CN114151208A - 航空发动机空中停车实时监测方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种航空发动机空中停车实时监测方法，所述方法中，实时监测航空发动机的风扇转速、压气机转速、涡轮后温度和换算主燃油流量，并作为空中停车故障表征参数；慢车转速与压气机转速的偏差超出第一允许值且超出所述第一允许值的次数达到第一最大允许次数时，L₀逻辑单元输出“1”，判定为发生航空发动机空中停车，否则，逻辑单元输出“0”，激活L₁逻辑单元，L₁逻辑单元包括其监测逻辑，当L₁逻辑单元输出“1”，L₂逻辑单元和L₃逻辑单元被激活以开始运行，L₂逻辑单元和L₃逻辑单元输出“1”，判定为发生航空发动机空中停车。

Description

航空发动机空中停车实时监测方法

技术领域

本发明属于航空发动机空中停车监测技术领域，特别是一种航空发动机空中停车实时监测方法。

背景技术

航空发动机空中停车是发动机在空中突发的失效事件，是直接影响飞机运行安全的严重威胁，重则引发坠机事故。引起航空发动机空中停车的原因较为复杂，主要包括发动机自身故障、外界干扰和飞行员误操作等因素。为应对突发的空中停车故障，当前研究热点主要集中于预防发动机空中停车和发动机空中再起动验证测试。

有效预防发动机空中停车是确保飞机运行安全的基础，随着航空发动机技术的不断提升、检测维修措施的不断完善和健康管理经验的不断丰富，发动机空中停车率指标逐年降低且趋于稳定，但这并不意味着空中停车故障将永不发生。值得注意的是，随着各类空中再起动技术趋于成熟，空中再起动能力的提升将遭遇瓶颈。实际上，准确且快速的空中停车故障检测能力是确保飞机运行安全的重要组成部分之一。对于可恢复性空中停车故障，检测时间越短或压气机转速下降量越小，则越容易实施空中再起动策略，可间接提升空中再起动成功率；对于不可恢复性空中停车故障，准确且快速的故障检测能力也可为飞行员及时执行应急操作赢得时间，从而尽可能避免灾难性事故发生。目前国内各型号发动机常用的空中停车故障监测主要以压气机转速低于慢车转速为依据来判断是否发生空中停车故障，存在检测时间长和转速下降量大等问题，不利于再起动和飞行员的应急操作，易导致灾难性事故发生。

在背景技术部分中公开的上述信息仅仅用于增强对本发明背景的理解，因此可能包含不构成在本国中本领域普通技术人员公知的现有技术的信息。

发明内容

针对现有技术中存在的问题，本发明提出一种航空发动机空中停车实时监测方法，提供了一种非接触快速准确的测量方法及测量系统。

本发明的目的是通过以下技术方案予以实现一种航空发动机空中停车实时监测方法，包括以下步骤：

步骤S100：实时监测航空发动机的慢车转速、风扇转速、压气机转速、涡轮后温度和换算主燃油流量，并作为空中停车故障表征参数，其中所述慢车转速为发动机慢车状态时的转速测量值、风扇转速和压气机转速均为采用电磁式转速传感器测得的频率信号、涡轮后温度采用热电偶温度传感器测得、换算主燃油流量为计算所得参数，计算方法如下：

其中，所述主燃油流量采用计量活门传感器测得，风扇进口总温采用热电阻式温度传感器测得，风扇进口总压采用压力传感器测得，

步骤S200：当慢车转速与压气机转速的偏差超出第一允许值且超出所述第一允许值的次数达到第一最大允许次数时，则进入逻辑单元中的L₀逻辑单元，此时L₀逻辑单元输出为“1”，并且判定为发生航空发动机空中停车，否则，L₀逻辑单元输出“0”，进入步骤S300，其中，第一允许值为0.01～0.03，第一最大允许次数为3～5次，

步骤S300：当L₀逻辑单元输出“0”时，激活逻辑单元中的L₁逻辑单元，其中，第一逻辑单元包括第一监测逻辑，当同时满足以下所有条件时：①风扇目标转速与实际风扇转速偏差超出第二允许值，且超出所述第二允许值的次数达到第二最大允许次数；②压气机目标转速与实际压气机转速偏差超出第六允许值，且超出所述第六允许值的次数达到第七最大允许次数；③当前换算主燃油流量与稳态值的偏差高于上一时刻偏差，且偏差次数达到第三最大允许次数，所述稳态值为主燃油流量稳定工作时的值，所述上一时刻为发动机当前的运行时刻t减去发动机控制周期T；④当前涡轮后温度高于上一时刻温度，且次数达到第四最大允许次数，则L₁逻辑单元输出为“1”，并进入步骤S400，

步骤S400：当L₁逻辑单元输出为“1”时，激活L₂逻辑单元和L₃逻辑单元，其中：

L₂逻辑单元包括第二监测逻辑，若当前风扇转速低于上一时刻风扇转速且次数达到第五最大允许次数，或当前压气机转速低于上一时刻压气机转速且次数达到第六最大允许次数，则L₂逻辑单元输出为“1”，并且判定为发生航空发动机空中停车；

L₃逻辑单元包括第三监测逻辑，若风扇累积转速下降量达到第三允许值，或者压气机累积转速下降量达到第四允许值，则L₃逻辑单元输出“1”，并且判定为发生航空发动机空中停车。

优选的，

当风扇目标转速与实际风扇转速偏差超出第二允许值且超出第二允许值的次数达到第二最大允许次数，且压气机目标转速与实际压气机转速的压气机转速偏差超出第六允许值，同时超出所述第六允许值的次数达到第七最大允许次数，和L₂逻辑单元与L₃逻辑单元输出“1”时，激活L₄逻辑单元，其中，

L₄逻辑单元包括第四监测逻辑，若涡轮后温度限控值与实际值的差值大于第五允许值且偏差次数高于第六最大允许次数，则判定为发生航空发动机空中停车。

优选的，

风扇累积转速下降量或压气机累积转速下降量的实时监测包括：

步骤1：发动机运行周期为T秒，所述T的具体值与发动机控制系统控制周期相关，对压气机累积转速下降量的最大下降量Δn_max、单步的压气机累积转速最大下降量Δn_smax和单步的压气机累积转速最小下降量Δn_smin等参数赋初值，令发动机运行时间t＝0，其为运行周期的初始时刻、初始设定的压气机转速n_L＝0、压气机累计转速下降量的初始设定值Δn＝0，

步骤2：预设逻辑单位

步骤3：若L₁＝1，则顺序执行下一步骤，否则Δn＝0，并转至步骤9，

步骤4：记当前时刻压气机转速值为n_T，计算压气机转速单步变化量Δn_s＝|n_L-n_T|，若Δn_s≤Δn_smin，则Δn_s＝0；若Δn_s＞Δn_smax，则Δn_s＝Δn_smax，

步骤5：若n_T＜n_L，则顺序执行下一步骤；否则转至步骤7，

步骤6：若Δn＞Δn_max，则

后转至步骤8；否则Δn＝Δn+Δn_s，并转至步骤9，

步骤7：为避免由于转速测量扰动而导致虚警，预先设定累积转速下降量的下限值为零，采取反向加倍累积转速下降量的惩罚处理方式，即Δn＝Δn-3Δn_s，若Δn≤0，则Δn＝0，并转至步骤9，否则转至步骤8，

步骤8：若控制系统上电，则顺序执行下一步骤；否则结束判决流程，

步骤9：令n_L＝n_T、t＝t+T，发动机进入下一运行周期，转至步骤2。

本发明确定风扇转速n₁、压气机转速n₂、涡轮后温度

和换算主燃油流量W_f，cor为空中停车故障表征参数，挖掘各参数的空中停车故障特征，并分别考虑涡轮后温度限控计划和最小燃油流量限控计划的影响；然后以各类空中停车故障特征为主要逻辑，按参数初始化与计算、容错性策略实施和过阈值监测的步骤，分别建立与故障特征对应的逻辑单元；最后在现有监测逻辑的基础上，通过对不同逻辑单元进行逻辑组合，形成具备强容错性的空中停车实时监测复合逻辑，实现准确且快速的故障检测性能，本发明具有鲁棒性，能适应发动机的个体差异、发动机性能衰退、非标准天和传感器正常噪声扰动，具有容错性，任何单一传感器故障不会导致监测过程虚警，也不会导致检测性能降级，具备更短的故障检测时间和更小的转速下降量。

上述说明仅是本发明技术方案的概述，为了能够使得本发明的技术手段更加清楚明白，达到本领域技术人员可依照说明书的内容予以实施的程度，并且为了能够让本发明的上述和其它目的、特征和优点能够更明显易懂，下面以本发明的具体实施方式进行举例说明。

附图说明

通过阅读下文优选的具体实施方式中的详细描述，本发明各种其他的优点和益处对于本领域普通技术人员将变得清楚明了。说明书附图仅用于示出优选实施方式的目的，而并不认为是对本发明的限制。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。而且在整个附图中，用相同的附图标记表示相同的部件。

在附图中：

图1为本发明监测逻辑示意图；

图2为本发明的监测逻辑执行示意图；

图3为根据本发明优选实施方式的第三逻辑示意图。

以下结合附图和实施例对本发明作进一步的解释。

具体实施方式

下面将参照附图1至图3更详细地描述本发明的具体实施例。虽然附图中显示了本发明的具体实施例，然而应当理解，可以以各种形式实现本发明而不应被这里阐述的实施例所限制。相反，提供这些实施例是为了能够更透彻地理解本发明，并且能够将本发明的范围完整的传达给本领域的技术人员。

需要说明的是，在说明书及权利要求当中使用了某些词汇来指称特定组件。本领域技术人员应可以理解，技术人员可能会用不同名词来称呼同一个组件。本说明书及权利要求并不以名词的差异来作为区分组件的方式，而是以组件在功能上的差异来作为区分的准则。如在通篇说明书及权利要求当中所提及的“包含”或“包括”为一开放式用语，故应解释成“包含但不限定于”。说明书后续描述为实施本发明的较佳实施方式，然所述描述乃以说明书的一般原则为目的，并非用以限定本发明的范围。本发明的保护范围当视所附权利要求所界定者为准。

为便于对本发明实施例的理解，下面将结合附图以具体实施例为例做进一步的解释说明，且各个附图并不构成对本发明实施例的限定。

一种航空发动机空中停车实时监测方法包括以下步骤：

实时监测航空发动机的风扇转速、压气机转速、涡轮后温度和换算主燃油流量并作为空中停车故障表征参数，

逻辑单元包括L₀监测逻辑：若慢车转速与压气机转速的偏差超出第一允许值且超出所述第一允许值的次数达到第一最大允许次数时，则L₀逻辑单元输出“1”，且判定为发生航空发动机空中停车，否则，逻辑单元输出“0”，激活L₁逻辑单元，其中，第一允许值为0.01～0.03，第一最大允许次数为3～5次，

L₁逻辑单元包括其监测逻辑：当同时满足以下所有条件时：①风扇目标转速与实际风扇转速偏差超出第二允许值，且超出所述第二允许值的次数达到第二最大允许次数；②压气机目标转速与实际压气机转速偏差超出第六允许值，且超出所述第六允许值的次数达到第七最大允许次数；③当前换算燃油流量与稳态值的偏差高于上一时刻偏差，且偏差次数达到第三最大允许次数；④当前涡轮后温度高于上一时刻温度，且次数达到第四最大允许次数，L₁逻辑单元输出“1”，

当L₁逻辑单元输出“1”，L₂逻辑单元和L₃逻辑单元被激活以开始运行，其中，L₂逻辑单元包括其监测逻辑：若当前风扇转速低于上一时刻风扇转速且次数达到第五最大允许次数，或当前压气机转速低于上一时刻压气机转速且次数达到第六最大允许次数；L₃逻辑单元包括其监测逻辑：若风扇累积转速下降量达到第三允许值，或压气机累积转速下降量达到第四允许值，则L₂逻辑单元和L₃逻辑单元输出“1”，判定为发生航空发动机空中停车。

其中，风扇累积转速下降量是指风扇转速在某一状态工作时，在一定时间内意外出现的转速下降累积值；风扇累积转速下降量与发动机型号有关，一般为风扇设定转速的3％；第三、四允许值为相对于高压转速目标值的偏差，在高压转速设定值的5％以内，第五、六最大允许次数大致在2～7之间为宜；允许值之间为或的关系，最大允许次数之间为或的关系，允许值和最大允许次数之间为和的关系；上一时刻是时间概念，依发动机控制周期而定，如发动机控制周期为0.02s时，上一时刻即为0.02s之前的时刻，需要说明的是，此处发动机控制周期T为0.02s为示例，其具体值与具体型号发动机控制系统的控制周期相关。

在所述方法的优选实施方式中，若风扇目标转速与风扇转速的偏差超出第二允许值且超出第二允许值的次数达到第二最大允许次数、压气机目标转速与实际压气机转速的偏差超出第六允许值且超出所述第六允许值的次数达到第七最大允许次数，且满足L₂逻辑单元和L₃逻辑单元输出“1”时，则激活L₄逻辑单元，L₄逻辑单元包括其监测逻辑：若涡轮后温度限控值与实际值的差值大于第五允许值且偏差次数高于第六最大允许次数，则判定为发生航空发动机空中停车。

其中，涡轮后温度限控值为发动机设计值，由发动机涡轮部件的允许温度上限决定，可在发动机性能手册等位置处查到；第五允许值为相对于高压转速目标值的偏差，在高压转速设定值的5％以内，第五最大允许次数大致在2～7之间为宜；允许值和最大允许次数之间为和的关系，上一时刻是瞬时时刻概念，依发动机控制周期而定，如发动机控制周期为0.02s时，上一时刻即为0.02s之前的时刻。

当发动机加速时，实际转速低于目标转速，若加速至稳态、且转速向上超调时，则实际转速高于目标转速，后降至稳态目标转速；当发动机减速时，实际转速高于目标转速，若减速至稳态、且转速向下超调时，则实际转速低于目标转速，后升至稳态目标转速。若发生空中停车故障，则实际转速下降且必低于目标转速，为区别正常减速过程，需分别对转速累积下降次数和下降量作以要求。综上所述，参数n₁和n₂的停车故障特征可归纳为：①实际转速低于目标转速；②转速累积下降次数满足要求；③转速累积下降量满足要求。

基于上述特征建立停车故障监测逻辑，会存在如下问题：其一，当涡轮后温度限控计划发挥权限时，存在实际转速下降且低于目标转速的情况，将导致监测过程虚警；其二，当最小燃油流量限控计划发挥权限时，燃油流量被限制为设定最小值，并且高于实际所需的燃油流量。此时实际转速高于目标转速，若发生空中停车故障，则实际转速降至目标转速以下需较长时间，将导致检测时间延长、转速下降量增大。

为解决涡轮后温度限控计划发挥权限时的虚警问题，补充

为空中停车故障表征参数。若发生空中停车故障，则涡轮后温度下降且必低于限控值，因此，参数

的停车故障特征可归纳为：①涡轮后温度低于限控值；②涡轮后温度累积下降次数满足要求。

为解决最小燃油流量限控计划发挥权限时的检测性能较差问题，补充W_f，cor为空中停车故障表征参数。引入稳态换算主燃油流量

与高压相对换算转速

的对应关系。

作为参考模型，利用参考模型与实际换算参数的偏差来挖掘停车故障特征。记压气机相对转速为

参数W_f，cor和

采用如下换算方式：

当空中停车故障发生时，由于参数

随着

的下降而减小，而参数W_f，cor因最小燃油流量限控计划的作用而保持不变，因此

将降至W_f，cor以下且二者的偏差将逐渐增加。综上所述，参数W_f，cor的停车故障特征可归纳为：W_f，cor与

的偏差增加。

第二、六允许值为相对于高压转速目标值的偏差，在高压转速设定值的5％以内，第二、三、四、七最大允许次数设定为2～7之间为宜。允许值之间为或的关系，最大允许次数之间为或的关系，允许值和最大允许次数之间为和的关系，上一时刻是瞬时时刻概念，依发动机控制周期T而定，如发动机控制周期为0.02s时，上一时刻即为0.02s之前的时刻，如前所述，此处为示例，具体与发动机控制系统控制周期相关。

如图1所示，若逻辑单元满足其监测逻辑要求，则输出“1”，否则输出“0”。下面依次给出各逻辑单元的监测逻辑及阈值设定情况。

L₀逻辑单元以压气机转速低于慢车转速为主要逻辑，监测阈值设定为：慢车转速与实际转速的最大允许偏差、慢车转速与实际转速的偏差高于允许值的最大允许次数。

L₁逻辑单元包括目标转速单元

和加速单元

目标转速单元

的监测逻辑是判定空中停车故障发生与否的门槛逻辑，受最小燃油流量限控计划影响，该逻辑存在较难逾越的风险，因此引入加速单元

作为门槛逻辑的补充，共同组成逻辑单元L₁。

其中，目标转速单元

以实际转速低于目标转速为主要逻辑，具体包括风扇目标转速单元

和压气机目标转速单元

监测阈值均设定为：目标转速与实际转速的最大允许偏差、目标转速与实际转速的偏差高于允许值的最大允许次数。加速单元

分别以W_f，cor与

的偏差增加、涡轮后温度累积下降次数满足要求为主要逻辑，依次对应换算燃油流量偏差单元

和涡轮后温度对比单元，监测阈值分别设定为：当前换算燃油流量与稳态值的偏差高于上一时刻偏差值的最大允许次数、当前涡轮后温度高于上一时刻温度值的最大允许次数。

逻辑单元L₂和L₃的监测逻辑均是判定空中停车故障发生与否的核心逻辑。逻辑单元L₂以转速累积下降次数满足要求为主要逻辑，具体包括风扇转速下降次数单元

和压气机转速下降次数单元

监测阈值均设定为：当前转速低于上一时刻转速值的最大允许次数；逻辑单元L₃以转速累积下降量满足要求为主要逻辑，具体包括风扇转速下降量单元

和压气机转速下降量单元

监测阈值均设定为：累积转速下降量的最大允许值。

考虑到发动机正常减速至稳态、且转速向下超调时，逻辑单元

L₂和L₃均满足各自的监测逻辑要求，将导致监测过程虚警。因此，设定逻辑单元L₂和L₃的激活逻辑为：若逻辑单元L₁输出“1”，则逻辑单元L₂和L₃被激活，监测逻辑开始运行；否则逻辑单元L₂和L₃始终输出“0”。

受涡轮后温度限控计划影响，逻辑单元

L₂和L₃仍存在同时满足各自监测逻辑要求的可能，因此引入逻辑单元L₄作为补充。该逻辑单元以涡轮后温度低于限控值为主要逻辑，监测阈值设定为：涡轮后温度限控值与实际值的最大允许偏差、涡轮后温度限控值与实际值的偏差高于允许值的最大允许次数。

如图2所示，各逻辑单元均按参数初始化与计算、容错性策略实施和过阈值监测的步骤运行。其中，参数的初始化与计算具体针对阈值类参数，例如在逻辑单元

中，需计算的参数是风扇目标转速与实际转速的偏差，需初始化的参数是目标转速与实际转速的偏差高于设定阈值的次数；实施容错性策略的目的在于避免因传感器正常噪声扰动或单一传感器故障等因素而引起监测过程虚警，具体策略包括：监测阈值设定、部分参数变化范围限制和反向惩罚处理等；过阈值监测是指实时监测各阈值类参数是否高于设定阈值，若是则逻辑单元输出“1”，否则输出“0”。

以逻辑单元

为例，图3给出了该逻辑单元的逻辑运行过程。考虑到发动机正常运行过程中存在单步转速变化量较大或较小的情况，为避免监测过程虚警，需限制单步转速变化量的最大值Δn_smax和最小值Δn_smin。例如当功率提取时，压气机转速将以较小的转速下降率下降，若提取时间较长，则累积转速下降量可能高于设定阈值而导致虚警；再如当转速的测量出现漏记齿数等现象时，可能因单步转速下降量较大而导致虚警。

如图3所示，在所述方法的优选实施方式中，风扇累积转速下降量或压气机累积转速下降量的实时监测包括，

步骤1：发动机运行周期为T秒，所述T的具体值与发动机控制系统控制周期相关，对压气机累积转速下降量的最大下降量Δn_max、单步的压气机累积转速最大下降量Δn_smax和单步的压气机累积转速最小下降量Δn_smin参数赋初值，令发动机运行时间t＝0，其为运行周期的初始时刻、初始设定的压气机转速n_L＝0、压气机累计转速下降量的初始设定值Δn＝0，

示例性的，发动机运行周期为0.02s(备注：此处0.02s为示例，具体周期大小与发动机控制系统控制周期T相关)；

步骤2：预设逻辑单位

步骤3：若L₁＝1，则顺序执行下一步骤，否则Δn＝0，并转至步骤9，

步骤4：记当前时刻压气机转速值为n_T，计算压气机转速单步变化量Δn_s＝|n_L-n_T|，若Δn_s≤Δn_smin，则Δn_s＝0；若Δn_s＞Δn_smax，则Δn_s＝Δn_smax，

步骤5：若n_T＜n_L，则顺序执行下一步骤；否则转至步骤7，

步骤6：若Δn＞Δn_max，则

后转至步骤8；否则Δn＝Δn+Δn_s，并转至步骤9，

步骤7：为避免由于转速测量扰动而导致虚警，预先设定累积转速下降量的下限值为零，采取反向加倍累积转速下降量的惩罚处理方式，即Δn＝Δn-3Δn_s，若Δn≤0，则Δn＝0，并转至步骤9，否则转至步骤8，

步骤8：若控制系统上电，则顺序执行下一步骤；否则结束判决流程，

步骤9：令n_L＝n_T、t＝t+T，发动机进入下一运行周期，转至步骤2。

步骤1：，

任何单一逻辑单元都不能在不发生虚警的前提下充分表征空中停车故障，为增强监测逻辑的鲁棒性和容错性，必须对各逻辑单元进行逻辑组合，形成空中停车实时监测复合逻辑(后文简称“复合逻辑”)。

在逻辑单元L₁中，加速单元

作为补充逻辑单元，应与逻辑单元

取“或”逻辑，具体逻辑表达式为：

在逻辑单元

中，为增强监测逻辑的鲁棒性，逻辑单元

和

必须同时满足各自的监测逻辑，即采取“与”逻辑。由于转速信号的测量置信度高且无漂移类误差，因此采取“与”逻辑并不会导致检测时间延长等问题，具体逻辑表达式为：

在加速单元

中，为避免虚警，逻辑单元

和

也采取“与”逻辑。虽然W_f和

等参数的测量误差较大，采取“与”逻辑可能导致检测时间延长等问题，但相比不设置加速单元，检测性能仍有明显改善，具体逻辑表达式为：

在逻辑单元L₂和L₃中，为确保故障检测结果的准确性，参数n₁和n₂所在的同类逻辑单元均采取“与”逻辑，具体逻辑表达式为：

最后，为了获得具备鲁棒性和容错性的空中停车实时监测复合逻辑，在逻辑单元L₀的基础上，逻辑单元L₁至L₄必须同时满足各自的监测逻辑，最终故障监测逻辑表达式为：

L＝L₀+(L₁·L₂·L₃·L₄)，

由上式可知，若压气机转速降至慢车转速以下，则逻辑单元L₀将发挥权限，此时复合逻辑的检测性能与现有监测逻辑相同。

相比于现有监测逻辑，虽然复合逻辑的整体检测性能有了明显提升，但是在发动机减速时仍存在检测时间长和转速下降量大等问题，尤其对于大幅收油门杆的情况，其检测效果下降更为明显。如何在减速过程中实现空中停车故障的准确且快速检测仍是亟待解决的问题。

尽管以上结合附图对本发明的实施方案进行了描述，但本发明并不局限于上述的具体实施方案和应用领域，上述的具体实施方案仅仅是示意性的、指导性的，而不是限制性的。本领域的普通技术人员在本说明书的启示下和在不脱离本发明权利要求所保护的范围的情况下，还可以做出很多种的形式，这些均属于本发明保护之列。

Claims (3)

1.一种航空发动机空中停车实时监测方法，所述方法包括以下步骤：

步骤S100：实时监测航空发动机的慢车转速、风扇转速、压气机转速、涡轮后温度和换算主燃油流量，并作为空中停车故障表征参数，其中所述慢车转速为发动机慢车状态时的转速测量值、风扇转速和压气机转速均为采用电磁式转速传感器测得的频率信号、涡轮后温度采用热电偶温度传感器测得、换算主燃油流量为计算所得参数，计算方法如下：

其中，所述主燃油流量采用计量活门传感器测得，风扇进口总温采用热电阻式温度传感器测得，风扇进口总压采用压力传感器测得，

步骤S200：当慢车转速与压气机转速的偏差超出第一允许值且超出所述第一允许值的次数达到第一最大允许次数时，则进入逻辑单元中的L₀逻辑单元，此时L₀逻辑单元输出为“1”，并且判定为发生航空发动机空中停车，否则，L₀逻辑单元输出“0”，进入步骤S300，其中，第一允许值为0.01～0.03，第一最大允许次数为3～5次，

步骤S300：当L₀逻辑单元输出“0”时，激活逻辑单元中的L₁逻辑单元，其中，第一逻辑单元包括第一监测逻辑，当同时满足以下所有条件时：①风扇目标转速与实际风扇转速偏差超出第二允许值，且超出所述第二允许值的次数达到第二最大允许次数；②压气机目标转速与实际压气机转速偏差超出第六允许值，且超出所述第六允许值的次数达到第七最大允许次数；③当前换算主燃油流量与稳态值的偏差高于上一时刻偏差，且偏差次数达到第三最大允许次数，所述稳态值为主燃油流量稳定工作时的值，所述上一时刻为发动机当前的运行时刻t减去发动机控制周期T；④当前涡轮后温度高于上一时刻温度，且次数达到第四最大允许次数，则L₁逻辑单元输出为“1”，并进入步骤S400，

步骤S400：当L₁逻辑单元输出为“1”时，激活L₂逻辑单元和L₃逻辑单元，其中：

L₂逻辑单元包括第二监测逻辑，若当前风扇转速低于上一时刻风扇转速且次数达到第五最大允许次数，或当前压气机转速低于上一时刻压气机转速且次数达到第六最大允许次数，则L₂逻辑单元输出为“1”，并且判定为发生航空发动机空中停车；

L₃逻辑单元包括第三监测逻辑，若风扇累积转速下降量达到第三允许值，或者压气机累积转速下降量达到第四允许值，则L₃逻辑单元输出“1”，并且判定为发生航空发动机空中停车。

2.根据权利要求1所述的方法，其中，优选的，

当风扇目标转速与实际风扇转速偏差超出第二允许值且超出第二允许值的次数达到第二最大允许次数，且压气机目标转速与实际压气机转速的压气机转速偏差超出第六允许值，同时超出所述第六允许值的次数达到第七最大允许次数，和L₂逻辑单元与L₃逻辑单元输出“1”时，激活L₄逻辑单元，其中，

L₄逻辑单元包括第四监测逻辑，若涡轮后温度限控值与实际值的差值大于第五允许值且偏差次数高于第六最大允许次数，则判定为发生航空发动机空中停车。

3.根据权利要求1所述的方法，其中，风扇累积转速下降量或压气机累积转速下降量的实时监测包括：

步骤1：发动机运行周期为T秒，所述T的具体值与发动机控制系统控制周期相关，对压气机累积转速下降量的最大下降量Δn_max、单步的压气机累积转速最大下降量Δn_smax和单步的压气机累积转速最小下降量Δn_smin等参数赋初值，令发动机运行时间t＝0，其为运行周期的初始时刻、初始设定的压气机转速n_L＝0、压气机累计转速下降量的初始设定值Δn＝0，

步骤2：预设逻辑单位

步骤3：若L₁＝1，则顺序执行下一步骤，否则Δn＝0，并转至步骤9，

步骤4：记当前时刻压气机转速值为n_T，计算压气机转速单步变化量Δn_s＝|n_L-n_T|，若Δn_s≤Δn_smin，则Δn_s＝0；若Δn_s＞Δn_smax，则Δn_s＝Δn_smax，

步骤5：若n_T＜n_L，则顺序执行下一步骤；否则转至步骤7，

步骤6：若Δn＞Δn_max，则

后转至步骤8；否则Δn＝Δn+Δn_s，并转至步骤9，

步骤7：为避免由于转速测量扰动而导致虚警，预先设定累积转速下降量的下限值为零，采取反向加倍累积转速下降量的惩罚处理方式，即Δn＝Δn-3Δn_s，若Δn≤0，则Δn＝0，并转至步骤9，否则转至步骤8，

步骤8：若控制系统上电，则顺序执行下一步骤；否则结束判决流程，

步骤9：令n_L＝n_T、t＝t+T，发动机进入下一运行周期，转至步骤2。

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