本文摘要：摘要：隨著發(fā)動(dòng)機(jī)性能的提高和發(fā)動(dòng)機(jī)傳動(dòng)及機(jī)載系統(tǒng)不斷增加的熱負(fù)荷，利用燃油作為熱沉已成為現(xiàn)代飛機(jī)設(shè)計(jì)的一個(gè)共識(shí)，燃油熱沉將大為提高環(huán)境控制系統(tǒng)的性能。然而，由于燃油溫度受到飛行狀態(tài)、燃油供油路換熱器的變化的熱負(fù)荷和燃油供油流量等諸多因素影
摘要：隨著發(fā)動(dòng)機(jī)性能的提高和發(fā)動(dòng)機(jī)傳動(dòng)及機(jī)載系統(tǒng)不斷增加的熱負(fù)荷，利用燃油作為熱沉已成為現(xiàn)代飛機(jī)設(shè)計(jì)的一個(gè)共識(shí)，燃油熱沉將大為提高環(huán)境控制系統(tǒng)的性能。然而，由于燃油溫度受到飛行狀態(tài)、燃油供油路換熱器的變化的熱負(fù)荷和燃油供油流量等諸多因素影響,加之燃油控溫與發(fā)動(dòng)機(jī)燃油供給和飛機(jī)熱沉存在交聯(lián)，控制困難。因此，燃油系統(tǒng)熱管理與溫度控制還存在著很多問題。對(duì)此，國內(nèi)外專家對(duì)燃油系統(tǒng)熱管理方面開展了很多研究工作。
關(guān)鍵詞：飛機(jī)燃油系統(tǒng);飛行剖面;溫度預(yù)測
引言
本文主要研究全飛行剖面下燃油系統(tǒng)溫度的建模和基于機(jī)器學(xué)習(xí)模型對(duì)燃油系統(tǒng)溫度的預(yù)測方法。全飛行剖面是一次完整飛行任務(wù)的所有飛行階段的飛行狀態(tài)變量變化歷程圖。首先用理論計(jì)算的方法對(duì)燃油箱表面溫度計(jì)算;之后參考某型號(hào)戰(zhàn)斗機(jī)的燃油分布和燃油系統(tǒng)結(jié)構(gòu)，對(duì)關(guān)鍵部件進(jìn)行數(shù)學(xué)建模和參數(shù)計(jì)算，利用Simulink仿真軟件建立仿真模型，對(duì)燃油系統(tǒng)各個(gè)節(jié)點(diǎn)的燃油溫度進(jìn)行仿真模擬，再進(jìn)一步建立機(jī)器學(xué)習(xí)模型對(duì)燃油系統(tǒng)溫度進(jìn)行預(yù)測。通過仿真和預(yù)測，可以估算和預(yù)測燃油計(jì)量控制系統(tǒng)的燃油工作溫度，為燃油液壓系統(tǒng)的熱邊界感知和機(jī)載液壓與機(jī)電系統(tǒng)熱載荷吸收控制打下基礎(chǔ)，同時(shí)防止燃油結(jié)焦和噴口堵塞。
機(jī)械論文范例：雙發(fā)通用飛機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)與驗(yàn)證
1燃油系統(tǒng)模型
燃油系統(tǒng)的溫度受到外界環(huán)境的影響，在全飛行剖面下不斷變化，需要對(duì)燃油系統(tǒng)內(nèi)部的工作機(jī)理進(jìn)行建模分析。
1.1基本假設(shè)
1)飛機(jī)有均勻的溫度場和速度場。
2)燃油系統(tǒng)內(nèi)結(jié)構(gòu)可用一集中質(zhì)量代替,其溫度只受各熱源影響且是均勻的。
3)同一截面下燃油的溫度相同。
1.2燃油系統(tǒng)工作原理
燃油系統(tǒng)的工作原理為：燃油箱內(nèi)的航空燃油通過低壓泵進(jìn)入燃油管路中，通過燃—液換熱器吸熱并升溫，其中大部分通過高壓泵流入發(fā)動(dòng)機(jī)來為飛行提供能源。多余的燃油通過燃—空換熱器進(jìn)行散熱后回到油箱。同時(shí)，燃油箱受到的主要熱負(fù)荷為飛機(jī)蒙皮向燃油箱傳熱，該熱負(fù)荷直接導(dǎo)致燃油箱內(nèi)燃油溫度上升。
2飛機(jī)燃油系統(tǒng)常見故障
燃油系統(tǒng)的常見故障可分成兩種不同的形式:一種是系統(tǒng)級(jí)故障,另一種形式是元件級(jí)故障。
2.1系統(tǒng)級(jí)故障
系統(tǒng)級(jí)故障主要是發(fā)生于油箱及加油、輸油管路中的故障形式。
(l)燃油泄漏。燃油箱的主要故障形式是燃油泄漏故障,滲漏一般有四個(gè)等級(jí)劃分,即:微漏,滲漏,嚴(yán)重滲漏及連續(xù)滴漏。在行系統(tǒng)中,我國普遍采用測量其滲漏直徑的英寸數(shù)(簡稱In)來劃分滲漏等級(jí)。
(2)機(jī)翼油箱或副油箱慢輸油、不輸油或異常進(jìn)油故障。除了燃油的泄漏,機(jī)翼油箱及副油箱的輸油正常與否也是極其重要,L匕如在飛行中的不輸油或者慢輸油,在地面加油時(shí)出現(xiàn)的進(jìn)油異常的故障,都對(duì)飛機(jī)的性能影響巨大。
(3)燃油管磨穿故障。燃油管路因長時(shí)間使用而產(chǎn)生的磨損故障。燃油管上有很多固定卡子支架,為的是對(duì)管路進(jìn)行固定防止松動(dòng),在進(jìn)行這項(xiàng)措施的時(shí)候也為故障埋下了隱患,即:燃油管固定卡子支架轉(zhuǎn)角處斷裂使得燃油管磨穿,造成故障。
(4)增壓空氣系統(tǒng)漏氣。造成漏氣的主要原因有:試驗(yàn)用的螺帽堵塞、沒有切實(shí)擰緊堵好;沖壓活門不密封;副油箱沖壓活門上的夾布膠管老化或固定卡箍松動(dòng);系統(tǒng)內(nèi)的導(dǎo)管接頭松動(dòng),導(dǎo)管和喇叭口處有砂眼、裂紋等;副油箱增壓安全活門不密封;機(jī)身油箱沖壓管的對(duì)接處密封膠圈損壞。
2.2元件級(jí)故障
元件級(jí)故障主要是一些由于操作性機(jī)件發(fā)生的機(jī)械故障。
(l)交流泵、直流泵。故障形式主要有電壓高、油泵反轉(zhuǎn)、油泵油盡、油泵轉(zhuǎn)子脫落。
(2)油位傳感器。故障形式主要有開路故障、短路故障、沖擊故障、漂移故障、偏置故障。
3飛機(jī)燃油系統(tǒng)健康管理體系
健康管理是上世紀(jì)50年代提出并發(fā)展起來的新的安全概念，該技術(shù)是針對(duì)有組織系統(tǒng)的健康多態(tài)性提出的一項(xiàng)安全技術(shù)。現(xiàn)今在電力電子、航空航天等高新領(lǐng)域，健康管理技術(shù)已被普遍接受，基于健康管理概念的安全框架也不斷被提出、被完善�；陲w機(jī)燃油系統(tǒng)事故的健康管理體系主要包含6方面內(nèi)容：
1)進(jìn)行系統(tǒng)FMECA，著重設(shè)置監(jiān)測點(diǎn)并采用適合的傳感器進(jìn)行數(shù)據(jù)采集。
2)利用數(shù)據(jù)庫對(duì)數(shù)據(jù)進(jìn)行分析，提取有效特征參數(shù)，進(jìn)行全面的狀態(tài)監(jiān)測。
3)對(duì)系統(tǒng)狀態(tài)進(jìn)行健康評(píng)估，并對(duì)比分析健康參數(shù)與系統(tǒng)健康閾值，對(duì)偏離健康閾值的子系統(tǒng)進(jìn)行故障診斷，診斷故障發(fā)生的可能性及故障模式。
4)對(duì)系統(tǒng)進(jìn)行健康預(yù)測，預(yù)測系統(tǒng)的剩余有效壽命。
5)根據(jù)健康評(píng)估、診斷及預(yù)測結(jié)果進(jìn)行維修決策，決策是否需要以及何時(shí)需要對(duì)系統(tǒng)采取校正、維護(hù)、更換或報(bào)廢等維修保障工作。
6)將健康評(píng)估、診斷及預(yù)測的結(jié)果以及維修保障等相關(guān)信息反饋到數(shù)據(jù)庫中，對(duì)數(shù)據(jù)庫進(jìn)行補(bǔ)充與優(yōu)化。
4機(jī)器學(xué)習(xí)模型
4.1機(jī)器學(xué)習(xí)目的和意義
神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)和機(jī)器學(xué)習(xí)也是燃油系統(tǒng)溫度建模和預(yù)測的重要方法。機(jī)器學(xué)習(xí)在模型的建立過程中充分考慮了數(shù)據(jù)集的分布特征，將對(duì)燃油系統(tǒng)溫度產(chǎn)生影響的影響因素進(jìn)行總結(jié)分類，將影響因素作為溫度預(yù)測的輸入。同時(shí)，由于燃油系統(tǒng)溫度的變化是一個(gè)累積的過程，若將溫度變化視作一個(gè)時(shí)間序列，前一時(shí)刻的燃油系統(tǒng)狀態(tài)會(huì)影響后一時(shí)刻的燃油系統(tǒng)狀態(tài)。通過機(jī)器學(xué)習(xí)建立預(yù)測模型，可以預(yù)測不同飛行剖面預(yù)測出燃油系統(tǒng)內(nèi)的溫度變化。具體實(shí)施過程為：基于某次已知的飛行過程進(jìn)行仿真模型的建立，并通過仿真模型得到的數(shù)據(jù)對(duì)燃油系統(tǒng)進(jìn)行溫度預(yù)測。
4.2機(jī)器學(xué)習(xí)算法機(jī)理
LSTM(LongShort-TermMemory)是RNN的一種改進(jìn)算法，采用‘忘記’控制，避免了梯度彌散或者梯度爆炸，保證預(yù)測的準(zhǔn)確性。每一個(gè)LSTM單元均有一個(gè)細(xì)胞元組，該元組具有記憶功能。在時(shí)刻t時(shí)輸入記為Xt,細(xì)胞的狀態(tài)記為Ct，輸出記為ht，σ和Tanh均為激勵(lì)函數(shù)。LSTM單元通過輸入門，遺忘門和輸出門來接收當(dāng)前狀態(tài)輸入量Xt和上一時(shí)刻的輸出量ht-1，同時(shí)LSTM單元的細(xì)胞狀態(tài)Ct通過遺忘門和輸入門的疊加由上一時(shí)刻的Ct-1更新為此時(shí)刻Ct。最終細(xì)胞狀態(tài)Ct通過非線性函數(shù)和輸出門的動(dòng)態(tài)控制疊加成t時(shí)刻的輸出量ht。
結(jié)語
基于機(jī)理分析建立了燃油系統(tǒng)的數(shù)學(xué)模型，通過Simulink仿真分析燃油系統(tǒng)熱負(fù)荷，利用機(jī)器學(xué)習(xí)模型進(jìn)行了溫度預(yù)測，主要結(jié)論如下：
1)通過Simulink仿真軟件，分析了燃油流量對(duì)燃油溫度的影響。結(jié)果表明，增大燃油系統(tǒng)的流量可以明顯降低燃油系統(tǒng)最高溫度。這說明采用電動(dòng)低壓燃油泵并調(diào)節(jié)其轉(zhuǎn)速可以控制燃油溫度。
2)利用LSTM模型可以對(duì)全飛行剖面下的燃油系統(tǒng)溫度進(jìn)行預(yù)測，通過對(duì)輸入數(shù)據(jù)集進(jìn)行相關(guān)度篩選分類，并選擇最優(yōu)的預(yù)測模型結(jié)構(gòu)，可以有效提高預(yù)測精度。
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作者：王麗剛
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