CN117664587A - 航空发动机对高度及马赫数故障信号预测方法 - Google Patents

Abstract

一种航空发动机对高度及马赫数故障信号预测方法，方法中，飞机向航空发动机传输高度、马赫数以及数据是否有效的三个信号；判定数据是否有效；若数据有效，发动机更新记录的高度、马赫数以及静温温漂以供下次传输信号使用；若数据无效，通过上次记录的高度、马赫数以及静温温漂，计算理论总温、理论总压关于高度、马赫数的偏导数；利用偏导数预测此时的高度和马赫数，发动机更新记录的高度马赫数以供下次传输信号使用；利用航空发动机部件级数字模型进行仿真，验证精度。

Description

航空发动机对高度及马赫数故障信号预测方法

技术领域

本发明属于航空航天领域，特别是一种航空发动机对高度及马赫数故障信号预测方法。

背景技术

航空发动机的性能调节依赖于精确的飞行数据，包括高度和马赫数信号。这些信号通常由飞机传感器系统提供，并实时传输至发动机控制单元，以实现最佳的发动机性能与燃油效率。然而，飞行器在高动态飞行环境中，如高速或大气层边缘操作时，传感器系统可能会遭遇短暂故障，导致高度和马赫数信号的中断。这种信号中断可能影响发动机的性能调节，甚至威胁飞行安全。

现有技术通常无法处理此类信号丢失情况，因此往往无法任何时刻都能准确反映在高动态条件下的实际飞行状态，或不能及时响应快速变化的飞行环境。因此，存在一种迫切需要，即开发一种可靠的高度和马赫数预测方法，该方法能够在飞行器传感器信号故障时，利用发动机已有的测量参数来准确预测飞行状态，确保发动机控制系统能够继续进行有效的性能调节，保障飞行器的正常运作和飞行安全。

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对高度及马赫数故障信号预测方法，能够在飞行器传感器信号故障时，利用发动机已有的测量参数来准确预测飞行状态，确保发动机控制系统能够继续进行有效的性能调节。

本发明的目的是通过以下技术方案予以实现，一种航空发动机对高度及马赫数故障信号预测方法包括：

步骤S100：飞机向航空发动机传输高度、马赫数以及数据是否有效的三个信号；

步骤S200：判定数据是否有效；

步骤S300：若数据有效，航空发动机更新记录的高度、马赫数以及静温温漂以供下次传输信号使用；

步骤S400：若数据无效，通过上次记录的高度、马赫数以及静温温漂，计算理论总温、理论总压关于高度、马赫数的偏导数；

步骤S500：利用偏导数预测此时的高度和马赫数，航空发动机更新此时的高度马赫数以供下次传输信号使用；

步骤S600：利用发动机部件级数字模型进行仿真，验证精度。

所述的一种航空发动机对高度及马赫数故障信号预测方法中，步骤S100中，每隔一段步进时间steptime，飞机的传感器对高度及马赫数进行一次检测，检测后的高度及马赫数传输至航空发动机的端口，其中高度、马赫数以及数据是否有效这三个信号记为H₀、M₀、OK，OK信号非0即1。

所述的一种航空发动机对高度及马赫数故障信号预测方法中，步骤S200中，航空发动机对于数据是否有效信号OK进行判定，如果为1，代表高度及马赫数有效，供后续使用，如果数据是否有效信号OK不等于1，则代表高度及马赫数无效。

所述的一种航空发动机对高度及马赫数故障信号预测方法中，步骤S300中，如果数据有效，数据是否有效信号等于1，更新记录的高度H₁、马赫数M₁以及温漂值dt，

温漂的惯性滤波公式如下：

dt＝dt+steptime*(T₁-T)

式中steptime为步进时间，飞机传输给航空发动机信号间隔，等式右端的dt为上一次的惯性值，等式左侧dt为此次滤波计算值，T₁为发动机测得的总温，T为高度及马赫数推算得到的理论总温。

所述的一种航空发动机对高度及马赫数故障信号预测方法中，步骤S400中，当数据无效时，飞机向航空发动机传输的高度H₀、马赫数M₀不存在或者不真实，通过记录的高度值H₁、马赫数M₁计算出理论总温T、理论总压P关于高度、马赫数的偏导数计算方式如下所示：

式中，ΔH、ΔM分别是高度、马赫数的微小变化量；

理论总温T、理论总压P的计算方法如下所示：

T＝T₀*(1+0.5(k-1)M₁ ²)

式中，T₀、P₀分别是理论环境静温与理论环境静压，k为绝热系数，

利用高度及马赫数代入标准天条件下的插值函数，得到理论环境静温T₀与理论环境静压P₀，

理论环境静温T₀与理论环境静压P₀的计算公式如下所示：

式中：H[i]代表第i个高度插值点，H位于H[i-1]与H[i]之间；T[i]代表第i个环境静温插值点；P[i]代表第i个理论环境静压插值点；dt代表静温温漂。

所述的一种航空发动机对高度及马赫数故障信号预测方法中，步骤S500中，利用理论总温T、理论总压P关于高度、马赫数的偏导数推算高度、马赫数相对上一次的变化量，计算公式如下：

式中，T₁为此次发动机测得的总温，P₁为此次发动机测得的总压；T为理论总温，P为理论总压，

得到预测的高度与马赫数，并且记录为更新值，计算公式如下：

H₁＝H₁+dH

M₁＝M₁+dM。

所述的一种航空发动机对高度及马赫数故障信号预测方法中，步骤S600中，利用航空发动机部件级数字模型，设置步长时间内随机的高度变化量和马赫数变化量，并设置温漂随时间线性变化，输入量为航空发动机部件级数字模型每次输出的参数，其包括高度、马赫数、总温、总压、数据是否有效信号，输出量为预测的高度、马赫数，其中航空发动机部件级数字模型输出的高度马赫数参数视为飞机传输来给航空发动机的真实数据，在不同高度设置一段故障时间，即OK＝0，其余时间OK＝1，最终对测试结果进行统计，记录在故障时间内，累积最大误差处的发动机模型实际高度、预测高度及其高度绝对误差；发动机模型实际马赫数、预测马赫数以及马赫数绝对误差，

根据不同故障时间内的预测值与真实值得到最大误差，计算公式如下：

ε_H＝Max|H₁-H^*|

ε_M＝Max|M₁-M^*|

式中，H₁、M₁为使用预测方法得到的预测值、H^*、M^*为航空发动机部件级数字模型输出的状态值。

和现有技术相比，本发明具有以下优点：航空发动机中参数总温总压是航空发动机测得，不会故障，高度马赫数信号是飞机传输来的，有故障可能。因此在温漂记录时，虽然飞机只传来高度马赫数，但是由于发动机测得总温总压时刻准确，可以通过公式计算温漂。本发明能够在飞行过程中自动切换到预测模式，提高了飞行安全性，降低了因高度和马赫数数据丢失导致的飞行事故风险。本发明考虑到了环境静温的漂移，无论是标准天还是非标准天都可适用。本发明考虑到了上一时刻的高度马赫数，起到惯性滤波作用，使得故障时高度马赫数不会出现突变数据。

基于偏导数和发动机模型，具有较高的精度和实时性，能够在短时间内为飞行员提供可靠的高度和马赫数信息。本发明的算法实现相对简单，易于集成到现有的航空发动机控制系统中，不需要额外的硬件设备，降低了系统的复杂性和成本。

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是本公开一个实施例提供的航空发动机对高度及马赫数故障信号预测方法的流程示意图。

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。

如图1所示，航空发动机对高度及马赫数故障信号预测方法包括：

步骤S100：飞机向航空发动机传输高度、马赫数以及数据是否有效的三个信号；

步骤S200：判定数据是否有效；

步骤S300：若数据有效，航空发动机更新记录的高度、马赫数以及静温温漂以供下次传输信号使用；

步骤S400：若数据无效，通过上次记录的高度、马赫数以及静温温漂，计算理论总温、理论总压关于高度、马赫数的偏导数；

步骤S500：利用偏导数预测此时的高度和马赫数，航空发动机更新此时的高度马赫数以供下次传输信号使用；

步骤S600：利用发动机部件级数字模型进行仿真，验证精度。

所述的一种航空发动机对高度及马赫数故障信号预测方法的优选实施方式中，步骤S100中，每隔一段步进时间steptime，飞机的传感器对高度及马赫数进行一次检测，检测后的高度及马赫数传输至航空发动机的端口，其中高度、马赫数以及数据是否有效这三个信号记为H₀、M₀、OK，OK信号非0即1。

所述的一种航空发动机对高度及马赫数故障信号预测方法的优选实施方式中，步骤S200中，航空发动机对于数据是否有效信号OK进行判定，如果为1，代表高度及马赫数有效，供后续使用，如果数据是否有效信号OK不等于1，则代表高度及马赫数无效。

所述的一种航空发动机对高度及马赫数故障信号预测方法的优选实施方式中，步骤S300中，如果数据有效，数据是否有效信号等于1，更新记录的高度H₁、马赫数M₁以及温漂值dt，

温漂的惯性滤波公式如下：

dt＝dt+steptime*(T₁-T)

式中steptime为步进时间，飞机传输给航空发动机信号间隔，等式右端的dt为上一次的惯性值，等式左侧dt为此次滤波计算值，T₁为发动机测得的总温，T为高度及马赫数推算得到的理论总温。

所述的一种航空发动机对高度及马赫数故障信号预测方法的优选实施方式中，步骤S400中，当数据无效时，飞机向航空发动机传输的高度H₀、马赫数M₀不存在或者不真实，通过记录的高度值H₁、马赫数M₁计算出理论总温T、理论总压P关于高度、马赫数的偏导数计算方式如下所示：

式中，ΔH、ΔM分别是高度、马赫数的微小变化量；

理论总温T、理论总压P的计算方法如下所示：

T＝T₀*(1+0.5(k-1)M₁ ²)

式中，T₀、P₀分别是理论环境静温与理论环境静压，k为绝热系数，

利用高度及马赫数代入标准天条件下的插值函数，得到理论环境静温T₀与理论环境静压P₀，

理论环境静温T₀与理论环境静压P₀的计算公式如下所示：

式中：H[i]代表第i个高度插值点，H位于H[i-1]与H[i]之间；T[i]代表第i个环境静温插值点；P[i]代表第i个理论环境静压插值点；dt代表静温温漂。

所述的一种航空发动机对高度及马赫数故障信号预测方法的优选实施方式中，步骤S500中，利用理论总温T、理论总压P关于高度、马赫数的偏导数推算高度、马赫数相对上一次的变化量，计算公式如下：

式中，T₁为此次发动机测得的总温，P₁为此次发动机测得的总压；T为理论总温、P为理论总压，

得到预测的高度与马赫数，并且记录为更新值，计算公式如下：

H₁＝H₁+dH

M₁＝M₁+dM。

所述的一种航空发动机对高度及马赫数故障信号预测方法的优选实施方式中，步骤S600中，利用航空发动机部件级数字模型，设置步长时间内随机的高度变化量和马赫数变化量，并设置温漂随时间线性变化，输入量为航空发动机部件级数字模型每次输出的参数，其包括高度、马赫数、总温、总压、数据是否有效信号，输出量为预测的高度、马赫数，其中航空发动机部件级数字模型输出的高度马赫数参数视为飞机传输来给航空发动机的真实数据，在不同高度设置一段故障时间，即OK＝0，其余时间OK＝1，最终对测试结果进行统计，记录在故障时间内，累积最大误差处的发动机模型实际高度、预测高度及其高度绝对误差；发动机模型实际马赫数、预测马赫数以及马赫数绝对误差，

根据不同故障时间内的预测值与真实值得到最大误差，计算公式如下：

ε_H＝Max|H₁-H^*|

ε_M＝Max|M₁-M^*|

式中，H₁、M₁为使用预测方法得到的预测值，H^*、M^*为航空发动机部件级数字模型输出的状态值

所述的一种航空发动机对高度及马赫数故障信号预测方法的优选实施方式中，步骤S400中，的高度微小变化量取50米，马赫数微小变化量取0.1，绝热系数k取1.4；步骤S600中，设置步长时间内随机高度变化量和马赫数变化量，利用发动机模型验证精度，其中随机高度范围在0-3.5m，马赫数变化范围在0-0.00023，温漂变化固定值0.0025K，共迭代进行6000次，在高度1km，2km，5km，10km，14km分别停机0.5s即在以上五个高度设置0.5s的数据是否有效信号0K为0，其余所有时间数据是否有效信号OK为1，最终对测试结果进行统计，记录以上五段时间内，累积最大误差处的发动机模型实际高度、预测高度及其高度绝对误差；发动机模型实际马赫数、预测马赫数以及马赫数绝对误差。

在一个实施例中，航空发动机对高度及马赫数故障信号预测方法包括，

S100：飞机向航空发动机传来高度、马赫数以及数据是否有效的信号；

该步骤中，为尽可能少的冗余表征待测发动机的状态信息，只选取高度H₀、马赫数M₀、总温T₁、总压P₁四个参数作为表征待测发动机的运行数据。将发动机模型运行至的高度H₀、马赫数M₀，并将上述的四个状态信号以及数据是否有效信号OK，设置为输入量进入预测函数中。

S200：判定数据是否有效；

该步骤中，设置每隔对OK进行判定，OK等于1时，认为高度马赫数信号未发生故障，不需要预测高度马赫数；OK等于0时，认为高度马赫数信号发生故障，此时需要使用预测的高度马赫数来代替。

S300：若数据有效，航空发动机更新记录的高度、马赫数以及静温温漂以供下次传输信号使用；

该步骤中，将用于记录高度、马赫数的变量H₁、M₁进行赋值，公式如下：

H₁＝H₀

M₁＝M₀

温漂的惯性滤波公式如下：

dt＝dt+steptime*(T₁-T)

式中steptime为步进时间，设置为0.025s，即模拟飞机传输给发动机信号间隔，等式右端的dt为上一次的惯性值，等式左侧dt为此次滤波计算值，T₁为发动机模型得到的总温，T为高度马赫数推算得到的理论总温，步骤S400中解释。

S400：若数据无效，通过上次记录的高度、马赫数以及静温温漂，计算出理论总温、理论总压关于高度、马赫数的偏导数；

该步骤中，选取部分数据点OK＝0，，认为当前数据无效，即飞机向航空发动机传来高度H₀、马赫数M₀不存在或者不真实。通过记录的高度值H₁、马赫数M₁，计算出理论总温、理论总压关于高度、马赫数的偏导数计算方式如下所示：

式中，ΔH、ΔM分别是高度马赫数的微小变化量。令ΔH＝50m，ΔM＝0.1。在一个实施例中，高度微小变化量取50，马赫数微小变化量取0.1，绝热系数k取1.4。

理论总温T、理论总压P的计算方法如下所示：

T＝T₀*(1+0.5(k-1)M₁ ²)

式中，T₀、P₀分别是理论环境静温与理论环境静压，k为绝热系数，取1.4。

利用高度马赫数代入标准天条件下的插值函数，得到理论环境静温T₀与理论环境静压P₀。

理论环境静温T₀与理论环境静压P₀的计算公式如下所示：

式中：H[i]代表第i个高度插值点，H位于H[i-1]与H[i]之间；T[i]代表第i个理论环境静温插值点；P[i]代表第i个理论环境静压插值点；dt代表静温温漂。

S500：利用偏导数预测此时的高度和马赫数，航空发动机更新此时的高度马赫数以供下次传输信号使用；

该步骤中，利用步骤S400计算得到的偏导数推算高度、马赫数相对上一次的变化量。计算公式如下：

式中，偏导数的计算如步骤S400所示；T₁为发动机模型输出的总温，P₁为发动机模型输出的总压；T为上次高度马赫数推算得到的理论总温，P为上次高度马赫数推算得到的理论总压。如步骤S400所示。

得到预测的高度与马赫数，并且记录为更新值，计算公式如下：

H₁＝H₁+dH

M₁＝M₁+dM。

S600：利用发动机模型进行仿真，验证精度。

该步骤中，使用某型号发动机部件级数字模型，设置步进时间steptime为0.025s，并且每次变化随机高度、随机马赫数，其中随机高度范围在0-3.5m，变化马赫数范围在0-0.00023，温漂变化固定值0.0025K，共迭代进行6000次。在大约高度1km，2km，5km，10km，14km分别停机0.5s即在以上五个高度设置0.5s的OK＝0，其余所有时间0K＝1。对于预测方法而言，输入量为航空发动机部件级数字模型每次输出的参数，包括高度、马赫数、总温、总压、数据是否有效信号，输出量为预测的高度、马赫数。其中航空发动机部件级数字模型输出的高度马赫数参数视为飞机传输来给航空发动机的真实数据。最终对测试结果进行统计，记录以上五段时间内，累积最大误差处的发动机模型实际高度、预测高度及其高度绝对误差；发动机模型实际马赫数、预测马赫数以及马赫数绝对误差。

根据不同故障时间内的预测值与真实值得到最大误差，计算公式如下：

ε_H＝Max|H₁-H^*|

ε_M＝Max|M₁-M^*|

式中，H₁、M₁为使用预测方法得到的预测值，H^*、M^*为航空发动机部件级数字模型输出的状态值。

表1高度预测测试

表2马赫数预测测试

仿真结果如表1和表2所示。由表可知，使用高度马赫数故障信号预测方法得到的结果与实际基本相符，说明了本公开的高度马赫数故障信号预测方法是有效的。

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 (6)

1.一种航空发动机对高度及马赫数故障信号预测方法，其特征在于，其包括以下步骤，

步骤S100：飞机向航空发动机传输高度、马赫数以及数据是否有效的三个信号；

步骤S200：判定数据是否有效；

步骤S300：若数据有效，航空发动机更新记录的高度、马赫数以及静温温漂以供下次传输信号使用；

步骤S400：若数据无效，通过上次记录的高度、马赫数以及静温温漂，计算理论总温、理论总压关于高度、马赫数的偏导数；

步骤S500：利用偏导数预测此时的高度和马赫数，航空发动机更新记录的高度马赫数以供下次传输信号使用；

步骤S600：利用发动机部件级数字模型进行仿真，验证精度。

2.根据权利要求1所述的一种航空发动机对高度及马赫数故障信号预测方法，其特征在于，优选的，步骤S100中，每隔一段步进时间steptime，飞机的传感器对高度及马赫数进行一次检测，检测后的高度及马赫数传输至航空发动机的端口，其中高度、马赫数以及数据是否有效这三个信号记为H₀、M₀、OK，OK信号非0即1。

3.根据权利要求1所述的一种航空发动机对高度及马赫数故障信号预测方法，其特征在于，步骤S200中，航空发动机对于数据是否有效信号OK进行判定，如果为1，代表高度及马赫数有效，供后续使用，如果数据是否有效信号OK不等于1，则代表高度及马赫数无效。

4.根据权利要求3所述的一种航空发动机对高度及马赫数故障信号预测方法，其特征在于，步骤S300中，如果数据有效，数据是否有效信号等于1，更新记录的高度H₁、马赫数M₁以及温漂值dt，

温漂的惯性滤波公式如下：

dt＝dt+steptime*(T₁-T)

式中steptime为步进时间，飞机传输给航空发动机信号间隔，等式右端的dt为上一次的惯性值，等式左侧dt为此次滤波计算值，T₁为发动机测得的总温，T为高度及马赫数推算得到的理论总温。

5.根据权利要求1所述的一种航空发动机对高度及马赫数故障信号预测方法，其特征在于，步骤S400中，当数据无效时，飞机向航空发动机传输的高度H₀、马赫数M₀不存在或者不真实，通过记录的高度值H₁、马赫数M₁计算出理论总温T、理论总压P关于高度、马赫数的偏导数计算方式如下所示：

式中，ΔH、ΔM分别是高度、马赫数的微小变化量；

理论总温T、理论总压P的计算方法如下所示：

T＝T₀*(1+0.5(k-1)M₁ ²)

式中，T₀、P₀分别是理论环境静温与理论环境静压，k为绝热系数，

利用高度及马赫数代入标准天条件下的插值函数，得到理论环境静温T₀与理论环境静压P₀，

理论环境静温T₀与理论环境静压P₀的计算公式如下所示：

式中：H[i]代表第i个高度插值点，H位于H[i-1]与H[i]之间；T[i]代表第i个环境静温插值点；P[i]代表第i个理论环境静压插值点；dt代表静温温漂。

6.根据权利要求1所述的一种航空发动机对高度及马赫数故障信号预测方法，其特征在于，步骤S600中，利用航空发动机部件级数字模型，设置步长时间内随机的高度变化量和马赫数变化量，并设置温漂随时间线性变化，输入量为航空发动机部件级数字模型每次输出的参数，其包括高度、马赫数、总温、总压、数据是否有效信号，输出量为预测的高度、马赫数，其中航空发动机部件级数字模型输出的高度马赫数参数视为飞机传输来给航空发动机的真实数据，在不同高度设置一段故障时间，即OK＝0，其余时间OK＝1，最终对测试结果进行统计，记录在故障时间内，累积最大误差处的发动机模型实际高度、预测高度及其高度绝对误差；发动机模型实际马赫数、预测马赫数以及马赫数绝对误差，

根据不同故障时间内的预测值与真实值得到最大误差，计算公式如下：

ε_H＝Max|H₁-H^*|

ε_M＝Max|M₁-M^*|

式中，H₁、M₁为使用预测方法得到的预测值，H^*、M^*为航空发动机部件级数字模型输出的状态值。