航空发动机气路故障诊断的快速原型设计方法及平台技术

本发明专利技术公开了一种航空发动机气路故障诊断的快速原型设计方法，包括以下步骤：建立发动机的自适应模型；设计航空发动机全寿命周期内的气路故障诊断逻辑，实现异常监视与气路性能在线估计；设计发动机气路故障诊断快速原型平台，验证异常监视与性能估计功能。其中发动机自适应模型采用复合扰动法建立；采用发动机机载实时自适应模型对性能参数进行估计；采用发动机自适应基线模型实现异常监视，自适应基线模型离线周期更新；采用快速原型设计方法验证发动机气路故障诊断逻辑。本发明专利技术还公开了相应的快速原型平台。本发明专利技术在整个发动机寿命周期内都具有较高的异常监视和性能估计的能力，对于缩短研制周期、降低试验风险及成本有着积极促进作用。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术属于航空发动机故障诊断领域，具体涉及一种航空发动机气路故障诊断模型与其快速原型设计方法。应用于航空发动机故障诊断模型快速验证、预测健康管理及容错控制。
技术介绍
航空发动机结构日趋复杂，工作状态恶 劣多变，属于故障多发系统。在美国空军维修中，常规维修更换的费用非常巨大，其中发动机的费用占到60%。因此，为了使发动机安全高效地运行，节省维修成本，就必须了解发动机的运行状况，掌握其性能变化规律，对关键部件进行故障诊断。研究表明，在航空发动机总体故障中，气路部件故障约占90%以上，因此，气路部件故障诊断在发动机健康管理中占有重要地位。典型的气路故障诊断方法包括基于模型的、数据驱动的和基于规则的方法，为了充分利用发动机部件特性，基于模型的发动机气路故障诊断成为最有效的手段。目前，基于模型的方法主要有基于部件级非线性模型和基于线性模型，基于非线性模型的方法需要以发动机部件级模型为基线模型，部件级模型的每一步都需要迭代求解计算发动机气路共同方程，由于机载资源和计算能力的限制，因此基于非线性模型的方法较难保证机载实时性要求。基于模型的气路故障诊断方法对于模型的精度要求较高，模型的精度直接决定了气路故障诊断效果。而由于发动制造、安装公差的影响，发动机存在个体差异，所建模型应是反映这种个体差异的“特定发动机模型”;发动机长期工作造成流通部件积垢、压气机或者涡轮叶片叶尖间隙增大、高温部件的热腐蚀和高温高应力状态下导致的蠕变等会引起发动机性能蜕化，发动机机载实时模型应能对气路部件性能蜕化具有自适应性，即用于气路故障诊断的模型能反映这种性能蜕化。在全寿命期内发动机性能蜕化后，发动机模型不能准确反映发动机工作状况，模型输出与发动机可测输出量存在偏差，用该模型作为基准进行异常监视会引起误报。因此，发动机自适应模型建模与基于自适应模型的气路故障诊断方法对于发动机安全可靠至关重要。如何能够快速有效的设计发动机气路故障诊断系统，验证机载模型和气路故障诊断算法精度已成为发动机领域亟待解决的问题之一。近年来，快速原型技术逐渐成为解决复杂系统开发和仿真的有效途径。快速原型是指利用虚拟仪器技术及相应的硬件开发平台，通过快速的建立系统模型，对相应的模型或算法进行多次离线和在线的试验，完善系统原型及功能要求，验证系统算法和硬件方案的可行性，为最终对目标的自动代码生成和代码下载提供设计依据。快速原型设计技术特点是，具有开放的软硬件开发环境，系统设计、软件编程和算法验证柔性化，且易于实现，友好的人机交互开发界面，能自动生成并下载至硬件平台用于试验验证，缩短开发周期，减少开发早期可能出现的错误及缺陷，降低物耗，提高系统对需求的适应性。
技术实现思路
本专利技术所要解决的技术问题在于克服现有技术的不足，提供一种基于自适应模型的气路故障诊断设计与其快速原型验证方法及平台，用于全寿命周期内的航空发动机气路故障诊断，采用快速原型验证发动机气路故障诊断逻辑，提高全周期内的气路故障诊断能力，并解决气路故障诊断系统高效设计和快速验证的问题。本专利技术的航空发动机气路故障诊断的快速原型设计方法，包括以下步骤 步骤A、建立发动机机载自适应模型； 步骤B、设计发动机全寿命周期内的气路故障诊断逻辑，实现异常监视与气路性能在线估计； 步骤C、设计发动机气路故障诊断 快速原型平台，验证异常监视与性能估计功能。其中， 步骤A包括以下步骤根据发动机部件特性、设计点参数以及试车数据建立发动机部件级模型；在发动机稳态工作点，对各物理参数进行相似归一化处理，采用复合扰动法建立稳态点的状态变量模型，在状态变量模型中引入气路部件性能参数，建立发动机增广的状态变量模型；利用卡尔曼滤波估计发动机性能参数，通过自动调整增广的状态变量模型中性能参数使该机载模型能对发动机性能蜕化进行自适应更新，建立发动机机载自适应模型。步骤B包括如下步骤以已建立的发动机机载自适应模型为基础，设计航空发动机气路故障诊断系统，利用机载实时自适应模型的性能参数估计对发动机气路部件性能蜕化进行估计；同时将性能参数进行缓存，根据发动机循环次数调整自适应基线模型的性能参数，将经性能参数更新的自适应基线模型的输出值作为基准，以其与经预处理的发动机测量参数之间的残差是否超过阈值来进行异常监视。步骤C包括如下步骤在PC机上设计发动机模拟器、气路故障诊断模型、显示交互模块，并通过数值仿真验证，然后搭建航空发动机气路故障诊断快速原型验证平台，将发动机模拟器软件安装至PXIe，将气路故障诊断模型部署至CRIO (CompactRIO)平台，以工控机作为显示交互计算机，最后通过模拟故障注入，快速验证发动机气路故障诊断系统精度。本专利技术的航空发动机气路故障诊断快速原型平台包括发动机模拟器，气路故障诊断模块和工控机上的显示交互模块，其中发动机模拟器用于实现故障模拟与发动机可测输出模拟功能，气路故障诊断模块用于实现发动机模型自适应、气路性能参数在线估计与异常监视功能，显示交互模块用于实现性能参数显示、告警提示、数据存储、状态与事件记录。本专利技术提出的一种发动机气路故障诊断的快速原型设计方法及平台的优点在于: (O本专利技术在机载自适应模型建模方法求取系数矩阵时，综合考虑扰动响应的动、稳态特性，初猜Co矩阵，根据稳态终值求彻IoiIfo矩阵，依据动态响应优化阵，建立的机载自适应模型动、稳态精度更高； (2)本专利技术设计了发动机气路故障诊断逻辑与方法，应用本专利技术可以完成全寿命周期内的航空发动机气路故障诊断，实现气路性能在线估计与异常监视，保证了在较长时间内都具有较高的诊断能力，扩大了基于模型的诊断方法的应用范围； (3)本专利技术设计了发动机气路故障诊断系统快速原型开发的总体结构，提出了LabVIEW环境下的开发方案，并实现了发动机气路故障诊断系统软件快速开发与验证，缩短了开发周期，减少了系统初期研制与验证的成本。附图说明图I是基于模型的发动机气路故障诊断快速原型结构 图2是涡扇发动机结构及气体流路工作截面示意 图3是燃油流量阶跃作用下增广状态变量模型与部件级模型响应对比； 图4是高压涡轮效率阶跃作用下增广状态变量模型与部件级模型响应对比； 图5是寿命期内风扇效率蜕化下机载实时自适应模型与部件级模型输出对比； 图6是基于自适应模型的涡扇发动机气路故障诊断原理 图7是测量参数野值剔除的统计分析方法； 图8是DataSocket函数库使用流程； 图9是发动机气路故障诊断实时软件开发总体架构； 图10是工控机上显示的发动机模拟器实时运行状态； 图11是发动机性能参数估计与异常监测报警界面。具体实施例方式下面结合附图对本专利技术的技术方案进行详细说明 本具体实施方式以某型涡扇发动机的气路故障诊断快速原型设计为例，如图I为基于自适应模型的发动机气路故障诊断快速原型结构图，主要包括涡扇发动机模拟器，基于模型的发动机气路故障诊断模块和工控机上的显示交互模块，其中发动机模拟器用于实现故障模拟与发动机可测输出模拟功能，气路故障诊断模块用于实现发动机模型自适应、气路性能参数在线估计与异常监视功能，显示交互模块用于实现性能参数显示、告警提示、数据存储、状态与事件记录。发动机模拟器包括发动机部件级模型子模块与故障注入子模块。发动机部件级模型子模块本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种航空发动机气路故障诊断的快速原型设计方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤A、建立发动机机载自适应模型；步骤B、设计发动机全寿命周期内的气路故障诊断逻辑，实现异常监视与气路性能在线估计；步骤C、设计发动机气路故障诊断快速原型平台，验证异常监视与性能估计功能。

【技术特征摘要】

【专利技术属性】
技术研发人员：鲁峰，黄金泉，张冬冬，
申请(专利权)人：南京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：