飞机发动机的失火诊断方法、装置、控制器及飞机

技术领域

本发明涉及飞机故障检测技术领域，尤其涉及一种飞机发动机的失火诊断方法、装置、控制器及飞机。

背景技术

发动机失火是指由于点火系统、供油系统、气路系统等原因造成发动机某一个或多个气缸内混合气燃烧不充分或不能燃烧的现象。飞机发动机失火的表现为发动机没有做功或做功不足，也就是通常所说的发动机缺缸，并且伴有发动机抖动、动力不足、加速无力等现象。飞机发动机在空中发生失火故障是非常严重的问题，轻则导致飞机不稳，重则导致飞行事故。因此如果能监测到失火故障，并做出相应的故障响应，可减少失火故障对发动机的损坏。

然而，由于前国内适航管理法规对失火故障监测无要求等原因，导致目前的民用低速飞机并无失火故障监测的功能。而民用低速飞机的发动机通常为活塞发动机，而传统汽车活塞发动机的失火故障监测是基于发动机转速信号来进行的，这对控制器的计算频率要求很高，要达到10ms级别，但当前飞机发动机的控制器无法达到该要求，导致无法使用汽车活塞发动机的失火诊断方法对飞机发动机进行失火诊断。因此有必要开发研究新的失火诊断方法以对飞机活塞发动机进行失火诊断。

发明内容

本发明实施例提供了一种飞机发动机的失火诊断方法、装置、控制器及飞机，以解决飞机活塞发动机无法进行失火判断的问题。

第一方面，本发明实施例提供了一种飞机发动机的失火诊断方法，包括：

根据飞机发动机的实时运行信息判断是否满足失火诊断激活条件；

在根据所述实时运行信息判定满足所述失火诊断激活条件时，分别获取飞机发动机的各个气缸的第一排温信号值；

根据各个所述第一排温信号值和预设阈值，判断飞机发动机的各个气缸是否发生失火故障。

在一种可能的实现方式中，所述根据各个所述第一排温信号值和预设阈值，判断飞机发动机的各个气缸是否发生失火故障，包括：

在满足所述失火诊断激活条件之后的第一预设时间段内，根据各个所述第一排温信号值计算飞机发动机的各个气缸的排温变化梯度值；

将飞机发动机的各个气缸的排温变化梯度值分别与所述预设阈值比较，根据比较结果判断飞机发动机的各个气缸是否发生失火故障。

在一种可能的实现方式中，所述在满足所述失火诊断激活条件之后的第一预设时间段内，根据各个所述第一排温信号值计算飞机发动机的各个气缸的排温变化梯度值，包括：

实时获取飞机发动机的各个气缸在满足所述失火诊断激活条件之后的第一预设时间段内的多个第二排温信号值；

根据各个所述第一排温信号值和对应的多个第二排温信号值，计算飞机发动机的各个气缸的排温变化梯度值。

在一种可能的实现方式中，所述根据各个所述第一排温信号值和对应的多个第二排温信号值，计算飞机发动机的各个气缸的排温变化梯度值，包括：

根据

其中，S

在一种可能的实现方式中，所述将飞机发动机的各个气缸的排温变化梯度值分别与所述预设阈值比较，根据比较结果判断飞机发动机的各个气缸是否发生失火故障，包括：

将飞机发动机的各个气缸的排温变化梯度值分别与所述预设阈值比较；

若飞机发动机的某个气缸的排温变化梯度值大于所述预设阈值，则判定飞机发动机的该气缸发生失火故障；

若飞机发动机的某个气缸的排温变化梯度值小于或等于所述预设阈值，则判定飞机发动机的该气缸未发生失火故障。

在一种可能的实现方式中，在判定飞机发动机的该气缸未发生失火故障之后，还包括：

若间隔第二预设时间段之后，根据所述实时运行信息判定仍满足所述失火诊断激活条件，则基于所述第二时间段重新获取该气缸的第一排温信号；

根据该气缸重新获取的第一排温信号和所述第二时间段重新获取该气缸的排温变化梯度值；

根据该气缸重新获取的排温变化梯度值以及所述预设阈值，重新判断该气缸是否发生失火故障。

第二方面，本发明实施例提供了一种飞机发动机的失火诊断装置，包括：

第一判断模块，用于根据飞机发动机的实时运行信息判断是否满足失火诊断激活条件；

获取模块，用于在根据所述实时运行信息判定满足所述失火诊断激活条件时，分别获取飞机发动机的各个气缸的第一排温信号值；

第二判断模块，用于根据各个所述第一排温信号值和预设阈值，判断飞机发动机的各个气缸是否发生失火故障。

第三方面，本发明实施例提供了一种控制器，包括存储器和处理器，所述存储器用于存储计算机程序，所述处理器用于调用并运行所述存储器中存储的计算机程序，执行如上第一方面或第一方面的任一种可能的实现方式所述方法的步骤。

第四方面，本发明实施例提供了飞机，包括如上第三方面所述的控制器。

第五方面，本发明实施例提供了一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现如上第一方面或第一方面的任一种可能的实现方式所述方法的步骤。

本发明实施例提供一种飞机发动机的失火诊断方法、装置、控制器及飞机，区别于传统汽车活塞发动机通过发动机转速信号进行失火故障检测，本发明实施例通过飞机发动机的实时运行信息判断是否满足失火诊断激活条件，并在满足失火诊断激活条件时，分别获取飞机发动机的各个气缸的第一排温信号值；以根据飞机发动机的各个气缸的第一排温信号值和预设阈值，判断飞机发动机的各个气缸是否发生失火故障。进而可以在无需升级飞机发动机的控制器的情况下，实现对采用活塞发动机的飞机发动机的失火诊断。而且由于飞机发动机的某一气缸发生失火故障时的排气温度信号与正常燃烧状态时的排气温度信号有较大区分度，可以获得准确的失火诊断结果。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案，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是本发明实施例提供的飞机发动机的失火诊断方法的实现流程图；

图2是本发明实施例提供的飞机发动机的失火诊断方法的逻辑示意图；

图3是本发明实施例提供的对排温信号值进行积分的示意图；

图4是本发明实施例提供的飞机发动机的失火诊断装置的结构示意图；

图5是本发明实施例提供的控制器的示意图。

具体实施方式

以下描述中，为了说明而不是为了限定，提出了诸如特定系统结构、技术之类的具体细节，以便透彻理解本发明实施例。然而，本领域的技术人员应当清楚，在没有这些具体细节的其它实施例中也可以实现本发明。在其它情况中，省略对众所周知的系统、装置、电路以及方法的详细说明，以免不必要的细节妨碍本发明的描述。

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图通过具体实施例来进行说明。

参见图1，其示出了本发明实施例提供的飞机发动机的失火诊断方法的实现流程图，详述如下：

在步骤101中，根据飞机发动机的实时运行信息判断是否满足失火诊断激活条件。

其中，飞机发动机的实时运行信息可以包括发动机转速、发动机负荷、发动机水温、发动机进气温度、发动机的系统电压以及发电机上的排温传感器的相关故障信息等。失火诊断激活条件可以为发动机转速、发动机负荷、发动机水温、发动机进气温度、发动机的系统电压处于一定范围内，且发电机上的排温传感器无相关故障。一般情况下，发动机转速大于900转/分钟，发动机负荷处于中低负荷，发动机水温大于80℃，发动机进气温度在-40℃～130℃之间，发动机的系统电压在11V～16V之间，且发电机上的排温传感器均无相关故障即可判定满足失火诊断激活条件。

由于失火诊断激活条件涉及的飞机发动机的实时运行信息可能会影响失火诊断结果的可靠性，因此，本实施例先判断是否满足失火诊断激活条件，在判定满足失火诊断激活条件时再进行后续的失火诊断，可以提高飞机发动机的失火诊断结果的可靠性。

在步骤102中，在根据实时运行信息判定满足失火诊断激活条件时，分别获取飞机发动机的各个气缸的第一排温信号值。

结合图2，本实施例中将飞机发动机的失火诊断过程分为两部分，一部分为失火诊断激活条件的判断，一部分为失火诊断的判断。

其中，失火诊断激活条件的判断过程可以将影响失火诊断结果可靠性的因素排除，有助于提高失火诊断结果的可靠性。

在此基础上，在进行失火诊断时，考虑飞机活塞发动机区别于汽车活塞发动机，为了保障飞机活塞发动机的排温安全和闭环，通常在发动机的每个气缸的排气口设置有排气温度传感器(排温传感器)。且某一气缸出现失火故障时，该气缸对应的排温信号和正常燃烧状态的气缸对应的排温信号具有较大区分度，具体表现为出现失火故障的气缸的排温信号的值会下降。

因此，可以针对飞机发动机的各个气缸单独进行失火诊断。具体诊断时，可以利用各个气缸现有的排温传感器来获取排温信号，以实现对该气缸失火故障的诊断。

需要说明的是，本实施例中的失火故障诊断，指的是对连续失火故障进行诊断，不考虑较小失火率的单次失火的诊断。

在步骤103中，根据各个第一排温信号值和预设阈值，判断飞机发动机的各个气缸是否发生失火故障。

其中，由于某一气缸出现失火故障时，该气缸对应的排温信号相对正常燃烧状态的气缸对应的排温信号的值会下降。因此，可以通过标定试验确定一个预设阈值，在满足失火诊断激活条件时，基于各个气缸的排温信号(即第一排温信号)和预设阈值，判断飞机发动机的各个气缸是否发生失火故障。

区别于传统汽车活塞发动机通过发动机转速信号进行失火故障检测，本发明实施例通过飞机发动机的实时运行信息判断是否满足失火诊断激活条件，并在满足失火诊断激活条件时，分别获取飞机发动机的各个气缸的第一排温信号值；以根据飞机发动机的各个气缸的第一排温信号值和预设阈值，判断飞机发动机的各个气缸是否发生失火故障。进而可以在无需升级飞机发动机的控制器的情况下，实现对采用活塞发动机的飞机发动机的失火诊断。而且由于飞机发动机的某一气缸发生失火故障时的排气温度信号与正常燃烧状态时的排气温度信号有较大区分度，可以获得准确的失火诊断结果。

作为本发明的一实施例，上述步骤103可以包括：

在满足失火诊断激活条件之后的第一预设时间段内，根据各个第一排温信号值计算飞机发动机的各个气缸的排温变化梯度值。

将飞机发动机的各个气缸的排温变化梯度值分别与预设阈值比较，根据比较结果判断飞机发动机的各个气缸是否发生失火故障。

本实施例中，为了保证失火诊断结果的准确度，可以通过标定试验确定一个预设的排温变化梯度值作为预设阈值。在满足失火诊断激活条件之后的第一预设时间段内，根据各个第一排温信号值计算飞机发动机的各个气缸的排温变化梯度值。将飞机发动机的各个气缸的排温变化梯度值分别与预设的排温变化梯度值比较，根据比较结果判断飞机发动机的各个气缸是否发生失火故障。

具体的，若某一气缸的排温变化梯度值较小，也就是该气缸的排温变化梯度值小于或等于预设的排温变化梯度值，则可以判定该气缸未发生失火故障。若某一气缸的排温变化梯度值较大，也就是该气缸的排温变化梯度值大于预设的排温变化梯度值，则可以判定该气缸发生失火故障。

作为本发明的另一实施例，若对失火诊断结果的准确度的要求不高，也可以通过标定试验确定一个预设的排温信号值作为预设阈值，当某一气缸的第一排温信号值大于预设的排温信号值时，则判定该气缸未发生失火故障。当某一气缸的第一排温信号值小于或等于预设的排温信号值时，则判定该气缸发生失火故障。

本实施例中，在判定某一气缸发生失火故障时，则可以将该气缸的失火标志位变为真值。在判定某一气缸未发生失火故障时，则可以将该气缸的失火标志位变为假值。进而得到飞机发动机的各个气缸的失火状态。

可选的，在满足失火诊断激活条件之后的第一预设时间段内，根据各个第一排温信号值计算飞机发动机的各个气缸的排温变化梯度值，可以包括：

实时获取飞机发动机的各个气缸在满足失火诊断激活条件之后的第一预设时间段内的多个第二排温信号值。

根据各个第一排温信号值和对应的多个第二排温信号值，计算飞机发动机的各个气缸的排温变化梯度值。

可选的，可以根据

其中，S

本实施例中，可以将根据飞机发动机的实时运行信息判定满足失火诊断激活条件的时刻记为t

其中，若某一气缸的排温信号值变化明显，则会导致对应的排温变化梯度值较大。若某一气缸的排温信号值变化不大，则会导致对应的排温变化梯度值较小。进而可以基于各个气缸的排温变化梯度值很好的区分发生失火故障和未发生失火故障的情况，对排温变化梯度值大于预设阈值(也即预设的排温变化梯度值)的气缸汇报发生失火故障，对排温变化梯度值小于或等于预设阈值(也即预设的排温变化梯度值)的气缸汇报未发生失火故障。

需要说明的是，本实施例在对飞机发动机进行失火诊断时，可以基于各个气缸的排温变化梯度值相互独立的对各个气缸进行失火诊断，而不依赖于其他气缸的表现。

如图3所示，纵坐标T代表排温信号值，横坐标t代表时间，在0～t0这一未发生失火故障的时间段，对T0-T1进行积分，其中，T0即时刻0对应的排温信号值，T1即时刻0之后，直到时刻t0对应的各个排温信号值。得到的积分值会由于存在杂质波动而上下波动，但不会超过一预设阈值。如果在t0时刻发生失火故障，由于燃烧不充分或未燃烧，排温信号值会下降。此时，从时刻t0积分到时刻t1，尽管这一时间段排温信号值并不是一直下降的，但总体是波动下降的，并在时刻t1下降为排温信号值T2。因此，其对应的积分值会一直增加，进而超过一预设阈值，从而排除杂质波动的情况。因此通过计算积分值得到各个气缸的排温变化梯度值，能积小成大，发现规律性失火导致的排温信号异常，又可以排除掉杂质波动对失火诊断的影响，增强失火诊断的鲁棒性和可靠性。

可选的，在判断飞机发动机的该气缸未发生失火故障之后，还可以包括：

若间隔第二预设时间段之后，根据实时运行信息判定仍满足失火诊断激活条件，则基于第二时间段重新获取该气缸的第一排温信号。

根据该气缸重新获取的第一排温信号和第二时间段重新获取该气缸的排温变化梯度值。

根据该气缸重新获取的排温变化梯度值以及预设阈值，重新判断该气缸是否发生失火故障。

其中，第二预设时间段与失火诊断的频率对应。

示例性的，假设第二预设时间段为30ms，若对于某一气缸，在t

本实施例对于未发生失火故障的气缸，无需再间隔固定的第一预设时间段再重新判断是否发生失火故障，可以灵活的设置飞机发动机失火诊断的频率。

应理解，上述实施例中各步骤的序号的大小并不意味着执行顺序的先后，各过程的执行顺序应以其功能和内在逻辑确定，而不应对本发明实施例的实施过程构成任何限定。

以下为本发明的装置实施例，对于其中未详尽描述的细节，可以参考上述对应的方法实施例。

图4示出了本发明实施例提供的飞机发动机的失火诊断装置的结构示意图，为了便于说明，仅示出了与本发明实施例相关的部分，详述如下：

如图4所示，飞机发动机的失火诊断装置包括：第一判断模块41、获取模块42和第二判断模块43。

第一判断模块41，用于根据飞机发动机的实时运行信息判断是否满足失火诊断激活条件；

获取模块42，用于在根据实时运行信息判定满足失火诊断激活条件时，分别获取飞机发动机的各个气缸的第一排温信号值；

第二判断模块43，用于根据各个第一排温信号值和预设阈值，判断飞机发动机的各个气缸是否发生失火故障。

区别于传统汽车活塞发动机通过发动机转速信号进行失火故障检测，本发明实施例通过飞机发动机的实时运行信息判断是否满足失火诊断激活条件，并在满足失火诊断激活条件时，分别获取飞机发动机的各个气缸的第一排温信号值；以根据飞机发动机的各个气缸的第一排温信号值和预设阈值，判断飞机发动机的各个气缸是否发生失火故障。进而可以在无需升级飞机发动机的控制器的情况下，实现对采用活塞发动机的飞机发动机的失火诊断。而且由于飞机发动机的某一气缸发生失火故障时的排气温度信号与正常燃烧状态时的排气温度信号有较大区分度，可以获得准确的失火诊断结果。

在一种可能的实现方式中，第二判断模块43，可以用于在满足失火诊断激活条件之后的第一预设时间段内，根据各个第一排温信号值计算飞机发动机的各个气缸的排温变化梯度值；将飞机发动机的各个气缸的排温变化梯度值分别与预设阈值比较，根据比较结果判断飞机发动机的各个气缸是否发生失火故障。

在一种可能的实现方式中，第二判断模块43，可以用于实时获取飞机发动机的各个气缸在满足失火诊断激活条件之后的第一预设时间段内的多个第二排温信号值；根据各个第一排温信号值和对应的多个第二排温信号值，计算飞机发动机的各个气缸的排温变化梯度值。

在一种可能的实现方式中，第二判断模块43，可以用于根据

其中，S

在一种可能的实现方式中，第二判断模块43，可以用于将飞机发动机的各个气缸的排温变化梯度值分别与预设阈值比较；若飞机发动机的某个气缸的排温变化梯度值大于预设阈值，则判定飞机发动机的该气缸发生失火故障；若飞机发动机的某个气缸的排温变化梯度值小于或等于预设阈值，则判定飞机发动机的该气缸未发生失火故障。

在一种可能的实现方式中，第二判断模块43，还可以用于若间隔第二预设时间段之后，根据实时运行信息判定仍满足失火诊断激活条件，则基于第二时间段重新获取该气缸的第一排温信号；根据该气缸重新获取的第一排温信号和第二时间段重新获取该气缸的排温变化梯度值；根据该气缸重新获取的排温变化梯度值以及预设阈值，重新判断该气缸是否发生失火故障。

图5是本发明实施例提供的控制器的示意图。如图5所示，该实施例的控制器5包括：处理器50、存储器51以及存储在存储器51中并可在处理器50上运行的计算机程序52。处理器50执行计算机程序52时实现上述各个飞机发动机的失火诊断方法实施例中的步骤，例如图1所示的步骤101至步骤103。或者，处理器50执行计算机程序52时实现上述各装置实施例中各模块/单元的功能，例如图4所示模块/单元41至43的功能。

示例性的，计算机程序52可以被分割成一个或多个模块/单元，一个或者多个模块/单元被存储在存储器51中，并由处理器50执行，以完成本发明。一个或多个模块/单元可以是能够完成特定功能的一系列计算机程序指令段，该指令段用于描述计算机程序52在控制器5中的执行过程。例如，计算机程序52可以被分割成图4所示的模块/单元41至43。

控制器5可以是飞机发动机的控制器。控制器5可包括，但不仅限于，处理器50、存储器51。本领域技术人员可以理解，图5仅仅是控制器5的示例，并不构成对控制器5的限定，可以包括比图示更多或更少的部件，或者组合某些部件，或者不同的部件，例如控制器还可以包括输入输出设备、网络接入设备、总线等。

所称处理器50可以是中央处理单元(Central Processing Unit，CPU)，还可以是其他通用处理器、数字信号处理器(Digital Signal Processor，DSP)、专用集成电路(Application Specific Integrated Circuit，ASIC)、现场可编程门阵列(Field-Programmable Gate Array，FPGA)或者其他可编程逻辑器件、分立门或者晶体管逻辑器件、分立硬件组件等。通用处理器可以是微处理器或者该处理器也可以是任何常规的处理器等。

存储器51可以是控制器5的内部存储单元，例如控制器5的硬盘或内存。存储器51也可以是控制器5的外部存储设备，例如控制器5上配备的插接式硬盘，智能存储卡(SmartMedia Card，SMC)，安全数字(Secure Digital，SD)卡，闪存卡(Flash Card)等。进一步地，存储器51还可以既包括控制器5的内部存储单元也包括外部存储设备。存储器51用于存储计算机程序以及控制器所需的其他程序和数据。存储器51还可以用于暂时地存储已经输出或者将要输出的数据。

所属领域的技术人员可以清楚地了解到，为了描述的方便和简洁，仅以上述各功能单元、模块的划分进行举例说明，实际应用中，可以根据需要而将上述功能分配由不同的功能单元、模块完成，即将装置的内部结构划分成不同的功能单元或模块，以完成以上描述的全部或者部分功能。实施例中的各功能单元、模块可以集成在一个处理单元中，也可以是各个单元单独物理存在，也可以两个或两个以上单元集成在一个单元中，上述集成的单元既可以采用硬件的形式实现，也可以采用软件功能单元的形式实现。另外，各功能单元、模块的具体名称也只是为了便于相互区分，并不用于限制本申请的保护范围。上述系统中单元、模块的具体工作过程，可以参考前述方法实施例中的对应过程，在此不再赘述。

作为本发明的另一实施例，本发明还可以包括一种飞机，包括如上任一实施例的控制器，且与上述控制器具有同样的有益效果，在此不再赘述。

在上述实施例中，对各个实施例的描述都各有侧重，某个实施例中没有详述或记载的部分，可以参见其它实施例的相关描述。

本领域普通技术人员可以意识到，结合本文中所公开的实施例描述的各示例的单元及算法步骤，能够以电子硬件、或者计算机软件和电子硬件的结合来实现。这些功能究竟以硬件还是软件方式来执行，取决于技术方案的特定应用和设计约束条件。专业技术人员可以对每个特定的应用来使用不同方法来实现所描述的功能，但是这种实现不应认为超出本发明的范围。

在本发明所提供的实施例中，应该理解到，所揭露的装置/控制器和方法，可以通过其它的方式实现。例如，以上所描述的装置/控制器实施例仅仅是示意性的，例如，模块或单元的划分，仅仅为一种逻辑功能划分，实际实现时可以有另外的划分方式，例如多个单元或组件可以结合或者可以集成到另一个系统，或一些特征可以忽略，或不执行。另一点，所显示或讨论的相互之间的耦合或直接耦合或通讯连接可以是通过一些接口，装置或单元的间接耦合或通讯连接，可以是电性，机械或其它的形式。

作为分离部件说明的单元可以是或者也可以不是物理上分开的，作为单元显示的部件可以是或者也可以不是物理单元，即可以位于一个地方，或者也可以分布到多个网络单元上。可以根据实际的需要选择其中的部分或者全部单元来实现本实施例方案的目的。

另外，在本发明各个实施例中的各功能单元可以集成在一个处理单元中，也可以是各个单元单独物理存在，也可以两个或两个以上单元集成在一个单元中。上述集成的单元既可以采用硬件的形式实现，也可以采用软件功能单元的形式实现。

集成的模块/单元如果以软件功能单元的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，可以存储在一个计算机可读取存储介质中。基于这样的理解，本发明实现上述实施例方法中的全部或部分流程，也可以通过计算机程序来指令相关的硬件来完成，计算机程序可存储于一计算机可读存储介质中，该计算机程序在被处理器执行时，可实现上述各个飞机发动机的失火诊断方法实施例的步骤。其中，计算机程序包括计算机程序代码，计算机程序代码可以为源代码形式、对象代码形式、可执行文件或某些中间形式等。计算机可读介质可以包括：能够携带计算机程序代码的任何实体或装置、记录介质、U盘、移动硬盘、磁碟、光盘、计算机存储器、只读存储器(Read-Only Memory，ROM)、随机存取存储器(Random AccessMemory，RAM)、电载波信号、电信信号以及软件分发介质等。需要说明的是，计算机可读介质包含的内容可以根据司法管辖区内立法和专利实践的要求进行适当的增减，例如在某些司法管辖区，根据立法和专利实践，计算机可读介质不包括是电载波信号和电信信号。

以上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精神和范围，均应包含在本发明的保护范围之内。