CN108506112A - 一种针栓式喷注器变推力发动机故障检测方法 - Google Patents

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Abstract

为解决变推力发动机变推力过程故障检测这一难题，本发明提供一种针栓式喷注器变推力发动机故障检测方法，首先选取燃烧室室压、涡轮泵转速、管路流量或/和各部件进出口压力以及针栓式喷注器其针栓位移作为发动机故障检测的状态参数，通过分析变推力发动机正常工作状态下各传感器检测到的状态参数随针栓式喷注器的针栓位移量变化的变化曲线，得到每一针栓位移量对应的变推力发动机状态参数波动区间，统计分析得到发动机状态参数随针栓位移量变化的参数阈值，利用得到的参数阈值对待进行故障检测的针栓式喷注器变推力发动机进行故障检测。其是一种方便可靠、无需增加额外传感器，只需现有测量参数，即可判断变推力发动机工作状态的故障检测方法。

Description

一种针栓式喷注器变推力发动机故障检测方法
技术领域
本发明涉及液体火箭发动机故障检测与诊断领域，更具体地讲，涉及一种变推力发动机变推力过程的故障检测方法。
背景技术
变推力发动机为航天器提供可控动力，是飞行器轨道机动控制、空间交会对接、星球软着陆等空间飞行和探测任务的重要推进系统，具有推力控制能力的火箭发动机在航天运输及空间机动飞行的许多情况下都具有技术上的优越性。航天运输系统的动力装置采用变推力发动机，可以实现最佳推力控制，从而使运载能力达到最大。载人航天的主动段飞行使用变推力发动机进行推进，可以严格控制宇航员的过载，确保宇航员的飞行安全。对于空间飞行器的交会对接与轨道机动，变推力发动机可以提高操纵控制的灵活性。如果导弹系统采用变推力发动机进行推进，则可以改善导弹飞行轨道的机动性，从而提高导弹武器的突防能力。在诸如月球等无大气天体表面的软着陆及机动飞行中，变推力发动机是目前唯一可用的动力装置。因此，变推力发动机是我国液体火箭发动机发展重要方向。
变推力发动机本质上是一种结构更为复杂的液体火箭发动机，根据统计，在美国，液体火箭发动机故障约占运载器总故障的60％以上。变推力发动机结构更为复杂，工作过程中推力瞬态变化，工况更为复杂多变，其故障概率也将大于传统液体火箭发动机，而传统的液体火箭发动机故障检测方法很难解决变推力发动机的变推力过程的故障检测问题，因此，对变推力发动机开展故障检测方法研究十分必要，且具有重要理论意义和较强工程实用价值。
当前，变推力发动机故障检测相关研究非常少，公开报道主要两种，一种是通过分析发动机汽蚀文氏管临界压力恢复系数进行故障检测，但必须满足汽蚀文氏管在充分汽蚀状态；第二种通过故障模式识别进行专家系统诊断，但存在故障模式不全，且该方法很难区分推力调节过程中导致参数波动的原因。
发明内容
为了解决变推力发动机故障检测，尤其是发动机变推力过程故障检测这一难题，本发明提供了一种针栓式喷注器变推力发动机故障检测方法。
本发明选取燃烧室室压、涡轮泵转速、管路流量或/和各部件进出口压力以及针栓式喷注器其针栓位移作为发动机故障检测的状态参数，通过分析变推力发动机正常工作状态下各传感器检测到的状态参数随针栓式喷注器的针栓位移量变化的变化曲线，得到每一针栓位移量对应的变推力发动机状态参数波动区间，统计分析得到发动机状态参数随针栓位移量变化的参数阈值，利用得到的参数阈值对待进行故障检测的针栓式喷注器变推力发动机实测数据的统计指标进行对比，从而实现故障检测。
为了实现上述技术目的，本发明的技术方案是：
一种针栓式喷注器变推力发动机故障检测方法，包括以下步骤：
S1确定针栓式喷注器变推力发动机故障检测的状态参数
本发明适用于针栓式喷注器变推力发动机的故障检测，针栓式喷注器变推力发动机主要由推力室、变推力控制系统和推进器供应系统等组成，其推力室内设置有针栓式喷注器，通过控制针栓式喷注器其针栓位移实现推力室流量调节，从而实现发动机推力调节。
在针栓式喷注器变推力发动机中的不同位置(如燃烧室、涡轮泵、各气体管路、原料供应管路、阀门、涡轮泵等)安装了相应的传感器(如压力传感器、速度传感器、流量传感器等)，用于检测燃烧室室压、涡轮泵转速、各管路的流量、各部件(如涡轮泵、主管路、阀门等)进出口压力。将检测到的燃烧室室压、涡轮泵转速、管路流量或/和各部件进出口压力，作为发动机故障检测的状态参数。
S2确定各个发动机状态参数随针栓式喷注器的针栓位移量变化的参数阈值
S201对处于正常工作状态的针栓式喷注器变推力发动机，对其一段时间内的发动机故障检测的状态参数X以及对应的针栓位移量w进行采样；在一针栓位移量w下，其对应的发动机状态参数能够表示为X(w)。
S202统计得到各个发动机状态参数在每一针栓位移量上的均值E[X(w)]和方差σ[X(w)]。
假设对处于正常工作状态的针栓式喷注器变推力发动机，对其一段时间内的发动机故障检测的状态参数X以及对应的针栓位移量w进行采样，获得M个发动机状态参数的N个样本，按照下式统计各个发动机状态参数在每一针栓位移量上的均值E[X(w)]和方差σ[X(w)]：
其中，Xj(w)为针栓位移量为w时采集到的第j个样本，Xi(w)为针栓位移量为w时第i个传感器采集到的数据，E[Xi(w)]为第i个传感器所采数据的均值，xij(w)表示针栓位移量为w时第i个传感器的第j个样本值，σ[Xi(w)]第i个传感器所采数据的方差。
S203统计得到各个发动机状态参数随针栓位移量变化的参数阈值为[E[X(w)]-nσ[X(w)],E[X(w)]+nσ[X(w)]]，其中n为阈值带宽系数。n初始值一般设为3，也可根据实际情况，在3～5之间进行具体选取。
S3利用S2中得到的参数阈值对待进行故障检测的针栓式喷注器变推力发动机进行故障检测；
S301采集待检针栓式喷注器变推力发动机的状态参数X以及对应的针栓位移量w，得到由发动机状态参数X和针栓位移w组成的向量[X,w]。
S302对向量[X,w]中的每个参数逐一与S2中得到的参数阈值进行对比，若所有参数都处于参数阈值范围内，则判断发动机正常；如果存在M'个参数连续N'次超出参数阈值，则认为发动机故障，其中M'和N'为预先设定的阈值，均大于1。
与现有技术相比，本发明具有以下优点：
变推力发动机故障检测，尤其是发动机变推力过程故障检测切实可行方法缺失，本发明提供了一种方便可靠、无需增加额外传感器，只需现有测量参数，即可判断变推力发动机工作状态的故障检测方法。
附图说明
图1是典型针栓式喷注器变推力发动机的系统图；
图2是针栓式喷注器原理图；
图3是本发明的流程图。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明实施方式作进一步地详细描述。
如图1和图2所示，图1是典型针栓式喷注器变推力发动机的系统图，图2是针栓式喷注器原理图。本发明适用于针栓式喷注器变推力发动机的故障检测，针栓式喷注器变推力发动机包括推力室、变推力控制系统和推进器供应系统，针栓式喷注器变推力发动机其推力室内设置有针栓式喷注器，通过控制针栓式喷注器其针栓位移实现推力室流量调节，从而实现发动机推力调节。关于针栓式喷注器变推力发动机，参见：崔鹏.变推力液体火箭发动机系统方案研究进展[C].中国航天第三专业信息网第三十七届技术交流会暨第一届空天动力联合会议,2016。关于针栓式喷注器原理，参见安鹏,姚世强,王京丽等.针栓式喷注器的特点及设计方法[J].导弹与航天运载技术,2016(3):50-54。
图3是本发明的流程图，本发明提供一种针栓式喷注器变推力发动机故障检测方法。
S1确定针栓式喷注器变推力发动机故障检测的状态参数
在针栓式喷注器变推力发动机中的不同位置(如燃烧室、涡轮泵、各气体管路、原料供应管路、阀门、涡轮泵等)安装了相应的传感器(如压力传感器、速度传感器、流量传感器等)，用于检测燃烧室室压、涡轮泵转速、各管路的流量、各部件(如涡轮泵、主管路、阀门等)进出口压力。将检测到的燃烧室室压、涡轮泵转速、管路流量或/和各部件进出口压力，作为发动机故障检测的状态参数。
S2确定各个发动机状态参数随针栓式喷注器的针栓位移量变化的参数阈值
S201对处于正常工作状态的针栓式喷注器变推力发动机，对其一段时间内的发动机故障检测的状态参数X以及对应的针栓位移量w进行采样；在一针栓位移量w下，其对应的发动机状态参数能够表示为X(w)；
S202统计得到各个发动机状态参数在每一针栓位移量上的均值E[X(w)]和方差σ[X(w)]；
S203统计得到各个发动机状态参数随针栓位移量变化的参数阈值为[E[X(w)]-nσ[X(w)],E[X(w)]+nσ[X(w)]]，其中n为阈值带宽系数，初始值一般设为3，也可根据实际情况，在3～5之间进行具体选取。
S3利用S2中得到的参数阈值对待进行故障检测的针栓式喷注器变推力发动机进行故障检测；
S301采集待检针栓式喷注器变推力发动机的状态参数X以及对应的针栓位移量w，组成的向量[X,w]。
S302对向量[X,w]中的每个参数逐一与S2中得到的参数阈值进行对比，若所有参数都处于参数阈值范围内，则判断发动机正常；如果存在M'个参数连续N'次超出参数阈值，则认为发动机故障，其中M'和N'为预先设定的阈值，均大于1。
以上所述仅是本发明的优选实施方式，本发明的保护范围并不局限于上述实施例，凡属于本发明思路下的技术方案均属于本发明的保护范围。应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理前提下的若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims (5)

1.一种针栓式喷注器变推力发动机故障检测方法，其特征在于，包括以下步骤：
S1确定针栓式喷注器变推力发动机故障检测的状态参数
针栓式喷注器变推力发动机的不同位置上安装有多种传感器，各传感器采集到的数据作为发动机故障检测的状态参数；
S2确定各个发动机状态参数随针栓式喷注器的针栓位移量变化的参数阈值
S201对处于正常工作状态的针栓式喷注器变推力发动机，对其一段时间内的发动机故障检测的状态参数X以及对应的针栓式喷注器其栓位移量w进行采样；在一针栓位移量w下，其对应的发动机状态参数能够表示为X(w)；
S202统计得到各个发动机状态参数在每一针栓位移量上的均值E[X(w)]和方差σ[X(w)]；
S203统计得到各个发动机状态参数随针栓位移量变化的参数阈值为[E[X(w)]-nσ[X(w)],E[X(w)]+nσ[X(w)]]，其中n为阈值带宽系数；
S3利用S2中得到的参数阈值对待进行故障检测的针栓式喷注器变推力发动机进行故障检测；
S301采集待检针栓式喷注器变推力发动机的状态参数X以及对应的针栓位移量w，得到由发动机状态参数X和针栓位移w组成的向量[X,w]；
S302对向量[X,w]中的每个参数逐一与S2中得到的参数阈值进行对比，若所有参数都处于参数阈值范围内，则判断发动机正常；如果存在M'个参数连续N'次超出参数阈值，则认为发动机故障，其中M'和N'为预先设定的阈值，均大于1。
2.根据权利要求1所述的针栓式喷注器变推力发动机故障检测方法，其特征在于，S1中将针栓式喷注器变推力发动机的燃烧室室压、涡轮泵转速、各组成管路的流量或/和各组成部件的进出口压力作为发动机故障检测的状态参数。
3.根据权利要求1所述的针栓式喷注器变推力发动机故障检测方法，其特征在于，S2中，对处于正常工作状态的针栓式喷注器变推力发动机，对其一段时间内的发动机故障检测的状态参数X以及对应的针栓位移量w进行采样，获得M个发动机状态参数的N个样本，按照下式统计各个发动机状态参数在每一针栓位移量上的均值E[X(w)]和方差σ[X(w)]：
其中，Xj(w)为针栓位移量为w时采集到的第j个样本，Xi(w)为针栓位移量为w时第i个传感器采集到的数据，E[Xi(w)]为第i个传感器所采集数据的均值，xij(w)表示针栓位移量为w时第i个传感器的第j个样本值，σ[Xi(w)]第i个传感器所采集数据的方差。
4.根据权利要求1所述的针栓式喷注器变推力发动机故障检测方法，其特征在于，阈值带宽系数n的取值区间为3～5。
5.根据权利要求1所述的针栓式喷注器变推力发动机故障检测方法，其特征在于，阈值带宽系数n的取值为3。
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Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109460071A (zh) * 2018-09-14 2019-03-12 中国人民解放军国防科技大学 航天器轨道动力异常补偿方法
CN111520255A (zh) * 2020-06-12 2020-08-11 中国人民解放军战略支援部队航天工程大学 一种具有发汗冷却功能的针栓喷注器
CN112377333A (zh) * 2020-12-02 2021-02-19 西安航天动力研究所 大推力液体火箭发动机涡轮泵实时故障监控方法
CN112502855A (zh) * 2020-09-16 2021-03-16 西北工业大学 基于液压双调系统的变推力常温液体推进剂火箭发动机

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1447544A1 (de) * 2003-01-21 2004-08-18 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG Fehlerdetektionslogik für Triebwerke
CN103530660A (zh) * 2013-10-31 2014-01-22 武汉钢铁(集团)公司 一种带钢张力传感器故障早期诊断方法
CN103544389A (zh) * 2013-10-18 2014-01-29 丽水学院 基于故障树和模糊神经网络的汽车起重机故障诊断方法
CN103995985A (zh) * 2014-06-10 2014-08-20 华东理工大学 基于Daubechies小波变换和弹性网的故障检测方法
CN105090303A (zh) * 2014-05-06 2015-11-25 中国航天科技集团公司第六研究院第十一研究所 一种大刚度小变形弹簧
CN105204496A (zh) * 2015-09-25 2015-12-30 清华大学 动车组空气制动控制系统传感器故障诊断的方法与系统

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1447544A1 (de) * 2003-01-21 2004-08-18 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG Fehlerdetektionslogik für Triebwerke
CN103544389A (zh) * 2013-10-18 2014-01-29 丽水学院 基于故障树和模糊神经网络的汽车起重机故障诊断方法
CN103530660A (zh) * 2013-10-31 2014-01-22 武汉钢铁(集团)公司 一种带钢张力传感器故障早期诊断方法
CN105090303A (zh) * 2014-05-06 2015-11-25 中国航天科技集团公司第六研究院第十一研究所 一种大刚度小变形弹簧
CN103995985A (zh) * 2014-06-10 2014-08-20 华东理工大学 基于Daubechies小波变换和弹性网的故障检测方法
CN105204496A (zh) * 2015-09-25 2015-12-30 清华大学 动车组空气制动控制系统传感器故障诊断的方法与系统

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
张利彬等: ""火箭发动机故障机检测的自适应相关算法的改进"", 《电光与控制》 *
张艳梅: ""液体火箭发动机故障检测和诊断中数据挖掘技术的应用研究"", 《中国优秀博硕士学位论文全文数据库 (硕士) 工程科技Ⅱ辑》 *

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109460071A (zh) * 2018-09-14 2019-03-12 中国人民解放军国防科技大学 航天器轨道动力异常补偿方法
CN111520255A (zh) * 2020-06-12 2020-08-11 中国人民解放军战略支援部队航天工程大学 一种具有发汗冷却功能的针栓喷注器
CN112502855A (zh) * 2020-09-16 2021-03-16 西北工业大学 基于液压双调系统的变推力常温液体推进剂火箭发动机
CN112502855B (zh) * 2020-09-16 2021-12-31 西北工业大学 基于液压双调系统的变推力常温液体推进剂火箭发动机
CN112377333A (zh) * 2020-12-02 2021-02-19 西安航天动力研究所 大推力液体火箭发动机涡轮泵实时故障监控方法
CN112377333B (zh) * 2020-12-02 2021-11-16 西安航天动力研究所 大推力液体火箭发动机涡轮泵实时故障监控方法

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