本發(fā)明涉及航空發(fā)動(dòng)機(jī)性能評估，具體涉及一種基于試車數(shù)據(jù)和網(wǎng)絡(luò)韌性的航空發(fā)動(dòng)機(jī)綜合性能評估方法。

背景技術(shù)：

1、航空發(fā)動(dòng)機(jī)是一種高度復(fù)雜和精密的熱力機(jī)械系統(tǒng)，具有技術(shù)集中度和含量高、系統(tǒng)成套復(fù)雜、附加值高、帶動(dòng)性大等特點(diǎn)，是國家工業(yè)發(fā)展戰(zhàn)略的重中之重。航空發(fā)動(dòng)機(jī)組件繁雜、運(yùn)行工況多樣且工作環(huán)境復(fù)雜，其綜合性能評估面臨著巨大的挑戰(zhàn)。突發(fā)性故障會(huì)極大影響航空發(fā)動(dòng)機(jī)性能，造成巨大經(jīng)濟(jì)損失，更會(huì)嚴(yán)重威脅人員生命安全，甚至?xí)苯游：野踩?zhǔn)確的性能評估可以反映設(shè)備的性能狀態(tài)和狀態(tài)變化規(guī)律，最大限度地減少因性能下降而導(dǎo)致的停機(jī)時(shí)間，便于主動(dòng)維護(hù)，防止事故造成的巨大損失。因此，開展航空發(fā)動(dòng)機(jī)綜合性能評估是航空發(fā)動(dòng)機(jī)健康管理的核心基礎(chǔ)性工作，是航空發(fā)動(dòng)機(jī)安全高效運(yùn)行的重要保障，更可進(jìn)一步提升航空發(fā)動(dòng)機(jī)智能運(yùn)行水平、突出核心競爭力和優(yōu)化資源配置。

2、在實(shí)際工程應(yīng)用中，航空發(fā)動(dòng)機(jī)的性能評估已被廣泛開展。航空公司通常依靠單一參數(shù)，如排氣溫度(exhaust?gas?temperature，egt)或egt裕度來評估航空發(fā)動(dòng)機(jī)的性能；航空發(fā)動(dòng)機(jī)制造商則有一套完整的質(zhì)量檢驗(yàn)試車程序來評估航空發(fā)動(dòng)機(jī)的狀況，重點(diǎn)關(guān)注航空發(fā)動(dòng)機(jī)在幾種典型狀態(tài)下的性能，通過設(shè)置不同推力、高壓壓氣機(jī)進(jìn)口導(dǎo)向葉片角度、高壓壓氣機(jī)轉(zhuǎn)速，模擬幾種典型狀態(tài)，重點(diǎn)關(guān)注轉(zhuǎn)速、推力、溫度等指標(biāo)及其相互關(guān)系，驗(yàn)證是否符合要求。

3、然而，上述兩種方法都存在明顯的缺陷：航空公司采用的單參數(shù)法操作簡便，可快速為維修決策提供一定依據(jù)，但航空發(fā)動(dòng)機(jī)是一個(gè)典型的復(fù)雜系統(tǒng)，影響其性能的參數(shù)眾多，僅依靠單個(gè)參數(shù)并不能充分反映其實(shí)際性能；航空發(fā)動(dòng)機(jī)制造商使用的質(zhì)量檢驗(yàn)試車程序可以幫助制造商對航空發(fā)動(dòng)機(jī)的性能進(jìn)行基本檢驗(yàn)，但孤立地考慮某些關(guān)鍵的監(jiān)測指標(biāo)及其相互關(guān)系并不能代表其綜合性能。此外，在實(shí)際使用中，航空發(fā)動(dòng)機(jī)的工作狀態(tài)是不斷變化的，僅對幾種典型狀態(tài)下的性能開展評估是不完整的。因此，針對上述缺陷，研究如何在實(shí)際工程中提高航空發(fā)動(dòng)機(jī)的綜合性能評價(jià)能力是必要的。

4、針對航空發(fā)動(dòng)機(jī)性能評估的現(xiàn)有技術(shù)大致可分為兩類：一，傳統(tǒng)系統(tǒng)綜合評價(jià)技術(shù)及其改進(jìn)技術(shù)；二，基于人工智能的技術(shù)。

5、對于第一類方案，例如公開號為cn118535869a的專利申請：一種航空發(fā)動(dòng)機(jī)評估方法、裝置和系統(tǒng)，以“分解-集成”思想為指導(dǎo)，旨在對航空發(fā)動(dòng)機(jī)這一典型的復(fù)雜系統(tǒng)在大數(shù)據(jù)環(huán)境下開展綜合性能評估。然而此類方案存在的不足是指標(biāo)之間相互獨(dú)立會(huì)影響權(quán)重計(jì)算的準(zhǔn)確性，并且評價(jià)結(jié)果主要以指標(biāo)的線性運(yùn)算方式獲得，不能體現(xiàn)由于指標(biāo)非線性關(guān)系及其融合而產(chǎn)生的系統(tǒng)質(zhì)變及涌現(xiàn)規(guī)律，難以精準(zhǔn)評估復(fù)雜系統(tǒng)狀態(tài)，甚至可能對系統(tǒng)狀態(tài)進(jìn)行了錯(cuò)誤估計(jì)。

6、對于第二類方案，例如公開號為cn114997051a的專利申請：一種基于遷移學(xué)習(xí)的航空發(fā)動(dòng)機(jī)壽命預(yù)測與健康評估方法，利用神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)模型對航空發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行壽命預(yù)測和健康評估；然而此類基于人工智能的技術(shù)存在黑匣子特性，這意味著無法明確模型的結(jié)果產(chǎn)生機(jī)制，也難以科學(xué)解釋航空發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)變化的機(jī)理及其內(nèi)在關(guān)系。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)思路

1、本發(fā)明的目的是提供一種基于試車數(shù)據(jù)和網(wǎng)絡(luò)韌性的航空發(fā)動(dòng)機(jī)綜合性能評估方法，以克服現(xiàn)有航空發(fā)動(dòng)機(jī)性能評估方法存在的問題。

2、為了實(shí)現(xiàn)上述任務(wù)，本發(fā)明采用以下技術(shù)方案：

3、一種基于試車數(shù)據(jù)和網(wǎng)絡(luò)韌性的航空發(fā)動(dòng)機(jī)綜合性能評估方法，包括：

4、步驟1，針對多臺(tái)在預(yù)設(shè)試車參數(shù)下試車合格的同一型號航空發(fā)動(dòng)機(jī)，獲取試車數(shù)據(jù)并進(jìn)行監(jiān)測指標(biāo)篩選；

5、步驟2，針對每一臺(tái)航空發(fā)動(dòng)機(jī)所篩選出的監(jiān)測指標(biāo)，基于復(fù)雜網(wǎng)絡(luò)理論以及監(jiān)測指標(biāo)之間的相互關(guān)系，構(gòu)建對應(yīng)航空發(fā)動(dòng)機(jī)的性能網(wǎng)絡(luò)模型；

6、步驟3，將所述預(yù)設(shè)試車參數(shù)引入基因調(diào)控動(dòng)力學(xué)并進(jìn)行擬合，從而構(gòu)建每一臺(tái)航空發(fā)動(dòng)機(jī)的性能動(dòng)力學(xué)模型；

7、步驟4，針對航空發(fā)動(dòng)機(jī)的性能網(wǎng)絡(luò)模型，利用動(dòng)力學(xué)降維方法構(gòu)建航空發(fā)動(dòng)機(jī)綜合性能指標(biāo)；

8、步驟5，基于試車數(shù)據(jù)，利用航空發(fā)動(dòng)機(jī)的性能動(dòng)力學(xué)模型以及性能網(wǎng)絡(luò)模型確定各航空發(fā)動(dòng)機(jī)的各動(dòng)力學(xué)參數(shù)，從而構(gòu)建各動(dòng)力學(xué)參數(shù)的合格取值范圍；

9、步驟6，基于所述各動(dòng)力學(xué)參數(shù)的合格取值范圍，利用航空發(fā)動(dòng)機(jī)綜合性能指標(biāo)確定航空發(fā)動(dòng)機(jī)綜合性能的合格區(qū)間；

10、步驟7，針對待進(jìn)行綜合性能評估的航空發(fā)動(dòng)機(jī)，在預(yù)設(shè)參數(shù)下進(jìn)行試車以獲取該航空發(fā)動(dòng)機(jī)的試車數(shù)據(jù)，對試車數(shù)據(jù)中的監(jiān)測指標(biāo)進(jìn)行篩選后，構(gòu)建性能網(wǎng)絡(luò)模型以及性能動(dòng)力學(xué)模型，確定動(dòng)力學(xué)參數(shù)并計(jì)算對應(yīng)的航空發(fā)動(dòng)機(jī)綜合性能指標(biāo)；基于該指標(biāo)與航空發(fā)動(dòng)機(jī)綜合性能的合格區(qū)間的關(guān)系，以判定航空發(fā)動(dòng)機(jī)綜合性能評估是否合格。

11、進(jìn)一步地，所述監(jiān)測指標(biāo)篩選，是指對所有監(jiān)測指標(biāo)求取差分并計(jì)算對應(yīng)的方差，剔除方差為零的監(jiān)測指標(biāo)。

12、進(jìn)一步地，所述基于復(fù)雜網(wǎng)絡(luò)理論以及監(jiān)測指標(biāo)之間的相互關(guān)系，構(gòu)建對應(yīng)航空發(fā)動(dòng)機(jī)的性能網(wǎng)絡(luò)模型，包括：

13、將航空發(fā)動(dòng)機(jī)試車數(shù)據(jù)中監(jiān)測指標(biāo)抽象成節(jié)點(diǎn)，將監(jiān)測指標(biāo)間的相互關(guān)系抽象成節(jié)點(diǎn)之間的邊，從而構(gòu)建每一臺(tái)航空發(fā)動(dòng)機(jī)的性能網(wǎng)絡(luò)模型；其中，監(jiān)測指標(biāo)之間的相互關(guān)系由相關(guān)系數(shù)表征，表示如下：

14、；

15、上式中，表示航空發(fā)動(dòng)機(jī)篩選出的n項(xiàng)監(jiān)測指標(biāo)中的第i、j項(xiàng)監(jiān)測指標(biāo)；是兩個(gè)監(jiān)測指標(biāo)的差分和所對應(yīng)的協(xié)方差，和分別是監(jiān)測指標(biāo)的差分和所對應(yīng)的標(biāo)準(zhǔn)差；

16、利用加權(quán)鄰接矩陣來構(gòu)造節(jié)點(diǎn)之間的邊，表示如下：

17、；

18、其中，為加權(quán)鄰接矩陣中第i行j列的元素，為網(wǎng)絡(luò)模型構(gòu)造閾值，；當(dāng)時(shí)，則兩個(gè)監(jiān)測指標(biāo)和之間存在邊，否則不存在；其中當(dāng)兩個(gè)監(jiān)測指標(biāo)和的相關(guān)系數(shù)為正值時(shí)為正相關(guān)，記為；負(fù)值時(shí)為負(fù)相關(guān)，記為。

19、進(jìn)一步地，所述將所述預(yù)設(shè)試車參數(shù)引入基因調(diào)控動(dòng)力學(xué)并進(jìn)行擬合，從而構(gòu)建每一臺(tái)航空發(fā)動(dòng)機(jī)的性能動(dòng)力學(xué)模型，具體表示為：

20、；

21、式中、表示航空發(fā)動(dòng)機(jī)性能網(wǎng)絡(luò)模型中的第i、j項(xiàng)監(jiān)測指標(biāo)，為監(jiān)測指標(biāo)回歸對應(yīng)的預(yù)設(shè)指標(biāo)正常范圍的比例，為航空發(fā)動(dòng)機(jī)性能網(wǎng)絡(luò)模型中沒有邊的孤立節(jié)點(diǎn)的節(jié)點(diǎn)數(shù)量；、分別表示監(jiān)測指標(biāo)在預(yù)設(shè)試車參數(shù)的推力和igv角度下的激勵(lì)強(qiáng)度和抑制強(qiáng)度，其中、分別為、中的正值部分，、分別為、中的負(fù)值部分；使用和表示整體的激勵(lì)項(xiàng)和抑制項(xiàng)，和。

22、進(jìn)一步地，所述針對航空發(fā)動(dòng)機(jī)的性能網(wǎng)絡(luò)模型，利用動(dòng)力學(xué)降維方法構(gòu)建航空發(fā)動(dòng)機(jī)綜合性能指標(biāo)，包括：

23、依據(jù)平均場理論，將航空發(fā)動(dòng)機(jī)的性能動(dòng)力學(xué)模型中所有節(jié)點(diǎn)的動(dòng)力學(xué)方程耦合為一維方程并計(jì)算期望，以獲得航空發(fā)動(dòng)機(jī)這一復(fù)雜系統(tǒng)的平均狀態(tài)，并進(jìn)一步推導(dǎo)系統(tǒng)平均行為與結(jié)構(gòu)的關(guān)系：

24、；

25、其中，、、和分別為、、和平均值；為性能網(wǎng)絡(luò)模型的平均加權(quán)度，通過加權(quán)鄰接矩陣計(jì)算得到；為性能網(wǎng)絡(luò)模型中監(jiān)測指標(biāo)之間負(fù)相關(guān)的邊的占比；

26、將上式(5)改為矩陣相乘形式，表示如下：

27、；

28、使用和代表上述兩個(gè)矩陣，令：

29、，；

30、基于frobenius范數(shù)，使用來度量耦合性能，使用的倒數(shù)來度量活動(dòng)性能，得到航空發(fā)動(dòng)機(jī)綜合性能指標(biāo)如下所示：

31、。

32、進(jìn)一步地，所述基于試車數(shù)據(jù)，利用航空發(fā)動(dòng)機(jī)的性能動(dòng)力學(xué)模型以及性能網(wǎng)絡(luò)模型確定各航空發(fā)動(dòng)機(jī)的各動(dòng)力學(xué)參數(shù)，從而構(gòu)建各動(dòng)力學(xué)參數(shù)的合格取值范圍，包括：

33、通過所述性能動(dòng)力學(xué)模型以及性能網(wǎng)絡(luò)模型，求得每臺(tái)航空發(fā)動(dòng)機(jī)各動(dòng)力學(xué)參數(shù)、、、的取值；則所有航空發(fā)動(dòng)機(jī)的各動(dòng)力學(xué)參數(shù)取值的最小值、最大值構(gòu)成對應(yīng)動(dòng)力學(xué)參數(shù)的合格取值范圍。

34、進(jìn)一步地，基于所述各動(dòng)力學(xué)參數(shù)的合格取值范圍，利用航空發(fā)動(dòng)機(jī)綜合性能指標(biāo)確定航空發(fā)動(dòng)機(jī)綜合性能的合格區(qū)間，包括：

35、在各動(dòng)力學(xué)參數(shù)的合格取值范圍中分別取值并代入到航空發(fā)動(dòng)機(jī)綜合性能指標(biāo)中，求得一系列耦合性能、活動(dòng)性能；通過構(gòu)建耦合性能、活動(dòng)性能的二維坐標(biāo)圖，所有耦合性能、活動(dòng)性能在坐標(biāo)圖中對應(yīng)坐標(biāo)點(diǎn)所構(gòu)成的區(qū)域即為航空發(fā)動(dòng)機(jī)綜合性能的合格區(qū)間。

36、一種航空發(fā)動(dòng)機(jī)綜合性能評估設(shè)備，包括處理器、存儲(chǔ)器以及存儲(chǔ)在所述存儲(chǔ)器中的計(jì)算機(jī)程序；處理器被計(jì)算機(jī)執(zhí)行時(shí)，實(shí)現(xiàn)所述基于試車數(shù)據(jù)和網(wǎng)絡(luò)韌性的航空發(fā)動(dòng)機(jī)綜合性能評估方法。

37、一種計(jì)算機(jī)可讀存儲(chǔ)介質(zhì)，所述介質(zhì)中存儲(chǔ)有計(jì)算機(jī)程序；計(jì)算機(jī)程序被處理器執(zhí)行時(shí)，實(shí)現(xiàn)所述基于試車數(shù)據(jù)和網(wǎng)絡(luò)韌性的航空發(fā)動(dòng)機(jī)綜合性能評估方法。

38、與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明具有以下技術(shù)特點(diǎn)：

39、1.本發(fā)明基于試車數(shù)據(jù)和復(fù)雜網(wǎng)絡(luò)能夠基于真實(shí)的航空發(fā)動(dòng)機(jī)試車數(shù)據(jù)對高度集成、內(nèi)部耦合和非線性的航空發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)進(jìn)行客觀和全局的評估。

40、2.本發(fā)明所構(gòu)建的航空發(fā)動(dòng)機(jī)性能網(wǎng)絡(luò)模型和航空發(fā)動(dòng)機(jī)性能動(dòng)力學(xué)模型，能夠準(zhǔn)確地描述系統(tǒng)在各個(gè)階段的狀態(tài)，并解釋監(jiān)測指標(biāo)與系統(tǒng)狀態(tài)變化模式之間的關(guān)系，具有可解釋性。

41、3.本發(fā)明所提出的航空發(fā)動(dòng)機(jī)綜合性能評價(jià)指標(biāo)可動(dòng)態(tài)地刻畫航空發(fā)動(dòng)機(jī)各個(gè)階段的狀態(tài)，區(qū)分合格和故障的航空發(fā)動(dòng)機(jī)，并為生產(chǎn)提供指導(dǎo)。