测量。在结冰气象条件等特殊情况下，空气压力管路容易出现堵塞或泄露的情况，导致所测得的空气压力信号失真。《航空发动机适航规定》中的条款ccar33.28(j)要求申请人必须考虑空气压力信号管线堵塞或泄漏对发动机控制系统的影响，并在设计上采用适当的预防措施。检测空气压力信号的正确性就显得尤为重要，否则错误的压力信号将导致发动机强制慢车，使发动机丧失推力。
4.空气压力信号的故障检测方法包括直接检测法和间接检测法。直接检测法是指对空气压力管路、传感器等设置检测电路或装置，达到检测故障(管路堵塞/泄露、传感器故障等)的目的。间接检测法是指通过对采集压力信号的对比、算法校核、监控等，达到检测故障的目的。现有的空气压力信号故障检测方法通常采用设置额外的检测电路或检测装置的方式，或者仅用于空气压力测量，并未通过对比两侧发动机的压力信号来判断故障信息，此外，也并未利用已有的参数和算法来在飞机侧进行一系列的逻辑判断来对空气压力信号的正确性做出判定，无法准确判断由于空气压力管路堵塞或泄露而引起的空气压力信号故障。
5.因此，由于航空发动机在结冰等特殊条件下，会出现空气压力管路堵塞或泄露等情况，引起测量的压力信号错误，严重情况下可导致发动机强制慢车而丧失推力控制。然而，当前的故障检测方法无法在不增加检测装置或电路的情况下对空气压力信号的正确性做出判定，因此希望在不改变已有发动机的构型的情况下提供一种改进的航空发动机空气压力管路及信号故障检测的系统和方法。


技术实现要素：

6.提供本发明内容以便以简化形式介绍将在以下具体实施方式中进一步的描述一些概念。本发明内容并非旨在标识所要求保护的主题的关键特征或必要特征，也不旨在用于帮助确定所要求保护的主题的范围。
7.本方法在不增加检测装置或电路的情况下，通过在飞机侧航电处理单元执行一系列逻辑和算法判断，对空气压力信号的正确性做出判定，并将判定结果传递至发动机控制器eec。eec根据判定结果对故障的空气压力信号进行容错和重构，最大程度保证发动机的可靠运行。
8.根据本发明的一个方面，提供了一种用于飞行器发动机故障检测的方法，所述飞行器包括第一发动机和第二发动机，所述方法包括：
9.对于多个压力参数中的每个压力参数，获取所述第一发动机与该压力参数相对应的第一空气压力信号和所述第二发动机与该压力参数相对应的第二空气压力信号；
10.在所述第一空气压力信号与所述第二空气压力信号的差值超过一预设的阈值时，该压力参数被判定为异常压力参数；
11.基于所述多个压力参数中除所述异常压力参数之外的压力参数确定针对所述异常压力参数的参考值；
12.确定所述参考值与所述第一空气压力信号的第一差值、以及所述参考值与所述第二空气压力信号的第二差值；以及
13.将所述第一差值和所述第二差值中的较大者所对应的空气压力信号判定为压力信号故障。
14.根据本发明的一个实施例，所述多个压力参数中除所述异常压力参数之外的压力参数被判定为正常压力参数，并且其中确定针对所述异常压力参数的参考值包括：
15.根据所述正常压力参数的值来计算所述异常压力参数的参考值；或者
16.通过在查找表或映射表中查找所述正常压力参数的值所对应的所述异常压力参数的值来确定所述异常压力参数的参考值。
17.根据本发明的进一步实施例，所述方法进一步包括：
18.确定所述第一空气压力信号和所述第二空气压力信号是否在一阈值范围内，若是，则相应的空气压力信号被判定为有效，若否，则相应的空气压力信号被判定为压力信号故障。
19.根据本发明的进一步实施例，所述多个压力参数包括压气机进口总压、高压压气机进口总压、高压压气机出口静压、高压压气机末级引气静压中的两者或更多者。
20.根据本发明的进一步实施例，所述方法进一步包括：
21.将指示所述压力信号故障的信息传递至相应的发动机控制器；以及
22.所述发动机控制器在接收到指示所述压力信号故障的信息之后选择针对相应发动机的信号重构或控制降级。
23.根据本发明的另一方面，提供了一种用于飞行器发动机故障检测的系统，所述飞行器包括第一发动机和第二发动机，所述系统包括：
24.第一发动机控制器，所述第一发动机控制器被配置成采集第一发动机与多个压力参数中的每个压力参数相对应的第一空气压力信号；
25.第二发动机控制器，所述第二发动机控制器被配置成采集第二发动机与所述多个压力参数中的每个压力参数相对应的第二空气压力信号；以及
26.连接至所述第一发动机控制器和所述第二发动机控制器的飞机航电处理单元，所述飞机航电处理单元被配置成：
27.对于所述多个压力参数中的每个压力参数，获取所述第一发动机与该压力参数相对应的第一空气压力信号和所述第二发动机与该压力参数相对应的第二空气压力信号；
28.在所述第一空气压力信号与所述第二空气压力信号的差值超过一预设的阈值时，该压力参数被判定为异常压力参数；
29.基于所述多个压力参数中除所述异常压力参数之外的压力参数确定针对所述异常压力参数的参考值；
30.确定所述参考值与所述第一空气压力信号的第一差值、以及所述参考值与所述第二空气压力信号的第二差值；以及
31.将所述第一差值和所述第二差值中的较大者所对应的空气压力信号判定为压力信号故障。
32.根据本发明的一个实施例，所述多个压力参数中除所述异常压力参数之外的压力参数被判定为正常压力参数，并且其中确定针对所述异常压力参数的参考值包括：
33.根据所述正常压力参数的值来计算所述异常压力参数的参考值；或者
34.通过在查找表或映射表中查找所述正常压力参数的值所对应的所述异常压力参数的值来确定所述异常压力参数的参考值。
35.根据本发明的进一步实施例，所述第一发动机控制器和所述第二发动机控制器被进一步配置成：
36.确定所述第一空气压力信号和所述第二空气压力信号是否在一阈值范围内，若是，则相应的空气压力信号被判定为有效，若否，则相应的空气压力信号被判定为压力信号故障。
37.根据本发明的进一步实施例，所述多个压力参数包括压气机进口总压、高压压气机进口总压、高压压气机出口静压、高压压气机末级引气静压中的两者或更多者。
38.根据本发明的进一步实施例，所述飞机航电处理单元被进一步配置成将指示所述压力信号故障的信息传递至所述第一发动机控制器和所述第二发动机控制器中的相应一者，并且其中所述第一发动机控制器和所述第二发动机控制器中的所述相应一者被进一步配置成：在接收到指示所述压力信号故障的信息之后选择针对相应发动机的信号重构或控制降级。
39.根据本发明的又一方面，提供了一种飞行器，包括第一发动机和第二发动机、以及如前述实施例中任一项所述的用于飞行器发动机故障检测的系统。
40.与现有技术中的方案相比，本发明所提供的航空发动机空气压力管路及信号故障检测系统和方法至少具有以下优点：
41.(1)能够及时准确的检测出故障的发动机空气压力信号，进行容错、纠错等控制，防止发动机被错误执行强制慢车；
42.(2)与增加检测装置的发动机空气压力信号直接检测相比，该方法无需增加设备，减少重量，利用飞机已有设备即可完成检测功能；
43.(3)能够实现对发动机的空气压力管路及信号的故障检测，满足《航空发动机适航规定》中的条款33.28(j)的要求；以及
44.(4)两台发动机的eec之间没有直接进行通信，满足了《航空发动机适航规定》中的ccar25.903(b)条款关于发动机之间互相隔离的要求。
45.通过阅读下面的详细描述并参考相关联的附图，这些及其他特点和优点将变得显而易见。应该理解，前面的概括说明和下面的详细描述只是说明性的，不会对所要求保护的各方面形成限制。
附图说明
46.为了能详细地理解本发明的上述特征所用的方式，可以参照各实施例来对以上简要概述的内容进行更具体的描述，其中一些方面在附图中示出。然而应该注意，附图仅示出了本发明的某些典型方面，故不应被认为限定其范围，因为该描述可以允许有其它等同有效的方面。
47.图1是根据本发明的一个实施例的用于航空发动机空气压力管路及信号故障检测的系统的示例架构图。
48.图2是根据本发明的一个实施例的用于航空发动机空气压力管路及信号故障检测的方法的流程图。
49.图3是根据本发明的一个实施例的在航电端执行的用于航空发动机空气压力管路及信号故障检测的方法的流程图。
具体实施方式
50.下面结合附图详细描述本发明，本发明的特点将在以下的具体描述中得到进一步的显现。
51.图1是根据本发明的一个实施例的用于航空发动机空气压力管路及信号故障检测的系统100的示例架构图。如图1中所示，本发明的故障检测系统100包括：第一发动机控制器eec 101、第二发动机控制器eec 102、连接至第一发动机控制器eec 101和第二发动机控制器eec 102的飞机航电网络103和飞机航电处理单元104。
52.发动机控制器eec是发动机主控制器，其从各种传感器(诸如n1转速传感器、n2转速传感器、egt传感器等)接收模拟信号的输入。发动机控制器eec还具有空气接头，这些空气接头在发动机的不同位置获取空气压力。在本发明中，第一发动机控制器eec 101和第二发动机控制器eec 102可被配置成分别采集针对第一发动机和第二发动机(例如，左侧发动机和右侧发动机)的与多个压力参数相对应的多个不同的空气压力信号，其中该多个压力参数包括例如压气机进口总压、高压压气机进口总压、高压压气机出口静压、高压压气机末级引气静压等。如图1所示，第一发动机控制器eec 101和第二发动机控制器eec 102可分别采集针对第一发动机和第二发动机的与多个压力参数(p1、p2)相对应的多个空气压力信号(第一发动机p1、p2和第二发动机p1、p2)。该采集可以例如每30s或每分钟发生一次，以使得能够不断对所采集的空气压力信号进行故障检测，并且在检测到故障时进行及时调整。第一发动机控制器eec 101和第二发动机控制器eec 102可被进一步配置成对所采集到的空气压力信号进行有效性判断，并且将被判定为有效的空气压力信号通过数据总线(例如，arinc429或arinc429等)经由飞机航电网络103传递到飞机航电处理单元104。
53.飞机航电处理单元104可获取来自第一发动机控制器eec 101和第二发动机控制器eec 102的多个不同的空气压力信号(例如，第一发动机p1、p2和第二发动机p1、p2)并且负责对所获取的空气压力信号进行处理。进一步地，飞机航电处理单元104可利用其逻辑驻
留功能来比较针对第一发动机和第二发动机的与同一压力参数相对应的第一空气压力信号和第二空气压力信号(例如，第一发动机p1和第二发动机p1；或第一发动机p2和第二发动机p2)，并且获取第一空气压力信号和第二空气压力信号的差值δ，其中在该差值δ超过一预设的阈值时，将该压力参数判定为异常压力参数。在一个示例中，该阈值可以是凭经验预设的。在另一示例中，该阈值可以通过改进的优化算法来进行优化，例如，在传感器本身特性及噪声偏差基础上综合考虑漏检率及虚警率来进行优化。进一步地，飞机航电处理单元104可利用其逻辑驻留功能，根据被判定为正常的其他参数和预设的算法，确定该异常压力参数的参考值(例如，p1
*
)，该参考值可以是指压力参数在正常情况下的估计值。在确定参考值之后，飞机航电处理单元104可利用其逻辑驻留功能来分别计算出该异常压力参数的参考值与该异常压力参数所对应的第一空气压力信号的差值δ1以及该异常压力参数的参考值与该异常压力参数所对应的第二空气压力信号的差值δ2，并且将该差值δ1和差值δ2中的较大者所对应的空气压力信号判定为压力信号故障。随后，飞机航电处理单元104可将指示压力信号故障的信息传递至对应侧发动机针对该异常压力参数的控制器(例如，第一发动机控制器eec a或第二发动机控制器eec a)，控制器随后可依据已有控制策略选择针对相应发动机的信号重构或控制降级等。
54.图2是根据本发明的一个实施例的用于航空发动机空气压力管路及信号故障检测的方法200的流程图。方法开始于步骤201，第一发动机控制器eec 101和第二发动机控制器eec 102分别采集针对第一发动机和第二发动机的与多个压力参数中的每个压力参数相对应的第一空气压力信号和第二空气压力信号。具体而言，第一发动机控制器eec 101和第二发动机控制器eec 102可分别通过压力管路来采集针对第一发动机和第二发动机的发动机待测点压力。在一个示例中，第一发动机控制器eec 101和第二发动机控制器eec 102分别采集针对左侧发动机和右侧发动机的与压力参数p1、p2和p3相对应的左发动机空气压力信号p1、p2、p3和右发动机空气压力信号p1、p2、p3。
55.步骤202，第一发动机控制器eec 101和第二发动机控制器eec 102可各自对所采集到的空气压力信号进行有效性判断，若被判定为有效，则将这些空气压力信号转换为数字信号并且在步骤203通过数据总线经由飞机航电网络103传递到飞机航电系统中的飞机航电处理单元104，否则，若被判定为无效，则方法前进至步骤207。在一个示例中，若所采集到的空气压力信号在一预设的阈值范围之内，则该空气压力信号被判定为有效，否则，该空气压力信号被判定为无效。
56.步骤204，针对该多个压力参数中的每个压力参数，飞机航电处理单元104可计算出针对第一发动机的第一空气压力信号与针对第二发动机的第二空气压力信号的差值δ，其中在该差值δ超过一预设的阈值时，将该压力参数判定为异常压力参数。在前述示例中，若左发动机空气压力信号p1与右发动机空气压力信号p1的差值δ超过一预设的阈值，而左发动机空气压力信号p2与右发动机空气压力信号p2以及左发动机空气压力信号p3与右发动机空气压力信号p3的差值δ不超过该阈值，则将压力参数p1判定为异常压力参数，而将压力参数p2和p3判定为正常压力参数。
57.步骤205，飞机航电处理单元104可根据被判定为正常的其他压力参数和预设的算法来计算出该异常压力参数的参考值。在前述示例中，飞机航电处理单元104可根据正常压力参数p2和p3以及在发动机端或航电端预设的算法来计算出异常压力参数p1的参考值
p1
*
。
58.步骤206，飞机航电处理单元104可分别计算出该异常压力参数的参考值与该异常压力参数所对应的第一空气压力信号的差值δ1以及该异常压力参数的参考值与该异常压力参数所对应的第二空气压力信号的差值δ2。在前述示例中，飞机航电处理单元104可计算p1
*
与左发动机空气压力信号p1的差值以得到δ1，并且计算p1
*
与右发动机空气压力信号p1的差值以得到δ2。
59.步骤207，飞机航电处理单元104可将所计算出的差值δ1和差值δ2中的较大者所对应的空气压力信号判定为压力信号故障。在前述示例中，若δ1》δ2，则δ1所对应的左发动机空气压力信号p1被判定为压力信号故障。
60.步骤208，飞机航电处理单元104可将指示压力信号故障的信息传递至相应的发动机控制器以供该控制器依据预设的控制策略进行控制和调整(例如，选择针对相应发动机的信号重构或控制降级等)。
61.图3是根据本发明的一个实施例的在航电端执行的用于航空发动机空气压力管路及信号故障检测的方法300的流程图。方法开始于步骤301，对于多个压力参数中的每个压力参数，分别从第一发动机控制器和第二发动机控制器获取第一发动机与该压力参数相对应的第一空气压力信号和第二发动机与该压力参数相对应的第二空气压力信号。
62.在步骤302，计算第一空气压力信号与第二空气压力信号的差值，并且在该差值超过一预设的阈值时，该压力参数被判定为异常压力参数；
63.在步骤303，基于该多个压力参数中除异常压力参数之外的压力参数来确定针对异常压力参数的参考值。在一个示例中，该参考值可以是通过查找表或映射表来确定的。具体而言，针对异常压力参数的参考值可以例如是通过在查找表或映射表中查找被判定为正常的其他参数的值所对应的该异常压力参数的值来确定的。在另一示例中，该参考值可以是根据被判定为正常的其他参数和预设的算法来计算得出的。
64.在步骤304，确定该参考值与第一空气压力信号的第一差值、以及该参考值与第二空气压力信号的第二差值。
65.在步骤305，将第一差值和第二差值中的较大者所对应的空气压力信号判定为压力信号故障。
66.本发明的关于发动机压力信号故障检测的方法可以用硬件或软件实现。实施可以在使用数字存储介质，例如，软盘、dvd、蓝光盘、cd、rom、prom、eprom、eeprom或flash存储器、硬盘或其他磁性或光学存储器的条件下执行，在其上存储有电子可读的控制信号，其可以与可编程硬件部件协作，或者协作为使得执行相应方法。可编程硬件部件也可以形成为处理器、计算机处理器(cpu)、图形处理器(gpu)、计算机、计算机系统、专用集成电路(asci)、集成电路(ic)、单片机、可编程逻辑元件或者带有微处理器的现场可编程门阵列(fpga)。因此，数字存储介质可以是机器或计算机可读的。一些实施例包括具有电子可读的控制信号的数据载体，其能够与可编程计算系统或可编程硬件部件协作为使得执行在本文中描述的方法。一个实施例由此是数据载体或者数字存储介质或计算机可读介质，在其上记录了用于执行在本文中描述的方法之一的程序。通常，本发明的方法可以实现为带有程序代码的程序、固件、计算机程序或计算机程序产品或者实现为数据，其中程序代码或数据能够使得当程序在处理器或可编程硬件部件上运行时执行方法之一。程序代码或数据可以
例如存储在机器可读载体或数据载体上。程序代码或数据尤其可以作为源代码、机器代码、或字节码以及作为其他中间代码存在。
67.以上所已经描述的内容包括所要求保护主题的各方面的示例。当然，出于描绘所要求保护主题的目的而描述每一个可以想到的组件或方法的组合是不可能的，但本领域内的普通技术人员应该认识到，所要求保护主题的许多进一步的组合和排列都是可能的。从而，所公开的主题旨在涵盖落入所附权利要求书的精神和范围内的所有这样的变更、修改和变化。