一种航空发动机支承刚度的测试方法、装置、存储介质及设备与流程

1.本专利涉及航空发动机领域，具体地，涉及一种航空发动机支承刚度的测试方法、装置、存储介质及设备。


背景技术：

2.支承参数是航空发动机动态特性的关键影响因素，对于航空发动机整机动力学建模至关重要，而支承结构中的非线性因素对支承参数识别存在一定影响。对此，如何更加准确的确定支承结构的支承刚度是亟待解决的问题。


技术实现要素：

3.为了解决相关技术中存在的问题，本专利提供一种航空发动机支承刚度的测试方法、装置、存储介质及设备。
4.根据本专利实施例的第一方面，提供一种航空发动机支承刚度的测试方法，所述方法包括：
5.在所述航空发动机运行过程中，获取所述航空发动机的每一测试节点的位移响应，所述测试节点包括以下至少一者：前支点鼠笼弹性支承、后支点鼠笼弹性支承、前安装节、后安装节；
6.将每一所述测试节点的位移响应输入预先训练得到的支承刚度测试模型，得到每一所述测试节点在当前转速下的支承刚度测试结果。
7.根据本公开实施例的第二方面，提供一种航空发动机支承刚度的测试装置，所述装置包括：
8.获取模块，用于在所述航空发动机运行过程中，获取所述航空发动机的每一测试节点的位移响应，所述测试节点包括以下至少一者：前支点鼠笼弹性支承、后支点鼠笼弹性支承、前安装节、后安装节；
9.测试模块，用于将每一所述测试节点的位移响应输入预先训练得到的支承刚度测试模型，得到每一所述测试节点在当前转速下的支承刚度测试结果。
10.根据本公开实施例的第三方面，提供一种非临时性计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，该程序被处理器执行时实现本公开第一方面中任一项所述方法的步骤。
11.根据本公开实施例的第四方面，提供一种电子设备，包括：
12.存储器，其上存储有计算机程序；
13.处理器，用于执行所述存储器中的所述计算机程序，以实现本公开第一方面中任一项所述方法的步骤。
14.通过上述技术方案，通过获取发动机的位移响应，并将该位移响应输入预先训练得到支承刚度测试模型即可以准确地得到该航空发动机在当前转速下的支承刚度，有效地避免了动力学反问题中复杂的寻优过程，实现了复杂非线性结构的动态参数识别。
15.本专利的其他特征和优点将在随后的具体实施方式部分予以详细说明。
附图说明
16.附图是用来提供对本专利的进一步理解，并且构成说明书的一部分，与下面的具体实施方式一起用于解释本专利，但并不构成对本专利的限制。在附图中：
17.图1是根据一示例性实施例示出的一种航空发动机支承刚度的测试方法的流程图。
18.图2是根据一示例性实施例示出的一种航空发动机支承刚度的测试装置的框图。
19.图3是根据一示例性实施例示出的一种电子设备的框图。
具体实施方式
20.以下结合附图对本专利的具体实施方式进行详细说明。应当理解的是，此处所描述的具体实施方式仅用于说明和解释本专利，并不用于限制本专利。
21.图1是根据一示例性实施例示出的一种航空发动机支承刚度的测试方法，该方法可以应用于航空发动机、航空发动机中的电子设备或者任意具备信息处理能力的电子设备，如图1所示，所述方法包括：
22.s101、在所述航空发动机运行过程中，获取所述航空发动机的每一测试节点的位移响应。
23.其中，所述测试节点包括以下至少一者：前支点鼠笼弹性支承、后支点鼠笼弹性支承、前安装节、后安装节。
24.s102、将每一所述测试节点的位移响应输入预先训练得到的支承刚度测试模型，得到每一所述测试节点在当前转速下的支承刚度测试结果。
25.在一些实施例中，该支承刚度测试模型可以是基于知识蒸馏的神经网络模型。可选地，训练该支承刚度测试模型的训练样本可以是基于仿真测试得到的。
26.在本公开实施例中，通过获取发动机的位移响应，并将该位移响应输入预先训练得到支承刚度测试模型即可以准确地得到该航空发动机在当前转速下的支承刚度，有效地避免了动力学反问题中复杂的寻优过程，实现了复杂非线性结构的动态参数识别。
27.在一些可选地实施例中，所述支承刚度测试模型的训练包括：
28.对所述航空发动机进行在目标转速下的仿真测试，得到仿真测试结果；
29.根据所述仿真测试结果生成训练样本，所述训练样本包括至少一组样本刚度序列与对应的样本位移响应；
30.根据所述训练样本对所述支承刚度测试模型进行训练，得到所述支承刚度测试模型。
31.其中，目标转速可以是本领域技术人员设定的，例如可以是30000r/min，本公开实施例对此不作限定。
32.可选地，一个样本刚度序列中例如可以包括每一个测试节点对应的支承刚度。例如，样本刚度序列例如可以是3.5
×
107n/m、3.5
×
107n/m、5.0
×
107n/m、5.0
×
107n/m，其中，前两个数值分别对应前支点鼠笼弹性支承、后支点鼠笼弹性支承的支承刚度，后两个数值分别对应前安装节、后安装节的支承刚度。
33.采用上述方案，可以通过仿真测试准确地得到航空发动机在目标转速下各个测试节点在不同支承刚度下的样本位移响应，进而可以基于仿真测试结果构建的训练样本对支
承刚度测试模型进行训练，可以有效地保证训练得到的支承刚度测试模型的准确性。
34.在一些可选的实施例中，对所述航空发动机进行在目标转速下的仿真测试，得到仿真测试结果，包括：
35.根据所述航空发动机的结构参数，构建所述航空发动机的整机模型；
36.对所述整机模型进行分析得到每一所述测试节点的支承刚度范围；
37.根据每一所述测试节点的支承刚度范围进行仿真测试，得到所述仿真测试结果。
38.示例地，结构参数如有可以包括转轴、轮盘与机匣的密度、弹性模量与泊松比等。可选地，结构参数还可以包括滚动轴承的轴承滚道内径、外径、滚珠个数、轴承游隙等。可选地，还可以包括挤压油膜阻尼器的参数，例如包括阻尼器内外环半径、油膜长度、油膜间隙、滑油黏度等。
39.在一些可选地实施例中，在航空发动机的整机模型中，则航空发动机整机动力学方程可以是sq3+cq2+kq1＝f1+f2+f3+f4，其中，q1、q2、q3分别为广义位移向量、广义速度向量和广义加速度向量。s、c、k分别为质量矩阵、阻尼矩阵和刚度矩阵，其中，阻尼矩阵可以包含结构阻尼矩阵和转子陀螺矩阵。f1为重力，f2为不平衡力，f3为轴承力，f4为油膜力。
40.可选地，每一测试节点的支承刚度范围具体可以是基于整机模型的结构的工程经验确定的。
41.示例地，可以根据工程经验，klx＝kly，krx＝kry，可以将其取值范围确定为2.0
×
107n/m～4.0
×
107n/m，kflx、kfrx取值范围为4.5
×
107n/m～5.5
×
107n/m；安装节纵向刚度很强，不考虑其对位移响应的影响，可以将kfly、kfry设为7.0
×
107n/m。
42.其中，klx、kly分别为前支点鼠笼弹性支承的垂直、水平方向支承刚度；krx、kry分别为后支点鼠笼弹性支承的垂直、水平方向支承刚度；kflx、kfly和kfrx、kfry分别为前后安装节垂直、水平方向支承刚度。
43.采用上述方案，可以根据航空发动机的结构参数，构建航空发动机的整机模型，并基于整机模型确定每一测试节点的支承刚度范围，进而基于每一测试节点的支承刚度范围进行仿真，可以可靠地得到更加全面、准确的测试结果。
44.在一些实施例中，所述根据每一所述测试节点的支承刚度范围进行仿真测试，得到所述仿真测试结果，包括：
45.分别设置每一所述测试节点的支承刚度为对应的预设刚度；
46.修改第一测试节点的支承刚度，确定对应的位移响应，其中，所述第一测试节点为任一所述测试节点；
47.重复所述分别设置每一所述测试节点的支承刚度为对应的预设刚度，以及所述修改第一测试节点的支承刚度，确定对应的位移响应的步骤，得到所述仿真测试结果。
48.在一示例中，可以分别设klx、kly、krx、kry为3.5
×
107n/m，kflx、kfrx为5.0
×
107n/m，单独改变其中一个支承刚度，求解对应的位移响应.以一段位移响应的信号能量为比较对象，信号能量等于数字信号序列所有元素的平方和，分析各刚度对信号能量的影响。
49.示例地，可以在鼠笼弹性支承的取值范围2.0
×
107n/m～4.0
×
107n/m内每隔0.2
×
107n/m取一个刚度值，则每个支承刚度都有11种取值，将序号为奇数的刚度取值进行组合，获得36种不同的刚度组合以构造训练样本。其中，可以获得这些刚度组合对应的位移响应将其标准化.同时将刚度值转化为与位移响应长度相同的等值序列，并将其缩小预设倍数
以统一输入与输出的量级.最后以位移响应为输入数据，对应的刚度值序列为输出数据构造各个样本。
50.在一些实施例中，所述支承刚度测试模型包括训练指导模型与支承刚度测试子模型，所述支承刚度测试子模型的复杂度小于所述训练指导模型，
51.所述根据所述训练样本对所述支承刚度测试模型进行训练，得到所述支承刚度测试模型，包括：
52.将所述训练样本中的第一样本位移响应输入所述训练指导模型，得到所述第一样本位移响应对应的第一指导刚度信息；
53.将所述第一样本位移响应输入所述支承刚度测试子模型，得到所述第一样本位移响应对应的样本预测刚度信息；
54.基于所述样本预测刚度信息与所述第一样本位移响应对应的第一样本刚度序列，确定所述支承刚度测试子模型的第一损失；基于所述样本预测刚度信息与所述第一指导刚度信息，确定第二损失；基于所述第一样本刚度序列与所述第一指导刚度信息，确定所述训练指导模型的第三损失；
55.基于所述第一损失对所述支承刚度测试子模型中的参数进行更新；基于所述第二损失对支承刚度测试子模型进行更新；基于所述第三损失对所述训练指导模型进行更新；
56.重复所述将所述训练样本中的第一样本位移响应输入所述训练指导模型的步骤，至所述基于所述第三损失对所述训练指导模型进行更新的步骤，直至满足预设条件，得到训练完成的所述意向预测模型。
57.在一些实施例中，该训练指导模型可以包括dnn模块，该dnn模块可以是深度神经网络。在该训练指导模型中，可以利用dnn模块提取输入信息的高阶特征，其中，dnn模块可以由三层的全连接层实现。
58.可以理解的是，该支承刚度测试子模型可以是未经训练的模型，或者是经过初步训练的模型，该支承刚度测试子模型的结构与训练完成的支承刚度测试模型是相同的，其经过训练后，则可以得到训练完成的支承刚度测试模型。
59.在一些实施例中，第一损失与第三损失均可以是交叉熵损失，即，基于交叉熵损失函数计算得到的损失值。第二损失例如可以是蒸馏损失，其可以表示训练指导模型将知识迁移至支承刚度测试模型时的损失。可选地，交叉熵损失函数的计算公式可以如下：其中，n为样本数量，yi表示训练样本的真实标签也即样本刚度序列，pi表示模型的样本预测刚度信息。
60.示例地，第二损失可以表示为l2，第三损失可以表示为l3。
61.在本公开实施例中，通过将第一样本位移响应分别输入训练指导模型以及支承刚度测试子模型，得到训练指导模型输出的第一指导刚度信息以及支承刚度测试子模型的样本预测刚度信息，进而确定第一损失、第二损失以及第三损失，进而对训练指导模型以及支承刚度测试子模型最终得到训练完成的支承刚度测试模型，可以有效地保证训练得到的支承刚度测试模型的准确性，并且，采用了端到端的训练方式，无需首先对训练指导模型进行训练，有效地降低了支承刚度测试模型的训练时长。
62.在一些可选地实施例中，所述训练指导模型还包括指导验证模块，所述方法还包
括：
63.将所述第一指导刚度信息输入所述指导验证模块，得到验证后的第二指导刚度信息；
64.基于所述第二指导刚度信息与所述第一样本刚度序列，确定第四损失；
65.基于所述第四损失对所述指导验证模块进行更新；
66.所述基于所述样本预测刚度信息与所述第一指导刚度信息，确定第二损失，包括：
67.基于所述样本预测刚度信息与所述第二指导刚度信息，确定所述第二损失。
68.可以理解的是，由于训练前期训练指导模型性能尚不稳定，直接将其输出的第一指导刚度信息作为送入支承刚度测试子模型可能会干扰支承刚度测试子模型的学习，因此本方案可以引入指导验证模块来学习无偏的概率估计。
69.示例地，该指导验证模块可以设计一层线性层与sigmoid激活函数来对训练指导模型输出值进行转化，具体实现方式如下式所示：k1＝w1*k2+b1；
70.其中，k2表示训练指导模型的输出，也即第一指导刚度信息，k1表示经过验证后的输出，y1则表示经过激活函数激活后的输出值，其范围可以为0～1。
71.可选地，为保证验证后的概率尽可能与目标预测任务对应的标签一致，本方案新增校准损失l4，也即第四损失，来更新指导验证模块的参数w1与b1，校准损失采用交叉熵损失函数来实现。
72.采用上述方案，通过设计指导验证模块对训练指导模型输出值进行转化，并基于验证后的第二指导刚度信息计算第二损失以对支承刚度测试子模型中的参数进行更新，进一步提高了训练得到的意向预测模型的准确性，并且，还切断了指导验证模块的梯度反向传播，有效地避免了蒸馏过程中支承刚度测试子模型对训练指导模型的干扰。
73.在一些实施例中，所述训练指导模型还包括指导纠偏模块，所述方法还包括：
74.将所述第二指导刚度信息对应的输入所述指导纠偏模块；
75.在所述第二指导刚度信息的可信指标大于或等于目标可信度的情况下，所述指导纠偏模块输出所述第二指导刚度信息；
76.在所述第二指导刚度信息的可信指标小于所述目标可信度的情况下，所述指导纠偏模块输出预设的第三指导刚度信息；所述目标可信度是基于所述第一样本刚度序列确定的；
77.所述基于所述样本预测刚度信息与所述第一指导刚度信息，确定第二损失，包括：
78.基于所述样本预测刚度信息与所述第二指导刚度信息或者所述第三指导刚度信息，确定所述第二损失。
79.可选地，指导纠偏模块中可以设置一个目标可信度s，在训练指导模型预测不准确时进行限制与修正，其实现方式如下式所示：k1
←
[q]
·
max{[q]
·
k1,s}。其中，k1为训练指导模型经过验证后的输出值也即上述的第二指导刚度信息，[q]是一个指示函数，当q为1时，即q为正样本时，[q]＝1，否则，[q]＝0，s为目标可信度，例如，s的值可以设置为0。当第二指导刚度信息足够可信时，即预测概率至少为目标可信度σ(m)，此时不会影响第二指导刚度信息的输出，若预测不可信时，则修正训练指导模型的输出值为s，也即第三指导刚度信息。可选地，目标可信度σ(s)例如可以是基于q确定的，例如，σ(s)可以与q正相关。
[0080]
采用上述方案，指导纠偏模块可以用于修正训练指导模型的学习误差，在训练早期消除训练指导模型不准确的预测来假设收敛，以提高训练得到的支承刚度测试模型的性能，并且，还切断了指导纠偏模块的梯度反向传播，有效地避免了蒸馏过程中支承刚度测试子模型对训练指导模型的干扰。
[0081]
基于以上发明构思，航空发动机支承刚度的测试方法可以包括以下步骤：建立航空发动机整机模型，分析其结构特点，确定各处支承刚度的取值范围；在目标转速下分析支承刚度对发动机横向位移响应的影响，选择影响显著的支承刚度作为仿真变量；在仿真变量的取值范围内选取典型的刚度值，使用数值积分方法求解整机模型的不平衡响应，获得目标转速下对应于不同支承刚度的横向位移响应；预处理横向位移响应，将支承刚度值转化为序列，以预处理后的位移响应为输入，支承刚度序列为输出构建训练样本与微调样本；在支承刚度取值范围内随机选取刚度值，计算对应的位移响应，并将其构造为测试样本；构建基于知识蒸馏的支承刚度测试模型，并使用训练样本训练该网络；将实际测得的不平衡位移响应输入支承刚度测试模型，输出序列的平均值即为目标转速下目标支承刚度的识别值。
[0082]
图2是根据一示例性实施例示出一种航空发动机支承刚度的测试装置的框图，所述装置包括：
[0083]
获取模块21，用于在所述航空发动机运行过程中，获取所述航空发动机的每一测试节点的位移响应，所述测试节点包括以下至少一者：前支点鼠笼弹性支承、后支点鼠笼弹性支承、前安装节、后安装节；
[0084]
测试模块22，用于将每一所述测试节点的位移响应输入预先训练得到的支承刚度测试模型，得到每一所述测试节点在当前转速下的支承刚度测试结果。
[0085]
可选地，航空发动机支承刚度的测试装置包括：
[0086]
测试模块，用于对所述航空发动机进行在目标转速下的仿真测试，得到仿真测试结果；
[0087]
生成模块，用于根据所述仿真测试结果生成训练样本，所述训练样本包括至少一组样本刚度序列与对应的样本位移响应；
[0088]
训练模块，用于根据所述训练样本对所述支承刚度测试模型进行训练，得到所述支承刚度测试模型。
[0089]
可选地，测试模块用于：
[0090]
根据所述航空发动机的结构参数，构建所述航空发动机的整机模型；
[0091]
对所述整机模型进行分析得到每一所述测试节点的支承刚度范围；
[0092]
根据每一所述测试节点的支承刚度范围进行仿真测试，得到所述仿真测试结果。
[0093]
可选地，测试模块用于：
[0094]
分别设置每一所述测试节点的支承刚度为对应的预设刚度；
[0095]
修改第一测试节点的支承刚度，确定对应的位移响应，其中，所述第一测试节点为任一所述测试节点；
[0096]
重复所述分别设置每一所述测试节点的支承刚度为对应的预设刚度，以及所述修改第一测试节点的支承刚度，确定对应的位移响应的步骤，得到所述仿真测试结果。
[0097]
可选地，所述支承刚度测试模型包括训练指导模型与支承刚度测试子模型，所述
支承刚度测试子模型的复杂度小于所述训练指导模型，
[0098]
训练模块，用于：
[0099]
将所述训练样本中的第一样本位移响应输入所述训练指导模型，得到所述第一样本位移响应对应的第一指导刚度信息；
[0100]
将所述第一样本位移响应输入所述支承刚度测试子模型，得到所述第一样本位移响应对应的样本预测刚度信息；
[0101]
基于所述样本预测刚度信息与所述第一样本位移响应对应的第一样本刚度序列，确定所述支承刚度测试子模型的第一损失；基于所述样本预测刚度信息与所述第一指导刚度信息，确定第二损失；基于所述第一样本刚度序列与所述第一指导刚度信息，确定所述训练指导模型的第三损失；
[0102]
基于所述第一损失对所述支承刚度测试子模型中的参数进行更新；基于所述第二损失对支承刚度测试子模型进行更新；基于所述第三损失对所述训练指导模型进行更新；
[0103]
重复所述将所述训练样本中的第一样本位移响应输入所述训练指导模型的步骤，至所述基于所述第三损失对所述训练指导模型进行更新的步骤，直至满足预设条件，得到训练完成的所述意向预测模型。
[0104]
可选地，所述训练指导模型还包括指导验证模块，航空发动机支承刚度的测试装置，用于：
[0105]
将所述第一指导刚度信息输入所述指导验证模块，得到验证后的第二指导刚度信息；
[0106]
基于所述第二指导刚度信息与所述第一样本刚度序列，确定第四损失；
[0107]
基于所述第四损失对所述指导验证模块进行更新；
[0108]
基于所述样本预测刚度信息与所述第二指导刚度信息，确定所述第二损失。
[0109]
可选地，所述训练指导模型还包括指导纠偏模块，航空发动机支承刚度的测试装置，用于：
[0110]
将所述第二指导刚度信息对应的输入所述指导纠偏模块；
[0111]
在所述第二指导刚度信息的可信指标大于或等于目标可信度的情况下，所述指导纠偏模块输出所述第二指导刚度信息；
[0112]
在所述第二指导刚度信息的可信指标小于所述目标可信度的情况下，所述指导纠偏模块输出预设的第三指导刚度信息；所述目标可信度是基于所述第一样本刚度序列确定的；
[0113]
基于所述样本预测刚度信息与所述第二指导刚度信息或者所述第三指导刚度信息，确定所述第二损失。
[0114]
关于上述实施例中的装置，其中各个模块执行操作的具体方式已经在有关该方法的实施例中进行了详细描述，此处将不做详细阐述说明。
[0115]
图3是根据一示例性实施例示出的一种电子设备300的框图。如图3所示，该电子设备300可以包括：处理器301，存储器302。该电子设备300还可以包括多媒体组件303，输入/输出(i/o)接口304，以及通信组件305中的一者或多者。
[0116]
其中，处理器301用于控制该电子设备300的整体操作，以完成上述的航空发动机支承刚度的测试方法中的全部或部分步骤。存储器302用于存储各种类型的数据以支持在
该电子设备300的操作，这些数据例如可以包括用于在该电子设备300上操作的任何应用程序或方法的指令，以及应用程序相关的数据，例如收发的消息、图片、音频、视频等等。该存储器302可以由任何类型的易失性或非易失性存储设备或者它们的组合实现，例如静态随机存取存储器(static randos access sesory，简称sras)，电可擦除可编程只读存储器(electrically erasable prograssable read-only sesory，简称eepros)，可擦除可编程只读存储器(erasable prograssable read-only sesory，简称epros)，可编程只读存储器(prograssable read-only sesory，简称pros)，只读存储器(read-only sesory，简称ros)，磁存储器，快闪存储器，磁盘或光盘。多媒体组件303可以包括屏幕和音频组件。其中屏幕例如可以是触摸屏，音频组件用于输出和/或输入音频信号。例如，音频组件可以包括一个麦克风，麦克风用于接收外部音频信号。所接收的音频信号可以被进一步存储在存储器302或通过通信组件305发送。音频组件还包括至少一个扬声器，用于输出音频信号。i/o接口304为处理器301和其他接口模块之间提供接口，上述其他接口模块可以是键盘，鼠标，按钮等。这些按钮可以是虚拟按钮或者实体按钮。通信组件305用于该电子设备300与其他设备之间进行有线或无线通信。无线通信，例如wi-fi，蓝牙，近场通信(near field cossunication，简称nfc)，2g、3g、4g、nb-iot、estc、或其他5g等等，或它们中的一种或几种的组合，在此不做限定。因此相应的该通信组件305可以包括：wi-fi模块，蓝牙模块，nfc模块等等。
[0117]
在一示例性实施例中，电子设备300可以被一个或多个应用专用集成电路(application specific integrated circuit，简称asic)、数字信号处理器(digital signal processor，简称dsp)、数字信号处理设备(digital signal processing device，简称dspd)、可编程逻辑器件(prograssable logic device，简称pld)、现场可编程门阵列(field prograssable gate array，简称fpga)、控制器、微控制器、微处理器或其他电子元件实现，用于执行上述的航空发动机支承刚度的测试方法。
[0118]
在另一示例性实施例中，还提供了一种包括程序指令的计算机可读存储介质，该程序指令被处理器执行时实现上述的航空发动机支承刚度的测试方法的步骤。例如，该计算机可读存储介质可以为上述包括程序指令的存储器302，上述程序指令可由电子设备300的处理器301执行以完成上述的航空发动机支承刚度的测试方法。
[0119]
在另一示例性实施例中，还提供了一种包括程序指令的计算机可读存储介质，该程序指令被处理器执行时实现上述的航空发动机支承刚度的测试方法的步骤。例如，该非临时性计算机可读存储介质可以为上述包括程序指令的存储器1932，上述程序指令可由电子设备1900的处理器1922执行以完成上述的航空发动机支承刚度的测试方法。
[0120]
在另一示例性实施例中，还提供一种计算机程序产品，该计算机程序产品包含能够由可编程的装置执行的计算机程序，该计算机程序具有当由该可编程的装置执行时用于执行上述的航空发动机支承刚度的测试方法的代码部分。
[0121]
以上结合附图详细描述了本专利的优选实施方式，但是，本专利并不限于上述实施方式中的具体细节，在本专利的技术构思范围内，可以对本专利的技术方案进行多种简单变型，这些简单变型均属于本专利的保护范围。
[0122]
另外需要说明的是，在上述具体实施方式中所描述的各个具体技术特征，在不矛盾的情况下，可以通过任何合适的方式进行组合，为了避免不必要的重复，本专利对各种可
能的组合方式不再另行说明。
[0123]
此外，本专利的各种不同的实施方式之间也可以进行任意组合，只要其不违背本专利的思想，其同样应当视为本专利所公开的内容。

技术特征：
1.一种航空发动机支承刚度的测试方法，其特征在于，所述方法包括：在所述航空发动机运行过程中，获取所述航空发动机的每一测试节点的位移响应，所述测试节点包括以下至少一者：前支点鼠笼弹性支承、后支点鼠笼弹性支承、前安装节、后安装节；将每一所述测试节点的位移响应输入预先训练得到的支承刚度测试模型，得到每一所述测试节点在当前转速下的支承刚度测试结果。2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述支承刚度测试模型的训练包括：对所述航空发动机进行在目标转速下的仿真测试，得到仿真测试结果；根据所述仿真测试结果生成训练样本，所述训练样本包括至少一组样本刚度序列与对应的样本位移响应；根据所述训练样本对所述支承刚度测试模型进行训练，得到所述支承刚度测试模型。3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，对所述航空发动机进行在目标转速下的仿真测试，得到仿真测试结果，包括：根据所述航空发动机的结构参数，构建所述航空发动机的整机模型；对所述整机模型进行分析得到每一所述测试节点的支承刚度范围；根据每一所述测试节点的支承刚度范围进行仿真测试，得到所述仿真测试结果。4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，根据每一所述测试节点的支承刚度范围进行仿真测试，得到所述仿真测试结果，包括：分别设置每一所述测试节点的支承刚度为对应的预设刚度；修改第一测试节点的支承刚度，确定对应的位移响应，其中，所述第一测试节点为任一所述测试节点；重复所述分别设置每一所述测试节点的支承刚度为对应的预设刚度，以及所述修改第一测试节点的支承刚度，确定对应的位移响应的步骤，得到所述仿真测试结果。5.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述支承刚度测试模型包括训练指导模型与支承刚度测试子模型，所述支承刚度测试子模型的复杂度小于所述训练指导模型，根据所述训练样本对所述支承刚度测试模型进行训练，得到所述支承刚度测试模型，包括：将所述训练样本中的第一样本位移响应输入所述训练指导模型，得到所述第一样本位移响应对应的第一指导刚度信息；将所述第一样本位移响应输入所述支承刚度测试子模型，得到所述第一样本位移响应对应的样本预测刚度信息；基于所述样本预测刚度信息与所述第一样本位移响应对应的第一样本刚度序列，确定所述支承刚度测试子模型的第一损失；基于所述样本预测刚度信息与所述第一指导刚度信息，确定第二损失；基于所述第一样本刚度序列与所述第一指导刚度信息，确定所述训练指导模型的第三损失；基于所述第一损失对所述支承刚度测试子模型中的参数进行更新；基于所述第二损失对支承刚度测试子模型进行更新；基于所述第三损失对所述训练指导模型进行更新；重复所述将所述训练样本中的第一样本位移响应输入所述训练指导模型的步骤，至所述基于所述第三损失对所述训练指导模型进行更新的步骤，直至满足预设条件，得到训练
完成的所述意向预测模型。6.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，所述训练指导模型还包括指导验证模块，所述方法还包括：将所述第一指导刚度信息输入所述指导验证模块，得到验证后的第二指导刚度信息；基于所述第二指导刚度信息与所述第一样本刚度序列，确定第四损失；基于所述第四损失对所述指导验证模块进行更新；所述基于所述样本预测刚度信息与所述第一指导刚度信息，确定第二损失，包括：基于所述样本预测刚度信息与所述第二指导刚度信息，确定所述第二损失。7.根据权利要求6所述的方法，其特征在于，所述训练指导模型还包括指导纠偏模块，所述方法还包括：将所述第二指导刚度信息对应的输入所述指导纠偏模块；在所述第二指导刚度信息的可信指标大于或等于目标可信度的情况下，所述指导纠偏模块输出所述第二指导刚度信息；在所述第二指导刚度信息的可信指标小于所述目标可信度的情况下，所述指导纠偏模块输出预设的第三指导刚度信息；所述目标可信度是基于所述第一样本刚度序列确定的；所述基于所述样本预测刚度信息与所述第一指导刚度信息，确定第二损失，包括：基于所述样本预测刚度信息与所述第二指导刚度信息或者所述第三指导刚度信息，确定所述第二损失。8.一种航空发动机支承刚度的测试装置，其特征在于，所述装置包括：获取模块，用于在所述航空发动机运行过程中，获取所述航空发动机的每一测试节点的位移响应，所述测试节点包括以下至少一者：前支点鼠笼弹性支承、后支点鼠笼弹性支承、前安装节、后安装节；测试模块，用于将每一所述测试节点的位移响应输入预先训练得到的支承刚度测试模型，得到每一所述测试节点在当前转速下的支承刚度测试结果。9.一种非临时性计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，其特征在于，该程序被处理器执行时实现权利要求1～7中任一项所述方法的步骤。10.一种电子设备，其特征在于，包括：存储器，其上存储有计算机程序；处理器，用于执行所述存储器中的所述计算机程序，以实现权利要求1-7中任一项所述方法的步骤。

技术总结
本专利涉及一种航空发动机支承刚度的测试方法、装置、存储介质及设备，属于航空发动机领域，所述方法包括：在所述航空发动机运行过程中，获取所述航空发动机的每一测试节点的位移响应，所述测试节点包括以下至少一者：前支点鼠笼弹性支承、后支点鼠笼弹性支承、前安装节、后安装节；将每一所述测试节点的位移响应输入预先训练得到的支承刚度测试模型，得到每一所述测试节点在当前转速下的支承刚度测试结果。本方法可以准确地得到该航空发动机的支承刚度。承刚度。承刚度。


技术研发人员：吴凡 向英子 张万东 潘信予 赵振兴 薛园园
受保护的技术使用者：太仓点石航空动力有限公司
技术研发日：2023.07.04
技术公布日：2023/10/8