基于直11型機(jī)的故障診斷與預(yù)測管理系統(tǒng)技術(shù)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(jī)設(shè)計研究所直升機(jī)旋翼動力學(xué)國防科技重點實驗室，江西景德鎮(zhèn) 333001;2.中國直升機(jī)設(shè)計研究所，江西景德鎮(zhèn) 333001;3.上海測控技術(shù)研究所，上海 201601;4.北京航空航天大學(xué)，北京 100083)

0 引言

隨著武器裝備技術(shù)的發(fā)展，新型武器裝備越來越復(fù)雜，使得武器裝備的維修保障問題日趨突出，主要表現(xiàn)在維修費(fèi)用越來越高，維修的工作量越來越大等。據(jù)美軍統(tǒng)計，武器裝備維修保障費(fèi)用約占全壽命周期費(fèi)用的24%。

由于直升機(jī)存在大量的動部件，且旋翼系統(tǒng)、傳動系統(tǒng)和尾槳均為單一通道，一旦這些系統(tǒng)出現(xiàn)故障，直升機(jī)將產(chǎn)生嚴(yán)重事故。因此，直升機(jī)的事故率是固定翼飛機(jī)事故率的40倍左右，而嚴(yán)重事故率是固定翼飛機(jī)的10倍。據(jù)美軍統(tǒng)計，直升機(jī)安裝了HUMS系統(tǒng)后，不定期維護(hù)減少了50%，1年內(nèi)節(jié)約了維護(hù)費(fèi)用4千5百萬美元，出勤率增加了27%。因此，世界上各直升機(jī)強(qiáng)國都在全力研究直升機(jī)故障診斷與預(yù)測技術(shù)，以期提高直升機(jī)安全性，改善技術(shù)保障和維修困難的境況，并把診斷與預(yù)測的重點放在直升機(jī)的動部件上。

本文所描述的直11型機(jī)故障診斷與預(yù)測管理系統(tǒng)(簡稱FDPMS系統(tǒng))是國防基礎(chǔ)科研項目的研究結(jié)果，該研究圍繞直升機(jī)動部件故障預(yù)測技術(shù)與故障診斷技術(shù)開展研究，以保障直升機(jī)安全、提高直升機(jī)的維護(hù)使用效率、減少直升機(jī)使用維護(hù)成本和增強(qiáng)直升機(jī)后勤管理為目標(biāo)，突破直升機(jī)故障診斷和預(yù)測的關(guān)鍵技術(shù)，提升直升機(jī)的綜合使用能力，最終形成一套工程樣機(jī)，并完成直11型機(jī)部分演示驗證試驗。

1 FDPMS系統(tǒng)診斷與預(yù)測能力及其方法

1.1 直11型機(jī)結(jié)構(gòu)

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

1.2 FDPMS系統(tǒng)診斷與預(yù)測能力

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

1.3 FDPMS系統(tǒng)采用的診斷與預(yù)測方法

直11型機(jī)FDPMS系統(tǒng)采用了一系列獨特的診斷與預(yù)測方法。

圖1 直11型機(jī)框架結(jié)構(gòu)與傳動鏈路

表1 診斷部件及方法

1.3.1 基于飛行狀態(tài)識別的壽命預(yù)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(jù)飛行試驗得到飛行載荷譜和假定使用譜，根據(jù)這三者的關(guān)系，得到動部件的使用壽命。該方法依賴于飛行小時數(shù)和假定的使用譜。研究表明，人工記錄的飛行小時數(shù)存在嚴(yán)重的誤差(約為12%)，假定的使用譜與實際飛行譜之間存在嚴(yán)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(jī)，不同使用條件下，十分不準(zhǔn)確。

為了突破傳統(tǒng)安全壽命評定法存在的缺陷，本項目進(jìn)行了基于飛行狀態(tài)識別和載荷譜相對應(yīng)的方法進(jìn)行動部件壽命預(yù)測技術(shù)研究。該方法利用23個飛行狀態(tài)參數(shù)對直升機(jī)42個飛行狀態(tài)進(jìn)行識別，得到實際的使用譜，利用機(jī)載數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)記錄實際的飛行小時數(shù)，從根本上實現(xiàn)了對安全壽命評定法存在缺陷的修正，可以實現(xiàn)單機(jī)動部件壽命的單獨計算，提高了直升機(jī)動部件壽命預(yù)測的準(zhǔn)確性，延長部件的使用壽命，減少使用維護(hù)費(fèi)用。

1.3.2 基于神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的旋翼系統(tǒng)錐體與動平衡

直升機(jī)機(jī)身的大幅度振動不僅使機(jī)組人員和乘客感到疲勞，也會使直升機(jī)大量動部件產(chǎn)生高周疲勞，同時也會降低可靠性、增加維護(hù)成本，降低武器系統(tǒng)性能(視野困難、導(dǎo)彈瞄準(zhǔn)困難)。因此直升機(jī)振動抑制問題一直倍受關(guān)注，旋翼錐體和動平衡調(diào)整是減少直升機(jī)振動的有效途徑。當(dāng)旋翼出現(xiàn)動不平衡以后，一般是通過調(diào)整小拉桿、調(diào)整片和配重塊來達(dá)到平衡的目的。傳統(tǒng)的方法一般先采用錐體測量設(shè)備(如頻閃燈、錐體傳感器)測量錐體，然后采用振動測量設(shè)備測量主軸的振動，通過優(yōu)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(jīng)網(wǎng)絡(luò)和粒子群算法相結(jié)合的方法，實現(xiàn)配重塊、調(diào)整塊和小拉桿的優(yōu)化調(diào)整方法，達(dá)到減少直升機(jī)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(jié)合的方法。振動分析采用狀態(tài)指示器(CI)方法。主要CI包括:有效值，峰值指標(biāo)，削度指標(biāo)，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(biāo)，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(biāo)等。通過觀察這些CI的趨勢或與限制值進(jìn)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(jié)合的方法。振動分析采用狀態(tài)指示器(CI)方法。主要CI包括:內(nèi)圈振動幅值1階，內(nèi)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(jìn)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(fā)動機(jī)廠商提供的方法:在穩(wěn)定水平飛行時，最好在紊流很小或無紊流的高度上飛行;關(guān)掉加溫;使發(fā)動機(jī)達(dá)到最大轉(zhuǎn)速，使其與機(jī)械限制(扭矩不高于94%)和燃?xì)獍l(fā)生器轉(zhuǎn)速Ng限制(最大連續(xù)功率狀態(tài))相適應(yīng)。在這些狀態(tài)下，放氣活門旗信號消失。此時，發(fā)動機(jī)扭矩、燃?xì)獍l(fā)生器轉(zhuǎn)速Ng、旋翼轉(zhuǎn)速Nr、直升機(jī)所處的高度和外界溫度等滿足一定的關(guān)系，通過對測量值計算，得到發(fā)動機(jī)功率狀態(tài)指示。

2 FDPMS系統(tǒng)設(shè)計

2.1 系統(tǒng)組成

直11型機(jī)故障診斷與預(yù)測系統(tǒng)用于實現(xiàn)機(jī)載數(shù)據(jù)采集、超限報警、數(shù)據(jù)傳輸、地面診斷與預(yù)測、機(jī)群管理等功能，該系統(tǒng)由機(jī)載系統(tǒng)和地面系統(tǒng)兩部分組成。

機(jī)載系統(tǒng)進(jìn)行實時數(shù)據(jù)采集、存儲和顯示，包括傳感器系統(tǒng)、數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)、顯示器、數(shù)據(jù)傳輸和墜毀幸存數(shù)據(jù)語音記錄器(CVFDR)等組成部分。地面系統(tǒng)對機(jī)載記錄數(shù)據(jù)進(jìn)行下載和分析，包括計算機(jī)和地面分析管理系統(tǒng)。系統(tǒng)框圖如圖2示。

圖2 系統(tǒng)框圖

2.2 機(jī)載系統(tǒng)

2.2.1 傳感器系統(tǒng)

傳感器系統(tǒng)包括機(jī)上原有傳感器和FDPMS系統(tǒng)新增傳感器。

FDPMS系統(tǒng)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(tài)參數(shù)傳感器。主軸振動，行星齒輪振動，發(fā)動機(jī)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(shù)據(jù)采集系統(tǒng)

機(jī)載數(shù)據(jù)采集器對傳感器輸入的飛行狀態(tài)參數(shù)，振動參數(shù)等信號進(jìn)行采集、預(yù)處理和分析，同時將原始數(shù)據(jù)存入系統(tǒng)內(nèi)的存儲單元中，并且將預(yù)處理后的數(shù)據(jù)傳送至機(jī)載顯示器顯示與存儲，部分?jǐn)?shù)據(jù)送CVFDR進(jìn)行存儲。

機(jī)載數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)的設(shè)計總體方案如圖3所示:

圖3 機(jī)載數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)總體圖

機(jī)載數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)采用模塊化設(shè)計，各模塊通過底板連接。由EM模塊(發(fā)動機(jī)監(jiān)測)、RVM模塊(旋翼監(jiān)測)和VM模塊(振動監(jiān)測)三大部分組成。其中EM模塊主要負(fù)責(zé)采集飛行參數(shù)以及發(fā)動機(jī)參數(shù)的信息，RVM模塊主要負(fù)責(zé)采集旋翼參數(shù)并對其進(jìn)行監(jiān)測，VM模塊主要采集直升機(jī)上的振動信號和轉(zhuǎn)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(wǎng)口與外部交連。VM板接收顯示存儲單元發(fā)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(shù)據(jù)及告警信息存儲并發(fā)送給顯示存儲單元進(jìn)行顯示存儲。

2.3 地面分析與管理系統(tǒng)

地面分析與管理系統(tǒng)包括不同權(quán)限的外場子系統(tǒng)，維護(hù)管理子系統(tǒng)和專家子系統(tǒng)等，還包括系統(tǒng)維護(hù)子系統(tǒng)。

外場子系統(tǒng)主要用于地勤人員進(jìn)行數(shù)據(jù)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(hù)報告等。主要模塊包括:數(shù)據(jù)下載、數(shù)據(jù)上傳、飛行報告生成、飛行報告查詢、快速維護(hù)等。

維護(hù)管理子系統(tǒng)主要用于進(jìn)行機(jī)群管理。主要模塊包括:直升機(jī)配置管理、設(shè)備配置管理、故障信息管理和維修管理等。

專家子系統(tǒng)主要用于維修專家對直升機(jī)進(jìn)行進(jìn)一步診斷。主要模塊包括:旋翼錐體和動平衡調(diào)整、發(fā)動機(jī)故障診斷、傳動系統(tǒng)故障診斷、動部件壽命預(yù)測、使用狀態(tài)監(jiān)測等。

系統(tǒng)維護(hù)子系統(tǒng)主要用于地面分析與管理系統(tǒng)的維護(hù)。主要模塊包括:旋翼錐體和動平衡神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)訓(xùn)練、飛行狀態(tài)識別神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)訓(xùn)練、權(quán)限數(shù)據(jù)維護(hù)、直升機(jī)、任務(wù)及飛行員管理、故障參數(shù)閾值設(shè)定、動部件損傷系數(shù)、系統(tǒng)日志維護(hù)、數(shù)據(jù)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(jī)制造公司呂蒙機(jī)場進(jìn)行，演示驗證的直升機(jī)為直11WA，共飛行了11個架次。主要演示驗證內(nèi)容包括:

1)機(jī)載數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)和傳感器的機(jī)上接口驗證;

2)旋翼錐體與動平衡技術(shù)飛行驗證;

3)發(fā)動機(jī)功率檢查飛行驗證;

4)動部件壽命預(yù)測系統(tǒng)飛行驗證;

5)傳動系統(tǒng)故障診斷系統(tǒng)飛行驗證。

3.1 傳感器安裝情況

為了完成該系統(tǒng)的演示驗證，主要傳感器信號(包括新安裝、原機(jī)信號)有:飛行狀態(tài)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(cè)向過載，重心處法向過載，尾部縱向過載，尾部側(cè)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(fā)動機(jī)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?xì)鉁u輪轉(zhuǎn)速，旋翼轉(zhuǎn)速，自由渦輪轉(zhuǎn)速，發(fā)動機(jī)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(zhuǎn)速信號(TOP)，尾軸Y、Z三個方向振動，尾槳轉(zhuǎn)速信號(TOP);發(fā)動機(jī)功率檢查傳感器，包括:氣壓高度，旋翼轉(zhuǎn)速，大氣溫度，發(fā)動機(jī)扭矩和燃?xì)獍l(fā)生器轉(zhuǎn)速Ng;傳動系統(tǒng)傳感器，包括主軸(XYZ)，行星齒輪處(XYZ)，發(fā)動機(jī)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(shù)飛行驗證情況

由于飛行架次限制，旋翼錐體與動平衡技術(shù)飛行驗證只進(jìn)行了三次調(diào)整，分別為2#調(diào)整192g，1#調(diào)整片1°，2#拉桿 －2棱面。

圖6為2#調(diào)整192g振動變化情況，調(diào)整后振動為0.1IPS以下，達(dá)到調(diào)整要求。

表2 實際調(diào)整量與計算調(diào)整量比較

圖6 調(diào)整前后振動比較

3.3 飛行狀態(tài)識別飛行驗證情況

動部件壽命預(yù)測系統(tǒng)飛行驗證主要進(jìn)行了飛行狀態(tài)識別。經(jīng)過對數(shù)據(jù)進(jìn)行分析，發(fā)現(xiàn)神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)飛行狀態(tài)識別方法在恒高度恒速度、恒高度變速度狀態(tài)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(tài)識別率

4 結(jié)論

通過本項目研究，建立了基于直11型機(jī)的FDPMS系統(tǒng)，完成了傳感器選型與安裝接口研究，機(jī)載數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)、座艙顯示器與墜毀幸存數(shù)據(jù)/語音記錄器研制，完成了旋翼系統(tǒng)、傳動系統(tǒng)、發(fā)動機(jī)和動部件壽命預(yù)測等基礎(chǔ)技術(shù)研究。該項目的研制成功，為我國HUMS技術(shù)的發(fā)展、HUMS系統(tǒng)早日應(yīng)用于型號奠定了堅實的技術(shù)基礎(chǔ)。

［1］Jane's Defence Weekly［J］.2010.

［2］直11型機(jī)主要維護(hù)建議［Z］.602所，2002.

［3］直11型機(jī)維護(hù)手冊［Z］.602所，2002.

［4］李新民，曾本銀，黃建萍.直升機(jī)故障診斷與預(yù)測技術(shù)研究總體方案［Z］.602所技術(shù)報告2006.

［5］劉正江，李新民，黃建萍.直升機(jī)故障診斷/預(yù)測專家系統(tǒng)軟件用戶手冊B版［Z］.602所技術(shù)報告，2009.

［6］莫固良沈勇.直升機(jī)故障與診斷預(yù)測系統(tǒng)機(jī)載數(shù)據(jù)采集器使用維護(hù)說明書［Z］.633所技術(shù)報告，2009.

［7］LIU H M，WANG S P，OUYANG P C.STATE FORECASTING FOR ROTARY MACHINE BASED ON NEURAL NETWORK AND GENETIC ALGORITHM［C］.2007 ASME International Mechanical Engineering Congress and Exposition.

［8］SHEN G X，WANG S P，XUN T F，et al.Study of Utility Management System Simulation Platform［C］.International Conference on Comprehensive Product Realization，2007 June 18 －20，Beijing，China.

［9］曹欣.直升機(jī)飛行狀態(tài)神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)識別方法研究［C］.CHS －25，20090822.

［10］蘇勛文，王少萍.基于振動信號的直升機(jī)傳動系統(tǒng)HUMS關(guān)鍵技術(shù)研究［D］.北京:北京航空航天大學(xué)博士論文

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