基于直11型機的故障診斷與預測管理系統技術研究

李新民，曾本銀，莫固良，王少萍，宋永磊，黃建萍

(1.中國直升機設計研究所直升機旋翼動力學國防科技重點實驗室，江西景德鎮 333001;2.中國直升機設計研究所，江西景德鎮 333001;3.上海測控技術研究所，上海 201601;4.北京航空航天大學，北京 100083)

0 引言

隨著武器裝備技術的發展，新型武器裝備越來越復雜，使得武器裝備的維修保障問題日趨突出，主要表現在維修費用越來越高，維修的工作量越來越大等。據美軍統計，武器裝備維修保障費用約占全壽命周期費用的24%。

由于直升機存在大量的動部件，且旋翼系統、傳動系統和尾槳均為單一通道，一旦這些系統出現故障，直升機將產生嚴重事故。因此，直升機的事故率是固定翼飛機事故率的40倍左右，而嚴重事故率是固定翼飛機的10倍。據美軍統計，直升機安裝了HUMS系統后，不定期維護減少了50%，1年內節約了維護費用4千5百萬美元，出勤率增加了27%。因此，世界上各直升機強國都在全力研究直升機故障診斷與預測技術，以期提高直升機安全性，改善技術保障和維修困難的境況，并把診斷與預測的重點放在直升機的動部件上。

本文所描述的直11型機故障診斷與預測管理系統(簡稱FDPMS系統)是國防基礎科研項目的研究結果，該研究圍繞直升機動部件故障預測技術與故障診斷技術開展研究，以保障直升機安全、提高直升機的維護使用效率、減少直升機使用維護成本和增強直升機后勤管理為目標，突破直升機故障診斷和預測的關鍵技術，提升直升機的綜合使用能力，最終形成一套工程樣機，并完成直11型機部分演示驗證試驗。

1 FDPMS系統診斷與預測能力及其方法

1.1 直11型機結構

直11型機是我國自行研制的軍民通用的輕型直升機。該機為單旋翼帶尾槳式直升機，最大起飛重量2200kg，裝有一臺WZ－8D發動機。旋翼由星形柔性槳轂和復合材料槳葉組成，尾槳為二葉翹翹板式復合材料槳葉，主減速器為行星齒輪結構，滑橇式起落架，機體為金屬結構，可晝夜目視飛行。主要用途有運輸、飛行訓練和救護，經改裝可用于武裝、巡邏、治安、交通管制、護林、施肥、滅蟲、高壓線巡檢等。圖1為直11型機框架結構與傳動鏈路。

1.2 FDPMS系統診斷與預測能力

根據目前的研究水平與能力，直11型機FDPMS系統診斷的范圍包括:旋翼系統，尾槳，主減速器，尾減速器，發動機和滑油系統，具體診斷部件及方法如表1所示。

1.3 FDPMS系統采用的診斷與預測方法

直11型機FDPMS系統采用了一系列獨特的診斷與預測方法。

圖1 直11型機框架結構與傳動鏈路

表1 診斷部件及方法

1.3.1 基于飛行狀態識別的壽命預測方法

安全壽命評定法是通過疲勞試驗得到動部件的疲勞載荷譜，根據飛行試驗得到飛行載荷譜和假定使用譜，根據這三者的關系，得到動部件的使用壽命。該方法依賴于飛行小時數和假定的使用譜。研究表明，人工記錄的飛行小時數存在嚴重的誤差(約為12%)，假定的使用譜與實際飛行譜之間存在嚴重的差別(通常實際飛行譜比假定的使用譜對載荷影響小很多)。因此，疲勞載荷估算十分保守，對于單架飛機，不同使用條件下，十分不準確。

為了突破傳統安全壽命評定法存在的缺陷，本項目進行了基于飛行狀態識別和載荷譜相對應的方法進行動部件壽命預測技術研究。該方法利用23個飛行狀態參數對直升機42個飛行狀態進行識別，得到實際的使用譜，利用機載數據采集系統記錄實際的飛行小時數，從根本上實現了對安全壽命評定法存在缺陷的修正，可以實現單機動部件壽命的單獨計算，提高了直升機動部件壽命預測的準確性，延長部件的使用壽命，減少使用維護費用。

1.3.2 基于神經網絡的旋翼系統錐體與動平衡

直升機機身的大幅度振動不僅使機組人員和乘客感到疲勞，也會使直升機大量動部件產生高周疲勞，同時也會降低可靠性、增加維護成本，降低武器系統性能(視野困難、導彈瞄準困難)。因此直升機振動抑制問題一直倍受關注，旋翼錐體和動平衡調整是減少直升機振動的有效途徑。當旋翼出現動不平衡以后，一般是通過調整小拉桿、調整片和配重塊來達到平衡的目的。傳統的方法一般先采用錐體測量設備(如頻閃燈、錐體傳感器)測量錐體，然后采用振動測量設備測量主軸的振動，通過優化方法減少錐度差，減少振動。

本項目提出僅測量振動，利用RBF神經網絡和粒子群算法相結合的方法，實現配重塊、調整塊和小拉桿的優化調整方法，達到減少直升機振動的目的。

1.3.3 齒輪箱振動分析方法

對于齒輪箱的診斷，本項目采用振動分析為主，溫度、壓力和碎片傳感器相結合的方法。振動分析采用狀態指示器(CI)方法。主要CI包括:有效值，峰值指標，削度指標，1階幅值，2階幅值，殘余信號有效值，殘余信號峰值，殘余信號削度指標，嚙合頻率振幅階次，嚙合比，1階邊頻帶，2階邊頻帶，邊頻族有效值，邊頻族峰值及邊頻族削度指標等。通過觀察這些CI的趨勢或與限制值進行比較，得出齒輪箱的故障情況。

1.3.4 滾動軸承振動分析方法

對于滾動軸承的診斷，采用振動分析為主，溫度傳感器相結合的方法。振動分析采用狀態指示器(CI)方法。主要CI包括:內圈振動幅值1階，內圈振動幅值2階，外圈振動幅值1階，外圈振動幅值2階，滾珠振動幅值1階，滾珠振動幅值2階，保持架振動幅值1階，保持架振動幅值2階，振動有效值，波形因素，波峰因素等。通過觀察這些CI的趨勢或與限制值進行比較，得出滾動軸承的故障情況。

1.3.5 功率檢查方法

功率檢查采用發動機廠商提供的方法:在穩定水平飛行時，最好在紊流很小或無紊流的高度上飛行;關掉加溫;使發動機達到最大轉速，使其與機械限制(扭矩不高于94%)和燃氣發生器轉速Ng限制(最大連續功率狀態)相適應。在這些狀態下，放氣活門旗信號消失。此時，發動機扭矩、燃氣發生器轉速Ng、旋翼轉速Nr、直升機所處的高度和外界溫度等滿足一定的關系，通過對測量值計算，得到發動機功率狀態指示。

2 FDPMS系統設計

2.1 系統組成

直11型機故障診斷與預測系統用于實現機載數據采集、超限報警、數據傳輸、地面診斷與預測、機群管理等功能，該系統由機載系統和地面系統兩部分組成。

機載系統進行實時數據采集、存儲和顯示，包括傳感器系統、數據采集系統、顯示器、數據傳輸和墜毀幸存數據語音記錄器(CVFDR)等組成部分。地面系統對機載記錄數據進行下載和分析，包括計算機和地面分析管理系統。系統框圖如圖2示。

圖2 系統框圖

2.2 機載系統

2.2.1 傳感器系統

傳感器系統包括機上原有傳感器和FDPMS系統新增傳感器。

FDPMS系統新增傳感器包括:高度，速度，尾減處過載，總距，腳蹬，駕駛桿位移，大氣溫度，燃油流量，燃油溫度、燃油壓力等飛行狀態參數傳感器。主軸振動，行星齒輪振動，發動機輸出軸振動，尾傳動軸承振動和尾減速器振動等24通道。

2.2.2 數據采集系統

機載數據采集器對傳感器輸入的飛行狀態參數，振動參數等信號進行采集、預處理和分析，同時將原始數據存入系統內的存儲單元中，并且將預處理后的數據傳送至機載顯示器顯示與存儲，部分數據送CVFDR進行存儲。

機載數據采集系統的設計總體方案如圖3所示:

圖3 機載數據采集系統總體圖

機載數據采集系統采用模塊化設計，各模塊通過底板連接。由EM模塊(發動機監測)、RVM模塊(旋翼監測)和VM模塊(振動監測)三大部分組成。其中EM模塊主要負責采集飛行參數以及發動機參數的信息，RVM模塊主要負責采集旋翼參數并對其進行監測，VM模塊主要采集直升機上的振動信號和轉速信號。EM模塊、RVM模塊與VM模塊相互獨立，各模塊之間采用RS422接口通訊，VM模塊通過2路RS422接口和網口與外部交連。VM板接收顯示存儲單元發來的控制命令給EM及RVM模塊，以及接收EM模塊、RVM模塊采集的數據及告警信息存儲并發送給顯示存儲單元進行顯示存儲。

2.3 地面分析與管理系統

地面分析與管理系統包括不同權限的外場子系統，維護管理子系統和專家子系統等，還包括系統維護子系統。

外場子系統主要用于地勤人員進行數據上傳與下載，飛行員確定飛行情況，地勤人員形成初步的快速維護報告等。主要模塊包括:數據下載、數據上傳、飛行報告生成、飛行報告查詢、快速維護等。

維護管理子系統主要用于進行機群管理。主要模塊包括:直升機配置管理、設備配置管理、故障信息管理和維修管理等。

專家子系統主要用于維修專家對直升機進行進一步診斷。主要模塊包括:旋翼錐體和動平衡調整、發動機故障診斷、傳動系統故障診斷、動部件壽命預測、使用狀態監測等。

系統維護子系統主要用于地面分析與管理系統的維護。主要模塊包括:旋翼錐體和動平衡神經網絡訓練、飛行狀態識別神經網絡訓練、權限數據維護、直升機、任務及飛行員管理、故障參數閾值設定、動部件損傷系數、系統日志維護、數據備份等。圖4為軟件界面。

3 演示驗證情況

本項目的演示驗證在昌河飛機制造公司呂蒙機場進行，演示驗證的直升機為直11WA，共飛行了11個架次。主要演示驗證內容包括:

1)機載數據采集系統和傳感器的機上接口驗證;

2)旋翼錐體與動平衡技術飛行驗證;

3)發動機功率檢查飛行驗證;

4)動部件壽命預測系統飛行驗證;

5)傳動系統故障診斷系統飛行驗證。

3.1 傳感器安裝情況

為了完成該系統的演示驗證，主要傳感器信號(包括新安裝、原機信號)有:飛行狀態識別傳感器，包括指示空速，氣壓高度，重心處縱向過載，重心處側向過載，重心處法向過載，尾部縱向過載，尾部側向過載，尾部法向過載，總距位移，腳蹬位移，操縱桿縱向位移，操縱桿橫向位移，發動機扭矩，俯仰角，無線電高度，燃油入口處溫度，燃油入口處壓力，燃氣渦輪轉速，旋翼轉速，自由渦輪轉速，發動機油耗，偏航角，傾斜角;旋翼錐體與動平衡傳感器，包括主軸X、Y、Z三個方向振動，駕駛員座位Z向振動，副駕駛員座位Y向和Z向振動，旋翼轉速信號(TOP)，尾軸Y、Z三個方向振動，尾槳轉速信號(TOP);發動機功率檢查傳感器，包括:氣壓高度，旋翼轉速，大氣溫度，發動機扭矩和燃氣發生器轉速Ng;傳動系統傳感器，包括主軸(XYZ)，行星齒輪處(XYZ)，發動機前輸出(XYZ)，尾傳動軸承1(YZ)，尾傳動軸承5(YZ)和尾減速器(XYZ)。

圖4 軟件界面

圖5 傳感器安裝情況

3.2 旋翼錐體與動平衡技術飛行驗證情況

由于飛行架次限制，旋翼錐體與動平衡技術飛行驗證只進行了三次調整，分別為2#調整192g，1#調整片1°，2#拉桿 －2棱面。

圖6為2#調整192g振動變化情況，調整后振動為0.1IPS以下，達到調整要求。

表2 實際調整量與計算調整量比較

圖6 調整前后振動比較

3.3 飛行狀態識別飛行驗證情況

動部件壽命預測系統飛行驗證主要進行了飛行狀態識別。經過對數據進行分析，發現神經網絡飛行狀態識別方法在恒高度恒速度、恒高度變速度狀態識別率很高，但在變高度恒速度和變高度變速度，其識別率則不是很理想，只有80%左右。

表3 各狀態識別率

4 結論

通過本項目研究，建立了基于直11型機的FDPMS系統，完成了傳感器選型與安裝接口研究，機載數據采集系統、座艙顯示器與墜毀幸存數據/語音記錄器研制，完成了旋翼系統、傳動系統、發動機和動部件壽命預測等基礎技術研究。該項目的研制成功，為我國HUMS技術的發展、HUMS系統早日應用于型號奠定了堅實的技術基礎。

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