小型渦噴發動機故障分析及控制系統改進

陶德桂，王成軍

（中國人民解放軍92419部隊，遼寧興城125106）

小型渦噴發動機故障分析及控制系統改進

陶德桂，王成軍

（中國人民解放軍92419部隊，遼寧興城125106）

針對小型高速無人機配裝的小型渦噴發動機發生的空中停車故障，以發動機轉速異常為頂層事件，以導致頂層事件發生的全部可能性為基本事件建立故障樹，結合發動機控制原理及對遙測數據進行仔細分析，確認發動機轉速采集信道出現問題導致發動機控制系統進入邊界控制，而邊界條件設置不合理導致發動機工作在超速超溫狀態，最終失效。通過采取增加轉速采集備份信道、改進ECU控制保護算法、修改ECU檔位油門限幅等措施有效地排除了此類故障，提高了發動機工作的可靠性。

小型渦噴發動機；小型高速無人機；轉速傳感器；發動機控制單元；故障樹；冗余度

0　引言

國產某新型小型高速無人機配裝單發小型渦噴發動機［1］，使用清潔度為GJB420A的5級或以上國產RP-3航空煤油為燃料，其最大推力可達1.37kN，起飛質量最大可達300 kg，飛行速度最大可達220 m/s，飛行高度范圍為50～7000 m，具有遙控、2維程控、3維程控和自動飛行等多種模態，研制完成至今已累計飛行近百架次，覆蓋整個設計高度，發動機一直工作正常。但首次在海平面上飛行時發生了停車故障，導致無人機墜海。

本文針對故障現象及遙測數據進行分析，依據發動機控制原理建立故障樹［2-3］，最終確認該型發動機在控制系統方面存在安全隱患，需對其進行改進和完善。

1　故障現象描述

2014年下半年，在某臨海發射試驗場進行了新型高速無人機首次海上飛行試驗，試驗以失敗告終。在事后排故中，結合試驗現場故障現象及事后遙測數據分析，準確復現了無人機的整個飛行過程：無人機正常起飛后，按任務要求以5檔檔位進行爬升，1 min32 s后當靶機爬升至高度為1465 m、速度為120 m/s時，發動機轉速在1 s內由46200 r/min迅速降為0 r/min，持續1 s后，又在51～9190 r/min轉速范圍內變化了2 s，而后降為0 r/min，直至墜海；在發動機轉速變化過程中，發動機油門由60.6%逐步升為93.3%；發動機排氣溫度在20 s內由正常值610℃均勻升至815℃，之后迅速竄升，直至超過溫度傳感器量程（1000℃）；在此過程中，靶機飛行高度和速度均繼續增加，直至發動機排氣溫度［4-5］超過1000℃時，靶機速度和發動機滑油壓力同時降低。3 min17 s后無人機姿態失穩，自動執行保護開傘，5 min14 s后機上遙測信號消失，無人機落水。無人機故障前后發動機參數及空速變化曲線分別如圖1、2所示。

圖1　發動機轉速、尾溫及滑油壓力變化相對曲線

圖2　發動機轉速、油門及空速變化相對曲線

2　發動機控制系統工作原理

該小型渦噴發動機控制系統［6］由發動機控制單元（ECU）、供油系統、轉速傳感器及相關線纜組成，工作原理如圖3所示。

圖3　發動機控制系統工作原理

從圖中可見，通過ECU接收飛控器檔位控制指令，并采集發動機當前轉速值判斷發動機當前轉速是否處于預定范圍，若采集的轉速值低于或高于預定轉速范圍，由ECU通過增加或減小油門的方式控制供油系統對發動機的供油量，使發動機轉速達到預定轉速范圍，最終通過閉環控制實現發動機轉速相對穩定。同時，通過ECU采集發動機工作的滑油溫度、滑油壓力、排氣溫度和油泵電流等參數，作為監測量傳給飛控器。

根據發動機工作特性和速度要求，發動機共設有多個工作檔位，其中1～4檔可根據實際需要靈活使用；5檔為經濟轉速檔，耗油率最低，飛行速度可達160～180 m/s，巡航時使用此檔位；6檔一般在任務段高速飛行和爬升時使用，平飛速度可達200～220 m/s；還可根據需要增設其他檔位。發動機工作檔位與轉速、油門限定范圍對應關系見表1。

表1　發動機工作檔位與轉速、油門限定范圍對應關系

該無人機的發動機采用型號為350GRP105磁電式轉速傳感器測量轉速［7-8］，轉速傳感器固定在發動機殼體上，與壓氣機轉子葉片外緣相距1 mm±0.5 mm，通過3芯線纜與外部接插件（+5V電源和地線及輸出信號線）相連，當發動機工作時，由ECU提供給轉速傳感器+5V電源。壓氣機轉子共有13片葉片，轉子的每片葉片通過傳感器每次輸出1個方波脈沖信號，該信號通過線纜傳送到ECU內部經濾波/隔離處理后，由CPU進行計數和均值濾波運算，每100 ms采集1次轉速值，取連續10次轉速均值作為發動機的當前轉速值。發動機工作轉速范圍為0～51000 r/min，轉速傳感器的響應頻率為0～15 kHz，最大可測量轉速值為15000/13×60=69230 r/min，滿足發動機轉速測量要求。發動機轉速信號流程如圖4所示。

圖4　發動機轉速信號流程

3　故障定位

分析圖1、2的曲線可知，當發動機轉速突變為0 r/min后，無人機的空速并未下降，而是繼續增加，這說明發動機并未真正停車；相反，在此過程中按照發動機轉速預定控制策略，ECU在偵測到轉速低于5檔轉速范圍（44500～46500 r/min）后，自動調整發動機油門至限定范圍最高值93.3%，發動機推力增大，相應地無人機的空速增加，發動機的排氣溫度升高，這說明此時發動機的轉速測量通道出現問題。按照該架無人機以前的飛行記錄推算，當其在93.3%的油門工作時，發動機轉速可達51516 r/min，已超出發動機最大轉速（51000 r/min），在此轉速下，發動機工作16 s后，超溫到最高容許溫度（860℃）以上，最終導致發動機無法正常工作而停車。發動機停車后，滑油壓力及無人機空速降低，與實際情況相符。

由此可見，導致發動機在超速超溫狀態下工作最終停車的直接原因是發動機轉速信號測量通道出現問題，這與發動機在控制策略上未采取比較安全的保護性措施也有關系。

為了進一步確定發動機轉速信號測量通道故障位置，對發動機轉速測量、傳遞及采集等過程進行分析，以發動機轉速異常為頂層事件，分析頂層事件發生的全部可能性基本事件，建立故障樹［9-10］，如圖5所示。對故障樹提供的基本事件逐一分析。

圖5　發動機轉速采集異常故障樹

3.1軟件異常

如果ECU軟件出現諸如死機、跑飛等問題，可能會引發轉速采集異常［11］。

Sulfonating and sulfating technologies and equipment 10 52

由故障發生前后發動機參數的變化可知，在發動機轉速突變為0 r/min的過程中，ECU調整了發動機油門至93.3%，符合發動機轉速預定控制策略，且發動機的其它參數諸如滑油溫度、滑油壓力、排氣溫度、油泵電流等數據采集連續可信，證明ECU軟件工作正常［12］。

3.2硬件異常

ECU硬件電路芯片及元器件已按照項目元器件篩選大綱進行了2次篩選。在裝機前按照環境應力篩選和環境適應性要求進行了環境試驗，并在裝機后通過了整機試車檢驗和拷機檢驗。如果ECU硬件電路（比如信號隔離器件）發生故障或者失效，一般具有不可恢復性，與故障后轉速短時出現失真數值的現象不符（根據尾溫及油門等數據分析，此時發動機轉速約為47500 r/min，判斷記錄數值失真，沒有反映真實轉速，由信號不穩定導致）。因此，可以排除ECU硬件異常的可能性。

3.3連接線纜異常

線纜斷路、接頭虛焊及接插件松動等異常，會導致轉速信號中斷或者不穩定，與故障后轉速短時出現失真數值的現象相符，在后續的故障復現試驗中也通過試驗復現了該現象。因此，存在連接線纜異常的可能性。

3.4轉速傳感器安裝松動

轉速傳感器通過M8×1的螺紋安裝在發動機安裝板上，采用雙面螺母鎖緊，并涂螺紋膠防松；安裝板通過3個M4螺釘固定在發動機機體上，并采用防松耳片進行機械防松。類似的設計在機械行業廣泛應用，比較可靠，故可以排除傳感器安裝松動情況。轉速傳感器的安裝結構如圖6所示。

圖6　轉速傳感器安裝

3.5轉速傳感器探頭損壞

轉速傳感器安裝位置不合理，會出現傳感器探頭與發動機葉片發生碰擦的情況，可能會造成傳感器損壞，導致故障發生。按照傳感器技術指標規定，傳感器檢測距離應＜2 mm，傳感器安裝位置與發動機葉片外徑的距離為1 mm±0.5 mm。發動機經過出廠試車檢驗及外場飛行，進場后在技術準備過程中發動機系統未拆卸過，且試車調試和發射前開車均正常，可以排除安裝不到位造成碰擦的情況。

發生碰擦或因其它原因造成的損壞具有不可恢復性，與故障后轉速短時出現失真數值的現象不符。因此，可以排除傳感器探頭損壞的可能性。

3.6轉速傳感器內部故障

該型轉速傳感器大量應用在其它型號的無人機上，產品質量穩定可靠，且在裝機前經過了嚴格的測試和驗證，理論上不應出現故障，但不能絕對排除個體異?，F象。

在后來對另外2架無人機的轉速傳感器及備件進行檢查時，發現其中備用轉速傳感器無法正常工作，發動機吹氣運轉時轉速輸出為0 r/min，更換轉速傳感器后工作正常。經檢查，發現傳感器外觀無碰擦現象、線纜完好、插頭焊接無虛焊，初步判斷為傳感器內部故障。

由于墜海的無人機未打撈上岸，無法對當事傳感器進行有效的測試分析，故不能排除轉速傳感器內部發生故障情況。

3.7+5V電源異常故障

轉速傳感器必須在+5 V電源下才能正常工作，該電源由ECU提供，與CPU共用同一電源，通過前述分析，ECU軟件運行正常，可推斷CPU的電源供應也正常，排除+5 V電源異常的可能性。

3.8故障定位

綜上所述，導致發動機轉速異常的原因可能是連接線纜異常及轉速傳感器內部故障。

4　改進措施

針對故障現象暴露出的問題，經充分討論，決定除加強對安裝部件的檢測外，另外采取如下4項措施：

（1）增加1路獨立的發動機轉速采集信道。本發動機在設計之初就預留有安裝2只轉速傳感器的位置（圖6），在實際使用中也確實安裝了2只轉速傳感器，只是在本型號無人機中另一只轉速傳感器閑置未加以利用，可利用這只轉速傳感器組成雙備份轉速采集信道。由于2只轉速傳感器的安裝位置已經確定，其與壓氣機［13-14］轉子軸線的夾角不是轉子相鄰葉片夾角的整數倍，所以其輸出信號存在相位差，不能簡單地進行互補疊加，必須增加1路獨立的轉速采集信道由CPU引腳對轉速信號進行捕獲計數（圖4），提高硬件的冗余度［15］。相應地，在發動機控制軟件中需要對這2路互為備份的轉速信號進行采集、運算、比對和判斷，提高轉速信號采集的準確性和可靠度。當2路信道采集到的轉速值在允許的誤差范圍內時，可認為該轉速采樣值準確可信；如果相差較大，則應結合尾溫值判斷哪個轉速值更可信，從而利用該值進行發動機轉速控制。

（2）采取控制保護措施，增加ECU控制保護判斷條件。該型發動機工作時靠ECU控制，啟動后的怠速轉速為26500～28600 r/min，之后通過串口接收飛控指令來控制發動機的轉速。飛控指令通過1～6檔來控制發動機運行在事先設定好的不同轉速下以得到不同的推力（表1）。如果發動機正常運行時其采樣到的發動機轉速低于怠速轉速或者高于最高檔位轉速，則可認為轉速采集通道出現異常，考慮到留有一定的余量，故設置判斷條件為當轉速＜20000 r/min或轉速＞51000 r/min時，認為轉速采集通道出現異常，此時ECU關閉閉環程序控制邏輯，禁止采樣值與預設值的比較，保持當前油門值不變，這樣可以有效防止轉速失效之后油門值飆升導致發動機“超限”運行。

針對第2項改進措施，驗證試驗情況如下：用信號發生器模擬轉速傳感器輸出，當模擬轉速升高到35000 r/min時，發送3檔指令，油門開始緩慢上升，在油門上升過程中，斷開信號發生器的輸出，之后轉速降低到20000r/m以下時，油門立即停止上升，最終停止在34%，其試驗記錄結果如圖7所示。

圖7　修改程序后試驗情況

（3）增加超溫超轉保護措施。該型發動機的正常工作溫度≤820℃，在沖速度時≤860℃。當ECU采集到的溫度＞900℃時，如果轉速＞48500 r/min，可認為此時發動機處于超溫超轉的不正常工作狀態，可采取切斷油路降轉降溫的措施。該型發動機的ECU通過控制MOS管IRFZ48N的工作區來控制油泵供電回路的通斷，通過PWM波的形式控制伺服閥電流調節發動機轉速。具體措施即通過CPU的GPIO口控制MOS管截止斷開油泵供電回路。

（4）修改ECU檔位油門限幅。從表1中可見，原先設定的檔位所對應的油門限定范圍較寬，導致檔位所對應的轉速范圍也較寬，為了使檔位油門限幅更趨于合理、精確，使ECU在進行轉速閉環程序邏輯控制時轉速變化范圍限定在1個相對較小的區間，對另外幾架無人機的發動機進行了開車標定試驗，獲取每臺發動機檔位轉速與油門對應關系，根據試驗值對檔位油門限幅進行優化處理，使其更加合理。修改后的檔位油門限幅值見表2。

表2　調整后發動機工作檔位與油門限定范圍對應關系

5　結束語

按照上述4項改進措施，對ECU程序進行了修改并進行了內部測試和驗證后，將程序固化到ECU中，模擬外場試驗數據分別進行試驗，證明了改進措施正確有效。

修改后的程序可以有效防止轉速失效后油門值飆升導致發動機“超限”運行的故障發生。將修改程序后的ECU安裝到無人機上，反復進行靜態拷機測試及飛發聯調試車，并模擬可能出現的各種情況，發動機工作正常。

在此后的多架無人機飛行試驗中，未再發生此類發動機空中停車的故障，驗證了改進措施的針對性和有效性，大大增加了發動機的容錯保護能力，有效避免了同類故障再次發生。

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（編輯：趙明菁）

Failure Analysis and Control System Improvement of Small Turbojet Engine

TAO De-gui，WANG Cheng-jun
（Unit 92419 of PLA，Xingcheng Liaoning 125106，China）

For small turbojet engine shutdown failure in flight of small high-speed unmanned air vehicle，a fault tree was established based on the abnormal engine speed as the top event，taking all the possibilities which caused the top event as the basic event.The telemetry data were carefully analyzed with the principle of engine control.Acquisition channel of engine speed caused a trouble，it may lead to engine control system into the boundary control problem.However，unreasonable boundary condition made engine work under the over speed and over temperature state，eventually lead to the failure.Increasing backup channel of engine speed acquisition，improving the ECU control protection algorithm and modifying the ECU limitation of gear throttle can resolve this failure effectively，and can improve the reliability of the engine.

small turbojet engine；small high-speed unmanned air vehicle；rotation speed sensor；engine control unit（ECU）；fault tree；redundancy

V 235.11

A

10.13477/j.cnki.aeroengine.2016.04.006

2015-11-06

陶德桂（1969），男，高級工程師，主要從事無人機應用研究工作；E-mail：taodg@sina.com。

引用格式：陶德桂，王成軍.小型渦噴發動機故障分析及控制系統改進［J］.航空發動機，2016，42（4）：25-29.TaoDegui，WangChengjun.Failureanalysisand controlsystemimprovementofsmallturbojetengine［J］.Aeroengine2016，42（4）：25-29.