基于無線傳感器的航空發動機軸承溫度實時監測系統設計

陳虹潔，肖 川

(1.煙臺黃金職業學院 信息工程系，山東 煙臺 265401；2.煙臺南山學院 工學院，山東 煙臺 265700)

0 引言

在機械應用系統中，無線傳感器組成模塊被完全封裝于一個足夠大的外殼結構內，利用振動發電機與外接電池提供的傳輸電量，按需部署相關網絡節點，由于通信模塊、數據處理單元、微型傳感器等元件始終保持分散連接狀態，所以整個無線傳感體系一直沿用傳統的自組織構成模式[1]。大多數無線傳感器監測信號都保持逐級跳動的傳輸行為，當數據信息參量在監測節點處大量累計時，路由器設備開始快速運轉，一方面對暫存的數據信息進行打包處理，使其以數據包的形式反饋至下級應用單元之中，另一方面重新配置整個網絡鏈路，使得傳感器主機能夠對收集到的監測數據進行按需調度[2]。為保證信息參量的傳輸完整性，無線傳感器體系中必須配置一個容量足夠大的數據存儲器結構。

航空發動機是一種高度復雜的熱力學精密機械元件，作為飛機的心臟，不但能夠為其提供飛行動力，還可以有效延長飛行器元件的飛行續航時間。對于航空發動機而言，最常見的就是活塞式應用結構，其工作原理是指利用活塞承載燃氣壓力作用，并以此推動火花塞在氣缸中進行反復運動。然而隨著航空發動機運行時間的延長，主軸承結構會表現出明顯的溫度誤差，這不但會促使所得測溫結果的準確性受到影響，還會導致發動機元件的壽命周期出現明顯縮短。因為，對航空發動機軸承溫度進行監測具有重要意義。

目前相關領域學者針對軸承溫度監測進行了研究[3]。根據實時采集和監控系統的時間序列，采用輕量級梯度增強學習器主軸承的溫度預報模型，并對其進行殘差特性的估計。基于統計控制的方法，在控制線范圍內篩選出主軸承的異常溫度，并利用AC-GAN進行殘差的重建。利用自然梯度法對主軸承進行實時檢測，并對其進行了分析。該方法可以對風機軸承的工作狀況進行有效的監控。但溫度測量誤差較大。文獻[4]提出了基于多節點熱網絡法的航空發動機主軸軸承溫度場分析。根據Hertz熱擴散原理，將3個軸承部件分為兩個節點，即接觸面和本體，采用Hertz擴散熱阻法進行連接。在接觸部位設有油膜節點，并對其進行加熱，由油膜熱阻將節點與支座的接觸面進行熱阻。建立了多個節點的軸承熱網模型，得到了更加精細的溫度分布。該方法對滑油出口溫度的計算誤差不超過7%，但該方法的溫度計算準確性有待提高。

針對上述問題，以無線傳感器元件為基礎，設計一種新型的航空發動機軸承溫度實時監測系統。在無線傳感器元件的作用下，根據協議棧的約束標準，計算溫度閾值，完善溫度實測數據時序條件，采集航空發動機軸承溫度數據，建模處理發動機軸承溫測數據，實時監測航空發動機軸承溫度，從而有效校正航空發動機軸承的溫度誤差曲線。

1 實時溫測系統的硬件開發

航空發動機軸承溫度實時監測系統的硬件應用結構由JTAG串口電路、DTSD720-L2型電量集中器、DS18B20溫度采集節點芯片、基于CC2430的溫感信號協調器等多個結構共同組成，在基于ARM的無線傳感器元件的調試作用下，其具體設計方法如下。

1.1 JTAG串口電路

JTAG串口電路存在于航空發動機的VCC端口與VDD端口之間，可將交變電流轉化為直流傳輸形式，并通過電量循環的方式，將這些電子信號反饋至溫測系統的各級硬件應用結構之中。JTAG串口電路結構如圖1所示。

圖1 JTAG串口電路結構圖

VCC端口作為交變電流輸入端，其外部負載一個阻值較大的連接電阻R，當電流輸入量較大時，轉存設備D會開啟單向輸入狀態，一方面使得電量信號能夠在JTAG串口電路中快速傳輸，另一方面也可以適度緩解WTW-16P元件所面臨的電量轉存壓力，從而使得航空發動機軸承元件的表現穩定呈現出相對穩定的數值狀態[5-6]。VDD端口作為直流電量輸出端，與MCU-JTAG主板直接相連，當WTW-16P元件處于連續閉合狀態時，MCU-JTAG主板會快速更改已存儲電量信號的排列方式，從而使得無線傳感器元件能夠準確記錄航空發動機軸承元件的運行溫度數值。S主控器存在于轉存設備D的對立端，前者能夠對后者暫存的電量信號進行直接調取，并可以聯合WTW-16P元件已記錄的航空發動機軸承溫度實測數據，判定設備結構的現有表現溫度是否出現異常值狀態。

1.2 電量集中器

電量集中器負責對航空發動機軸承溫度實時監測系統中的傳輸電量信號聚合處理，由于其執行功能的特殊性，在連接設備結構時，應按照功能分塊原理放置元件：即將電容與電容放在一起、將電阻與電阻放在一起。在設計航空發動機軸承溫度實時監測系統時，選取DTSD720-L2主板作為電量集中器元件的核心搭建結構[7]。DTSD720-L2主板能夠對電量脈沖信號進行全方位調試，當電量脈沖波的傳輸位置相對靠近基于ARM的無線傳感器時，航空發動機軸承所表現出來的瞬時溫度也就相對較高，此時主板結構會通過積極調試的方式，控制溫度系數的上升幅度，從而使得最終所獲測溫數據能夠保持相對穩定的存在狀態。DTSD720-L2型電量集中器元件的結構模型如圖2所示。

圖2 電量集中器元件的結構模型

為使常規測溫數據與異常測溫數據得到準確區分，DTSD720-L2型電量集中器元件同時具備兩個脈沖信號顯示結構(圖2中的脈沖1與脈沖2)[8]。當航空發動機軸承的表現溫度相對較低時，脈沖1信號燈亮起；而當發動機軸承的表現溫度相對較高或溫度數值出現異常表現狀態時，脈沖2信號燈亮起。

1.3 基于ARM的無線傳感器

基于ARM的無線傳感器作為JTAG串口電路的下級調度元件，可以借助信息采集節點與電量集中器結構相連，并可以根據數據監測主機、核心處理器與數據庫寄存元件之間的實時連接關系，判斷航空發動機軸承的溫度表現水平，并能夠在傳輸信道組織的作用下，將這些溫測數據參量反饋回系統監測主機中[9]。對于航空發動機軸承溫度實時監測系統而言，基于ARM的無線傳感器保持層級連接狀態，具體結構如圖3所示。

圖3 基于ARM的無線傳感器的層級結構示意圖

由于基于ARM的無線傳感器始終保持層級連接狀態，所以各個元件結構的應用能力也會有所不同。

1)傳感器主板：利用ARM主機同時管理電量信號寄存器、溫度數據寄存器與傳感行為分析元件，且由于電量節點、寄存節點、溫測節點、信息采集節點四類基礎連接結構的存在，已被記錄的溫度信息參量能夠被無誤傳輸至數據庫主機之中，在此過程中，數據信息順次通過數據監測主機與核心處理器結構，但其中的信息參量卻不會被相關元件設備所記錄[10]；監測系統溫度傳感器的溫度范圍為5～95 ℃，響應速度為5 ms，工作電源為AC220V±10%，50 Hz，控溫穩定度優于0.01 ℃/10 min；

2)數據監測主機：管控電量節點、寄存節點、溫測節點、信息采集節點的連接狀態，并可以對ARM主機輸出的數據信息參量進行初步加工；

3)核心處理器：航空發動機軸承溫度實測數據的傳輸過渡裝置；

4)數據庫主機：寄存航空發動機軸承的溫度實測數據，并生成具有傳輸能力的數據信息存儲文件。

1.4 溫度采集節點芯片

選用DS18B20作為溫度采集節點芯片，主要負責處理與航空發動機軸承溫度相關的實測數據，由電阻接入區域、溫感芯片接入區域、節點接觸區域、連接觸點四部分共同組成，溫度采集節點芯片的平面結構如圖4所示。

圖4 溫度采集節點芯片平面結構

其中，電阻接入區域負責對電量集中器、基于ARM的無線傳感器元件中的感應電阻進行聚合處理，并可以分辨出電量信號的實時傳輸行為，從而使得傳感器主機的信息查詢需求得到較好滿足。溫感芯片接入區域作為溫度數據采集模塊與溫感信號協調器元件的連接端口，可以根據負載電阻的接入數值，調節無線傳感器結構的行為模式，從而使其能夠準確監測航空發動機軸承的實時表現溫度[11-12]。節點接觸區域內負載了大量的連接管腳，能夠將其他硬件應用結構與主芯片連接起來，進而實現對電量集中器元件執行能力的有效維護。連接觸點負責區分處于傳輸狀態的數據信息參量，并可以將滿足監測需求的信息文件，反饋回系統核心運行主機中。在溫度采集節點芯片模塊中，數據信息參量不可以自主選擇其傳輸路徑，這也是設備元件之間始終保持穩定連接狀態的主要原因。

1.5 溫感信號協調器

溫感信號協調器負責對無線傳感器設備進行管理與配置，可以將提取到的航空發動機軸承穩定實測數據存儲于CC2430調試模塊中，再聯合電量供應裝置與指示燈元件，向核心監測主機反饋發動機軸承溫度的實時量測數據[13]。溫感信號協調器的模塊框架結構如圖5所示。

圖5 溫感信號協調器模塊的結構示意圖

CC2430信號協調模塊負責建立基于無線傳感器的監測網絡，能夠按照數據信息的傳輸位置，對其進行分配處理，并可以借助數據輸入設備，更改這些信息參量的編碼形式，從而使得監測主機的運行需求得到較好滿足[14]。指示燈能夠顯示溫感信號協調器模塊的實時連接狀態，當電量供應裝置的連接形式與CC2430信號協調模塊完全相同時，指示燈元件則表示為“熄滅”狀態；而當電量供應裝置的連接形式不滿足CC2430信號協調模塊的運行需求時，指示燈元件則表示為“亮起”狀態。

2 航空發動機軸承溫度數據采集

在無線傳感器元件的作用下，按照協議棧設置、溫度閾值計算、數據時序條件建立的執行流程，完成對航空發動機軸承溫度數據的采集與處理。

2.1 ZigBee協議棧與Z-Stack協議棧

ZigBee協議棧同時作用于電量集中器元件與基于ARM的無線傳感器結構，能夠管理與航空發動機軸承溫度監測指令相關的數據信息參量，并可以將不同類型的信息參量，存儲于不同的數據庫空間之中[15]。將航空發動機軸承溫度實時監測系統的ZigBee協議棧定義條件表示為：

(1)

式(1)中，V表示航空發動機軸承溫測數據的初始賦值，χ表示標準測溫系數，α1表示基于ZigBee協議的溫測參量。

Z-Stack協議棧的作用能力與ZigBee協議棧相反，隨著該類型協議文件的應用，協調器設備能夠直接調度已存儲的航空發動機軸承溫測數據，并對其進行加工與處理[16]。將航空發動機軸承溫度實時監測系統的Z-Stack協議棧定義條件表示為：

x2=χα2-V2

(2)

式(2)中，α2表示基于Z-Stack協議的溫測參量。

為使無線傳感器元件能夠準確監測航空發動機軸承的實時溫度，在采集數據信息參量時，必須同時參考ZigBee協議棧與Z-Stack協議棧。

2.2 溫度閾值設定

溫度閾值決定了無線傳感器元件所能記錄的最大溫度數值。對于航空發動機設備而言，隨著其運轉速率的增大，航空發動機軸承設備的表現溫度也會不斷增大，出于安全性考慮，若表現溫度的數值過大，則會導致無線傳感器元件的穩定運行能力受到影響，從而使其實測準確性大幅下降。而由于溫度閾值條件的存在，溫感信號協調器可在溫度測量值接近極大值條件時，促使指示燈亮起，并以此實現對無線傳感器元件的有效保護[17-18]。將航空發動機軸承溫度實時監測系統的溫度閾值設定表達式定義為：

(3)

式(3)中，β表示軸承表現溫度數據，δ表示與無線傳感器元件相關的實測溫感。為使航空發動機元件的運行能力得到保障，溫度閾值指標的選取應盡量趨近其物理極大值。

2.3 數據時序條件

數據時序條件也叫航空發動機軸承溫度數據的實測排列條件，在已知溫度閾值設定條件的前提下，只有確保信息參量存儲位置不發生改變，才能最大化激發無線傳感器元件的實時監測能力[19-20]。將航空發動機軸承溫度數據的傳輸序列條件定義為：

(4)

式(4)中，A0表示航空發動機軸承溫度數據的初始測量值，An表示航空發動機軸承溫度數據的最終測量值，d表示實測溫度數據的時序排列標準值。

在實際應用過程中，無線傳感器元件對于航空發動機軸承溫度數據的監測與處理，必須嚴格遵循數據時序條件。

3 監測程序配置

3.1 溫測節點布置

在航空發動機軸承溫度實時監測系統中，為使數據信息參量得到有序傳輸，在布置溫測節點時必須遵循同向化原則。所謂同向化就是指所有溫測數據都必須保持相同的初始傳輸位置與目標傳輸位置，且在傳輸過程中，數據信息參量之間的相互干擾能力較弱[21-22]。具體的溫測節點布置原理如圖6所示。

圖6 溫測節點布置原理

在圖6所示的溫測節點布局結構中，每一個實心圓點都表示一個溫度數據傳輸節點。

3.2 傳輸數據建模

傳輸數據建模是航空發動機軸承溫度實時監測系統搭建的末尾設計環節，若將溫測節點布置位置看作已知條件，則可認為單一建模標注所包含的數據信息參量越多，無線傳感器元件對于發動機軸承元件表現溫度的測量準確性也就越強[23-24]。對于無線傳感器元件來說，在進行傳輸數據建模時，應同時參考軸承溫度實測信息定標值、特征監測向量等多項物理指標。軸承溫度實測信息定標值可表示為i，在航空發動機運行體系中，i指標的最小取值只能等于自然數“1”。pi表示i條件下的溫度數據建模定標值，當i指標參量的物理取值保持不變時，pi系數的賦值結果也始終保持不變。ρ表示軸承溫度實測數據的傳輸密度，f表示一個隨機選取的數據信息建模系數。在上述物理量的支持下，聯立公式(4)，可將航空發動機軸承溫度實時監測系統的傳輸數據建模條件表示為：

(5)

式中，θ表示與無線傳感器元件匹配的溫度數據測度參量，l表示航空發動機軸承溫度數據的監測標準值，h表示溫度數據的實時測度權限。傳輸數據建模條件能夠影響主監測程序在無線傳感器元件中的配置形式，一般來說，只有建模表達式取值結果與實際應用情況無限接近，才能使得航空發動機軸承溫度數據得到準確地監測與處理。

4 實驗分析

為了驗證基于無線傳感器的航空發動機軸承溫度實時監測系統的有效性，選取航空發動機主軸承作為實驗對象，在Matlab仿真軟件中進行實驗驗證。設置測溫傳感器的具體性能參數如表1所示。

設置航空發動機主軸承結構如圖7所示。

圖7 航空發動機主軸承結構

在圖7所示的航空發動機主軸承結構中，令低壓軸與主軸承元件直接相連，將高壓軸放置于低壓軸之上，在主軸承元件兩側分設兩個連接節點，其中一個節點作為主軸承元件與供電設備的連接端口，另一個節點負責將主軸承元件與外部傳感器設備連接起來，從而使得航空發動機軸承的運行需求得以保障。

確保航空發動機軸承處于正常運行狀態后，對軸承元件表現溫度進行測量。在實驗過程中，首先利用基于無線傳感器的監測系統測量航空發動機軸承的運行溫度，將所得溫度數據作為實驗組變量；然后利用基于瞬時能量密度譜的監測系統測量航空發動機軸承的運行溫度，將所得溫度數據作為對照組變量；最后對比實驗組、對照組變量數據，總結本次實驗的變化規律。

監測主機對于航空發動機軸承溫度的校正能力，反映了溫度測量值結果的準確性。通常情況下，校正后航空發動機軸承溫度曲線與設定曲線之間的偏差程度越小，就表示監測主機對于溫度測量值結果的監測準確能力越強，此時所得數據能夠較好反映出發動機元件的運行能力，對于延長航空發動機設備的壽命周期能夠起到促進性影響作用；反之，若校正后航空發動機軸承溫度曲線與設定曲線之間的偏差程度越大，就表示監測主機對于溫度測量值結果的監測準確能力越弱，此時所得數據并不能反映出發動機元件的運行能力，對于延長航空發動機設備的壽命周期也就無法起到促進性影響作用。設定的航空發動機軸承溫度曲線如圖8所示。

圖8 設定的航空發動機軸承溫度曲線

分析圖8可知，當航空發動機運行時間處于0～15 min的實驗時間之內，軸承溫度呈現出不斷上升的數值變化狀態；當航空發動機運行時間處于15～50 min的實驗時間之內，軸承溫度則保持下降、上升連續出現的數值變化狀態，整個實驗過程中，航空發動機軸承溫度的最大數值達到了49.8 ℃。

校正后實驗組、對照組航空發動機軸承溫度曲線如圖9所示。

圖9 校正后實驗組、對照組航空發動機軸承溫度曲線

分析圖9可知，隨著運行時間的延長，實驗組、對照組航空發動機軸承溫度校正數值的變化趨勢均與設定數值保持一致，整個實驗過程中，實驗組溫度校正數值最大值達到了47.8 ℃，對照組溫度校正數值最大值達到了51.2 ℃，二者差值為3.4 ℃。

對照圖8、圖9中的溫度數值，計算實驗組校正值、對照組校正值與設定數值之間的差值水平。具體計算結果如表2所示。

分析表2可知，當運行時間為35 min時，實驗組溫度差達到其最大數值0.3 ℃，整個實驗過程中，實驗組溫度差均值為0.17 ℃；當運行時間為18 min時，對照組溫度差達到其最大數值2.4 ℃，整個實驗過程中，對照組溫度差均值為1.16 ℃，高于實驗組差值水平。

表2 溫度數值差

綜上可知，隨著基于無線傳感器的實時監測系統的應用，航空發動機軸承的溫度誤差曲線確實得到了較好校正，可以輔助監測主機對于溫度測量值結果進行準確監測，在延長航空發動機設備壽命周期方面，能夠起到促進性影響作用。

5 結束語

與基于瞬時能量密度譜的監測系統相比，新型航空發動機軸承溫度實時監測系統在無線傳感器元件的作用下，聯合JTAG串口電路、電量集中器等多個硬件應用結構，對溫度閾值指標進行計算，又根據溫測節點的實際布置情況，建立完善的傳輸數據建模條件。從實用性角度來看，在這種新型監測系統的作用下，航空發動機軸承溫度誤差曲線得到了更好校正，對于監測主機而言，可在準確獲得溫度測量結果的同時，使得發動機元件的壽命周期得到充分延長，符合實際應用需求。