1、中华人民共和国航空工业标准航空燃气涡轮发动机监视系统设计与实施指南性能监视1 主题内容和适用范围HB/Z 286.2 - 96 1. 1 本指南提出了航空燃气涡轮发动机性能监视系统组成、功能及使用的方法。1. 2 HB/z 286.1 (航空燃气涡轮发动机监视系统设计与实施指南总则的要求适用于本指南。本指南适用于航空燃气涡轮发动机性能监视系统的设计和使用。2 引用标准飞机座舱告警基本要求GJB 1006 - 90 HB/z 286.1- 96 航空燃气涡轮发动机监视系统设计与实施指南总则3 术语、符号和缩暗语3.1 术语3. 1. 1 拐点温度Comer Point 发动机制造厂规定的起飞时可
2、保证最大推力(或功率)的最高大气温度。3. 1. 2 排气温度裕度Exhaust Gas Temperature Margin 发动机制造j规定的排气温度限制值与拐点温度下发动机排气温度值之差。3.2 符号3.2.1 Te 排气温度3.2.2飞指那空速3.2.3 To 大气温度极限3.2.4 Tem 排气温度豁度3.2.5 Te, 排气温度的极限值3.2.6 Tc 拐点温度3.2.7 H 高度3.2.8 Mao 飞行马赫数3.2.9 N, 低压转子转速3.2.10 N2 高压转子转速中国航空工业总公司1996- 09 -13发布30 1996- 10 -01实施3.2. 11 Tto 3.2.
3、12 Tso 3.3 缩略语大气总温大气静温HB/Z 286.2-96 3.3.1 EGT Exhaust Gas Temperature 排气温度3 , 3.2 EGTM Exhaust Ga.s Tem严n.tureMargin 排气温度裕度3. 3. 3 OA TL Outside Air T emperature limit 大气温度限制值4 总述发动机性能监视系统是发动机监视系统的一个组成部分，它的基本工作原理是:当发动机气路部件及相关子系统发生故障时，必然引起气功热力参数和性能监视参数变化，不同故障将导致各参数的变化不同。因此利用发动机实测参数相对正常工作时的参数变化(称为偏移量)
4、，可达到监视发动机及其单元体状态的目的。性能监视系统的主要功能如下:a.记录和显示发动机性能监视参数;b发动机气路参数变化趋势分析;C.隔离发动机气路部件、相关子系统和指示系统的故障;d.估计发动机性能衰退和预测发动机性能裕度;e.为发动机使用、维修提供管理信息。按性能监视系统的监视能力分有限监视系统和扩展监视系统两类。有限监视是指系统的测量参数局限于飞机的座舱显示仪表，测量参数较少，获取的信息量限制了系统只能对发动机整体健康和部分气路故障做出判断。扩展监视系统在发动机上加装一些除座舱显示仪表外的传感器，官具备监视发动机及其气路部件性能衰退、隔离单元体故障的能力，但戚本高于前者。系统设计时应按
5、HB/Z286.1中7.4条进行效费分析。发动机性能监视系统的硬件配置和软件设计取决子订购方对系统功能上的要求。硬件和软件的设计应按HB/Z286.1中7.6条提出的要求进行。图1给出发动机性能监视系统典型的逻辑流程图。5 性能监视方法本指南给出几种常用的性能监视方法，其中包括超限检查、监视参数分散度、趋势分析、单元体性能分析、起飞EGTM和(或)OATL监视、监视参数预测。5.1 超限检查检查发动机性能监视参数(包括直接测量的或由测量参数导出的组合量)有无超出规定的限制值，据此检测发动机是否健康。超限发生时系统应及时记录事件发生前、过程中和发生后一段时间内的数据并告警。31 HB/Z 286
6、.2-96 根据监视参数超限的严重程度不同，按GJB1006的规定分级告警。为避免虚警和漏报，特别是机载监视系统应具备高度的自检能力和传感器故障识别能力;应对记录数据的有效性进行检查(方法见6.5条)，慎重规定告警判据并根据使用经验调整限制值等。5.2 参数分散度监视这是一种短期监视方法，适用于装有多台发动机的飞机。将飞行中同一时刻记录的各台发动机实测参数之间的相互差异称为分散度，通过监视分散度及其变化趋势判断发动机故障。这种方法的主要优点是可以避免飞行条件、气象条件、机动飞行、热平衡、数据换算到标准状态等方面引起的误差，快速发现发动机工作异常。图2给出应用此方法监视EGT分散度的一个实例。此
7、方法也可用于其他监视参数，如转速等。5.3 趋势分析法这是一种普遍采用的、简单易行的监视方法。它的基本做法是:在规定的飞行状态下，由人工或自动采集装置记录发动机监视参数，数据经换算后与发动机的基线比较求出偏移量，将这些偏移量绘制成随时间变化的趋势图(见图3)。借助于趋势图，工程和维修人员可以进行以下工作:a.每个监视参数的偏移量同阔值相比，检查有无超阔值情况。各监视参数的阔值应由发动机设计和制造部门提供;b.根据各监视参数的不同变化局势，分析引起变化的可能原因，为故障隔离提供依据:C.隔离部分指示系统故障。例如只有一个测量参数偏移量大，而其他参数均变化不大时，表明指示系统发生故障。5.4 单元
8、体性能分析扩展性能监视系统利用发动机各截面的气功热力参数，通过气路分析等方法对各单元体性能(如效率、流通能力等)的变化趋势进行定量分析，也可给出各单元体性能变化趋势图。5.5 起飞EGTM和(或)OATL监视利用起飞过程中采集和记录的测量参数估算出发动机的EGTM和OATLoOATL是EGTM的等效度量，官与EGTM的关系是(见图的:当一台发动机在拐点温度下具有正的EGTM时，OATL将高于拐点温度。由于OATL表示允许发动机以最大推力(或功率)起飞的最高大气温度，对飞行员而言.OATL比EGTM更直观。EGTM和OATL的估算方法见附录A(参考件)。监视EGTM和OATL的作用如下:a.监视
9、OATL可确保在热天起飞时发动机不超温;b监视每台发动机EGTM的变化趋势.EGTM迅速减小表明发动机有故障，若过小应进行排版，必要时更换发动机;C.清洗发动机可改善EGTM.利用EGTM变化控制合理的清洗时限;d.新安装的发动机由于叶尖间隙和封严磨损，常导致初始运行后EGTM明显减小，可利用EGTM监视新发动机的磨合程度;32 HB/Z 286.2-96 e.对翻修后的发动机，可用EGTM槛查翻修质量;f. EGTM是发动机延寿的重要依据。由于参数记录和估算方法产生的误差，EGTM和OATL可能随时间变化有一定分散度，仅以一、两次EGTM或OATL值的大小不足以判断出发动机EGT是否真有超限
10、的可能。因此应将EGTM和OATL经平滑后绘制成随时间变化的趋势图，当其变化呈明显减小的趋势或小于给定告警极限时，系统分级告警。5.6 监视参数预测利用己有的发动机性能监视参数的变化趋势预测在未来飞行中各参数将要发生的变化。常用的预测方法有曲线拟合、时序分析法等。6 系统的测量参数6. , 测量参数的选择测量参数通常包括飞行状态、发动机主要截面的温度和压力、流量、转速、油门杆角度、扭矩、可调几何位置(如压气机可调静子叶片角度、引气活门位置、可调尾喷管面积)等。对于一个具体的发动机性能监视系统，测量参数的选择取决于发动机结构形式、性能监视系统功能的要求以及成本等因素。6. 1. 1 有限监视系统
11、的测量参数典型的有限监视系统用于性能监视的测量参数如下:a.飞行条件:高度、飞行马赫数、指示空速、大气植度(包括总温、静温); b.发动机参数:转速、油门杆角度、发动机压比、扭矩、排气温度、燃油流量、功率提取状况、引气状况、风扇和压气机可调静子叶片角度。6.1.2 扩展监视系统的测量参数扩展监视系统用于性能监视的测量参数除6.1.1条中所列之外，通常需要专门增加一些测量参数。增加的参数应根据发动机的具体结构形式确定。例如，用于双轴涡轮风扇发动机的扩展监视，系统可以增选的测量参数有:a.风扇进口总压;b.风扇出口总温、总压;C.高、低压压气机之间的总混、总压id.高压压气机出口总温、静压;e.高
12、、低压涡轮问总温、总压;f.低压涡轮后总压。增选的测量参数越多，系统隔离故障的能力越强，但会增加系统的复杂程度并使成本提高。6.2 测量参数采集和记录的方式数据的采集和记录方式可以分为人工和自动两种。6.2.1 人工方式采用这种方式时，机组人员从飞机座舱仪表或显示屏上读取各测量参数值，手工记录在专用的数据记录单上。这种工作方式最易实行并且最廉价，但记录的数据可能因下述原因引起33 HB/Z 286.2-96 较大误差:.人为读数或笔误造成记录错误，特别是对于指针式座舱仪表更难读准;b记录的数据不同步。为消除上述误差，除要求飞行员严格按照要求进行记录外，在监视系统设计并确定采用人工记录方式时，用
13、于发动机性能监视的测量参数最好是使用便于读取数据的仪表(如数字式仪表)。人工记录数据除造成上述误差外，还有如下局限性:a.只限于有限监视系统;b.参数记录的飞行状态通常限于稳定状态，对发动机过渡状态如起飞状态，机组人员无法进行数据记录，从而使系统失去对发动机过渡状态性能的监视能力;C.采集和记录的数据仅可在飞行后处理和分析，造成监视作用的时间滞后。6.2.2 自动方式采用这种方式的发动机性能监视系统工作时，利用机载设备自动采集测量参数并按一定的格式存入飞行数据记录器的记录媒体(如磁带、软盘或固态存贮器)中，这些记录媒体应能方便地装卸，或用专门的接口将数据转录到计算机上。自动采集和记录数据方式可
14、以避免人为错误并克服人工方式的局限性，比人工方式具有更高的精确度和可靠性，但会增加监视系统的成本。6.3 数据采集准则用于趋势分析的测量参数应具有良好的重复性，确保测量参数重复性的关键之一是必须严格按照规定的准则采集数据。数据采集准则应由飞机和发动机设计、生产部门给出。6.3.1 稳定状态准则表1给出典型的稳定巡航状态采集准则。表中所列有骨标志的参数的允许范围应由飞机/发动机设计和生产部门确定。表1稳定巡航采集数据准则实例参数允许范围H(m) 6, 000. M .o 0.6-0.9* _. .-t.H(m) :!: 30. A岛1.0 :tO.OlS t.T IJ (t) 士1t.N,% :
15、t O.4* t.N2% :i: O.8 发动机防冰关闭当采用于工方式记录数据时，还应满足:34 参数机翼防冰引气活门空调引气附件功率提取液压负荷滚转姿态角垂直加速度允许范围关闭稳定稳定稳定稳定:t 2. :!: O. 05g* HB/Z 286.2 - 96 a.巡航飞行时至少稳定5皿血后记录sb.自动油门解除。6.3.2 起飞状态准则起飞状态采集数据的目的主要是为了监视发动机EGTM的变化，通常选择飞机起飞过程中EGT达到第一个峰值的时刻作为采集数据的状态准则。6.4 参数测量的不确定性参数测量的不确定性由两部分测量误差引起:系统误差和随机误差。系统误差是参数实测值与多次重复测量的平均值之
16、差，可根据经验或通过标定的方法确定系统误差。随机误差是同一参数重复测量的变化量，样本标准差可作为随机误差的指数。将两种误差合井，计算测量不确定性的通用公式是:U = t (B + t 0.95 S )(1) 式中:U一不确定性;B一系统误差;tO9S -t分布双侧置信度为95%的分位点;S一随机误差。t 0.95可在统计学手册中查到。图5给出了在数据采集和处理中可能产生的误差链。由n种误差源引起的各单项误差用鸟和bi表示，用下列公式将各单项误差合并，可导出随机误差和系统误差:式中:S一随机误差;Sj一第i项随机误差;B一系统误差:bj一第i项系统误差。s =土岳;z(2) B=士在二) 不确定
17、性计算的目的是估计期望包含真实测量值的区间。用于趋势分析测量参数的不确定性可用下式计算:U = t tO.9S / S +言:-HH-HH-HH-HH-.(4) 式中:U，d一不确定性;tO.9S -t分布双侧置信度为95%的分位点:S8一基线随机误差;Sr一测量参数随机误差。ss和s.-分别按(2)式计算。因为对应每个测量参数的系统误差是相同的，系统误差不影响相对变化，故未出现在(4)式中。表2给出了有限监视系统用于性能监视的各测量参数不确定性的典型值。35 回国NM0Nl。典型测量参数的不确定性类型I人工采集数据类型E自动采集数据名义A.数据取自模拟和离散源B.数据取自数字源参数名称巡航值
18、受感部信号调指示器受感部信号调采集单采集单信号调节和误差节误差误差误差节误差兀误差兀误差模/数转换误差高度m11.000 45 50 5 45 50 。45 50 马赫数0.88 0.004 0 .005 0 .001 0.004 0.005 。0.004 0.005 大气总温-26 1.04 1.0 0.5 1.04 1.0 。1.04 1.0 发动机压比1. 5 0.0019 0.004 0.005 0.019 0.004 0.11 0.019 0.004 低压转子转速2.875 2.9 13 .7 3.4 2.9 16.7 8 .9 2.9 7.2 rp盯1高压转子转速9. 500 9.
19、5 49. 1 9.8 9.5 55. 1 29. 5 9. 5 9 . 5 rpm 排气温度690 5.2 4.0 2.0 5.2 4.0 5 .0 5.2 2 . 5 燃油流量kg/h3 .215 35 12 .7 10 35 12.7 62. 3 35 15.6 表2VJ o、注:囊中所有误差都在给定的巡航名义值下.有关每个单独参数的系统误差和随机误差，可用来对总误楚徽-个更准确的统计处理.HB/Z 286.2-96 6.5 数据有效性检查对采集和记录的飞行数据进行有效性检查是十分必要的。因为有时发动机测量参数发生很大变化并非发动机本体故障造成的，而是由测量系统故障或人为因素引起。无效的
20、数据导致虚警或漏报，使趋势图失去意义。测量系统故障还有可能导致发动机损坏。例如风扇进口导流叶片角度调节太多与进口总温Tto成一定函数关系，不正确的飞会使角度调节偏离正确值而引起风扇喘振。利用数据有放性检查可将测量系统故障和发动机本体故障区分开，及时指导正确排故。以下推荐几种数据有效性检查方法。6.5.1 测量参数的超量程范围检查检查飞行记录的每个测量参数值是否在量程范围内。6.5.2 测量参数的超正常范围检查当在某一规定的飞行状态下采集数据时，正确的测量参数应在一定范围内变化。测量参数的变化范围依具体发动机的型号预先给出。本项检查将确定各测量参数是否超出预定范围。当发动机参数(如转速.EGT等
21、)超限时，务必保留该记录，因为这种超限有可能是由于发动机故障或测量系统故障而引起的。6.5.3 飞行状态参数相互校核飞机座舱仪表通常可以提供至少五个飞行状态信息:高度、马赫数、大气总温、大气静温和指示空速。这些参数间存在有确定的气动力学函数关系，可以利用这五个参数的实测值及其函数关系式，进行飞行状态参数的相互校核(见图6)。上述相互校核不仅可以指出飞行状态参数的正确与错误，而且当其中某个测量参数错误或记录值丢失时，可利用函数关系式导出该参数值取代错误的或丢失的数。6.5.4 多台发动机参数比较法同一架飞机上安装的多台发动机一般不可能同时发生同一种故障，可利用多台发动机监视参数相互对比，隔离飞行
22、状态参数测量系统故障。若所有的发动机监视参数具有相同变化趋势，这表明飞行状态参数有错误。这时可根据三种情况做出判断:1:1.只有燃油流量偏移量变化较大、其他参数的偏移量基本不变，则表明高度测量故障;b.排气温度、高压转速的偏移量都下降、燃油流量偏移量上升，则表明进气总温测量故障;c.排气温度偏移量增加、高压转速偏移量不变、燃油流量偏移量下降，则表明飞行马赫数测量故障。7 数据处理对记录数据的处理包括数据换算、偏移量计算、数据平滑、初始化及压缩处理等c7. 1 数据换算及修正数据换算是将飞行记录的发动机监视参数测量值换算到标准大气条件(或基线状态)，常用换算公式如下:37 式中:Nc一换算转速，
23、%; N一物理转速，%; a一温度比;五一换算总温，K; ft一总温，L; 一换算指数:凡一换算总压，Pa; 一总压，Pa; &一压力比;q唯一换算燃油流量.kg/h; q四，-燃油流量，kg/h; p一换算指数:P.c一换算铀功率，kW; R一轴功率.kW;A一换算指数。其中:式中:)t一温度比;Tto一大气总温c ; &一压力比;HB/Z 286.2-96 Nc=朵(5)Trc = . (6) P 11 = . . . . .,. . . (7) q啡=磊(8)R P一(9)C一再Tto + 273.15 。=(10)288.15 8t :;: 8 (1 + O. 2 M.o 2) U .
24、 (11) 8一大气压力与海平面标准大气压力之比;Mao一飞行马赫数。公式中的-，均应由发动机设计和生产部门提供。7.2 偏移量38 HB/Z 2B6. 2-96 偏移量定义为发动机监视参数的换算值与对应的基线值之差。发动机基线通常用换算参数给出一组曲线(例如图7)或数据表，表示正常工作的发动机参数随工作状态的变化关系。基线用以下几种方法获取2a.利用同型号多台无故障发动机的多次飞行实验数掘进行统计和综合;b.利用发动机理论模型计算;C.利用每台发动机在无故障时的飞行数据。基线应由发动机设计和生产部门提供。7.3 数据平滑由于测量参数的不确定性(见6.4条).用偏移量绘制出的趋势图有时分散度较
25、大，难以呈现出参数变化的趋势。为略去随机误差以及人为错误的影响，改进趋势图的可读性。在画趋势图之前应对实际偏移量进行平滑处理。平滑处理过程常常伴随有掩盖参数的真实突跃变化的不利一面，因此必须选用正确的平滑方法。特别值得注意的是当最后一个飞行记录的发动机参数发生突跃变化时，更应小心从事，因为这种突跃变化有可能是发动机突发故障的征兆。附录B(参数件)中介绍了三种常用的平滑方法。7.4 参数初始化基线给出的是同型号发动机性能参数的名义值。由于制造公差、安装影响、仪表系统误差等原因，即使是全新的无故障发动机也不可能完全与基线相符合。需借助于每一台具体发动机在正常工作时的偏移量来消除上述各因素造成的影响
26、。一般称发动机最初安装的偏移量为初始值，并将求初始值的过程称为初始化。用相对基线的偏移量与初始值之差才能表明发动机监视参数的真实变化。通常采用的初始化方法是:利用每台发动机安装到飞机上最初的若干次有效飞行记录计算出监视参数偏移量，从中选取五至十个日期接近且分散度较小的偏移量，用算术平均值获得监视参数的初始值。当对发动机进行某些导致监视参数变化的维修工作时(例如更换仪表、气路清洗、可调几何机构调整等).必须重新初始化。7.5 数据压缩因受计算机存贮容量限制，当飞行记录累积到超出规定数量时，应对早期的记录数据作压缩处理，之后，系统只保留压缩值。通常的处理方法是:当早期的记录个数累积到一定数量时，用
27、算术平均值获得压缩值。还可以规定保留压缩值的个数，当有新压缩值产生时，最早的压缩值不再有保留的价值。39 HB/Z 286 .2-96 数据有效性检查i数据处理| 超限检查I I EG蛐视I. I 趋势分析| 维修工作图1发动机性能监视系统流程回+15 . +10 i 发动机24 +5 喃喃坐到E 。. 每单-5 且发动机3A 、 、气-10 子可vv j i -产7-15 1 飞行日期飞机号:N4 -4HC 图2EGT分散度计算实例40 单元体性能分析T i . i . , 且g .& 1- . HB/Z 286.2-96 趋势图报告10 30 运行日期和时间，94/05出一-一一一一一一-
28、.-一一一一一一一一-一一-一-发动机型号，;HD-7R4E 发位，1# 飞机号，2545 机型，B76ER 安装日期，92/12础一一一一一一一一一一一一-一-一一-一一-一-一一一一一巾，也BBBOOBooOGee-agee曲ag-ee-aaau-ae-e 244sass-sggBE-asago-88829898Saa-uoaa-s 4,-a, 44aa，a.，4a、. 、4eaa.，-4aaA-4aaaa，4aaF-aasea-4发动机序号，716950 仇HI . - hu f l -. . 川M E . . 缸剖田-AM .E -n . a . . . . 7 咀e.四四&0 . -
29、9 . . . i . ,. 1221 毡， HZSZKZ ,., . -It-.，.t阳RE-E匀，AEa-， - .lla-1龟，.-t-24唱t IEa2 . lak-alIt aoz-aaBaa-鼻ZZZ剑-. 4 . . . . . ,L . . . , PF, , . -aPE-叭，PE-. ,.,.,-E, . 1, UZFFFFFFFFF 咽，PRP,FPpeee , . . . . . , . . . 酌., . . . hUFU E . .，u俨M，咱-E，MPeBPUMUWd吨-a.a-GU -au, 啤ZG叫UGEM-,u a LGEBBGESGS -PUPU-户uhU
30、tu-nu俨UUFU . -E 4，?bM旧也配，酌，UW.UEVM宵uvu-MVM-hMVUEUVUV . I四llilv-四.-LEE-.，. , . aa ,EE-E6E-aT.,EE-EE-EF-aEE.,2 -J AMmu - . o u a u o 0 0 0 0 0 0 8 0 b o u e E 0 0 1 0 0 0 0 0 户VA削mmmm灿灿mm阳山mMM川川川川川Mm川MMMM峭川川阳阳mm灿mmmum山-daa啤呻E806600日自由000000008BOOBBaeuoaoouhdjiti:th.，6、吗-一一一一一一一一-一一一一一一一一-一-一一一一一一一一-初始
31、化日期，93灿1/15一-一一一-一一一一一一一一一-一-一一一一-一-一一-一-一-图341 iF;.c_1 趋势图实例iEGi-:,.:, (1(. r U2 - . nl1 - 2, aOG 始值=HB/Z 286.2-96 EGT限制值UFt口国大气温度EGTM和OATL的定义及相互关系 拐点温度图442 HB/Z 286.2-96 受感部误差调节误差数字化误差稳定状态选择误差基线换算和处理误差趋势数据(在计算链中所有误差统计上是可相加的)图5典型趋势数据的误差链43 HB/Z 286 , 2 - 96 图6飞行参数相互校核逻辑图44 HB/Z 286. 2 - 96 FS国画酬信钮萃
32、蛛喘。，。，00.。何OEdo-。-ONEOEO田8 3 00.004 口3.O甸QOEON-AUF-NZ 倒巾申带叶鹏瑶45 17.0.00 HO.OO 100.00 功率状态参数Nl(划发动机性能基线实例60. 4. O() 图720. 00 nu nu ou 。.曰啤Al 己知条件:HB/Z 286. 2 - 96 附录A囚m和OATL的估算方法(参考件)a.实测参数:Mao、;。、卫、发动机工作状态(例如:转速或发动机压比等)以及引气活门位置等。b.丁、;l。A2 估算步骤及公式:a.用(A1)式将实测的排气温度换算到标准大气条件;b.对换算排气温度进行工作状态修正和引气修正，求出在标
33、准大气条件下发动机最大推力(或功率)状态起飞时的排气温度T。修正方法通常应由发动机设计和生产部门提供;C.用(A2)式计算发动机在拐点温度状态下的排气温度T.，; d.用(A3)式计算EGTM;e.用(A4)式计算OATL。T. = 1.+ 273.15 = (A1) (TtO + 273.15 , 0: 288.15 T. + 273.15 Teh = Te ( - c .0:.-; -) - 273.15 (A2) h 288.15 Tem = T - Teh( A3) T . , + 273.15. 1 288. 15 ( .:.:巾._. -_ )古= 叫一一-273.15电.(A4)
34、 1 + O. 2M! 式中:卫一实测排气温度，t: ; 骂。一大气总温.c ; 一换算指数;Tec一换算排气温度K; Z一标准大气条件下发动机最大推力起飞时的排气温度.K; z一拐点温度，c ; 几一拐点温度下发动机排气温度.c ; 巳一排气温度限制值，.C ; Tem一排气温度裕度，c ; T01一大气温度限制值，oC。由发动机设计和生产部门提供。46 HB/Z 286.2 - 96 附录B数据平滑方法(参考件)本附录介绍三种在EMS系统中常用的平滑方法。81 指数平滑若当前点之前已有n-l个有效点，某个参数的原始值记作飞，那么用t个点计算当前点平滑值Ys的公式为:YS.n :YRn +(
35、1-) YR n-t +(1 -)2 YR n-2 +(1一)KYR, p s(B1) 式中:一加权系数.01;YR一原始值;YS一平滑值。系数、(1-)、(1-)t称为权值，所有权值之和等于1，并且权值按指数形式递减，这表示过去的时期离现在越远对当前点的影响越小。为计算简化起见，可取一次指数平滑公式为:YS.n二aYR.n+ (1 -) Ys. n-l (2) 82 六点平滑六点平滑是移动平滑方法之一。该方法取当前点及其前五个点共六个点进行平滑计算。平滑过程是将这六个点的原始值按大小排队，去撑最大的和最小的两个，余下的四个点取算术平均作为当前点的平滑值，即第n个点的平滑值为:Y Y Y R
36、Y 524 Y 值值九始滑最原平一一-zy几附中标式下4 、，/啕JB ，、mm一最小。83 统计平滑方法统计平滑方法是建立在数理统计基础上的一种平滑方法。它的突出优点可以避免因平滑而将发动机突发故障忽略掉的倾向，比较好地解决了突变故障与租大误差的问题。该方法取当前点及其之前的十个点共十一个点的原始值进行平滑计算。具体过程和使用的计算公式如下:a.平滑计算开始时，以前十点构成数据序列;b.计算数据序列的均值和标准差，计算公式如下: YRi Y _ i=l一(以)n (YRi - y)2 S=A l Fia (B5) 47 式中:1l一数据点的个数，3n 10; YR一原始值;于一均值;S一标准
37、差。HB/Z 286.2-96 C.由S和n查数理统计飞分布表可获得95%的置信区间;d.剔除粗大点:每个点的原始值与置信区间相比较，将不在置信区间内的点从数据序列中除去，用余下的n个数据点再求新的均值、标准差和95%的置信区间。重复这一过程直到所有数据点均在置信区间内或仅剩3个点为止;e.将当前点的原始值与最终置信区间比较;如果当前点落在置信区间内，将当前点原始值与最终均值进行加权平均得当前点的平滑值;如果当前点位于置信区间之外，则不能求出当前点平滑值，将用该点的原始值绘制趋势图，并在图中作标记以示区别。经如此平滑处理，如果当前点由祖大误差而导致在置信区间外，将不会影响其后续点的平滑计算。如果当前点的突变是由发动机突发故障所致，而且这种突变又连续出现几次后便会使以后的点成为置信区间内的点，这样便可看出突变趋势。附加说明:本指南由中国航空工业总公司三0一所提出:本指南由北京航空航天大学负责起草;本指南主要起草人:朱之丽。48
