CN108716931A - 航空发动机机载传感器故障的处置算法 - Google Patents

航空发动机机载传感器故障的处置算法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种航空发动机机载传感器故障的处置算法，该处置算法包括获取机载传感器故障信息；判断发动机所处的状态；根据故障信息和发动机所处的状态，选择性地重构发生故障的机载传感器的参数。本发明能够提高发动机数控系统的可靠性，保证发动机性能和工作安全性。

Description

航空发动机机载传感器故障的处置算法
技术领域
本发明涉及航空发动机技术领域，具体涉及一种航空发动机机载传感器故障的处置算法。
背景技术
航空发动机工作包线广阔，工作环境复杂，发动机控制系统的传感器和执行机构常常工作在恶劣的环境下，极易发生故障。据统计，发动机控制系统的传感器故障占控制系统故障的80％以上。对于采用全权限数控系统(简称FADEC)的发动机来说，如果主要的控制参数机载传感器发生故障，会影响到发动性能、稳定性和安全性，甚至导致机毁人亡的事故。
为了避免上述事故的发生，往往在设计发动机时，在采用FADEC作为主要控制系统的同时兼带有机械液压控制系统作为备份(简称备份系统)。当机载传感器发生故障导致主控系统无法正常工作时，可转为备份系统对发动机进行控制。近年来随着FADEC的发展，备份系统的安全备份功能已逐步被主控系统实现。当发动机只拥有FADEC系统实现发动机控制时，为了避免机载传感器故障后对FADEC的影响，需要制定出相应的处置算法，以保证发动机正常工作。
现有技术中对于发动机主控参数故障的处置方法包括：对于具有备份系统的发动机，故障后可直接转备份；对发动机中间、加力工作状态提供了处置算法，当某一传感器故障后，如发动机高压转子相对转速传感器故障，则发动机中间、加力状态不再采用高压转子相对转速传感器来控制，仅采用低压转子相对转速传感器和排气温度传感器组合控制，并且控制规律下调。采用上述的控制方法，在某些工作条件下FADEC会受到备份系统的影响，使得发动机在非故障状态下无法正常发挥其应有性能，此外发动机转备份后，发动机的性能、功能有所降级，如无法在加力状态下工作，没有超温、超转等保护功能。虽然这种算法可以保证故障后发动机中间、加力状态稳定工作，但对于发动机节流状态和加、减速的算法没有明确。
因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述问题。
发明内容
本发明的目的在于提供一种航空发动机机载传感器故障的处置算法来克服或至少减轻现有技术中的至少一个上述问题。
为实现上述目的，本发明提供了一种航空发动机机载传感器故障的处置算法，所述处置算法包括获取所述机载传感器故障信息；判断所述发动机所处的状态；根据所述故障信息和所述发动机所处的状态，选择性地重构发生故障的所述机载传感器的参数；其中，所述机载传感器包括：发动机低压转子转速传感器、发动机高压转子转速传感器、发动机排气温度传感器以及发动机压气机出口压力传感器；所述发动机的状态包括：稳态和过渡态。
在上述处置算法的优选技术方案中，“判断所述发动机所处的状态”的步骤具体包括获取所述发动机的目标转速，其中，所述目标转速不低于慢车转速，并且不高于中间或最大状态的控制值；根据所述目标转速，计算所述发动机的状态偏差量；判断所述状态偏差量是否为零；如果所述状态偏差量为零，则说明所述发动机处于所述稳态；如果所述状态偏差量不为零，则说明所述发动机处于所述过渡态。
在上述处置算法的优选技术方案中，“判断所述发动机所处的状态”的步骤具体包括获取所述发动机的转速变化率，其中，所述转速变化率包括：高压转子相对转速变化率和低压转子相对转速变化率；判断所述转速变化率是否为零；如果所述转速变化率为零，则说明所述发动机处于所述稳态；如果所述转速变化率不为零，则说明所述发动机处于所述过渡态。
在上述处置算法的优选技术方案中，“根据所述故障信息和所述发动机所处的状态，选择性地重构发生故障的所述机载传感器参数”的步骤具体包括如果所述发动机处于所述稳态，则选择性地重构发生故障的所述机载传感器参数；如果所述发动机处于所述过渡态，则采用过渡态修正算法选择性地重构发生故障的所述机载传感器参数。
在上述处置算法的优选技术方案中，“如果所述发动机处于所述稳态，则选择性地重构发生故障的所述机载传感器参数”的步骤具体包括如果所述发动机高压转子转速传感器故障，则检测所述发动机低压转子转速传感器是否发生故障；如果所述发动机低压转子转速传感器未发生故障，则优先选择所述发动机低压转子转速传感器的检测数值重构所述发动机高压转子转速传感器的检测数值；如果所述发动机低压转子转速传感器发生故障，则选择所述发动机压气机出口压力传感器的检测数值重构所述发动机高压转子转速传感器的检测数值。
在上述处置算法的优选技术方案中，“如果所述发动机处于所述稳态，则选择性地重构发生故障的所述机载传感器参数”的步骤具体还包括如果所述发动机低压转子转速传感器故障，则检测所述发动机高压转子转速传感器是否发生故障；如果所述发动机高压转子转速传感器未发生故障，则优先选择所述发动机高压转子转速传感器的检测数值重构所述发动机低压转子转速传感器的检测数值；如果所述发动机高压转子转速传感器发生故障，则选择所述发动机压气机出口压力传感器的检测数值重构所述发动机低压转子转速传感器的检测数值。
在上述处置算法的优选技术方案中，“如果所述发动机处于所述稳态，则选择性地重构发生故障的所述机载传感器参数”的步骤具体还包括如果所述发动机压气机出口压力传感器故障，则检测所述发动机高压转子转速传感器是否发生故障；如果所述发动机高压转子转速传感器未发生故障，则优先选择所述发动机高压转子转速传感器的检测数值重构所述发动机压气机出口压力传感器的检测数值；如果所述发动机高压转子转速传感器发生故障，则选择所述发动机低压转子转速传感器的检测数值重构所述发动机压气机出口压力传感器的检测数值。
在上述处置算法的优选技术方案中，“如果所述发动机处于所述稳态，则选择性地重构发生故障的所述机载传感器参数”的步骤具体还包括如果所述发动机排气温度传感器故障，则检测所述发动机低压转子转速传感器与所述发动机高压转子转速传感器是否发生故障；如果所述发动机低压转子转速传感器与所述发动机高压转子转速传感器均未发生故障，则优先选择所述发动机高压转子转速传感器的检测数值重构所述发动机排气温度传感器的检测数值；如果所述发动机高压转子转速传感器发生故障，则选择所述发动机低压转子转速传感器的检测数值重构所述发动机排气温度传感器的检测数值；如果所述发动机低压转子转速传感器与所述发动机高压转子转速传感器均发生故障，则选择所述发动机压气机出口压力传感器的检测数值重构所述发动机排气温度传感器的检测数值。
在上述处置算法的优选技术方案中，“如果所述发动机处于所述过渡态，则采用过渡态修正算法选择性地重构发生故障的所述机载传感器参数”的步骤具体包括如果所述发动机低压转子转速传感器故障，则检测所述发动机高压转子转速传感器是否发生故障；如果所述发动机高压转子转速传感器未发生故障，则优先选择所述发动机高压转子转速传感器的检测数值重构所述发动机低压转子转速传感器的检测数值；如果所述发动机高压转子转速传感器发生故障，则选择所述发动机压气机出口压力传感器的检测数值重构所述发动机低压转子转速传感器的检测数值。
在上述处置算法的优选技术方案中，“如果所述发动机处于所述过渡态，则采用过渡态修正算法选择性地重构发生故障的所述机载传感器参数”的步骤具体还包括如果所述发动机高压转子转速传感器故障，则检测所述发动机低压转子转速传感器是否发生故障；如果所述发动机低压转子转速传感器未发生故障，则优先选择所述发动机低压转子转速传感器的检测数值重构所述发动机高压转子转速传感器的检测数值；如果所述发动机低压转子转速传感器发生故障，则选择所述发动机压气机出口压力传感器的检测数值重构所述发动机高压转子转速传感器的检测数值。
在上述处置算法的优选技术方案中，“如果所述发动机处于所述过渡态，则采用过渡态修正算法选择性地重构发生故障的所述机载传感器参数”的步骤具体还包括如果所述发动机压气机出口压力传感器故障，则检测所述发动机高压转子转速传感器是否发生故障；如果所述发动机高压转子转速传感器未发生故障，则优先选择所述发动机高压转子转速传感器的检测数值重构所述发动机压气机出口压力传感器的检测数值；如果所述发动机高压转子转速传感器发生故障，则选择所述发动机低压转子转速传感器的检测数值重构所述发动机压气机出口压力传感器的检测数值。
在上述处置算法的优选技术方案中，“如果所述发动机处于所述过渡态，则采用过渡态修正算法选择性地重构发生故障的所述机载传感器参数”的步骤具体还包括如果所述发动机排气温度传感器故障，则检测所述发动机低压转子转速传感器与所述发动机高压转子转速传感器是否发生故障；如果所述发动机低压转子转速传感器与所述发动机高压转子转速传感器均未发生故障，则优先选择所述发动机高压转子转速传感器的检测数值重构所述发动机排气温度传感器的检测数值；如果所述发动机高压转子转速传感器发生故障，则选择所述发动机低压转子转速传感器的检测数值重构所述发动机排气温度传感器的检测数值；如果所述发动机低压转子转速传感器与所述发动机高压转子转速传感器均发生故障，则选择所述发动机压气机出口压力传感器的检测数值重构所述发动机排气温度传感器的检测数值。
本领域技术人员能够理解的是，在本发明的优选技术方案中，当发动机主控参数中一个或两个传感器故障而导致参数无法有效采集时，通过本发明的处置算法，能够使发动机仍然进行加、减速和加力接通等过渡态动作，发动机性能与传感器发生后故障前保持一致，仍然具备超温、超转保护功能及防喘、消喘等功能，从而提高了发动机数控系统的可靠性，进而保证发动机性能和工作安全性。
附图说明
图1是本发明一实施例提供的处置算法的流程示意图；
图2是本发明另一实施例提供的处置算法的流程示意图；
图3是本发明另一实施例提供的处置算法的流程示意图；
图4是本发明另一实施例提供的处置算法的流程示意图；
图5是本发明实施例提供的P6/PH与n1R的修正系数关系曲线；
图6是本发明实施例提供的n2R-n1R的关系曲线；
图7是本发明实施例提供的n2R-P31R的关系曲线；
图8是本发明实施例提供的n2R-T6R的关系曲线；
图9是本发明实施例提供的dn2与Xd的关系曲线；
图10是本发明实施例提供的n2dot与X2dot的关系曲线；
图11是本发明实施例提供的dn1与Xd的关系曲线；
图12是本发明实施例提供的n1dot与X1dot的关系曲线。
具体实施方式
为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。
本发明实施例中提供了一种航空发动机机载传感器故障的处置算法，用于采用数控系统的航空发动机，采用本发明实施例中提供的处置算法，在发动机主控参数的传感器发生故障而导致参数无法有效采集时，能够对该参数进行重构，重构后发动机仍能够正常的工作。
本发明提供的实施例所涉及的航空发动机的工作状态包括：慢车状态、节流状态、中间状态以及加力状态，不涉及启动过程中传感器发生故障的处置。
本发明提供的实施例所涉及的相对转速是通过转速传感器测得的转速除以固定的数值来得到的。
本发明提供的实施例提供的是航空发动机传感器一个或两个发生故障时的处置算法。
图1是本发明一实施例提供的处置算法的流程示意图。如图1所示，该处置算法包括以下步骤：
s101，获取机载传感器故障信息，其中，机载传感器包括：低压转子转速传感器、高压转子转速传感器、排气温度传感器以及压气机出口压力传感器。
s102，判断发动机所处的状态，其中，发动机所处的状态包括：稳态和过渡态。
s103，根据故障信息和发动机所处的状态，选择性地重构发生故障的机载传感器的参数。
航空发动机在固定几何调整规律(如喷口、风扇可调叶片角度、压气机可调叶片角度以及放气阀控制规律等)并且涡轮导向器和喷管处于临界或超临界状态时，发动机工作同时遵循共同的工作原理和/或相似的工作原理，在此状态下，发动机的低压转子相对换算转速、高压转子相对换算转速、压气机出口换算压力以及换算排气温度间的关系是固定的，本发明提供的实施例是根据这种关系对发生故障的参数进行重构。
在本发明实施例中，低压转子转速传感器、高压转子转速传感器、排气温度传感器以及压气机出口压力传感器为航空发动机的主控参数，当其中一个或者两个发生故障时，可以选择其余未发生故障的传感器对其进行重构，也可以选择非主控参数传感器的数值与未发生故障的主控参数传感器结合来对其进行重构。
本领域人员能够理解的是，发动机处于稳态和过渡态时，其主控参数之间的对应关系不同，因此，需要根据发动机所处的状态来进一步地对发生故障的主控参数传感器进行重构。
图2是本发明另一实施例提供的处置算法的流程示意图。如图2所示，判断发动机所处的状态包括以下步骤：
s201，获取发动机的目标转速，其中，目标转速不低于慢车转速，并且不高于中间或最大状态的控制值。
航空发动机的控制系统能够通过油门杆角度PLA和发动机进口总温T1能够计算得到低压转子相对转速的给定控制量n1DEN、高压转子相对转速的给定控制量n2DEN、低压涡轮出口总温的给定控制量T6DEM以及压气机出口压力的给定控制量P31DEM，其中，高压转子相对转速的给定控制量为发动机的目标转速n2DEN＝min(max(f(PLA),n2MC),n2ZJ),
即发动机的目标转速与油门杆角度有函数关系，即n2DEN＝f(PLA)，上述公式中，n2MC为慢车转速，n2ZJ为中间或最大状态的控制值。
s202，根据目标转速，计算发动机的状态偏差量。
发动机的状态偏差量计算方法为：
航空发动机的控制系统能够根据实测的低压转子相对转速、高压转子相对转速、排气温度以及压气机出口压力，并通过以下公式计算各偏差量：
dn1＝n1DEM-n1；
dn2＝n2DEM-n2；
dT6＝(T6DEM-T6)×100/T6DEM；
dP31＝(P31DEM-P31)×100/P31DEM；
发动机的状态偏差量dn2＝min(dn1,dn2,dT6,dP31),
上述公式中，n1为低压转子相对转速，n2为高压转子相对转速，T6为排气温度，P31为压气机出口压力。
s203，判断状态偏差量是否为零。
s204，如果状态偏差量为零，则说明发动机处于稳态。
S205，如果状态偏差量不为零，则说明发动机处于过渡态。
在本发明的实施例中，通过判断上述方法计算得到的状态偏差量是否为零，就能够判断出发动机所处的状态，当然，判断发动机所处的状态不局限于上述的方法，下面对另一种判断发动机所处的状态的方法进行说明。
图3是本发明另一实施例提供的处置算法的流程示意图。如图3所示，判断发动机所处的状态包括以下步骤：
s301，获取发动机的转速变化率，其中，转速变化率包括：高压转子相对转速变化率、低压转子相对转速变化率。
s302，判断转速变化率是否为零。
s303，如果转速变化率为零，则说明发动机处于稳态。
s304，如果转速变化率不为零，则说明发动机处于过渡态。
需要说明的是，高压转子相对转速变化率通过如下公式计算：
低压转子相对转速变化率通过如下公式计算：
上述公式中，i为控制系统的运算周期，t为时间。
本实施例中，通过上述的两公式分别计算得到高压转子相对转速变化率和低压转子相对转速变化率，通过判断计算结果是否为零，来判断发动机所处的状态，当高压转子相对转速变化率为零，或者低压转子相对转速变化率为零，或者高压转子相对转速变化率和低压转子相对转速变化率同时为零时，则说明发动机处于稳态，反之，则发动机处于过渡态。
在本发明的实施例中，针对发动机处于不同的状态，对发生故障的主控参数传感器重构采用不同的方法，如果发动机处于稳态，则直接通过其它主控参数对发生故障的主控参数进行重构，如果发动机处于过渡态，则采用过渡态算法重构发生故障的主控参数传感器。
下面结合具体实施例来进行详细说明。
图4是本发明另一实施例提供的处置算法的流程示意图。如图4所示，根据故障信息和发动机所处的状态，选择性地重构发生故障的机载传感器的参数包括以下步骤
s400，判断发动机所述的状态，其中，发动机所处的状态包括稳态和过渡态。
S411，如果发动机处于稳态，并且发动机高压转子转速传感器故障，则选择其余未故障的传感器的检测数值重构发动机高压转子转速传感器的检测数值。
具体而言，当发动机高压转子转速传感器故障时，检测低压转子转速传感器是否发生故障；如果低压转子转速传感器未发生故障，则优先选择低压转子转速传感器的检测数值重构高压转子转速传感器的检测数值，其具体重构方法为：
通过公式
计算得到n1R，并通过P6/PH与n1R的修正系数关系曲线得到n1R的修正系数Xn1R，然后将n1R与Xn1R相除获得n1RX，通过n1RX在n2R-n1R的关系曲线中插值得到重构的n2R，最后根据公式
对n2进行重构；
如果低压转子转速传感器发生故障，则选择压气机出口压力传感器的检测数值重构高压转子转速传感器的检测数值，其具体重构方法为：
若机载设置有发动机进口总压传感器，则通过公式
计算得到P31R，并将P31R的数值插入n2R-P31R的关系曲线中，得到n2R，然后通过公式
对n2进行重构；
若机载没有设置发动机进口总压传感器，则通过公式
P1＝PH×(1+0.2×M)3.5×σ
计算得到P1，然后通过公式
计算得到P31R，并将P31R的数值插入n2R-P31R的关系曲线中，得到n2R，然后通过公式
对n2进行重构。
s412，如果发动机处于稳态，并且发动机低压转子转速传感器故障，则选择其余未故障的传感器的检测数值重构发动机低压转子转速传感器的检测数值。
具体而言，如果发动低压转子转速传感器发生故障，则检测发动机高压转子转速传感器是否发生故障；如果高压转子转速传感器未发生故障，则优先选择高压转子转速传感器的检测数值重构低压转子转速传感器的检测数值，其具体重构方法为：
通过公式
计算得到n2R，然后通过将n2R的数值插入n2R-n1R的关系曲线中得到n1R，计算P6/PH的数值，通过将P6/PH的数值插入P6/PH与n1R的修正系数关系曲线中得到Xn1R，将n1R与Xn1R相乘获得n1RX，最后通过公式
对n1进行重构；
如果高压转子转速传感器发生故障，则选择发动机压气机出口压力传感器的检测数值重构低压转子转速传感器的检测数值，其具体重构方法为：
若机载设置有发动机进口总压传感器，则通过公式
计算得到P31R，并将P31R的数值插入n2R-P31R的关系曲线中，得到n2R，然后通过公式
对n2进行重构；
若机载没有设置发动机进口总压传感器，则通过公式
P1＝PH×(1+0.2×M)3.5×σ
计算得到P1，然后通过公式
计算得到P31R，并将P31R的数值插入n2R-P31R的关系曲线中，得到n2R，然后通过公式
对n2进行重构，
然后，通过公式
计算得到n2R，然后通过将n2R的数值插入n2R-n1R的关系曲线中得到n1R，计算P6/PH的数值，通过将P6/PH的数值插入P6/PH与n1R的修正系数关系曲线中得到Xn1R，将n1R与Xn1R相乘获得n1RX，最后通过公式
对n1进行重构。
s413，如果发动机处于稳态，并且发动机压气机出口压力传感器故障，则选择其余未故障的传感器的检测数值重构发动机压气机出口压力传感器的检测数值。
具体而言，如果发动机压气机出口压力传感器发生故障，则检测发动机高压转子转速传感器是否发生故障；如果高压转子转速传感器未发生故障，则优先选择高压转子转速传感器的检测数值重构压气机出口压力传感器的检测数值，其具体重构方法为：
若机载设置有发动机进口总压，则通过公式
计算得到n2R，将n2R的数值插入n2R-P31R的关系曲线中，得到P31R然后根据公式
对P31进行重构；
若机载未设置有发动机进口总压，则通过公式
P1＝PH×(1+0.2×M)3.5×σ
计算得到P1，然后通过公式
计算得到n2R，将n2R的数值插入n2R-P31R的关系曲线中，得到P31R然后根据公式
对P31进行重构；
如果高压转子转速传感器发生故障，则选择低压转子转速传感器的检测数值重构压气机出口压力传感器的检测数值，其具体重构方法为：
通过公式
计算得到n1R，并通过P6/PH与n1R的修正系数关系曲线得到的n1R修正系数Xn1R，然后将n1R与Xn1R相除获得n1RX，通过n1RX在n2R-n1R的关系曲线中插值得到重构的n2R，最后根据公式
计算得到n2；
若机载设置有发动机进口总压，则通过公式
计算得到n2R，将n2R的数值插入n2R-P31R的关系曲线中，得到P31R然后根据公式
对P31进行重构；
若机载未设置有发动机进口总压，则通过公式
P1＝PH×(1+0.2×M)3.5×σ
计算得到P1，然后通过公式
计算得到n2R，将n2R的数值插入n2R-P31R的关系曲线中，得到P31R然后根据公式
对P31进行重构
s414，如果发动机处于稳态，并且发动机排气温度传感器故障，则选择其余未故障的传感器的检测数值重构发动机排气温度传感器的检测数值。
具体而言，如果发动机排气温度传感器发生故障，则检测发动机低压转子转速传感器与高压转子转速传感器是否发生故障；如果低压转子转速传感器与高压转子转速传感器均未发生故障，则优先选择高压转子转速传感器的检测数值重构排气温度传感器的检测数值，其具体重构方法为：
通过公式
计算得到n2R，并将n2R的数值插入n2R-T6R的关系曲线中，得到T6R，然后通过公式
对T6进行重构；
如果高压转子转速传感器发生故障，则选择低压转子转速传感器的检测数值重构排气温度传感器的检测数值，其具体重构方法为：
如果所述发动机低压转子转速传感器未发生故障，则通过公式
计算得到n1R，并通过P6/PH与n1R的修正系数关系曲线得到的n1R修正系数Xn1R，然后将n1R与Xn1R相除获得Xn1R，通过n1RX在n2R-n1R的关系曲线中插值得到重构的n2R，最后根据公式
计算得到n2；
如果所述发动机低压转子转速传感器发生故障，则判断是否有发动机进口总压传感器，
若机载设置有发动机进口总压传感器，则通过公式
计算得到P31R，并将P31R的数值插入n2R-P31R的关系曲线中，得到n2R，然后通过公式
计算得到n2；
若机载没有设置发动机进口总压传感器，则通过公式
P1＝PH×(1+0.2×M)3.5×σ
计算得到P1，然后通过公式
计算得到P31R，并将P31R的数值插入n2R-P31R的关系曲线中，得到n2R，然后通过公式
计算得到n2；
然后通过公式
计算得到n2R，并将n2R的数值插入n2R-T6R的关系曲线中，得到T6R，然后通过公式
对T6进行重构；
如果低压转子转速传感器发生故障与高压转子相对传感器均发生故障，则选择压气机出口压力传感器的检测数值重构排气温度的检测数值，其具体方法为：
若机载设置有发动机进口总压传感器，则通过公式
计算得到P31R，并将P31R的数值插入n2R-P31R的关系曲线中，得到n2R，然后通过公式
计算得到n2；
若机载没有设置发动机进口总压传感器，则通过公式
P1＝PH×(1+0·2×M)3.5×σ
计算得到P1，然后根据上述方法重构n2，然后通过公式
计算得到n2R，并将n2R的数值插入n2R-T6R的关系曲线中，得到T6R，然后通过公式
对T6进行重构；
s421，如果发动机处于过渡态，并且发动机低压转子转速传感器故障，则选择其余未故障的传感器的检测数值重构发动机低压转子转速传感器的检测数值。
具体而言，如果发动机低压转子转速传感器发生故障，则检测发动机高压转子转速传感器是否发生故障；如果高压转子转速传感器未发生故障，则优先选择高压转子转速传感器的检测数值重构低压转子转速传感器的检测数值，其具体重构方法为：
通过公式
计算得到n2R，然后通过将n2R的数值插入n2R-n1R的关系曲线中得到n1R，然后通过公式
dn2＝min(dn1，dn2，dT6，dP31)，
及公式
计算得到dn2和n2dot，然后将dn2的数值插入dn2与Xd的关系曲线中得到Xd，将n2dot的数值插入n2dot与X2dot的关系曲线中得到X2dot，然后通过公式
X＝Xd/|Xd|×min(|Xd|，|X2dot|)
计算得到修正量X，即修正后的n1RX＝n1R-X，
然后根据公式
对n1进行重构；
如果高压转子转速传感器发生故障，则选择压气机出口压力传感器的检测数值重构低压转子转速传感器的检测数值，其具体重构方法为：
若机载设置有发动机进口总压传感器，则通过公式
计算得到P31R，并将P31R的数值插入n2R-P31R的关系曲线中，得到n2R，然后通过公式
计算得到n2；
若机载没有设置发动机进口总压传感器，则通过公式
Pl＝PH×(1+0.2×M)3.5×σ
计算得到P1，然后通过公式
计算得到P31R，并将P31R的数值插入n2R-P31R的关系曲线中，得到n2R，然后通过公式
计算得到n2；
通过公式
计算得到n2R，然后通过将n2R的数值插入n2R-n1R的关系曲线中得到n1R，然后通过公式
dn2＝min(dn1，dn2，dT6，dP31)，
及公式
计算得到dn2和n2dot，然后将dn2的数值插入dn2与Xd的关系曲线中得到Xd，将n2dot的数值插入n2dot与X2dot的关系曲线中得到X2dot，然后通过公式
X＝Xd/|Xd|×min(|Xd|，|X2dot|)
计算得到修正量X，即修正后的n1RX＝n1R-X，
然后根据公式
对n1进行重构。
s422，如果发动机处于过渡态，并且发动机高压转子转速传感器故障，则选择其余未故障的传感器的检测数值重构发动机高压转子转速传感器的检测数值。
具体而言，如果发动机高压转子转速传感器发生故障，则检测发动机低压转子转速传感器是否发生故障；如果低压转子转速传感器未发生故障，则优先选择低压转子转速传感器的检测数值重构高压转子转速传感器的检测数值，其具体重构方法为：
通过公式
计算得到n1R，并通过P6/PH与n1R的修正系数关系曲线得到的n1R修正系数Xn1R，然后将n1R与Xn1R相除获得n1RX，通过n1RX在n2R-n1R的关系曲线中插值得到重构的n2R，最后根据公式
计算得到n2，通过公式
dn1＝n1DEM-n1，
dn2＝n2DEM-n2，
dT6＝(T6DEM-T6)×100/T6DEM，
dP31＝(P31DEM-P31)×100/P31DEM，
dn2＝min(dn1，dn2，dT6，dP31)
计算得到dn2，同时通过公式
计算得到n1dot，将dn2的数值插入到dn2与Xd的关系曲线中得到Xd，将n1dot的数值插入到n1dot与X1dot的关系曲线中得到X1dot，通过公式
X＝Xd/|Xd|×min(|Xd|，|X1dot|)
计算得到最终修正量X，然后通过公式
n2RX＝n2R-X
及公式
对n2进行重构；
如果低压转子转速传感器发生故障，则选择压气机出口压力传感器的检测数值重构高压转子转速传感器的检测数值，其具体重构方法为：
若机载设置有发动机进口总压传感器，则通过公式
计算得到P31R，并将P31R的数值插入n2R-P31R的关系曲线中，得到n2R，然后通过公式
对n2进行重构；
若机载没有设置发动机进口总压传感器，则通过公式
Pl＝PH×(1+0.2×M)3.5×σ
计算得到P1，然后通过公式
计算得到P31R，并将P31R的数值插入n2R-P31R的关系曲线中，得到n2R，然后通过公式
对n2进行重构。
s423，如果发动机处于过渡态，并且发动机压气机出口压力传感器故障，则选择其余未故障的传感器的检测数值重构发动机压气机出口压力传感器的检测数值。
具体而言，如果发动机压气机出口压力传感器发生故障，则检测发动机高压转子转速传感器是否发生故障；如果高压转子转速传感器未发生故障，则优先选择高压转子转速传感器的检测数值重构压气机出口压力传感器的检测数值，其具体重构方法为：
若机载设置有发动机进口总压，则通过公式
计算得到n2R，将n2R的数值插入n2R-P31R的关系曲线中，得到P31R然后根据公式
对P31进行重构；
若机载未设置有发动机进口总压，则通过公式
Pl＝PH×(1+0.2×M)3.5×σ
计算得到P1，然后通过公式
计算得到n2R，将n2R的数值插入n2R-P31R的关系曲线中，得到P31R然后根据公式
对P31进行重构；
如果高压转子转速传感器发生故障，则选择低压转子转速传感器的检测数值重构压气机出口压力传感器的检测数值，其具体重构方法为：
通过公式
计算得到n1R，并通过P6/PH与n1R的修正系数关系曲线得到的n1R修正系数Xn1R，然后将n1R与Xn1R相除获得n1RX，通过n1RX在n2R-n1R的关系曲线中插值得到重构的n2R，最后根据公式
计算得到n2，通过公式
dn1＝n1DEM-n1，
dn2＝n2DEM-n2，
dT6＝(T6DEM-T6)×100/T6DEM，
dP31＝(P31DEM-P31)×100/P31DEM，
dn2＝min(dn1，dn2，dT6，dP31)
计算得到dn2，同时通过公式
计算得到n1dot，将dn2的数值插入到dn2与Xd的关系曲线中得到Xd，将n1dot的数值插入到n1dot与X1dot的关系曲线中得到X1dot，通过公式
X＝Xd/|Xd|×min(|Xd|，|X1dot|)
计算得到最终修正量X，然后通过公式
n2RX＝n2R-X
及公式
计算得到n2；
若机载设置有发动机进口总压，则通过公式
计算得到n2R，将n2R的数值插入n2R-P31R的关系曲线中，得到P31R然后根据公式
对P31进行重构；
若机载未设置有发动机进口总压，则通过公式
P1＝PH×(1+0·2×M)3.5×σ
计算得到P1，然后通过公式
计算得到n2R，将n2R的数值插入n2R-P31R的关系曲线中，得到P31R然后根据公式
对P31进行重构。
s424，如果发动机处于过渡态，并且发动机排气温度传感器故障，则选择其余未故障的传感器的检测数值重构发动机排气温度传感器的检测数值。
具体而言，如果发动机排气温度传感器发生故障，则检测发动机低压转子转速传感器与高压转子转速传感器是否发生故障；如果低压转子转速传感器与高压转子转速传感器均未发生故障，则优先选择高压转子转速传感器的检测数值重构排气温度传感器的检测数值，其具体重构方法为：
通过公式
计算得到n2R，并将n2R的数值插入n2R-T6R的关系曲线中，得到T6R，然后通过公式
对T6进行重构；
如果高压转子转速传感器发生故障，则选择低压转子转速传感器的检测数值重构排气温度传感器的检测数值，其具体重构方法为：
如果所述发动机低压转子转速传感器未发生故障，则通过公式
计算得到n1R，并通过P6/PH与n1R的修正系数关系曲线得到的n1R修正系数Xn1R，然后将n1R与Xn1R相除获得n1RX，通过n1RX在n2R-n1R的关系曲线中插值得到重构的n2R，最后根据公式
计算得到n2；
如果所述发动机低压转子转速传感器发生故障，则判断是否有发动机进口总压传感器，
若机载设置有发动机进口总压传感器，则通过公式
计算得到P31R，并将P31R的数值插入n2R-P31R的关系曲线中，得到n2R，然后通过公式
计算得到n2；
若机载没有设置发动机进口总压传感器，则通过公式
Pl＝PH×(1+0.2×M)3.5×σ
计算得到P1，然后通过公式
计算得到P31R，并将P31R的数值插入n2R-P31R的关系曲线中，得到n2R，然后通过公式
计算得到n2；
然后通过公式
计算得到n2R，并将n2R的数值插入n2R-T6R的关系曲线中，得到T6R，然后通过公式
对T6进行重构；
如果低压转子转速传感器与高压转子转速传感器均发生故障，则选择压气机出口压力传感器的检测数值重构排气温度传感器的检测数值，其具体重构方法为：
若机载设置有发动机进口总压传感器，则通过公式
计算得到P31R，并将P31R的数值插入n2R-P31R的关系曲线中，得到n2R，然后通过公式
计算得到n2；
若机载没有设置发动机进口总压传感器，则通过公式
Pl＝PH×(1+0.2×M)3.5×σ
计算得到P1，然后根据上述方法重构n2，然后通过公式
计算得到n2R，并将n2R的数值插入n2R-T6R的关系曲线中，得到T6R，然后通过公式
对T6进行重构。
上述实施例中，公式中的参数：n1为发动机低压转子相对速度，n2为发动机高压转子相对速度，T6为发动机排气温度，P31为发动机压气机出口压力，PH为发动机舱压，P1为发动机进口总压，P6为发动机出口压力，T1为发动机进口总温，n1R为发动机低压转子相对换算转速，n2R为发动机高压转子相对换算转速，P31R为发动机压气机出口换算压力，T6R为换算排气温度，n1DEM为低压转子相对转速的给定控制量，n2DEM为高压转子相对转速的给定控制量，T6DEM为低压涡轮出口总温的给定控制量，P31DEM为压气机出口压力的给定控制量，n1dot为低压转子相对转速变化率，n2dot为高压转子相对转速变化率，σ为飞机进气道总压恢复系数，H为飞行高度，M为飞行马赫数。
以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制。尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所机载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (10)

1.一种航空发动机机载传感器故障的处置算法，其特征在于，所述处置算法包括
获取所述机载传感器故障信息；
判断所述发动机所处的状态；
根据所述故障信息和所述发动机所处的状态，选择性地重构发生故障的所述机载传感器的参数；
其中，所述机载传感器包括：发动机低压转子转速传感器、发动机高压转子转速传感器、发动机排气温度传感器以及发动机压气机出口压力传感器；所述发动机的状态包括：稳态和过渡态。
2.根据权利要求1所述的处置算法，其特征在于，“判断所述发动机所处的状态”的步骤具体包括
获取所述发动机的目标转速，其中，所述目标转速不低于慢车转速，并且不高于中间或最大状态的控制值；
根据所述目标转速，计算所述发动机的状态偏差量；
判断所述状态偏差量是否为零；
如果所述状态偏差量为零，则说明所述发动机处于所述稳态；
如果所述状态偏差量不为零，则说明所述发动机处于所述过渡态。
3.根据权利要求1所述的处置算法，其特征在于，“判断所述发动机所处的状态”的步骤具体包括
获取所述发动机的转速变化率，其中，所述转速变化率包括：高压转子相对转速变化率和低压转子相对转速变化率；
判断所述转速变化率是否为零；
如果所述转速变化率为零，则说明所述发动机处于所述稳态；
如果所述转速变化率不为零，则说明所述发动机处于所述过渡态。
4.根据权利要求2或3所述的处置算法，其特征在于，“根据所述故障信息和所述发动机所处的状态，选择性地重构发生故障的所述机载传感器参数”的步骤具体包括
如果所述发动机处于所述稳态，则选择性地重构发生故障的所述机载传感器参数；
如果所述发动机处于所述过渡态，则采用过渡态修正算法选择性地重构发生故障的所述机载传感器参数。
5.根据权利要求4所述的处置算法，其特征在于，“如果所述发动机处于所述稳态，则选择性地重构发生故障的所述机载传感器参数”的步骤具体包括
如果所述发动机高压转子转速传感器故障，则检测所述发动机低压转子转速传感器是否发生故障；
如果所述发动机低压转子转速传感器未发生故障，则优先选择所述发动机低压转子转速传感器的检测数值重构所述发动机高压转子转速传感器的检测数值；
如果所述发动机低压转子转速传感器发生故障，则选择所述发动机压气机出口压力传感器的检测数值重构所述发动机高压转子转速传感器的检测数值。
6.根据权利要求5所述的处置算法，其特征在于，“如果所述发动机处于所述稳态，则选择性地重构发生故障的所述机载传感器参数”的步骤具体还包括
如果所述发动机低压转子转速传感器故障，则检测所述发动机高压转子转速传感器是否发生故障；
如果所述发动机高压转子转速传感器未发生故障，则优先选择所述发动机高压转子转速传感器的检测数值重构所述发动机低压转子转速传感器的检测数值；
如果所述发动机高压转子转速传感器发生故障，则选择所述发动机压气机出口压力传感器的检测数值重构所述发动机低压转子转速传感器的检测数值。
7.根据权利要求6所述的处置算法，其特征在于，“如果所述发动机处于所述稳态，则选择性地重构发生故障的所述机载传感器参数”的步骤具体还包括
如果所述发动机压气机出口压力传感器故障，则检测所述发动机高压转子转速传感器是否发生故障；
如果所述发动机高压转子转速传感器未发生故障，则优先选择所述发动机高压转子转速传感器的检测数值重构所述发动机压气机出口压力传感器的检测数值；
如果所述发动机高压转子转速传感器发生故障，则选择所述发动机低压转子转速传感器的检测数值重构所述发动机压气机出口压力传感器的检测数值。
8.根据权利要求7所述的处置算法，其特征在于，“如果所述发动机处于所述稳态，则选择性地重构发生故障的所述机载传感器参数”的步骤具体还包括
如果所述发动机排气温度传感器故障，则检测所述发动机低压转子转速传感器与所述发动机高压转子转速传感器是否发生故障；
如果所述发动机低压转子转速传感器与所述发动机高压转子转速传感器均未发生故障，则优先选择所述发动机高压转子转速传感器的检测数值重构所述发动机排气温度传感器的检测数值；
如果所述发动机高压转子转速传感器发生故障，则选择所述发动机低压转子转速传感器的检测数值重构所述发动机排气温度传感器的检测数值；
如果所述发动机低压转子转速传感器与所述发动机高压转子转速传感器均发生故障，则选择所述发动机压气机出口压力传感器的检测数值重构所述发动机排气温度传感器的检测数值。
9.根据权利要求4所述的处置算法，其特征在于，“如果所述发动机处于所述过渡态，则采用过渡态修正算法选择性地重构发生故障的所述机载传感器参数”的步骤具体包括
如果所述发动机低压转子转速传感器故障，则检测所述发动机高压转子转速传感器是否发生故障；
如果所述发动机高压转子转速传感器未发生故障，则优先选择所述发动机高压转子转速传感器的检测数值重构所述发动机低压转子转速传感器的检测数值；
如果所述发动机高压转子转速传感器发生故障，则选择所述发动机压气机出口压力传感器的检测数值重构所述发动机低压转子转速传感器的检测数值。
10.根据权利要求9所述的处置算法，其特征在于，“如果所述发动机处于所述过渡态，则采用过渡态修正算法选择性地重构发生故障的所述机载传感器参数”的步骤具体还包括
如果所述发动机高压转子转速传感器故障，则检测所述发动机低压转子转速传感器是否发生故障；
如果所述发动机低压转子转速传感器未发生故障，则优先选择所述发动机低压转子转速传感器的检测数值重构所述发动机高压转子转速传感器的检测数值；
如果所述发动机低压转子转速传感器发生故障，则选择所述发动机压气机出口压力传感器的检测数值重构所述发动机高压转子转速传感器的检测数值；
“如果所述发动机处于所述过渡态，则采用过渡态修正算法选择性地重构发生故障的所述机载传感器参数”的步骤具体还包括
如果所述发动机压气机出口压力传感器故障，则检测所述发动机高压转子转速传感器是否发生故障；
如果所述发动机高压转子转速传感器未发生故障，则优先选择所述发动机高压转子转速传感器的检测数值重构所述发动机压气机出口压力传感器的检测数值；
如果所述发动机高压转子转速传感器发生故障，则选择所述发动机低压转子转速传感器的检测数值重构所述发动机压气机出口压力传感器的检测数值；
“如果所述发动机处于所述过渡态，则采用过渡态修正算法选择性地重构发生故障的所述机载传感器参数”的步骤具体还包括
如果所述发动机排气温度传感器故障，则检测所述发动机低压转子转速传感器与所述发动机高压转子转速传感器是否发生故障；
如果所述发动机低压转子转速传感器与所述发动机高压转子转速传感器均未发生故障，则优先选择所述发动机高压转子转速传感器的检测数值重构所述发动机排气温度传感器的检测数值；
如果所述发动机高压转子转速传感器发生故障，则选择所述发动机低压转子转速传感器的检测数值重构所述发动机排气温度传感器的检测数值；
如果所述发动机低压转子转速传感器与所述发动机高压转子转速传感器均发生故障，则选择所述发动机压气机出口压力传感器的检测数值重构所述发动机排气温度传感器的检测数值。
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Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114013665A (zh) * 2021-11-19 2022-02-08 中国航发沈阳发动机研究所 一种航空燃气涡轮发动机状态过渡控制方法及装置
CN114893301A (zh) * 2022-04-14 2022-08-12 北京动力机械研究所 小型涡扇发动机参控温度参数判故方法及冗余控制方法
CN114893302A (zh) * 2022-04-14 2022-08-12 北京动力机械研究所 一种小型涡扇发动机转速判故方法及冗余控制方法

Citations (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2703777A2 (en) * 2012-08-29 2014-03-05 GE Aviation Systems LLC System and method for utilizing multiple sensors
CN103616036A (zh) * 2013-11-29 2014-03-05 中国航空无线电电子研究所 一种基于合作目标的机载传感器系统误差估计与补偿方法
CN105201562A (zh) * 2014-05-28 2015-12-30 中航商用航空发动机有限责任公司 主动间隙控制方法及系统
US20160109897A1 (en) * 2014-10-15 2016-04-21 Bae Systems Controls Inc. Control system with always on calibration and test and calibration and test circuit
CN105868467A (zh) * 2016-03-28 2016-08-17 南京航空航天大学 一种动稳态航空发动机机载模型构建方法
CN106295153A (zh) * 2016-08-03 2017-01-04 南京航空航天大学 一种基于孪生支持向量机的航空发动机气路故障诊断方法
CN106741987A (zh) * 2016-12-12 2017-05-31 北京航天测控技术有限公司 一种无人机机载健康管理监测系统
CN106741988A (zh) * 2016-12-14 2017-05-31 中国航空工业集团公司上海航空测控技术研究所 一种基于物联网的飞机自主式保障系统与方法
CN106872172A (zh) * 2017-04-19 2017-06-20 成都信息工程大学 航空发动机试验安全参数监视的实时判别方法及系统
EP3273008A1 (en) * 2016-07-21 2018-01-24 United Technologies Corporation Pre-start motoring synchronization for multiple engines
CN107797543A (zh) * 2017-09-26 2018-03-13 大连理工大学 一种航空发动机燃油调节器故障诊断方法
CN107942653A (zh) * 2017-10-30 2018-04-20 南京航空航天大学 航空电动燃油泵流量控制系统传感器故障鲁棒容错方法
CN108062428A (zh) * 2017-10-30 2018-05-22 南京航空航天大学 一种涡扇发动机在线部件故障诊断方法及系统

Patent Citations (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2703777A2 (en) * 2012-08-29 2014-03-05 GE Aviation Systems LLC System and method for utilizing multiple sensors
CN103616036A (zh) * 2013-11-29 2014-03-05 中国航空无线电电子研究所 一种基于合作目标的机载传感器系统误差估计与补偿方法
CN105201562A (zh) * 2014-05-28 2015-12-30 中航商用航空发动机有限责任公司 主动间隙控制方法及系统
US20160109897A1 (en) * 2014-10-15 2016-04-21 Bae Systems Controls Inc. Control system with always on calibration and test and calibration and test circuit
CN105868467A (zh) * 2016-03-28 2016-08-17 南京航空航天大学 一种动稳态航空发动机机载模型构建方法
EP3273008A1 (en) * 2016-07-21 2018-01-24 United Technologies Corporation Pre-start motoring synchronization for multiple engines
CN106295153A (zh) * 2016-08-03 2017-01-04 南京航空航天大学 一种基于孪生支持向量机的航空发动机气路故障诊断方法
CN106741987A (zh) * 2016-12-12 2017-05-31 北京航天测控技术有限公司 一种无人机机载健康管理监测系统
CN106741988A (zh) * 2016-12-14 2017-05-31 中国航空工业集团公司上海航空测控技术研究所 一种基于物联网的飞机自主式保障系统与方法
CN106872172A (zh) * 2017-04-19 2017-06-20 成都信息工程大学 航空发动机试验安全参数监视的实时判别方法及系统
CN107797543A (zh) * 2017-09-26 2018-03-13 大连理工大学 一种航空发动机燃油调节器故障诊断方法
CN107942653A (zh) * 2017-10-30 2018-04-20 南京航空航天大学 航空电动燃油泵流量控制系统传感器故障鲁棒容错方法
CN108062428A (zh) * 2017-10-30 2018-05-22 南京航空航天大学 一种涡扇发动机在线部件故障诊断方法及系统

Non-Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
WANG HAN 等: "Research on On-line Monitoring Method of Lubricating Oil Consumption Rate of Aeroengine Based on QAR Data", 《 2017 INTERNATIONAL CONFERENCE ON SENSING, DIAGNOSTICS, PROGNOSTICS, AND CONTROL (SDPC)》 *
WANG YUGUO 等: "Multi-Concurrent Fault Diagnosis Approach for Aeroengine Based on Wavelet Fuzzy Network", 《2008 CHINESE CONTROL AND DECISION CONFERENCE》 *
YANTING AI 等: "Application of Principal Component Analysis in Relational Research between Aeroengine Assembly Parameters and Its Vibration", 《2008 FOURTH INTERNATIONAL CONFERENCE ON NATURAL COMPUTATION》 *
徐克虎 等: "低空突防中的多传感器信息融合技术研究", 《南京航空航天大学学报》 *
袁春飞 等: "传感器故障下的航空发动机机载自适应模型重构", 《航空动力学报》 *
赵文博: "航空发动机传感器故障诊断及信号重构", 《中国优秀硕士学位论文全文数据库 工程科技II辑》 *
鲁峰: "航空发动机故障诊断的融合技术研究", 《中国博士学位论文全文数据库 工程科技II辑》 *

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114013665A (zh) * 2021-11-19 2022-02-08 中国航发沈阳发动机研究所 一种航空燃气涡轮发动机状态过渡控制方法及装置
CN114013665B (zh) * 2021-11-19 2024-02-27 中国航发沈阳发动机研究所 一种航空燃气涡轮发动机状态过渡控制方法及装置
CN114893301A (zh) * 2022-04-14 2022-08-12 北京动力机械研究所 小型涡扇发动机参控温度参数判故方法及冗余控制方法
CN114893302A (zh) * 2022-04-14 2022-08-12 北京动力机械研究所 一种小型涡扇发动机转速判故方法及冗余控制方法
CN114893301B (zh) * 2022-04-14 2023-09-08 北京动力机械研究所 小型涡扇发动机参控温度参数判故方法及冗余控制方法
CN114893302B (zh) * 2022-04-14 2023-10-17 北京动力机械研究所 一种小型涡扇发动机转速判故方法及冗余控制方法

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