CN110131193A - 航空发动机喘振故障监测方法和系统 - Google Patents

Abstract

本发明的目的在于提供一种航空发动机喘振故障监测方法和系统，以提高喘振监测方法或系统的鲁棒性和监测精度，降低误诊率。其中的方法包括：获取可以用于表征喘振故障的机载监测信号；去除所述机载监测信号的直流分量，保留交流分量；计算时域内所述交流分量的均方根；将所述均方根与设定时域阈值进行比较，如果小于设定时域阈值，则判定没有喘振，若大于等于设定时域阈值，则计算所述交流分量在设定频带内的能量；将设定频带内的能量与设定频域阈值进行比较，若小于该设定频域阈值，则判断为其他故障，若大于等于该设定频域阈值，则判断发生喘振。

Description

航空发动机喘振故障监测方法和系统

技术领域

本发明涉及航空发动机故障监测方法和系统。

背景技术

航空发动机在运行过程中出现喘振如果不能及时监测并消除，则会导致发动机停车、部件损伤，严重时甚至造成发动机报废等后果。

目前现有的喘振监测方法基本都是监测发动机喘振可能引起变化的参数，计算量化的指示，并和设定的阈值进行比较来判断是否发生喘振，比如在试车过程中监测压气机出口压力脉动信号。

US6823254B2介绍涡轮机械的喘振监测方法，主要是监测压气机出口压力，计算压气机出口压力一阶导的方差，作为喘振的状态指示，并与阈值进行比较来判断是否发生喘振。该方法未考虑喘振的频率信息，在实际应用中，可能会存在其他故障使压气机出口压力信号的方差增大，比如燃烧振荡，导致误诊；而且该方法受信号本身干扰较大，存在较大的误差，算法的鲁棒性不好。

US20010045088A1介绍燃气涡轮发动机喘振监测方法，主要监测压气机出口压力和涡轮进口温度，计算压气机出口压力与其变化率之间的比值和涡轮进口温度的变化率的乘积，作为喘振的状态指示，并与阈值的比较来判断是否发生喘振。该方法同样没有考虑喘振的频率信息，会增加误诊率。

US7065973B2介绍了燃气涡轮发动机喘振监测的方法，主要监测风扇进气口压力和燃烧室压力，算法需要进行三次滤波和权重的计算来得到喘振的状态指示，并与阈值的比较来判断是否发生喘振。该方法也没考虑喘振的频率信息，且算法复杂，算法鲁棒性不好；以及在燃烧室增加压力测点，安装环境对传感器的性能要求较高，增加了成本。

发明内容

本发明的目的在于提供一种航空发动机喘振故障监测方法和系统，以提高喘振监测方法或系统的鲁棒性和监测精度，降低误诊率。

根据本发明一方面的航空发动机喘振故障监测方法，包括：

步骤一，获取可以用于表征喘振故障的机载监测信号；

步骤二，去除所述机载监测信号的直流分量，保留交流分量；

步骤三，计算时域内所述交流分量的均方根；

步骤四，将所述均方根与设定时域阈值进行比较，如果小于设定时域阈值，则判定没有喘振，若大于等于设定时域阈值，则计算所述交流分量在设定频带内的能量；

步骤五，将设定频带内的能量与设定频域阈值进行比较，若小于该设定频域阈值，则判断为其他故障，若大于等于该设定频域阈值，则判断发生喘振。

所述方法的一个实施方式中，所述机载监测信号为高压转子转速信号、高压压气机出口压力信号、低压涡轮进口温度信号和与喘振故障相关的其他的传感器信号中的至少一个信号。

所述方法的一个实施方式中，所述机载监测信号包括多个传感器信号，对各个传感器信号执行所述步骤一到步骤四，在步骤五中，将各个传感器信号对应的设定频带内的能量作为特征融合，以判断是否发生喘振。

根据本发明另一方面的一种航空发动机喘振故障监测系统，其包括：

机载传感器，用于获取发动机运行时表征喘振故障的机载监测信号；

控制器，所述控制器包括存储器、处理器、以及存储于该存储器上并可在该处理器上运行的程序，所述处理器执行所述程序时执行以下步骤：

去除所述机载监测信号的直流分量，保留交流分量；

计算所述交流分量的均方根；

将所述均方根与设定时域阈值进行比较，如果小于设定时域阈值，则判定没有喘振，若大于等于设定时域阈值，则计算所述交流分量在设定频带内的能量；

将设定频带内的能量与设定频域阈值进行比较，若小于该设定频域阈值，则判断为其他故障，若大于等于该设定频域阈值，则判断发生喘振。

在所述系统的一个实施方式中，所述机载监测信号为高压转子转速信号、高压压气机出口压力信号、低压涡轮进口温度信号和与喘振故障相关的其他的传感器信号中的至少一个信号。

在所述系统的一个实施方式中，所述处理器执行所述程序时还执行以下步骤：

所述机载监测信号包括多个传感器信号，对各个传感器信号分别计算交流分量的均方根，若大于等于设定时域阈值，则计算各个交流分量在设定频带内的能量，将各个传感器信号对应的设定频带内的能量作为特征融合，以判断是否发生喘振。

本发明具有如下有益效果：

(1)能根据航空发动机现有的测点，选择用于喘振监测的状态参数，可在不增加测点的情况下，利用现有机载测点实现喘振的监测；

(2)考虑发动机喘振导致的频率信息，计算频段内的波动能量作为喘振的状态指示；

(3)可利用多个状态参数进行信息融合；

由于综合考虑了航空发动机喘振导致状态参数变化的时域和频域信息，并提出可多个状态参数进行信息方法，提高了算法的鲁棒性和监测精度，降低误诊率。

附图说明

本发明的上述的以及其他的特征、性质和优势将通过下面结合附图和实施例的描述而变得更加明显，其中：

图1是燃气涡轮发动机的示意图；

图2是以高压压气机出口压力信号PS3为例，有关航空发动机喘振故障监测方法的实施方式的流程图；

图3是以高压转子转速信号N2、高压压气机出口压力信号PS3、低压涡轮进口温度信号T495为例，有关航空发动机喘振故障监测方法的另一实施方式的流程图；

图4是航空发动机喘振故障监测系统的程序模块示意图；

图5是高压压气机出口压力信号PS3时域波形和交流分量的示意图；

图6是高压压气机出口压力信号PS3交流分量时域均方根值的示意图；

图7是高压压气机出口压力信号PS3交流分量的频带能量和喘振判断结果的示意图。

具体实施方式

下面结合具体实施例和附图对本发明作进一步说明，在以下的描述中阐述了更多的细节以便于充分理解本发明，但是本发明显然能够以多种不同于此描述的其它方式来实施，本领域技术人员可以在不违背本发明内涵的情况下根据实际应用情况作类似推广、演绎，因此不应以此具体实施例的内容限制本发明的保护范围。

典型的航空发动机，如图1所示，其按气流轴向流动方向a，依次具有低压级(风扇1和增压级2)；高压压气机3，以压缩进入核心发动机的空气流；燃烧室4，燃油和压缩空气的混合物在该燃烧室中燃烧，以产生推进气流；高压涡轮5和低压涡轮6，它们由推进气流转动，分别通过高压轴8和低压轴9，驱动高压压气机和风扇增压级；尾喷管7，涡轮出口气流经尾喷管高速喷出。

发动机进入失速喘振工况时，高压压气机出口处的高压气体有倒流回冲趋势，使增压比、空气流量突降，效率下降，发动机转子转速突降，排气温度突升等，这些征兆在对应的传感器监测信号中体现。因此可以选择高压转子转速信号N2、高压压气机出口压力信号PS3、低压涡轮进口温度信号T495或者与喘振相关其他的传感器信号作为喘振诊断的输入信号，这些都是航空发动机工作过程中需要监测的参数，即有相应的机载传感器。可以利用单个传感器信号PS3来判喘，因为对于喘振故障而言，PS3信号响应快且直观。也可以对几个传感器进行融合判喘，避免某个传感器故障引起的误诊或漏诊。

利用高压压气机出口压力信号PS3进行判喘的流程如图2所示，其包括如下步骤：

a)去除高压压气机出口压力信号PS3的直流分量，保留交流分量，即压力波动。可以通过滤波来去除直流分量，如巴特沃斯滤波；

b)计算信号PS3交流分量在时域内的均方根值(RMS)。

式中，N为数据点数，x_i为PS3交流分量压力值；

c)和设定均方根阈值X_o(设定时域阈值)进行比较。如果X_rms<X_o，则认为发动机没有喘振；如果X_rms>＝X_o，进行下一步计算；

d)计算信号PS3交流分量f₁≤f≤f₂频带内的能量。

对时域信号x(t)进行傅立叶变换，y(ω)＝F(x(t))，得到PS3信号交流分量的幅频关系；随后进行能量计算得到频段[f1，f2]内的能量；

e)和设定频带能量阈值E₀(设定频域阈值)进行比较。如果E<E₀，则判断为其他故障；如果E>＝E₀，则判断发生喘振。

利用多个传感器进行融合判喘的流程如图3所示：

a)分别去除PS3信号、N2信号和T495信号的直流分量，保留交流分量，方法和(3)中(a)相同；

b)计算PS3信号、N2信号和T495信号的均方根值，判断是否需要进行下一步运算，如果有任何一个超过设定均方根阈值(设定时域阈值)，则进行下一步计算；否则，认为发动机没有喘振；

c)分别计算PS3信号、N2信号和T485信号交流分量的频带能量，方法和(3)中的(d)相同；

d)将频带能量作为特征融合，得到发动发动机的运行状态。其中融合可以用神经网络、模糊逻辑以及D-S证据等方法；当然，也可以在数据层和决策层进行融合诊断。

航空发动机喘振故障监测系统包括机载传感器、控制器，机载传感器用于获取发动机运行时表征喘振故障的机载监测信号；所述控制器包括存储器、处理器、以及存储于该存储器上并可在该处理器上运行的程序。机载传感器如前所述可以是压转子转速传感器、高压压气机出口压力传感器、低压涡轮进口温度传感器或者其他的传感器。

图4示出了航空发动机喘振监测故障监测系统的程序模块示意图，接收高压压气机出口压力信号PS3，通过滤波单元Filter去除信号中的直流分量，保留交流分量。通过计算单元RMS计算交流分量的均方根。判断单元If将所述均方根与设定时域阈值进行比较，若小于设定时域阈值，进入单元else Action，输出标示参数non_surge到状态指示单元condition_indicator，若大于等于设定阈值，进入单元If Action，输出交流分量。随后对交流分量在单元FFT进行傅立叶变换，输出交流分量的频域幅值。随后频带能量计算单元band_energy接收交流分量的频域能量值、起始频率start_freq、终止频率end_freq以及频率分辨率freq_resolution等输入计算交流分量在设定频带内的能量，其中频域能量值是由energy单元计算得到。将单元band_energy输出结果通过比较单元Switch与设定频域阈值进行比较，若小于该设定频域阈值，则判断为其他故障，输出标示参数other到状态指示单元condition_indicator1，若大于等于该设定频域阈值，则判断发生喘振，输出标示参数surge到状态指示单元condition_indicator1。

图5到图7为利用高压压气机出口压力信号PS3判喘过程的图形展示。图5为高压压气机出口压力信号PS3时域波形和交流分量的示意图，从图可知，交流分量只显示压力波动，去除了趋势项干扰；图6为高压压气机出口压力信号PS3的均方根值的示意图，从图可知当发生喘振时，均方根值会明显增大；图7为高压压气机出口压力信号PS3交流分量的频带能量和判喘结果的示意图，从图可知当发生喘振时，高压压气机出口压力信号PS3交流分量的频带能量会明显增大，且判喘的逻辑运算标志位置1，即认为发生喘振。

本发明虽然以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以做出可能的变动和修改。因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何修改、等同变化及修饰，均落入本发明权利要求所界定的保护范围之内。

Claims (6)

1.航空发动机喘振故障监测方法，其特征在于，包括：

步骤一，获取可以用于表征喘振故障的机载监测信号；

步骤二，去除所述机载监测信号的直流分量，保留交流分量；

步骤三，计算时域内所述交流分量的均方根；

步骤四，将所述均方根与设定时域阈值进行比较，如果小于设定时域阈值，则判定没有喘振，若大于等于设定时域阈值，则计算所述交流分量在设定频带内的能量；

步骤五，将设定频带内的能量与设定频域阈值进行比较，若小于该设定频域阈值，则判断为其他故障，若大于等于该设定频域阈值，则判断发生喘振。

2.如权利要求1所述的航空发动机喘振故障监测方法，其特征在于，所述用于表征喘振故障的机载监测信号为高压转子转速信号、高压压气机出口压力信号、低压涡轮进口温度信号和与喘振故障相关的其他的传感器信号中的至少一个信号。

3.如权利要求1所述的航空发动机喘振故障监测方法，其特征在于，所述喘振信号包括多个传感器信号，对各个传感器信号执行所述步骤一到步骤四，在步骤五中，将各个传感器信号对应的设定频带内的能量作为特征融合，以判断是否发生喘振。

4.一种航空发动机喘振故障监测系统，其特征在于，包括：

机载传感器，用于获取发动机运行时表征喘振故障的机载监测信号；

控制器，所述控制器包括存储器、处理器、以及存储于该存储器上并可在该处理器上运行的程序，所述处理器执行所述程序时执行以下步骤：

去除所述机载监测信号的直流分量，保留交流分量；

计算所述交流分量的均方根；

将所述均方根与设定时域阈值进行比较，如果小于设定时域阈值，则判定没有喘振，若大于等于设定时域阈值，则计算所述交流分量在设定频带内的能量；

将设定频带内的能量与设定频域阈值进行比较，若小于该设定频域阈值，则判断为其他故障，若大于等于该设定频域阈值，则判断发生喘振。

5.如权利要求4所述的航空发动机喘振故障监测系统，其特征在于，所述机载监测信号为高压转子转速信号、高压压气机出口压力信号、低压涡轮进口温度信号和与喘振故障相关的其他的传感器信号中的至少一个信号。

6.如权利要求4所述的航空发动机喘振故障监测系统，其特征在于，所述处理器执行所述程序时还执行以下步骤：

所述机载监测信号包括多个传感器信号，对各个传感器信号分别计算交流分量的均方根，若大于等于设定时域阈值，则计算各个交流分量在设定频带内的能量，将各个传感器信号对应的设定频带内的能量作为特征融合，以判断是否发生喘振。