渦扇發動機氣路故障診斷在壽命試驗中的應用

姚華廷，賈琳淵，王曦

渦扇發動機氣路故障診斷在壽命試驗中的應用

姚華廷1，賈琳淵2，王曦1

(1.北京航空航天大學能源與動力學院，北京100191；2.西北工業大學動力與能源學院，西安710072)

在發動機直連管試車臺上，模擬一定的飛行高度和飛行速度條件，對某型渦扇發動機進行了累計10 h以上的大推力狀態壽命試車。采集了發動機性能參數和重要截面參數。對試驗后的發動機進行分解，根據試驗過程中發動機性能參數和重要截面參數變化情況，及發動機結構變化情況，總結出由于發動機部件性能老化引起的發動機總體性能下降規律。利用試車數據進行了故障診斷，驗證了對發動機故障原因的分析，并給出了部件性能惡化量級，獲得了對發動機工程實用具有指導意義的結論。

渦扇發動機；壽命試車；總體性能；性能老化；氣路故障診斷

1 引言

渦扇發動機從裝機使用到大修過程中，往往伴隨著部件污染、變形及燒蝕等現象，從而導致部件老化，進而影響發動機總體性能(推力和耗油率等)。但一定程度的部件功能老化，及由此帶來的發動機性能下降，并不能說明發動機壽命已到或已不能安全使用。因此，充分掌握發動機總體性能下降對發動機內部不可測量的部件性能變化的反映情況，非常重要，而航空發動機氣路故障診斷正是反映二者聯系的有效方法。

國外早在20世紀60年代末就開始了航空發動機狀態監測和故障診斷系統研究。美國普惠公司在1970～1983年間先后發展了5種狀態監視和故障診斷系統。GE公司從1985年開始發展ADETP系統，到1994年已發展到10.1版[1]。國內研究始于上世紀70年代末，首先成功應用于WP6發動機。范作民和孫春林等于上世紀末系統總結了航空渦輪發動機氣路故障診斷的一般方法[2～5]。陳玉春等研究了故障診斷主因子的選取方法，并以某單軸渦扇發動機為例證實了該方法的有效性[6，7]。在發動機壽命試車方面，文獻[8]研究了大推力長壽命渦扇發動機試車方面的有關問題，但尚無小推力短壽命渦扇發動機壽命試車方面的報道。

本試驗的對象為一臺完好的短壽命渦扇發動機，經10 h以上壽命試車，采集了大量試車數據，對試驗后的發動機進行分解，得到了該發動機的性能變化規律并進行了理論分析。針對該發動機建立了故障診斷模型，進一步驗證了對發動機性能變化規律理論分析的正確性，同時還大致給出了部件性能惡化的量級。

2 試驗情況

試驗采用直連管試車方式，模擬了一定飛行高度和飛行速度條件，對某型短壽命渦扇發動機進行了累計10 h以上的大推力狀態壽命試車，并對選定的性能參數進行了測量。

2.1試驗編號與發動機工況

發動機累計進行了8次試車，每次試車的發動機推力及連續工作時間如表1所示。表中，Fmax為發動機最大狀態下推力。

2.2發動機試驗后分解檢查情況

對試驗后的發動機進行分解、檢查，發現高壓渦輪導向器葉片局部出現裂紋、變形和燒蝕現象。經測量，發現高壓渦輪導向器流通面積增大，且大于要求的尺寸公差范圍，但根據使用經驗，這種情況下發動機在短時間內使用并不會發生嚴重破壞。發動機其它部件均未發現異常。

表1 發動機試驗編號及工作時間Table 1 Engine serial numbers and operating time

2.3發動機重要參數和總體性能變化

對比狀態1(新發動機)、狀態5(累計工作339 min)和狀態8(累計工作628 min)的發動機測量數據(以相對值表示)，發動機各重要參數和性能隨工作時間增加的變化規律及變化量級如圖1所示。圖中數據均以相對值表示，散點為實測點，實線為擬合結果。

圖1 不同狀態下發動機實測參數對比Fig.1 Engine test data of different states

3 故障診斷模型

范作民等人在文獻[2]中指出，利用氣路分析對航空發動機進行故障診斷十分有效。為進一步驗證該發動機部件參數變化對發動機性能參數的影響，建立了適用于該發動機的故障診斷模型，并結合試驗數據對發動機進行氣路故障診斷。

3.1線性故障診斷

發動機故障診斷方程以故障因子為自變量、以測量參數偏差為響應，其矩陣形式為[6，7]：

δy=Aδx+e(1)式中：δy為測量參數偏差向量；δx為狀態量偏差向量，代表故障類型；e為隨機誤差向量；A為故障系數矩陣。故障診斷即為已知δy和A，通過式(1)求出δx中非零值元素δxj(j=1,2,…,n)的過程。其中δxj大小代表故障的嚴重程度。

測量參數(也叫征兆量)的選取應考慮實際發動機試驗或使用中的測量條件，一是要明顯反映性能參數變化，二是各測量參數間的相關性要盡可能小。根據所研究發動機在地面試車臺試車時的測量條件，確定了以下測量參數：低壓轉子物理轉速n1、發動機推力Fn、單位耗油率sfc、核心機排氣溫度Tt5。

故障因子的選取根據發動機的結構和使用情況確定。在所建立的雙軸分排渦扇發動機故障診斷模型中，選取了12個故障因子[6]：風扇換算流量Wf,cor、風扇效率ηf、壓氣機換算流量Wc,cor、壓氣機效率ηc、主燃燒室總壓損失系數σb、主燃燒室燃燒效率ηb、高壓渦輪換算流量Whp,cor、高壓渦輪效率ηt,hp、低壓渦輪換算流量Wlp,cor、低壓渦輪效率ηt,lp、內涵噴管面積A8、外涵噴管面積A8,D。

故障診斷的第一步是利用所建發動機特性模擬程序，建立相應的故障系數矩陣。思路是，給定故障因子的小擾動，利用程序計算獲得測量參數相對于故障因子不變時的變化量。獲得故障系數矩陣后，即可根據實際測量參數相對變化量組成的故障樣本δy進行故障診斷。利用所確定的故障樣本，代入(1)式即可獲得δx。目前，對故障方程求解比較有效的方法是主因子模型[6，7]。

3.2主因子模型

由于試驗條件和測量參數的限制，本文建立的故障診斷模型僅選取了四個測量參數，因而最多能對四個故障因子進行診斷。本文模型中，故障模式有=495種，要嘗試每一種故障模式，則工作量會非常大。為此，本文使用了發動機氣路故障診斷主因子選取的相似系數法[4]。通過求取故障系數矩陣的每一列(即故障模式)和征兆量偏差的相似系數，合理選取故障因子數目，避免對每一種可能出現的故障因子組合進行計算，達到降低故障方程的多重共線性、減小故障診斷計算量的目的。

對于兩個向量X、Y，定義其相似系數RX,Y為：

式中：Cov(X,Y)為向量X、Y的協方差，Var(X)為向|RX,Y|≤1.0且|RX,Y|越接近1.0，表明向量X、Y的相似度越高。

利用相似系數法進行發動機氣路故障診斷的方法可總結為：

(1)根據選定的測量參數和故障因子，利用發動機特性計算模型計算故障系數矩陣；

(2)測量選定的測量參數，并計算δy；

(3)計算故障系數矩陣和測量參數偏差的相似系數，選取相似系數較高的作為主因子模型的主因子；

(4)利用主因子模型對發動機故障進行診斷。

3.3故障診斷結果

表2給出了針對本發動機的故障系數矩陣，其中每一列代表對應故障因子變化1%時測量參數的相對變化量。

選取狀態5和狀態8的試驗數據作為故障樣本，則相應的測量參數變化量為：量X的方差。RX,Y反映了兩個向量的相似程度，

利用文獻[7]中故障主因子選取的相似系數法，計算得到各故障因子的相似系數，如表3所示。

根據相似系數法理論，相似系數較大的故障因子最有可能對應發動機的真實故障。值得注意的是，雖然計算得到的狀態8下的相似系數中，Wf,cor、Whp,cor的相似系數分別達到了-0.969 7和0.999 7，但根據文獻[7]分析知，壓氣機效率和高壓渦輪效率兩個故障因子高度共線性，不能同時選取。因而選取了三組故障模式，對兩個故障樣本進行故障診斷，結果見表4。表中，正號代表降低，負號代表增加。

表2 發動機故障系數矩陣Table 2 Influence coefficient matrix

表3 各故障因子與所給故障的相似系數Table 3 Engine fault factor and similarity coefficients

表4 不同故障模式的診斷結果Table 4Diagnostics results of different fault modes

由表中結果可知，發動機的主要故障，是高壓渦輪效率降低和高壓渦輪導向器面積增加(即渦輪換算流量增加)。首先對比三組計算結果，發現后兩組算例比較接近，得到了相互印證。同時對比兩個故障樣本，可以發現從狀態5到狀態8，發動機的故障具有一定的繼承和發展。如狀態5下高壓渦輪效率下降約0.237 4%～0.243 4%，到狀態8效率下降則達到0.537 7%～0.572 6%；狀態5下高壓渦輪導向器喉部面積放大約0.464 5%～0.572 9%，到狀態8時則放大到1.061 0%～1.284 0%。這與真實發動機拆卸后觀察到的渦輪部件的損壞情況及分析結果一致，證實了氣路故障診斷主因子方法的有效性。

4 結論

(1)本文所研究的短壽命渦扇發動機在使用過程中，高壓渦輪出口溫度明顯升高，表明高壓渦輪導向器葉片高溫變形和燒蝕而使其流通能力增大，高壓渦輪出口溫度升高幅度在發動機允許范圍內時，發動機能安全可靠工作。

(2)高壓渦輪導向器流通能力增大對高壓壓氣機共同工作線、發動機推力和單位耗油率影響較為明顯，對風扇共同工作線影響較小，對發動機穩定工作影響不大。

(3)利用發動機故障診斷技術分析可獲得發動機性能變化，同時還可給出部件參數的大致變化范圍，為發動機安全使用提供參考。

[1]黃興.某型渦扇發動機總體性能故障診斷[D].西安：西北工業大學，2008.

[2]范作民，孫春林，白杰.航空發動機故障診斷導論[M].北京：科學出版社，2004.

[3]Fan Zuomin，Sun Chunlin.Formation and Solution of En?gine Fault Equations[J].Journal of Civil Aviation Institute of China，1990，8(4)：1—13.

[4]Fan Zuomin，Sun Chunlin.Development of Engine FaultEquation and Introduction of Fault Factors[J].Journal of Civil Aviation Institute of China，1994，12(1)：1—14.

[5]Fan Zuomin.Primary Factor Model for Jet Engine Fault Di?agnosis[J].Acta Aeronautica et Astronautica Sinica，1993，14(12)：588—595.

[6]孫祥逢，陳玉春，胡福.發動機故障診斷主因子模型的測量參數選擇[J].航空動力學報，2010，25(1)：129— 135.

[7]陳玉春，黃興魯，孫祥逢，等.航空發動機故障診斷主因子選取相似系數法[J].航空計算技術，2010，40(6)：55—57.

[8]Hehtel J E.Performance Monitoring of Gas Turbine with Inflight Data:Flight Operations Engineering Report,Ap?pendix C[R].Pratt&Whitney Aircraft，1976.

Gas Path Fault Diagnostics in Durability Test of Turbofan Engine

YAO Hua-ting1，JIA Lin-yuan2，WANG Xi1
(1.School of Jet Propulsion，Beijing University of Aeronautics and Astronautics，Beijing 100191，China；2.School of Power and Energy，Northwestern Polytechnical University，Xi’an 710072，China)

More than 10 hours of high-power state durability test was accumulated on a turbofan engine. The test is conducted on a directly connected tube test cell which can simulate different flight altitudes and flight speeds.Performance parameters and important cross-section parameters were collected and the en?gine was decomposed after the test.The law of engine performance degradation caused by the aging of the engine parts performance was summarized based on the changes of performance parameters,important cross-section parameters and the structure of engine.Engine air path fault diagnostics was conducted using some test data to give approximate value of some component performance deterioration.The method and the?oretic analysis are referential for engineering application.

turbofan engine；durability test；engine performance；performance deterioration；gas path fault diagnostics

V263.6

A

1672-2620(2013)02-0038-04

2012-08-10；

2013-04-10

姚華廷(1966-)，男，苗族，貴州松桃人，研究員，博士研究生，主要從事航空發動機機控制系統設計及試驗研究。