主元分析在航空发动机关键系统状态识别中的应用

航空发动机是飞机的心脏,因此,对其状态识别进行研究,一直是业界研究并试图解决的热点问题之一。本文以某型真实发动机气路系统为具体研究对象,通过在专业试验平台对其各种运行状态进行试验,采集其大量试验数据,在对其深入分析的基础上,提出采用高压转子相对物理转速、发动机进口温度、发动机进口压力、压气机出口压力、25截面压气机进口温度、低压转子相对物理转速、低压涡轮后温度、低压涡轮后压力等8个主要参数进行状态识别的方法,首先对其进行标准化处理,再对其进行主元分析,采用主元贡献率法计算出主元个数,并据此构建状态识别模型,确定 统计量和SPE统计量。并以确定的 统计量和SPE统计量作为航空发动机气路系统状态健康与异常识别的标志,对航空发动机气路系统健康与否进行识别研究,研究结果表明,该方法可以很好识别出航空发动机气路系统的运行状态,对航空发动机实际运行及所处状态的识别具有重要的使用价值与工程指导意义。     

某型涡扇发动机分段线性化模型的建立

基于某型涡轮风扇发动机非线性动态模型,建立并实现了该发动机的分段线性化模型.介绍了拟合法建立涡轮风扇发动机线性状态空间模型的建模方法,并以发动机高压转子转速为参考参数选取发动机的稳态工作点,分别求取了这些工作点处的线性状态空间模型.以这些线性状态空间模型为基础,在Simulink仿真平台下,采用S-function模块建立了分段线性化发动机模型,并实时地对模型进行求解,得到所需要的高低压转子转速、涡轮落压比以及燃烧室温度等发动机参数.分段线性化模型与非线性模型的仿真结果比较表明此种建模方法输出精度高,能够很好的反映该型发动机的特性.     

航空发动机转子系统的动态响应计算

利用有限元方法建立了航空发动机双转子系统耦合非线性动力学模型,采用MATLAB计算了系统的临界转速和振型;研究了双转子结构的稳态不平衡响应,给出了双转子-机匣系统在不同转速下的运动规律,为工程中双转子系统的设计提供了一定的理论支持.     

一种航空发动机振动信号多线程采集模块设计

开发了Windows环境下基于NI公司数据采集卡的航空发动机振动测试系统通用数据采集模块.该采集模块采用了多线程技术,将数据采集和提取置于不同的线程中,以达到两者同步的目的.将该模块制作为Windows动态链接库(DLL),利用DLL资源共享特点来满足多种测试系统的调用请求.同时根据航空发动机运行过程分为稳态运行及暂态过程的特点,分别设计了对应的振动信号采集子模块,以满足不同运行状态的测试要求.由于航空发动机多为双转子,针对这一特点设计了双转速采集及数据处理程序.经过测试,该模块较好地解决了暂态过程中的数据丢失问题,能够实时准确地采集稳态过程及暂态过程的转速和振动信号,并已成功运用于现场实测.     

航空发动机高压转子-滚动轴承系统非线性动力响应分析

基于有限元方法建立了航空发动机高压转子 滚动轴承系统的高维动力学模型,该模型考虑滚动轴承的非线性支撑力,转子的剪切变形、陀螺力矩和转动惯量.利用自适应步长Newmark-β方法计算了转子随转速变化的不平衡响应,得到了不同转速区间转子的振动特征.针对低转速区出现的VC(Varying Compliance)振动现象,计算分析了不同转速下转子不平衡量、轴承游隙对VC振动幅值的影响.结果表明：随着转速的升高,VC振动幅值先减小再增大,之后再减小直至基本消失;增大轴承游隙会使转子VC振动幅值增大,而转子VC振动幅值对不平衡量的变化并不敏感.     

发动机转速信号采集

介绍采集航空发动机非连续转速信号的波形转换电路、可编程逻辑电路设计,以及将测频法和测周法结合起来进行频率信号采集的软件设计方法,以实现对发动机转速状态的监控.     

航空发动机控制中变权重函数阶次的仿真研究

提出一种民用航空发动机过渡过程控制方法,在含非线性补偿项的航空发动机分段线性模型基础上建立含耦合状态变量权重项的性能指标指标函数,设计变权重SDRE控制算法实现的对过渡过程的控制。在MATLAB环境下对各阶次变权重函数下的航空发动机SDRE控制算法进行仿真,仿真结果表明,变权重SDRE控制算法相比定权重控制算法可以在提升航空发动机转速响应速度的同时降低燃油消耗,同时仿真结果表明,变权重函数阶次越高时转子转速响应的上升时间越快,同时燃油流量随阶次的上升先减小再增加,最后对产生这种结果的原因进行了分析。     

发动机启动超温和转速悬挂故障自动检测

转速悬挂和超温是比较常见的启动故障,对发动机使用安全和寿命不利,须及时发现并处置.针对试飞中发动机状态监视需求,重点考虑转速悬挂等故障具有涉及参数多,耦合强的特点,提出以高压转子转速变化率和排气温度与其参数模型计算值偏差作为特征参数,利用模糊判决器对不同启动故障进行自动检测的方法.分析和实测数据验证结果表明,该方法可以实现预期目标,且具有良好的抗毛刺干扰能力.     

基于控制器切换的涡扇发动机转速调节及安全保护

本文通过多个控制器间的切换改善了航空发动机加速过程的动态性能,并在转速过高时加以保护。首先,根据航空发动机控制系统模型利用区域极点配置方法对于每个子系统设计一个H∞输出跟踪控制器,并且设计滞后切换规则,使发动机高压转子转速既能快速跟踪参考加速曲线又能保证较小超调,同时由于滞后切换规则的存在避免频繁切换造成的执行机构不必要的损耗;然后设计安全保护控制器及事件触发的切换机制,在高压转子转速过高时保护转速使其不超过最高转速边界,保证飞行安全;最后通过数例仿真验证了本文方法的有效性。     

双转子涡喷发动机气动性能优化控制研究

航空发动机的控制规律作用巨大,它决定了发动机能否获得设定的稳态工作下性能指标,同时保证工作过程中的压气机和涡轮的气动稳定性;双转子涡喷发动机气动性能优化控制的目的就是有效地挖掘发动机的使用潜力;研究方法采用部件特性法对发动机进行稳态建模,并针对某双转子涡喷发动机的稳态模型进行三种不同稳态控制规律下的仿真,得到发动机性能参数的不同变化趋势,并对其进行了详细的分析;结果表明:保持低压转子转速不变的情况下,随着压气机进口总温的增加,高压转子转速上升,涡轮前温度升高,发动机推力增加;保持涡轮前温度不变的情况下,随着压气机进口总温的升高,低压压气机气动负荷变重,低压转子转速降低;高压转子转速也下降,但是下降幅度很小;燃油流量增加;保持高压转子转速不变的情况下,随着压气机进口总温的升高,燃油流量有一定的增加,低压转子转速有所降低;推力受多重因素的影响,推力值变化趋势较为复杂。     

航空发动机排气温度测量通道故障智能检测方法研究

EGT（Exhaust Gas Temperature,排气温度）测量通道故障是一种典型的航空发动机测量系统故障,如果试验过程中不能及时发现,就存在不能及时排除EGT超温、发动机喘振、发动机异常停车等故障的可能,造成重大安全隐患。通过对EGT测量通道故障现象和数据的分析,提出了一种EGT测量通道故障模糊神经网络检测算法。该算法将高压转速偏差、低压转速偏差和排气温度偏差作为模糊逻辑系统的输入参数,通过模糊推理实现故障检测。高压转速、低压转速和排气温度的估计值通过试飞数据训练的神经网络估计模型获得。理论分析和试飞数据验证结果表明,该方法具备实时检测EGT测量通道故障的能力,且具有良好的稳定性,可以满足工程应用要求。     

基于随机森林的直升机飞行状态识别方法

针对直升机飞行状态识别训练样本数据少而导致识别率不高的问题,提出一种基于随机森林的直升机飞行状态识别方法。首先利用去野点、限幅、平滑处理对飞行数据进行预处理,并根据特征参数将飞行状态分为8个小类;然后利用随机森林识别率较高的特点,对每一小类进行随机森林分类器设计;最后利用训练样本训练每个随机森林分类器,并将训练好的随机森林分类器识别直升机全起落飞行状态。以某型直升机实飞数据作为实验数据,将该方法与RBF神经网络法和SVM法进行对比实验,结果表明在小样本情况下该方法识别率有明显提高,识别速度也有所提高,可为直升机寿命预测提供依据。     

基于遥测数据共享的无人机试飞监测技术研究

针对传统无人机试飞监测系统与无人机平台设计耦合度高、通用性差的问题,设计了一种轻量化的试飞监测系统。对传统的无人机指挥控制系统与试飞监测系统的构型进行分析,梳理两个系统的共性业务流程,确定了轻量化试飞监测系统的构型。阐述了试飞监测软件的架构设计,并重点对数据解析模块进行介绍,提出了一种基于配表的遥测数据解析技术,使不同型号的试飞监测需求与软件框架相隔离,保证了软件的通用性。实际应用表明,所设计的无人机试飞监测系统避免了机上测试改装,缩短了无人机系统的研制周期,具有很高的工程实用价值。     

永磁同步电动机无传感器二阶滑模观测器仿真研究

针对永磁同步电动机无传感器控制采用传统滑模观测器引起的"抖振"现象,提出了一种基于二阶滑模控制方法的滑模观测器,并将其用于估算永磁同步电动机的转子位置和速度;采用Matlab/Simulink软件,分别在理想情况及存在参数摄动情况下,对永磁同步电动机采用传统滑模观测器和二阶滑模观测器控制时的转子位置和速度进行估算,结果表明该二阶滑模观测器在没有低通滤波器的情况下即可得到平滑的电动机速度和位置估算曲线,估算误差较传统滑模观测器小,且具有更高的观测精度和更好的鲁棒性。     

基于非线性数据融合的设备多阶段寿命预测

为解决设备监测数据具有维数高、非线性且退化过程中存在多阶段的问题,提出了一种基于非线性数据融合和多阶段退化的设备寿命预测模型.首先,利用神经网络理论中的自编码器对表征设备退化的多维参数进行了融合,构建出设备的退化指示量;然后,利用CUSUM算法提取出设备退化过程中的分段点;最后,构建了多阶段维纳退化模型,从而实现对设备寿命的预测.利用航空发动机状态监测数据对所提模型进行了验证,剩余寿命预测的平均误差为0.254 5,低于传统的基于线性数据融合方法和基于单阶段维纳过程退化模型的寿命预测方法.结果证明,基于非线性数据融合的多阶段退化模型具有很好的鲁棒性,对设备的寿命预测更加精准.     

基于渐消卡尔曼滤波算法的航空发动机参数估计方法

针对航空发动自适应模型误差无法完全消除,可能导致参数估计结果严重偏离甚至滤波发散的问题,提出一种带渐消因子的卡尔曼参数估计方法,采用在线调整卡尔曼方程残差的权重、加强现实测量数据在状态估计中作用的策略,保证了发动机性能参数估计的准确性。仿真结果表明,该方法不仅克服了滤波发散现象,具有更优的收敛速度和估计精度,且计算量小,实现简单,便于实际应用     

基于自适应滑动均值和小波阈值的叶尖间隙信号降噪方法

动叶片与发动机机匣之间的叶尖间隙参数是反映航空发动机工作性能和运行安全的关键状态参数之一。提高叶尖间隙信号信噪比是实现高精度叶尖间隙测量的关键,为此提出基于自适应滑动均值和小波阈值的混合叶尖间隙信号实时降噪方法。首先根据叶片转速等信息,估算叶尖间隙信号带宽大小,然后通过动态改变滑动均值滤波的滑动点数来实现自适应低通滤波,最后结合小波阈值降噪时频分析能力,进一步降低噪声干扰。通过仿真实验确定采用db5小波基函数进行6层小波阈值分解,仿真结果表明该方法在各项降噪评价指标方面全面优于现有的有限脉冲响应和固定点滑动均值滤波方法。1000 rpm~4000 rpm转速范围内实际测试表明,该方法最大测量误差为16μm,有效提高叶尖间隙测量精度。     

基于LabVIEW的航空发动机导流叶片虚拟调试技术

介绍了一种通过LabVIEW虚拟仪器实现的航空发动机压气机导流叶片偏转角度调试技术,该技术基于虚拟仪器编程技术,通过对飞参数据的二次开发,实现了航空发动机运转时压气机导流叶片偏转特性的直观显示.由虚拟仪器图像化实现模拟导流叶片偏转角度的调整过程、调试条件和调试结果评估,实现了导流叶片偏转角度虚拟调试及效果评价,可以指导发动机的实际调试工作.经试车验证,此方法能有效地应用于航空发动机导流叶片偏转性能参数的监控和调整,预防故障发生,相比传统的人工经验调试方法,可以减少调试过程中的燃油消耗并延长发动机的使用寿命,具有较高的经济效益.     

An MRAS method for sensorless control of induction motor over a wide speed range

This paper addresses the problem of wide speed range sensorless control of induction motor.The proposed method is based on model reference adaptive system (MRAS),in which the current model serves as the adjustable model,and a novel hybrid model integrating the modified voltage model (MVM) and high-frequency signal injection method (HFSIM) are established to serve as the reference model.The HFSIM works together with MVM to improve the performance of the rotor speed and rotor flux position estimation at low speed,whereas at high speed,the MVM acts alone.In addition,a rotor resistance online estimation scheme is proposed to update the rotor resistance contained in the adjustable model and to ensure the estimation accuracy further.Experimental results show that the proposed MRAS method is very effective from low to high speed range,including zero speed.