CN109736954A - 一种航空发动机故障监测系统 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种航空发动机故障监测系统，包括飞机存储系统、信号处理和控制模块、显示输出模块、数据通信模块，所述信号处理和控制模块由下位机和上位机以及外部存储单元共同构成，所述外部存储单元由下位机的SDRAM和Flash组成，所述显示输出模块基于显示屏实现，所述数据通信模块由DSP的缓冲串口、主机接口(HPI)、串口通信模块、PC机串口、连接电缆和数字转换电路构成，飞机的发动机上安装有监测硬件；所述检测硬件与计算机连接，计算机内设置有分析软件，所述分析软件与云端数据库基于以太网连接，所述云端数据库与航班公司系统基于以太网连接，所述航班公司系统与移动客户端基于以太网连接。
Description
技术领域
本发明涉及航空发动机技术领域，具体为一种航空发动机故障监测系统。
背景技术
航空发动机为航空器提供飞行所需动力的发动机。主要有三种类型：活塞式航空发动机，燃气涡轮发动机，冲压发动机，航空发动机是一种高度复杂和精密的热力机械，为航空器提供飞行所需动力的发动机。作为飞机的心脏，被誉为“工业之花”，它直接影响飞机的性能、可靠性及经济性，是一个国家科技、工业和国防实力的重要体现。目前，世界上能够独立研制高性能航空发动机的国家只有美国、俄罗斯、英国、法国等少数几个国家，技术门槛很高。航空发动机是高精密设备，如若出现故障会有严重的后果，因此需要对航空发动机进行监测，对发动机工作时生成的数据进行判断，提前做好预判，为飞行员提前提供发动机的信息数据，为飞行员提供一定的应急措施时间。
发明内容
本发明的目的在于提供一种航空发动机故障监测系统，解决了背景技术中所提出的问题，满足实际使用需求。
为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：一种航空发动机故障监测系统，包括飞机存储系统、信号处理和控制模块、显示输出模块、数据通信模块，其特征在于：所述信号处理和控制模块由下位机和上位机以及外部存储单元共同构成，所述外部存储单元由下位机的SDRAM和Flash组成，所述显示输出模块基于显示屏实现，所述数据通信模块由DSP的缓冲串口、主机接口(HPI)、串口通信模块、PC机串口、连接电缆和数字转换电路构成，飞机的发动机上安装有监测硬件，监测硬件包括两个转速传感器、气体温度传感器、燃油流量传感器、振动传感器、油压传感器和油温传感器，两个所述转速传感器设置于发动机的低压转子N1和高压转子N2上，所述气体温度传感器设置于发动机排气口一侧，所述燃油流量传感器设置于发动机的燃油桶中，所述振动传感器设置于发动机表面，所述油压传感器和油温传感器设置于发动机的油箱中，所述检测硬件与计算机连接，计算机内设置有分析软件，所述分析软件与云端数据库基于以太网连接，所述云端数据库与航班公司系统基于以太网连接，所述航班公司系统与移动客户端基于以太网连接。
作为本发明的一种优选实施方式，所述分析软件为SAGE、EHM和COMPASS。
作为本发明的一种优选实施方式，所述飞机存储系统基于机械硬盘。
作为本发明的一种优选实施方式，所述检测硬件包括七个监控流程，a1.数据采集；a2.数据处理；a3.飞行数据有效性检查；a4.监控参数的换算；a5.发动机的线性方程；a6.监控数据的初始化；a7.状态的趋势分析。
作为本发明的一种优选实施方式，所述转速传感器采用60－12C型号，所述气体温度传感器采用WRM-101型号，所述燃油流量传感器采用SWHCV01P型号，所述振动传感器采用ESW-MULTI(HOL510)型号，所述油压传感器和油温传感器分别采用PT124G-111型号和G509型号。
作为本发明的一种优选实施方式，所述飞机存储系统与所述信号处理和控制模块通过数据线连接。
作为本发明的一种优选实施方式，所述显示输出模块与所述数据通信模块通过以太网连接。
作为本发明的一种优选实施方式，所述信号处理和控制模块与所述数据通信模块通过信号连接。
与现有技术相比，本发明的有益效果如下：
1.结构设计合理，通过数据自动记录系统并结合地空数据通讯，从而完成对航空发动机进行巡航数据的采集和监测，同时将数据存储于云端数据库，构成大数据系统，每次监测的数据与云端数据库进行对比，从而判断飞机是否处于故障。
2.基于云端数据库构成的大数据系统，飞行员可通过查看趋势图有无变化和查看所有参数是否有相同的变化，查看同意飞机其它发动机参数是否有相同变化趋势来判断，如果是，则说明指示系统故障，否，利用指印查找故障，为查找发动机的故障提供了较大的方便。
附图说明
图1为本发明系统结构框图；
图2为本发明流程图；
图3为本发明监测硬件种类图；
图4为本发明数据种类图；
图5为本发明分析软件种类图；
图6为本发明发动机巡航趋势图分析基本流程图；
图7为本发明发动机推力、EGT、N1与外界大气温度关系图；
图8为本发明EGTM和OATL关系图。
具体实施方式
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清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做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。
请参阅图1-8，本发明提供一种技术方案：一种航空发动机故障监测系统，包括飞机存储系统、信号处理和控制模块、显示输出模块、数据通信模块，其特征在于：所述信号处理和控制模块由下位机和上位机以及外部存储单元共同构成，所述外部存储单元由下位机的SDRAM和Flash组成，所述显示输出模块基于显示屏实现，所述数据通信模块由DSP的缓冲串口、主机接口(HPI)、串口通信模块、PC机串口、连接电缆和数字转换电路构成，飞机的发动机上安装有监测硬件，监测硬件包括两个转速传感器、气体温度传感器、燃油流量传感器、振动传感器、油压传感器和油温传感器，两个所述转速传感器设置于发动机的低压转子N1和高压转子N2上，所述气体温度传感器设置于发动机排气口一侧，所述燃油流量传感器设置于发动机的燃油桶中，所述振动传感器设置于发动机表面，所述油压传感器和油温传感器设置于发动机的油箱中，所述检测硬件与计算机连接，计算机内设置有分析软件，所述分析软件与云端数据库基于以太网连接，所述云端数据库与航班公司系统基于以太网连接，所述航班公司系统与移动客户端基于以太网连接。
进一步改进地，所述分析软件为SAGE、EHM和COMPASS。
进一步改进地，所述飞机存储系统基于机械硬盘。
进一步改进地，所述检测硬件包括七个监控流程，a1.数据采集；a2.数据处理；a3.飞行数据有效性检查；a4.监控参数的换算；a5.发动机的线性方程；a6.监控数据的初始化；a7.状态的趋势分析。
进一步改进地，所述转速传感器采用60－12C型号，所述气体温度传感器采用WRM-101型号，所述燃油流量传感器采用SWHCV01P型号，所述振动传感器采用ESW-MULTI(HOL510)型号，所述油压传感器和油温传感器分别采用PT124G-111型号和G509型号
进一步改进地，所述飞机存储系统与所述信号处理和控制模块通过数据线连接。
进一步改进地，所述显示输出模块与所述数据通信模块通过以太网连接。
进一步改进地，所述信号处理和控制模块与所述数据通信模块通过信号连接。
进一步改进地，所述云端数据库与航班公司系统基于以太网连接。
进一步改进地，所述航班公司系统与移动客户端基于以太网连接。
工作原理：通过数据自动记录系统并结合地空数据通讯，从而完成对航空发动机进行巡航数据的采集和监测，信号处理和控制模块通过信号滤波器、小波包算法实现、时频分析、调用数据库处理、和采集、通信、报警、显示控制等软件配合硬件电路，并通过显示输出模块对处理信号进行趋势分析显示操作，其输出端口还可以与报警灯和存储器、紧急停机端口连接，实现输出控制，利用数据通信模块把保存在下位机存储器内的历史数据和下位机采集的经过预处理的数据传输给上位机，最后将数据存储于云端数据库，构成大数据系统，每次监测的数据与云端数据库进行对比，从而判断飞机是否处于故障。基于云端数据库构成的大数据系统，飞行员可通过查看趋势图有无变化和查看所有参数是否有相同的变化，查看同意飞机其它发动机参数是否有相同变化趋势来判断，如果是，则说明指示系统故障，否，利用指印查找故障，为查找发动机的故障提供了较大的方便。
根据图7，当OAT<Tcp时，发动机可以产生一个恒定的推力，当OAT>Tcp时，为防止起飞过程中EGT超温，EGT表征了发动机中最关键的参数——涡轮前燃气总温的高低，对压气机、涡轮的效率下降极为敏感，对引起系统故障反应也很明显，对飞行参数和发动机工作参数的改变都有反应。一般EGT随推力的增大而升高，随着发动机部件效率的下降和发动机性能的衰退而升高，通常会减少推力，即发动机将无法产生额定的全推力。由N1曲线可见，在Tcp温度以下时，随OAT升高，为保持发动机推力不变，需增加N1转速；在Tcp温度以上时，为防止发动机EGT过高，需要减小起飞N1的设定值。由EGT曲线可见，在Tcp温度以下，随着OAT升高，发动机为保持推力不变，需增加N1，EGT相应会增加，在Tcp温度以上，就要牺牲推力来限制EGT。
根据图8，EGTM为海平面起飞裕度，发动机在海平面平均率温度下，飞机正常引气，发动机产生额定的全推力时的排气温度与EGTRed Line的距离起飞EGT裕度反映了发动机性能的好坏；OATL为发动机起飞机场的外界空气温度限制值称为场温限制值；在海平面，当场温达到OATL时发动机产生全推力，其排气温度达到Red Line值，发动机全推力时的排气温度与Red Line的差值为EGTM。
最后应说明的是：以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，对于本领域的技术人员来说，其依然可以对前述各实施例所记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。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (8)
1.一种航空发动机故障监测系统，包括飞机存储系统、信号处理和控制模块、显示输出模块、数据通信模块，其特征在于：所述信号处理和控制模块由下位机和上位机以及外部存储单元共同构成，所述外部存储单元由下位机的SDRAM和Flash组成，所述显示输出模块基于显示屏实现，所述数据通信模块由DSP的缓冲串口、主机接口(HPI)、串口通信模块、PC机串口、连接电缆和数字转换电路构成，飞机的发动机上安装有监测硬件，监测硬件包括两个转速传感器、气体温度传感器、燃油流量传感器、振动传感器、油压传感器和油温传感器，两个所述转速传感器设置于发动机的低压转子N1和高压转子N2上，所述气体温度传感器设置于发动机排气口一侧，所述燃油流量传感器设置于发动机的燃油桶中，所述振动传感器设置于发动机表面，所述油压传感器和油温传感器设置于发动机的油箱中，所述检测硬件与计算机连接，计算机内设置有分析软件，所述分析软件与云端数据库基于以太网连接，所述云端数据库与航班公司系统基于以太网连接，所述航班公司系统与移动客户端基于以太网连接。
2.根据权利要求1所述的一种航空发动机故障监测系统，其特征在于：所述分析软件为SAGE、EHM和COMPASS。
3.根据权利要求1所述的一种航空发动机故障监测系统，其特征在于：所述飞机存储系统基于机械硬盘。
4.根据权利要求1所述的一种航空发动机故障监测系统，其特征在于：所述检测硬件包括七个监控流程，a1.数据采集；a2.数据处理；a3.飞行数据有效性检查；a4.监控参数的换算；a5.发动机的线性方程；a6.监控数据的初始化；a7.状态的趋势分析。
5.根据权利要求1所述的一种航空发动机故障监测系统，其特征在于：所述转速传感器采用60－12C型号，所述气体温度传感器采用WRM-101型号，所述燃油流量传感器采用SWHCV01P型号，所述振动传感器采用ESW-MULTI(HOL510)型号，所述油压传感器和油温传感器分别采用PT124G-111型号和G509型号。
6.根据权利要求1所述的一种航空发动机故障监测系统，其特征在于：所述飞机存储系统与所述信号处理和控制模块通过数据线连接。
7.根据权利要求1所述的一种航空发动机故障监测系统，其特征在于：所述显示输出模块与所述数据通信模块通过以太网连接。
8.根据权利要求1所述的一种航空发动机故障监测系统，其特征在于：所述信号处理和控制模块与所述数据通信模块通过信号连接。
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