【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及飞机辅助动力装置性能测量，特别涉及一种基于数字孪生的飞机辅助动力装置引气性能预测方法及系统。
技术介绍
1、航空发动机被誉为现代“工业皇冠上的明珠”，是一个国家整体制造技术水平的最高指征。飞机辅助动力装置(auxiliary power unit,apu)本质上作为一台小型燃气涡轮发动机，通常并不直接为飞机飞行提供动力，而是为主发动机起动和飞机环控/液压/电力等系统提供辅助能源。常用的apu是带整体引气的单轴燃气涡轮发动机，其尺寸较大、耗油率较高。单轴燃气涡轮在驱动负载压气机的同时驱动泵和发电机的设计变得越来越流行，研究带负载压气机apu的引气性能对于提升apu的可靠性和寿命具有重要意义。
2、航空发动机“高空台”，即高空模拟试车台是研发航空发动机的重要设备，它通过在地面模拟飞机发动机在空中的飞行高度和速度，通常用于对apu等发动机及其零部件进行高空模拟试验。然而基于高空台的现场实验过程复杂，通常需要耗费大量人力物力和时间成本，因此，寻找可以取代现场实验的模拟试验方法，以准确测量飞机辅助动力装置引气性能，成为了当前航空发动机领域亟待解决的核心问题。数字孪生以数字化方式为物理对象创建虚拟模型，模拟物理空间中实体在现实环境中的行为特征，以便在虚拟数字化模型中更高效、更低成本地解决现实应用问题。因此，引入数字孪生的思想，通过构建反映飞机辅助动力装置性能特性的数字孪生模型，以取代现场实验实现引气性能的准确预测，为解决以上问题提供了新思路。
3、构建反映飞机辅助动力装置性能特性的数字孪生模型，其核心在
技术实现思路
1、本专利技术目的是为了解决现有技术无法实现飞机辅助动力装置引气性能准确预测问题，提出基于数字孪生的飞机辅助动力装置引气性能预测方法及系统，能够准确构建飞机辅助动力装置引气性能预测数字孪生模型，实现在特定工况下的引气性能准确预测，具有重要意义。
2、一方面，一种基于数字孪生的飞机辅助动力装置引气性能预测方法，包括如下步骤：
3、步骤(1)、从高空试车台试验过程中采集飞机辅助动力装置在特定工况下的相关参数数据，包含状态参数：进气压力p0、负载压气机导叶角度θ、发电机负载l、apu转速n和进气温度t0；以及引气性能目标参数实际值：引气流量引气压力和引气温度
4、步骤(2)、采用步骤(1)中的状态参数结合数学机理模型获得引气性能的理论计算值和并与引气性能目标参数实际值作差，得到引气性能误差数据和
5、步骤(3)、将步骤(1)及步骤(2)中所获取的参数数据作为数据集dataset，利用机器学习回归算法构建引气性能误差估计模型；
6、步骤(4)、结合数学机理模型与误差估计模型进行引气性能误差补偿，构建得到引气性能预测数字孪生模型；
7、步骤(5)、利用步骤(3)中的数据集dataset对引气性能预测数字孪生模型进行性能预测，模型预测输出结果即为飞机辅助动力装置的引气功率。
8、优选的，步骤(1)所述特定工况是指通过调节高空试车台的气压和温度来模拟飞机辅助动力装置在特定海拔、特定温度下的特定运行工况，如0海拔公里处isa-40°、0海拔公里处isa+40°、6海拔公里处isa-40°、12海拔公里处isa+40°等。
9、优选的，步骤(2)通过结合数学机理模型计算得到引气性能误差数据具体步骤如下：
10、步骤(2.1)，将步骤(1)中的状态参数作为已知条件；
11、步骤(2.2)，假定一组自变量初值：燃烧室出口温度t4、压气机和涡轮部件工作点在部件特性线上的位置βc和βt；
12、步骤(2.3)，求解式(1)中的3个平衡方程：涡轮与压气机功率平衡、涡轮进口流量平衡和尾喷管出口压力平衡，得到残差计算值e＝(e1，e2，e3)。利用牛顿迭代法迭代求解得到自变量的修正值a-1e，从而迭代更新得到新的自变量值。
13、
14、其中，a表示由每个残差变化值对自变量变化值的偏导数组成的偏导数矩阵；pt8表示由平衡方程计算得到的尾喷管出口总压；p8，p由尾喷管出口面积a8、出口静压ps8和流量平衡计算出的总压；psh表示需求功率；δhc表示压气机消耗功率；δhlc表示载荷压气机消耗功率；δht表示涡轮输出功率；ψt表示由平衡方程计算得到的涡轮流函数；ψt，map表示部件特性上的涡轮流函数。
15、步骤(2.4)，根据新的自变量值，结合apu引气管路及阀门损失特性，得到引气性能理论计算值：理论计算值和
16、步骤(2.5)，将引气性能理论计算值与引气性能目标参数实际值作差，得到引气性能误差数据和
17、优选的，步骤(3)中构建得到引气性能误差估计模型具体步骤如下：
18、步骤(3.1)，将步骤(1)中获得的进气压力p0、负载压气机导叶角度θ、发电机负载l、apu转速n和进气温度t0作为输入，将步骤(2)中获得的引气性能误差数据作为输出，构建得到数据集dataset；
19、步骤(3.2)，将数据集dataset按照70∶20∶10的比例划分训练集、验证集和测试集。
20、步骤(3.3)，利用训练集对机器学习回归算法训练得到输入与输出之间的映射关系，并通过验证集对训练模型进行性能评估，从而构建得到性能最优的引气性能误差估计模型。在采用验证集对模型进行评估时使用融合均方误差作为损失函数来评估预测误差，如式(2)所示。
21、
22、其中，n表示样本数，py，i、wy，i和ty，i分别表示第i个数据样本对应的引气压力、引气流量和引气温度预测值，和分别表示第i个数据样本对应的引气压力、引气流量和引气温度实际值。w1、w2和w3为权重系数，且w1+w2+w3＝1。
23、优选的，步骤(4)所述引气性能误差补偿是指将引气性能误差估计模型得到的引气性能估计误差与通过数学机理模型获得的引气性能理论计算值相加得到最终的引气性能估计值。所述引气性能预测数字孪生模型是指引气性能数学机理模型、误差估计模型、以及两者的误差补偿的融合。
24、优选的，步本文档来自技高网...
【技术保护点】
1.一种基于数字孪生的飞机辅助动力装置引气性能预测方法，其特征在于，包括以下步骤：
2.如权利要求1所述的一种基于数字孪生的飞机辅助动力装置引气性能预测方法，其特征在于，步骤(1)所述特定工况是指通过调节高空试车台的气压和温度来模拟飞机辅助动力装置在特定海拔、特定温度下的特定运行工况，如0海拔公里处ISA-40°、0海拔公里处ISA+40°、6海拔公里处ISA-40°、12海拔公里处ISA+40°等。
3.如权利要求1所述的一种基于数字孪生的飞机辅助动力装置引气性能预测方法，其特征在于，步骤(2)通过结合数学机理模型计算得到引气性能误差数据具体步骤如下：
4.如权利要求1所述的一种基于数字孪生的飞机辅助动力装置引气性能预测方法，其特征在于，步骤(3)中构建得到引气性能误差估计模型具体步骤如下：
5.如权利要求1所述的一种基于数字孪生的飞机辅助动力装置引气性能预测方法，其特征在于，步骤(4)所述引气性能误差补偿是指将引气性能误差估计模型得到的引气性能估计误差与通过数学机理模型获得的引气性能理论计算值相加得到最终的引气性能估计值。所述引
6.如权利要求1所述的一种基于数字孪生的飞机辅助动力装置引气性能预测方法，其特征在于，步骤(5)中所述模型预测输出结果为引气压力PY、引气流量WY和引气温度TY，所述引气功率P由引气压力PY、引气流量WY和引气温度TY通过公式(3)计算得到。
7.一种基于数字孪生的飞机辅助动力装置引气性能预测系统，其特征在于，包括：
...【技术特征摘要】
1.一种基于数字孪生的飞机辅助动力装置引气性能预测方法，其特征在于，包括以下步骤：
2.如权利要求1所述的一种基于数字孪生的飞机辅助动力装置引气性能预测方法，其特征在于，步骤(1)所述特定工况是指通过调节高空试车台的气压和温度来模拟飞机辅助动力装置在特定海拔、特定温度下的特定运行工况，如0海拔公里处isa-40°、0海拔公里处isa+40°、6海拔公里处isa-40°、12海拔公里处isa+40°等。
3.如权利要求1所述的一种基于数字孪生的飞机辅助动力装置引气性能预测方法，其特征在于，步骤(2)通过结合数学机理模型计算得到引气性能误差数据具体步骤如下：
4.如权利要求1所述的一种基于数字孪生的飞机辅助动力装置引气性能预测方法，其特征在于，步骤(3)中构建得到引气性能误...
【专利技术属性】
技术研发人员：吴彬云，吴西云，方权燊，赵建，皮凯雯，
申请(专利权)人：吴彬云，
类型：发明
国别省市：
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