航空发动机性能试飞有效性判定的方法及系统

技术领域

本文件涉及航空发动机性能测试领域，尤其涉及一种航空发动机性能试飞有效性判定的方法及系统。

背景技术

目前在航空发动机飞行试验领域，飞行推力确定(IFTD)、功率提取对发动机性能影响等航空发动机性能类飞行试验是新型号飞机或航空发动机研制过程中必不可少的试验项目，在民用飞机开展CCAR-25部适航取证试飞过程中，航空发动机性能飞行试验任务量约占整个动力装置25部飞行试验任务量的50％。发动机性能飞行试验需要对众多飞机和发动机的试飞参数信息进行监控以判断飞机及发动机达到稳定状态。

相关技术中，使用人工监控飞机/发动机稳定和人工截取试飞数据的方式，再对截取到的大量数据进行试验有效性判定工作，上述技术方案存在以下问题：试飞参数众多，需多人协同监控，监控期间容易出现差错；无法实现试验有效性的实时判断，严重影响试验的进度；无法批量化处理数据，以统一格式展示有效性判断结果。

综合上面该技术领域发展状况分析，现有技术方案中缺少一种集试飞参数信息监控、试飞有效性实时判定以及试飞数据批量处理于一体的适用于航空发动机性能试飞的判断方法及系统。

发明内容

本发明的目的在于提供一种航空发动机性能试飞有效性判定的方法，旨在解决现有技术中的上述问题。

根据本公开实施例的第一方面，本发明提供一种航空发动机性能试飞有效性判定的方法，包括：

通过加装传感器、飞机机载总线抽取采集试飞有效性参数并进行机载存储，将试飞有效性参数的信息通过遥测信号传输至地面数据中心，再经网线传输至地面试飞数据处理/显示设备；

从地面试飞数据处理/显示设备中获取试飞有效性参数中的飞行状态参数信息和发动机工作参数信息，根据飞行状态参数信息判定飞机是否满足稳定要求，根据发动机工作参数信息判定发动机是否满足热稳定要求，不满足稳定要求时重新获取飞行状态参数信息和发动机工作参数信息进行判断，直至满足飞机稳定要求和发动机热稳定要求；

在满足飞机稳定要求和发动机热稳定要求的前提下，获取试飞有效性参数，将试飞有效性参数信息打点生成标记信息和一段时间内的均值数据包，根据均值数据包判定试飞是否有效；

获取机载存储的试飞有效性参数数据以及标记信息，批量处理数据，生成统一格式的试飞有效性判定结果。

根据本公开实施例的第二方面，本发明提供一种航空发动机性能试飞有效性判定的系统，包括：

数据采集存储及显示模块，用于通过加装传感器、飞机机载总线抽取采集试飞有效性参数并进行机载存储，将试飞有效性参数的信息通过遥测信号传输至地面数据中心，再经网线传输至地面试飞数据处理/显示设备；

飞机稳定性及发动机热稳定判断模块，用于从地面试飞数据处理/显示设备中获取试飞有效性参数中的飞行状态参数信息和发动机工作参数信息，根据飞行状态参数信息判定飞机是否满足稳定要求，根据发动机工作参数信息判定发动机是否满足热稳定要求，不满足稳定要求时重新获取飞行状态参数信息和发动机工作参数信息进行判断，直至满足飞机稳定要求和发动机热稳定要求；

试飞有效性判断模块，用于在满足飞机稳定要求和发动机热稳定要求的前提下，获取试飞有效性参数，将试飞有效性参数信息打点生成标记信息和一段时间内的均值数据包，根据均值数据包判定试飞是否有效；

数据批量处理模块，用于获取机载存储的试飞有效性参数数据以及标记信息，批量处理数据，生成统一格式的试飞有效性判定结果。

本发明实施例提供的技术方案可以包括以下有益效果：提供一种航空发动机性能试飞有效性判定的方法及系统，实现了集试飞监控、试飞有效性的实时判定、试飞数据批量化处理的一套解决方案，提升了航空发动机性能试飞效率。

应当理解的是，以上的一般描述和后文的细节描述仅是示例性和解释性的，并不能限制本公开。

附图说明

为了更清楚地说明本说明书一个或多个实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本说明书中记载的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1是本发明实施例的航空发动机性能试飞有效性判定方法的流程图；

图2是本发明实施例的台架/飞行台FTB试验数据对比的示意图；

图3是本发明实施例的试飞有效性判定总过程的示意图；

图4是本发明实施例的航空发动机性能试飞有效性判定系统的示意图；

图5是本发明实施例的判定系统架构的示意图；

图6是本发明实施例的发动机性能试飞有效性判定软件界面的示意图。

具体实施方式

为了使本技术领域的人员更好地理解本说明书一个或多个实施例中的技术方案，下面将结合本说明书一个或多个实施例中的附图，对本说明书一个或多个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说明书的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本说明书一个或多个实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都应当属于本文件的保护范围。

方法实施例

根据本发明实施例，提供了一种航空发动机性能试飞有效性判定的方法，图1是航空发动机性能试飞有效性判定方法的流程图，如图1所示，根据本发明实施例的航空发动机性能试飞有效性判定的方法具体包括：

在步骤S110中，通过加装传感器、飞机机载总线抽取采集试飞有效性参数并进行机载存储，将试飞有效性参数的信息通过遥测信号传输至地面数据中心，再经网线传输至地面试飞数据处理/显示设备。

步骤S110进一步包括：通过地面试飞数据处理/显示设备处理和显示包括飞行状态参数、发动机工作参数以及发动机内关键截面总温总压参数的试飞有效性参数，其中，飞行状态参数包括：机翼防冰状态、空调组件状态、起落架状态、扰流板状态、襟缝翼状态、迎角AOA参数、侧滑角参数、滚转角参数、俯仰角参数、大气总温、气压高度参数ALT以及马赫数Ma；发动机工作参数包括：瞬态放气活门TBV状态、增压级分流器防冰活门BAI状态、发动机引气状态、折合转速、高压涡轮主动间隙控制HPTC开度、低压涡轮主动间隙控制LPTC开度、发动机可调放气活门VBV开度、发动机可调静子叶片VSV角度及发动机排气温度EGT；发动机内关键截面总温总压参数包括：发动机风扇出口总温、总压；增压级出口总温、总压；压气机出口总温、总压；高压涡轮出口总压及低压涡轮出口总压。

飞行状态参数中，气压高度参数ALT、马赫数Ma及大气总温用于判断是否满足飞机稳定性要求，滚转角参数用于确保数据采集在水平直线飞行时进行，起落架状态、扰流板状态等用于明确使用的减速构型；发动机工作参数中，折合转速、高压涡轮主动间隙控制HPTC开度、低压涡轮主动间隙控制LPTC开度、发动机可调放气活门VBV开度及发动机可调静子叶片VSV角度用于判断发动机是否达到热稳定状态。

在步骤S120中，从地面试飞数据处理/显示设备中获取试飞有效性参数中的飞行状态参数信息和发动机工作参数信息，根据飞行状态参数信息判定飞机是否满足稳定要求，根据发动机工作参数信息判定发动机是否满足热稳定要求，不满足稳定要求时重新获取飞行状态参数信息和发动机工作参数信息进行判断，直至满足飞机稳定要求和发动机热稳定要求。

在步骤S120中判定飞机是否满足稳定要求具体包括：获取气压高度参数ALT、马赫数Ma以及大气总温参数信息，判定飞机高度是否稳定在选定高度的允差范围内、马赫数Ma是否稳定在选定马赫数Ma的允差范围内以及大气总温是否稳定在允许的波动范围内；同时满足以上要求可判定飞机满足稳定要求，否则重新获取飞行状态参数信息并判定。

在步骤S120中判定发动机是否满足热稳定要求具体包括：获取折合转速、瞬态放气活门TBV状态、增压级分流器防冰活门BAI状态、发动机可调放气活门VBV开度、发动机可调静子叶片VSV角度、高压涡轮主动间隙HPTC控制开度及低压涡轮主动间隙控制LPTC开度；在发动机的转速点稳定工作一段特定时间后，判定折合转速、发动机可调放气活门VBV开度、发动机可调静子叶片VSV角度、高压涡轮主动间隙控制HPTC开度及低压涡轮主动间隙控制LPTC开度，是否稳定在波动范围内；若上述发动机工作参数移动超过特定范围，重新获取发动机工作参数信息并判定。

在步骤S130中，在满足飞机稳定要求和发动机热稳定要求的前提下，获取试飞有效性参数，将有效性参数信息打点生成标记信息和一段时间内的均值数据包，根据均值数据包判定试飞是否有效，具体包括：

待发动机工作稳定后，操作发动机性能试飞有效性判定软件记录稳定后热稳定参数信息并采集，软件自动生成标记信息和20秒均值数据包，其中标记信息是由采集数据剔除异常值得到的，在热稳定参数信息打点生成标记信息和一段时间内的均值数据包时，满足以下条件：飞机高度稳定在高度波动范围内、马赫数Ma稳定在马赫数Ma波动范围内、折合转速稳定在折合转速波动范围内以及大气总温稳定在大气总温波动范围内。

根据均值数据包得到稳态总压剖面，将稳态总压剖面与发动机台架/飞行台FTB试验数据进行比较，定位关键截面故障传感器，若故障传感器数量超出可接受范围，则试验数据无效，终止试验进行故障排查；若故障传感器数量在可接受范围内，将故障参数剔除；将稳态总压剖面参数进行平均得到截面平均参数，如果截面平均参数与发动机性能模型数据比较出现偏离，终止试验进行故障排查；通过以上两次对比后可得出试飞有效的结论。

图2是本发明实施例的台架/飞行台FTB试验数据对比的示意图，如图2所示，图A为安装发动机内关键截面的测压耙，用于获取关键截面的总压参数。图B、C中细实线为台架/飞行台FTB试验获取的稳态总压剖面，黑色方形/菱形代表使用图A所示的测压耙测得的截面总压剖面。图B中测量值贴近台架/飞行台FTB剖面，判定所有传感器功能正常；图C中06测点显著偏离台架/飞行台FTB剖面，判定为发生故障的位置点，若故障传感器数量超出可接受范围，则试验数据无效，需终止试验进行故障排查；若故障传感器数量在可接受范围内，将故障参数剔除。

在步骤S140中，使用发动机性能试飞有效性判定软件获取机载存储的试飞有效性参数数据以及标记信息，批量处理数据，生成统一格式的试飞有效性判定结果。

综上所述，针对现状存在的问题，本发明实施例的上述技术方案提出了一种航空发动机性能试飞有效性判定的方法，从地面试飞数据处理/显示设备中获取试飞有效性参数中的飞行状态参数信息和发动机工作参数信息，监控飞机和发动机是否分别满足稳定和热稳定的要求，提升了监控试飞参数信息的自动化程度和监控效果，减少了人力和时间的消耗；进一步获取有效性参数信息打点生成标记信息和均值数据包，以台架/空台数据及发动机性能模型数据为基线实时判定试飞的有效性，实现了数据有效性的实施判断，并且能够为后续试飞数据批量化处理提供前提条件；试飞数据批量化处理生成统一格式的试飞数据有效性判定结果，提高了试验数据分析的效率，实现了用于采集传输的硬件与用于监控判断的软件相结合。

以下结合附图，对本发明实施例的上述技术方案进行详细说明。

图3是本发明实施例的试飞有效性判定总过程的示意图，如图3所示，展示了本发明实施例从地面试飞数据处理/显示设备中获取试飞有效性参数，依次判定飞机是否满足稳定要求，发动机是否满足热稳定要求，将稳定后热稳定参数信息打点生成标记信息和均值数据包，根据均值数据包判定试飞是否有效的完整过程。

系统实施例

根据本发明实施例，提供了一种航空发动机性能试飞有效性判定的系统，图4是航空发动机性能试飞有效性判定系统的示意图，如图4所示，根据本发明实施例的航空发动机性能试飞有效性判定的系统具体包括：

数据采集存储及显示模块40，用于通过加装传感器、飞机机载总线抽取采集试飞有效性参数并进行机载存储，将试飞有效性参数的信息通过遥测信号传输至地面数据中心，再经网线传输至地面试飞数据处理/显示设备。

数据采集存储及显示模块40进一步包括：通过地面试飞数据处理/显示设备处理和显示包括飞行状态参数、发动机工作参数以及发动机内关键截面总温总压参数的试飞有效性参数，其中，飞行状态参数包括：机翼防冰状态、空调组件状态、起落架状态、扰流板状态、襟缝翼状态、迎角AOA参数、侧滑角参数、滚转角参数、俯仰角参数、大气总温、气压高度参数ALT以及马赫数Ma；发动机工作参数包括：瞬态放气活门TBV状态、增压级分流器防冰活门BAI状态、发动机引气状态、折合转速、高压涡轮主动间隙控制HPTC开度、低压涡轮主动间隙控制LPTC开度、发动机可调放气活门VBV开度、发动机可调静子叶片VSV角度及发动机排气温度EGT；发动机内关键截面总温总压参数包括：发动机风扇出口总温、总压；增压级出口总温、总压；压气机出口总温、总压；高压涡轮出口总压及低压涡轮出口总压。

地面试飞数据处理/显示设备中气压高度参数ALT、高压涡轮主动间隙控制开度HPTC、马赫数Ma、低压涡轮主动间隙控制开度LPTC、大气总温参数、发动机可调放气活门VBV开度、折合转速以及发动机可调静子叶片VSV角度状态超过设置的允差后，触发告警，指示灯由灰色变为红色；其余状态信息指示灯为绿色表示打开，灰色表示关闭；参数信息表示为具体的参数值。

飞行状态参数中，飞机高速、马赫数Ma及大气总温参数用于判断是否满足飞机稳定性要求，滚转角参数用于确保数据采集在水平直线飞行时进行，起落架状态、扰流板状态等用于明确使用的减速构型；发动机工作参数中，折合转速、高压涡轮主动间隙控制HPTC开度、低压涡轮主动间隙控制LPTC开度、发动机可调放气活门VBV开度及发动机可调静子叶片VSV角度状态用于判断发动机是否达到热稳定状态。

飞机稳定性及发动机热稳定判断模块42，用于从地面试飞数据处理/显示设备中获取试飞有效性参数中的飞行状态参数信息和发动机工作参数信息，根据飞行状态参数信息判定飞机是否满足稳定要求，根据发动机工作参数信息判定发动机是否满足热稳定要求，不满足稳定要求时重新获取飞行状态参数信息和发动机工作参数信息进行判断，直至满足飞机稳定要求和发动机热稳定要求。

飞机稳定性及发动机热稳定判断模块42中判定飞机是否满足稳定要求具体包括：获取气压高度参数ALT、马赫数Ma以及大气总温参数信息，判定飞机高度是否稳定在选定高度的允差范围内、马赫数Ma是否稳定在选定马赫数Ma的允差范围内以及大气总温是否稳定在允许的波动范围内；同时满足以上要求可判定飞机满足稳定要求，否则重新获取飞行状态参数信息并判定。

飞机稳定性及发动机热稳定判断模块42中判定发动机是否满足热稳定要求具体包括：点击“进入稳定”按钮，获取折合转速、瞬态放气活门TBV状态、增压级分流器防冰活门BAI状态、发动机可调放气活门VBV开度、发动机可调静子叶片VSV角度、高压涡轮主动间隙HPTC控制开度及低压涡轮主动间隙控制LPTC开度；在发动机的转速点稳定工作一段特定时间后，判定折合转速、发动机可调放气活门VBV开度、发动机可调静子叶片VSV角度、高压涡轮主动间隙控制HPTC开度及低压涡轮主动间隙控制LPTC开度，是否稳定在波动范围内；若上述发动机工作参数移动超过特定范围，重新获取发动机工作参数信息并判定。

试飞有效性判断模块44，用于在满足飞机稳定要求和发动机热稳定要求的前提下，通过记录按钮计时，重新获取试飞有效性参数，将试飞有效性参数信息打点生成标记信息和一段时间内的均值数据包，其中，标记信息为时间信息，根据均值数据包判定试飞是否有效。

待发动机工作稳定后，操作发动机性能试飞有效性判定软件记录稳定后热稳定参数信息并采集，软件自动生成标记信息和20秒均值数据包，其中标记信息是由采集数据剔除异常值得到的，在热稳定参数信息打点生成标记信息和一段时间内的均值数据包时，满足以下条件：飞机高度稳定在高度波动范围内、马赫数Ma稳定在马赫数Ma波动范围内、折合转速稳定在折合转速波动范围内以及大气总温稳定在大气总温波动范围内。

根据均值数据包得到稳态总压剖面，将稳态总压剖面与发动机台架/飞行台FTB试验数据进行比较，定位关键截面故障传感器，若故障传感器数量超出可接受范围，则试验数据无效，终止试验进行故障排查；若故障传感器数量在可接受范围内，将故障参数剔除；将稳态总压剖面参数进行平均得到截面平均参数，如果截面平均参数与发动机性能模型数据比较出现偏离，终止试验进行故障排查；通过以上两次对比后可得出试飞有效的结论。

数据批量处理模块46，用于获取机载存储的试飞有效性参数数据以及标记信息，批量处理数据，生成统一格式的试飞有效性判定结果。

以下结合附图，对本发明实施例的上述技术方案进行详细说明。

图5是本发明实施例的判定系统架构的示意图，如图5所示，本发明实施例利用现有技术和设备搭建，依托试飞数据采集/传输/处理设备实施，包括机载模块和地面模块。

机载模块包括数据采集/存储/传输设备和发动机加装传感器，数据采集/存储/传输设备通过通信线缆获取加装参数数据和飞机总线数据，地面模块包括地面数据中心、数据处理/显示设备、试飞数据后处理设备。机载模块中的数据采集/存储/传输设备完成飞机/发动机参数采集和存储，并通过遥测将实时数据传输到地面数据中心，通过网线将数据传输至地面试飞数据处理/显示设备，进行试验点有效性实时判断并记录数据标识。飞行试验结束后，在数据采集/存储/传输设备下载获取飞行试验数据，在试飞数据后处理设备输入飞行试验数据以及数据标识，实现数据批量化处理，并打印试飞结果。

图6是本发明实施例的发动机性能试飞有效性判定软件界面的示意图，如图6所示，展示了飞机稳定性及发动机热稳定判断模块42以及试飞有效性判断模块44中所使用的数据处理软件界面的示意效果。使用时点击“进入稳定”按钮，软件生成各参数对应的上下限，参数稳定在允许范围内以后记录数据生成数据包。

综上所述，针对现状存在的问题，本发明实施例的上述技术方案提出了一种航空发动机性能试飞有效性判定的系统，从地面试飞数据处理/显示设备中获取试飞有效性参数中的飞行状态参数信息和发动机工作参数信息，监控飞机和发动机是否分别满足稳定和热稳定的要求，提升了监控试飞参数信息的自动化程度和监控效果，减少了人力和时间的消耗；进一步获取有效性参数信息打点生成标记信息和均值数据包，以台架/空台数据及发动机性能模型数据为基线实时判定试飞的有效性，实现了数据有效性的实施判断，并且能够为后续试飞数据批量化处理提供前提条件；试飞数据批量化处理生成统一格式的试飞数据有效性判定结果，提高了试验数据分析的效率，实现了用于采集传输的硬件与用于监控判断的软件相结合。

最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的范围。