双余度发动机状态监测技术的研究与应用

房海华，黄 蓝

(中航工业上海航空测控技术研究所 故障诊断与健康管理技术航空科技重点实验室，上海 201601)



双余度发动机状态监测技术的研究与应用

房海华，黄 蓝

(中航工业上海航空测控技术研究所 故障诊断与健康管理技术航空科技重点实验室，上海 201601)

在飞机、舰艇、装甲、汽车电子控制系统中采用双余度发动机状态监测技术，能够有效提高飞机、舰艇、装甲、汽车运行的安全性和可靠性，以某型涡轴发动机为研究对象，对双余度发动机状态监测技术进行了深入研究，研制了双余度发动机状态监测系统，介绍了系统的总体设计、软硬件设计、余度设计，虚拟仪表设计，并在双余度发动机状态监测系统的设计中引入了嵌入式PC/104模块；为了使状态监测系统具有更好的扩展性和适应性，将系统设计成可以在两种方式下工作：机载运行方式和地面试车方式，通过这两种方式对发动机状态进行自动监测，为发动机的状态趋势分析、故障诊断和视情维修提供科学的依据；采用双余度发动机状态监测技术研制的某型涡轴发动机状态实时监测系统经过了大量的地面试验和某型直升机上试飞试验，功能、性能满足要求，目前该系统已在某型直升机上得到应用。

双余度；涡轴发动机；状态监测；PC/104；虚拟仪表设计

0 引言

随着现代工业的不断发展，现今飞机、舰艇、装甲、汽车上的发动机变得越来越复杂，导致发动机发生故障的可能原因越来越多，飞机、舰艇、装甲、汽车的安全性和可靠性越来越引起人们的重视，发动机状态监测技术的研究与应用显得尤为重要，发动机在运行的过程中的工作状态参数，以及这些参数的变化趋势，与他们的工作性能和故障状态及其发展趋势密切相关，为发动机的控制系统提供了可靠的依据。实时监测发动机的工作状态，连续记录和存储工作状态参数，能够有效提高发动机的安全性和可靠性，状态监测是发动机视情维护的重要措施之一，也是安全运行的重要方面。通过状态监测：第一，它可以迅速而准确的确定故障部位及故障严重程度，有利于确保飞机、舰艇、装甲、汽车安全以及减少投入维修的人力、物力，缩短发动机的停止工作时间，提高飞机、舰艇、装甲、汽车的利用率；第二，它是实现先进的维修思想(从经验型的“以预防为主”的维修思想转向“以可靠性为中心”的维修思想)和维修方式(从单纯的定时维修方式转向定时维修、视情维修和状态监测3种方式)的必要手段与前提。第三，它可以提高发动机的可靠性，提高飞机、装甲、船舶、汽车运行的安全性；缩短发动机的维修周期，简化维修步骤，降低维护成本。第四，它可以为飞行员提供了准确的发动机、滑油、燃油、液压、电源等重要系统信息，使飞行员能够掌握发动机当前运行状态，改善人机功效，提高任务完成率。本论文主要深入研究了采用双余度发动机状态监测技术进行研制某型涡轴发动机状态实时监测系统。

1 系统对外接口关系

双余度发动机状态监测系统与涡轴发动机、传动系统、液压系统、滑油系统、燃油系统、涡轴发动机电子控制装置(EECU)、电源系统以及主减相连，采集ARINC429信号、模拟量、频率量和离散信号，通过2路ARINC429接收总线和发送总线与发动机电子控制装置(EECU)交联，通过1路ARINC429接收总线与大气数据计算机交联。双余度发动机状态监测系统具备对上述系统的信息进行分析、记录，显示告警信息。双余度发动机状态监测系统对外接口关系如图1所示。

图1 双余度发动机状态监测系统对外接口关系图

2 系统结构及原理

双余度发动机状态监测技术能够与机上传感器和发动机电子控制装置(EECU)交联，实时采集和监视发动机当前运行状态以及燃油系统、液压系统、滑油系统、电源系统信息，保证发参显示系统的工作可靠性，为飞行员提供准确的发动机各项参数指示。

系统采用双通道型式，两个独立的数据采集处理和显示通道分别为置于一个机箱内的两个显示器提供显示信息。每个通道配置独立的信号调理、数据采集处理、显示和电源模块。每个通道都能独立采集和处理左发动机(1)和右发动机(2)，EECU1、EECU2，大气数据以及直升机其它参数和信息。

两通道处理器之间通过并行接口交换数据，进行通道间的互检和余度管理。

正常工作时，上通道主要处理主页面(发参信息页面)显示所需要的信息；下通道主要处理副页面显示所需要的滑油、燃油、液压、电源等信息。

在其中一个通道故障时，系统进入降级工作模式，在另一个通道显示复合信息页面，以保证飞行正常进行。

当直升机着陆时，显示飞行报告页。

双余度发动机状态监测系统由AMLCD(TFT液晶)组件、信号调理板组件、数据采集处理板组件、导光板组件、电源板组件、底板组件等组成。

系统板级组成框图见图2。

图2 系统板级组成框图

双余度发动机状态监测系统由两个独立的通道组成，每个通道都由独立的信号调理、数据采集处理、显示和电源4个模块组成。

系统原理框图见图3。

信号调理模块：将左发动机(1)和右发动机(2)和直升机其它系统的传感器信号进行滤波、放大、整形，同时送给通道1和2的数据采集处理模块。

数据采集处理模块：数据采集模块采集模拟、离散和频率信号；通过ARINC429接口模块与EECU1、2和大气数据计算机进行通讯，接收发动机、大气温度等信息。根据显示页面要求，有关数据处理后在显示器上显示相应信息。

显示模块：在处理器控制下，以数据页面、虚拟仪表、柱状图形、告警字符等形式显示发动机状态参数、运行状态和故障信息。

电源模块：为显示、数据采集处理、信号调理模块等提供所需供电电压。

图3 统原理框图

信号调理模块：将左发动机(1)和右发动机(2)和直升机其它系统的传感器信号进行滤波、放大、整形，同时送给通道1和2的数据采集处理模块。

数据采集处理模块：数据采集模块采集模拟、离散和频率信号；通过ARINC429接口模块与EECU1、2和大气数据计算机进行通讯，接收发动机、大气温度等信息。根据显示页面要求，有关数据处理后在显示器上显示相应信息。

显示模块：在处理器控制下，以图形、页面数据、告警字符等形式显示发动机参数和运行状态信息。

电源模块：为显示、数据采集处理、信号调理模块等提供所需供电电压。

2.1 硬件设计

双余度发动机状态监测系统性能要求高(宽工作温度、高可靠性)、体积小、电路复杂(它包括多通道多参数信号调理、数据采集和处理、显示和电源)，系统输入的传感器类型多、小信号(有热电偶、热电阻、压力、转速计、电压、电流以及离散数字信号)，内部信号连接线多。其技术难点是小型化和通道间的串扰。实施途径除选用低功耗、小型化表面贴装元器件进行电路设计外，在设计过程中按信号类型进行分类布局，对地线进行分类处理，以减少通道间的干扰，同时对小信号多级滤波及参数进行修正补偿等，保证电路工作可靠性和测试精度。

2.1.1 信号调理模块

双余度发动机状态监测系统信号调理模块将发动机及飞机的传感器输出的模拟信号、EECU及其它装置输出的离散量信号进行调理后，送给通道1、2的数据采集处理模块。

主要信号调理信号如下：

1)温度(电阻测温)传感器提供电源并对其输出信号进行调理。

2)压力传感器提供电源并对其输出信号进行调理。

3)输入的离散信号转换成TTL电平。

4)对转速传感器输出的信号进行整形，变换成脉冲信号。

5)交直流电流、电压型号进行调理

实施方案如下：

1)温度转换电路。

模拟信号测量通道的输入阻抗要足够高，以使源阻抗效应引起的误差可以忽略不计，另外在调理电路中应加入滤波电路以减小或消除干扰。

滑油温度传感器是一个感温热敏电阻，转换电路采用二线制电桥电路取样，然后进行两级比例放大，最后转换输出0 V～+5 V的电压，经过滤波后输出给AD电路板进行采样。具体接法如图4所示。

图4 滑油温度调理转换原理框图

2)热电偶转换电路。

调理电路把热电偶输出的电压信号(0 MV～45.12 MV)先经过低通滤波，再经差分放大器放大倍，然后给偏置放大电路放大，最后转换输出0 V～+5 V的电压，经过滤波后输出给AD电路板进行采样。具体接法如图5所示。

图5 燃气涡轮温度T45转换原理框图

3) 离散量信号输入转换。

输入离散量输入信号采集的处理方法为：由CPU发出的CTR信号经一限流电阻接NPN管的基极，控制NPN管的导通与关断，NPN管的集电极接+5 V电源，发射极经1个电阻接比较器的输出。离散量输入信号首先经过上拉电阻接至+15 VDC电源，同时经过电阻和电容组成的滤波电路进行滤波，然后通过二极管接至电压比较器的输入正端，电压比较器的负端通过一个限流电阻和接地电阻接至+15 VDC电源上。具体接法如图6所示。

图2-5 输入开关量转换电路

4) 离散量信号输出转换。

把CPU板输出的5 V/0 V的离散信号经一限流电阻接至开关管的基极，开关管的发射极接地，形成OC输出，OC门集电极接开关量信号，经一限流电阻接 +27 V电源，该电源由机上提供。具体接法如图7所示。

图7 告警信号输出转换电路

5)频率测量。

首先对该信号进行滤波、限幅，然后经滞回比较以及整形后变为方波，再将其进行倍频处理，最后送到计数器进行计数测量。具体如图8所示。

图8 输入频率量转换电路

6)占空比测量。

输入信号为电流，要测量的是该信号的占空比。对该信号的处理方法是：首先将该信号由电流变换为电压，然后经过比较放大以及整形，再送入D触发器，将信号与400 kHz脉冲信号同步后分成两路(分别是原信号和其反相信号)，再分别与400 kHz信号相与后送入计数器，分别测出高电平与低电平信号的周期，然后就可以根据占空比计算出ΔNG，如图9所示。

图9 ΔNG测量原理框图

7)交流电流调理电路。

交流电流信号来自于飞机上的交流电流传感器，信号大小为0～6.2 VAC/400 Hz(暂定)。调理电路首先将该信号进行滤波，然后进行衰减，再送入真有效值转换电路将其变为直流信号，再进行比例放大，最终将该信号调理成0～+5 V范围内的直流信号送入AD电路板进行采集。电路原理框图如图10所示。

图10 交流电流调理转换原理框图

8)直流电压转换电路。

直流电压转换电路把直流电源电压经过稳压，再由电阻进行分压后送入电压跟随器，从电压跟随器出来的0～+5 V电压值给AD电路板进行采样。电路原理框图如图11所示。

图11 直流电压转换原理框图

9)直流电流转换电路。

直流电流转换把传感器输出的电压信号(0～60 MV)经过低通滤波后，给前级差分放大电路进行放大，然后送入后级放大电路，最后转换输出-9～0 V的电压，经过滤波后输出给AD电路板进行采样。电路原理框图如图12所示。

图12 直流电流转换原理框图

10)交流电压转换电路。

交流电压转换电路把交流电源电压经电阻分压和二极管整流后，再进行滤波，然后送入放大电路，最后转换输出的0～+5 V电压，经过滤波后输出给AD电路板进行采样。电路原理框图如图13所示。

图13 交流电压转换原理框图

11)电流/电压转换电路。

电流/电压转换电路将AD590输出的电流是228.2～353.2 ΜA转换成2.967～4.592 V (13 MV/℃)，经过低通滤波后，输出给AD电路板进行采样。电路原理框图如图14所示。

图14 直流电流转换原理框图

2.1.2 数据采集处理模块

每个通道各选用一个PC104嵌入式计算机，包括处理器模块、数据采集模块和ARINC429接口模块。数据采集处理模块原理框图见图15所示。

1)处理器模块。

采用SCM/SPT2系统模块，其主要配置如下：

SCM/SPT2模块遵从PC/104+标准，其CPU是一片X86兼容的64位微处理器，最高运行速度可达300 MHz，128 M在板内存，SVGA显示器接口，2 M显存，最大分辨率可达1 280×1 024，1670万种颜色；一并两串接口，看门狗，支持PC/AT键盘及PS/2鼠标，EIDE接口，USB接口，在板10/100BASET以太网接口。

图15 数据采集处理模块原理框图

2)数据采集模块。

(1)AD采集模块组成：

A/D采集硬件电路基础是DIAMONDSYSTEMS公司的PC104数据采集板DMM-32-AT，共有32路16位A/D采集通道可配置为32路单端或16路差分，最大采样率200 K。因为仅用于A/D和D/A，DMM-32-AT采集板只需通过一个50针的电气接口与信号调理电路相连。

(2)计数采集：

在硬件选择上，采用CDT800模块，10个独立16位计数器/定时器与数字量I/O模块，有频率测量与脉宽测量能力。该模块具有两片AM9513A定时控制器，每个AM9513A定时器包括5个通用的16位计数器，可选用不同的内部频率源或外部管脚外接作为计数器的输入。主处理器在任何时候可以读出其累计数而不干扰计数过程。

3)ARINC429接口模块。

系统中PC104通过ARINC 429来接收和发送各种数据。采用SYSEXPANMODULETM/A429-4R2TM模块。该模块通过16位总线与CPU模块进行数据交换，可以通过栈接总线直接与SBS PC/104 CPU模块及其他的SYSEXPANMODULE PC/104兼容的扩展模块栈接起来，为嵌入式系统提供429信号收发功能，接口模块如图16所示。

图16 接线框图

本系统中每块429有三路接收数据：EECU1数据、EECU2数据、大气数据；有一路发送数据：EECUN数据。

2.1.3 显示模块

采用VXWORKS及WINDML实现虚拟仪表，本系统采用双缓冲区、颜色配置更新系统默认位图等方法解决了动画刷新时的图像抖动，系统默认颜色不够，动画图像层叠刷新等问题，实现了高清实时动态虚拟仪表方式和数字方式同时显示所需参数。

每个通道的显示模块通过一个连接器与数据采集处理模块和电源模块相连接，在数据采集处理模块控制下完成背光调节、显示屏加热和显示。

显示模块控制原理框图见图17。

图17 显示模块控制原理框图

数据采集处理模块与显示模块连接与控制原理如下：

1)数据采集处理模块输出RGB视频信号控制LCD屏显示；

2)数据采集处理模块通过RS-232串行接口控制屏的背光调节；

3)数据采集处理模块测试显示模块输出的温度信号，由处理器判别、控制屏加热电路，为显示屏提供加热电源。

2.1.4 电源模块

系统电源具有输出电压路数多、功率大、体积小并且输入电压范围宽(17～30 V)，12 V(起动期间 50秒)在断电(50 MS)情况下要保证系统正常工作。系统电源板设计上采用高集成度的DC/DC模块进行串/并联工作，同时采用自动充放电储能电路，并采用冷板散热方式进行热传导，电源模块原理框图如图18所示。

图18 电源模块原理框图

2.2 软件设计

2.2.1 系统软件

系统软件负责系统起动、进程管理、信息调度、接口管理、中断处理等，本系统采用ANSI C语言。其中应用软件完成发动机等数据处理和显示与控制处理。软件应具有下述特性：

1)具有循环调度和优先级排队；

2)实时I/O管理能力；

3)支持系统自检和维护测试；

4)模块化软件设置；

5)支持系统容错和降级功能；

6)具有高的软件运行可靠性。

2.2.2 软件系统组成

系统软件将DOS6.22下采用BORLAND C++和在VXWORKS开发环境下进行软件的开发。整个系统由主系统控制模块、初始化模块、数据采集处理模块、页面显示模块、按键处理模块和系统维护模块组成，图19为软件系统框图。

图19 软件系统框图

2.2.3 系统软件流程图

系统上电后自动进入初始化模式，在初始化模式下完成发动机状态监测系统的自检和模板的通道参数设置等，然后对前面板共10个按钮进行扫描，并读取按键状态信息进入相应界面或执行相应动作，并自动进行数据采集与处理状态，对发动机转速、温度、液压、燃油、滑油、大气等参数进行采集、数据计算与处理和超限判别，并将计算处理后的数据进行存储和送显示页显示。

系统软件流程图见图20。

图20 系统软件流程图

2.3 余度管理

系统设计成双通道型式，每个通道具有独立的信号调理、数据采集处理、显示和电源。每个通道都能独立采集和处理发动机1、2，FADEC1、2，大气数据以及飞机其它参数和信息。

两通道处理器之间通过RS232接口交换数据，进行通道间的互检和周期自检。

在正常工作情况下，上通道显示器作为主显示器，显示发动机的出口温度(T4)，扭矩(TRQ)、转速(ΔNG)等重要信息；下通道显示器显示燃油、滑油、电源等系统信息和系统故障信息。在飞机降落后显示飞行报告等系统信息

在一个显示器失效时，系统进入降级工作模式，另一个正常通道显示复合信息，以保证飞行正常进行。在飞机降落后显示飞行报告等系统信息。

1)正常工作情况下(二通道均有效)，显示的页面如图21。

当直升机着陆时，发参显示系统通道2(下端显示器)显示飞行报告页。

图21 正常工作情况下(二通道均有效)，显示的页面

2)系统通道2失效时，通道1显示的复合信息页面如图22。

当直升机着陆时，发参显示系统通道1(上端显示器)显示飞行报告页。

图22 系统通道2失效时，通道1显示的复合信息页面

3)系统通道1失效时，通道2显示复合页面如图23。

当直升机着陆时，发参显示系统通道2(下端显示器)显示飞行报告页。

图23 系统通道1失效时，通道2显示复合页面

3 实验结果

采用双余度发动机状态监测技术研制的某型涡轴发动机状态实时监测系统经过了大量的地面试验和某型直升机上试飞试验，功能、性能满足要求，实现了发动机状态实时监测，目前该系统已在某型直升机上应用。该技术为某型涡轴式发动机的应用起到了有力支撑和保证，在一定程度上推进了我国航电系统综合化、数字化的发展。同时对于航空故障诊断、预测和健康管理技术未来的发展起到有力支撑和推动。

4 结束语

基于双余度发动机状态监测技术成功研制了发动机状态监测系统，该系统体积小、重量轻、精度高、可靠性高，在高噪音、高复杂的电磁环境条件下实现了故障准确定位、故障诊断、提高飞行安全性及人机功效，适用于飞机、舰艇、装甲、汽车的发动机状态实时采集与监测，该技术具有灵活的设计能够很好的满足用户的不同需求，具有很好的通用性。

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Research and Application of Dual Redundant Engine Condition Monitoring Technology

Fang Haihua, Huang Lan

(AVIC Shanghai Aviation Measurement and Control Technology Research Institute, Shanghai 201601, China)

The application of dual redundancy engine condition monitoring technology in aircraft, ships, armored , automotive electronic control system can improve the security and reliability of aircraft, ships, armored, auto running. A turbo shaft engine as the research object，the dual redundancy engine condition monitoring technologies are studied， we develop a dual redundancy engine condition monitoring system，this paper introduces the overall design, hardware and software design of the system, redundancy design, the design of virtual instrument, and introduces the embedded PC/104 module in the design of dual redundant engine condition monitoring system. In order to make the scalability and adaptability of the condition monitoring system has better, this system is designed to work in two ways: airborne operation and ground test method. Automatic monitoring the state of the engine by the two way, to provide scientific basis for analysis of status, trend of engine fault diagnosis and condition based repair.The turbo shaft engine condition monitoring system using dual redundancy engine condition monitoring technology has got acorss extensive ground tests and flight tests in a certain type of helicopter,it can fulfil the requirements of function and has a good performance.At present, the system has been applied in a certain type of helicopter.

dual redundancy; turboshaft engine; state monitoring; PC/104; virtual instrument design

2016-04-10；

2016-05-10。

房海华(1983-)，黑龙江人，工程师，硕士，主要从事数据采集与处理技术方向的研究。

1671-4598(2016)09-0065-05DOI：10.16526/j.cnki.11-4762/tp

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