基于狀態監控數據的航空活塞發動機故障診斷

趙晨迪, 孫一, 楊秀鋒

(1.中國民用航空飛行學院機務處, 廣漢 618307; 2.中國民用航空飛行學院飛機修理廠, 廣漢 618307)

航空活塞發動機運行狀況對飛行安全至關重要,任何機械故障和性能偏差都可能造成不可逆的損傷[1],其中發動機空中瞬時或偶發故障最難排查,被忽略的細小故障源往往存在安全隱患,采取科學有效和準確可靠的方法才能實現對疑難故障的診斷以及發動機預防性維修。得益于傳感器和發動機數據采集技術的不斷發展,狀態監控系統現已逐步應用于通航飛機[2],其相關研究已是開展航空活塞發動機視情維修、事件調查和故障診斷的關鍵。

目前,基于航空發動機故障診斷方法和狀態監控系統已有較多研究。曹明等[2]綜述了航空發動機故障診斷與健康管理現狀,其中詳細闡述了基于狀態監控的發動機維護與決策支持系統。趙軍等[3]通過分析兩臺民航發動機ACARS數據,對民航發動機狀態監控系統開發進行研究。張幼振等[4]闡述了狀態監測與故障診斷技術在煤礦坑道鉆機中運用的研究現狀。沈峘等[1]基于航空發動機缸內壓力和缸蓋振動信號,提出一種支持矢量機和變分模態分解相結合的故障診斷方法,并且驗證了準確率。夏存江等[5]闡述了利用數據驅動方法進行航空發動機氣路故障診斷的研究進展和發展趨勢。孟現召等[6-7]通過飛行數據記錄器系統采集的發動機數據,分析了發生發動機爆震和氣缸內較多沉積物的飛機運行狀態,提出了抑制發動機爆震的方法。龍小輝等[8]通過對航空活塞發動機氣門機構工作原理和運行數據的分析,提出發動機空中氣門卡阻的原因和預防措施。總體來看,利用航空發動機運行數據進行故障診斷的理論研究和發動機運行故障特征分析的研究較多,而以工程問題為例,基于狀態監控數據和飛行數據的多信息融合故障診斷研究較少。因此,結合實際問題就此展開深入研究和驗證。

萊康明發動機在全球通航飛機市場中具有極高占比,但中外航空活塞發動機維護主要以事后排故和定期檢修為主,目前缺乏針對此類發動機的狀態監控數據分析和故障診斷方法研究。鑒于此,以某型萊康明航空活塞發動機及裝備該型發動機通用飛機為研究對象,具體以該發動機推油門停車和空中推油門發動機功率遲滯故障為例,結合發動機控制原理,利用模型建立、數據處理和模擬試驗研究瞬時故障成因,探究飛行數據和發動機狀態監控數據為基礎的故障診斷方法,以保證發動機故障診斷準確性和可靠性,為同類航空活塞發動機故障診斷提供技術支撐。

1 發動機監控與數據處理

1.1 發動機控制與數據采集

某型通用飛機裝備的萊康明發動機為水平對置、四氣缸、空氣冷卻和燃油噴射式活塞發動機[9-10]。該型發動機的直噴式燃油系統的油氣比控制較汽化器式燃油系統更為精確[11],其功率主要由油門桿和混合比桿控制,油門桿和混合比桿通過傳動鋼索與燃油調節器相連以控制油氣比和油氣量,油門在完全向前位時處于打開狀態,完全向后處于關閉位;混合比桿在前端時為混合比調節活門全開位,末端為慢車關斷位[12],飛行員根據情況實時操作以滿足功率的需要。

該機型主要搭載Garmin1000航空電子系統[9],在發動機的進氣總管、氣缸頂部、滑油通道、排氣管和磁電機等區域設置了傳感器,能夠實時采集監控進氣總管壓力(manifold air pressure, MAP),燃油流量(fuel flow, FF),發動機轉速(revolutions per minute, RPM),滑油壓力與溫度、排氣溫度和氣缸頭溫度等發動機參數,經過數據處理在駕駛艙實時顯示和進行發動機狀態預警,并且可以在飛行任務結束后進行數據的讀取。

1.2 EGView數據處理軟件

EGView 1.6.4000是一個功能強大的數據分析工具[13],最初由EGTrends公司設計,EGView允許用戶為最多4個不同的飛機創建飛機基本參數和導入數據,可以快速讀取各型綜合航空電子系統存儲下的數據,繪制各型發動機工作曲線。在EGVIEW數據處理之前,需要創建發動機模型,設置發動機相關參數,以防止數據冗余和超限,針對航空活塞發動機的基本模型參數設置界面如圖1所示。

Engine Manufacturer為發動機制造商;Engine Type為發動機類別;Cylinders為汽缸數;Type of Fuel System為燃油系統類別;Turbo Charging System為渦輪增壓系統;Engine Limitations(Maximums)為發動機限制值(最大);Aircraft Engine為飛機發動機;Engine Monitor為發動機檢測器;Fuel Injected為燃油噴射;Normally Aspirated為自然吸氣式;Displacement為位移;Compression Ratio為壓縮比;HP為功率;RPM為轉數;FF為燃油流量;TIT為渦輪進氣溫度;MAP為進氣壓力;EGT為排氣溫度;CHT為汽缸頭溫度圖1 EGVIEW發動機模型設置Fig.1 EGVIEW engine model settings

1.3 利用FLIGHTDATA和GoogleEarth的軌跡模擬

FLIGHTDATA是基于Web端的飛行日志和發動機/飛行數據分析器,可以實時查閱以往的飛行日志和數據。因為單機SD卡數據無法與Google Earth交聯,并且沒有足夠的地形參數,所以在飛行軌跡的還原上可以運用FlightData中的實時數據在GoogleEarth中建立模型。

2 發動機故障數據分析

2.1 事件描述

(1)某型通用飛機在飛行起降訓練中,在最后一次飛機接地后,飛行員做加油門連續起飛動作,發動機功率不增加,反復收加油門后,發動機停車,后經地面試車確定發動機無異常。

(2)某型通用飛機在空中完成無功率失速科目,在失速改出加油門時,發動機功率不增加,螺旋槳轉速不增加,且發動機有熄火的趨勢,在第三次收加油門后,發動機才趨于正常,在發動機控制異常時,飛機空速保持在50～60 kn不增加。飛機落地后,地面人員進行地面試車,發現發動機無明顯異常。

出現故障的兩架飛機均采用萊康明四缸活塞發動機,機型結構相同。發動機功率的控制在起飛、降落和巡航中至關重要,初步判斷該故障源在發動機燃油控制系統,但是事后地面試車無任何故障表征,且地面試車無法模擬事件2空中環境和飛行姿態,需要就飛行數據做建模還原[14]。

2.2 建立飛行數據模型

通過FLIGHTDATA調取了事件2飛機發生異常時段的飛行數據,將GPS、TIME點各飛行參數與Google Earth地理模型對應,就飛行軌跡參數還原出的事件2飛行軌跡如圖2所示,模型顯示飛機處于直線平飛階段,飛行員反復增加油門,螺旋槳轉速不增加,發動機功率不增加,飛機空速(indicated airspeed, IAS)基本不增長,整個飛機空速處于55～59 kn,在這一段飛行軌跡里,除飛行速度變化小外,飛行姿態較穩,各參數正常。整個模型顯示,空氣濕度場壓環境基本一致,排除外界環境影響和空中異常飛行姿態情況。

黃色的軌跡為整個飛行軌跡;紅色標記段為故障異常段圖2 事件2飛行軌跡還原Fig.2 Event 2 flight path recovery

A點為故障發生前一組正常推油門數據變化;B點為故障點;MAP為進氣總管壓力;RPM為發動機轉速;FF為燃油流量;IAS為飛機空速圖3 事件1發動機參數曲線Fig.3 Event 1engine parameter curve

2.3 狀態監控數據分析

2.3.1 事件1數據分析

事件1故障發生時飛機剛好落地,故障點時間較為確定,利用EGVIEW繪制該時段發動機工作曲線。該故障發生時,滑油壓力和溫度正常,缸頭溫度正常,明顯異常變化參數主要為進氣總管壓力MAP(藍色單線)、發動機轉速RPM(綠色單線)、燃油流量FF(紅色單線)、飛機空速IAS(橙色單線),如圖3所示。

放大曲線B點處的特征如圖4所示,a點前的燃油流量和進氣壓力的波動應為飛行員反復收加油門所致,此段發動機轉速小幅波動且并未隨燃油流量的增加而增加,反而有輕微下降的趨勢。a點至b點為明顯異常的故障段,其中進氣總管壓力在2 s內從40 027.11 Pa增至98 814.81 Pa,燃油流量在2 s內從6.74 L/h增至38.42 L/h。發動機轉速在略微增長后開始下降,因后續的地面試車故障再未復現,證明燃油和進氣系統整體狀態可能較為良好,懷疑發生故障時燃油流量的變化率過快,與進氣量不匹配,從而造成停車。需對a—b點的發動機實際工況進行計算研究,驗證故障點發動機貧富油狀態。

MAP為進氣總管壓力;RPM為發動機轉速;FF為燃油流量;IAS為飛機空速圖4 事件1發動機故障數據點Fig.4 Event 1 failure data points

MAP為進氣總管壓力;RPM為發動機轉速;FF為燃油流量;IAS為飛機空速圖5 事件2發動機參數曲線Fig.5 Event 2 engine parameter curve

MAP為進氣總管壓力;RPM為發動機轉速;FF為燃油流量;IAS為飛機空速圖6 事件2發動機故障數據點Fig.6 Event 1 failure data points

2.3.2 事件2數據分析

從飛行軌跡模型的還原,找出了事件2故障發生的時段和故障發生時的實時環境和飛行姿態,排除了飛行環境等其余因素的影響。根據前期飛行軌跡中找到的故障時間節點,利用EGVIEW軟件繪制該時間段發動機的工作曲線,故障曲線如圖5、圖6所示。

如圖5所示,A′點峰谷的位置為空中故障轉速最低點(1 129.3 r/min),此時的燃油流量為6.51 L/h,推油門后1 s內燃油流量增至29.98 L/h,第2 s增至42.51 L/h;進氣壓力從24 890.00 Pa增至77 311.20 Pa,第2 s增至81 442.60 Pa;但是發動機轉速1 s內僅增加到1 289.8 r/min,第2 s回落至1 223.8 r/min,飛機空速IAS從52.57增加至54.42 kn,幾乎無變化。

如圖6所示,a′—b′點時段中,燃油流量和進氣總管壓力在2 s內線性快速上升至高點,判斷為飛行員在2 s內完成了加油門動作。雖然燃油流量和進氣總管壓力都呈線性增長,但飛機空速卻緩慢下降,螺旋槳轉速RPM在2 s內幾乎遲滯,表明了發動機功率確實未增加且有減小的趨勢,隨后進氣總管壓力和燃油流量曲線的小幅下降應為飛行員回收了油門桿(圖6),這避免了發動機的停車。

在推油門后,燃油流量(紅色單線)和進氣總管壓力(藍色單線)的斜率變化和事件1基本一致,初步判定兩起故障同源,均與燃油控制系統和飛行操作有關。

2.4 余氣系數的計算

余氣系數是發動機氣缸中實際空氣量與理論空氣量的比值[15-16],直接反映了活塞發動機在某一工況下的貧富油狀態,利用故障點各項發動機性能數據,能夠計算出故障發生時發動機的余氣系數。在此采用關于活塞發動機余氣系數的算法[17-18]。

(1)

式(1)中:α為余氣系數;Laa為單個氣缸實際進入的空氣量;Lta為單個氣缸理論進入的空氣量。

(2)

式(2)中:所研究的萊康明四缸水平對置發動機氣缸設計總容積為0.006 39 m3;單個氣缸容積V=1 597.7 cm3;壓縮比ε為8.5;空氣常數R為286.71 J/kg;殘余廢棄系數γ為0.14;Pin為進氣壓力;進氣溫度為T0。

(3)

式(3)中:L0為發動機燃油單位質量的理論空氣量,該飛機使用100LL航空汽油的L0為 15.1 m3/m3;qF為發動機的燃油流量;氣缸數量m為4;n為發動機轉速。

將式(2)、式(3)代入式(1)得到余氣系數α的計算公式為[16]

根據找到的發動機故障點讀取故障點前后數據的Pin、T0、qF、n各值,代入余氣系數計算公式。表1為事件1故障a—b點5 s的計算數據,以及事件2故障a′—b′點5 s的計算數據。

表1 事件1和事件2余氣系數計算Table 1 Residual gas coefficient calculation of event 1 and event 2

事件1為快速推油門復飛,事件2為空中急加速,兩個事件的運行狀態均為發動機大功率輸出,余氣系數應在0.8～0.9[12]。表1截取了故障時推油門動作5 s內的數據,其中第2 s為事件1和事件2推油門的起點,可以看出,兩次事件的第2～4 s的燃油流量變化大,第1 s和第2 s的余氣系數在0.8～1.0,油氣比較為正常;第3 s的余氣系數低于0.8,燃油流量過大,較富油;4、5 s的余氣系數均小于0.5,發動機嚴重富油。

3 故障成因研究

3.1 試驗對比

通過對同機型同溫度條件下的3架飛機推油門數據進行計算,得到另外3組余氣系數計算值,并繪制燃油流量和余氣系數的變化曲線,如圖7所示。3條正常推油門數據曲線軌跡較為統一,均為推油門動作后的第1 s余氣系數增加且在1以上,表明該時間點進氣充足,燃油流向小,為貧油狀態,隨后隨著燃油流量增加,5 s內余氣系數逐步下降但均高于0.8,轉速穩定增加,發動機工作良好。而事件1和事件2在推油門動作后,余氣系數幾乎直線下降,表明了其嚴重富油工況且異于3組正常數據。

圖7 余氣系數變化曲線Fig.7 Residual gas coefficient curve

從數據分析反映的操縱油門的時間來看,正常情況下的燃油流量變化率較小,操縱更為平滑,事件1和2的油門操縱過快且小于3 s,違背了該型飛機操縱油門操作不小于3 s的要求[19]。

雖然從飛行操縱的角度來看,兩次油門操作的時間過短是導致發動故障的主因,且地面試車未發現異常,但從計算結果表明的嚴重過富油狀態仍然令人懷疑,遂利用燃油調節器試驗臺對這兩個燃油調節器進行流量測試[20],測試數據如表2所示。

表2 燃油流量試驗臺測試數據Table 2 Test data of fuel flow test bed

該試驗臺模擬燃油調節器在發動機上的全行程工況[20],主要測試在不同進氣量下,燃油調節器出口的計量燃油流量值,以一臺全新(藍色單線)和兩臺無故障燃油調節器(綠色和紫色單線)做對比測試實驗,測試數據繪制的曲線如圖8所示。

圖8 試驗臺測試數據曲線Fig.8 The tests data curveof test bench

從表2數據和圖8曲線可以看出,事件1(黑色單線)和事件2(紅色單線)的故障燃調在0～1 000 Pa進氣壓力下的燃油流量明顯高于全新和無故障燃油調節器測試曲線,后續燃油流量與其他3條曲線幾乎一致,證明兩個故障燃調在發動機慢車到中轉速的計量燃油流量偏高。以AVSTAR和PRECISION公司的其他型號的燃油調節器測試數據標準來看[21],該型燃油調節器的慢車流量已超過測試標準,分解檢查發現其慢車活門的表面均存在不同深度的劃痕。因該活門是一種接觸貼合型活門,貼合面的平整度影響通過活門的流量,所以貼合面表面劃痕將導致慢車計量燃油量偏離設定值。

3.2 結構設計分析

對比同廠家不同型號的燃油調節器,用①型代指,研究的故障燃油調節器用②型代指。①型和②型燃油調節器的進氣通道孔徑完全相同[22],分解①型和②型發現兩型燃油調節器的本質區別僅在于慢車活門限流孔孔徑的不同,①型孔徑2.64 mm,②型孔徑2.79 mm,②型活門限流孔設計制造孔徑更大。

慢車活門機構原理結構如圖9所示,慢車活門控制桿與油門桿聯動,慢車活門控制慢車活門限流孔的開閉大小,以實現發動機慢車至中轉速狀態下計量燃油的控制。限流孔徑的設計大小決定了在發動機低中轉速下推油門后,計量燃油流量的輸出大小。①型和②型的慢車活門機構尺寸和進氣通道直徑完全一致,但②型限流孔孔徑較大,隨油門桿推動后的慢車活門開度更大,所以該型燃右調節器在發動機慢車和中轉速時對飛行員的操作更為敏感。且從活門設計角度來看,快推油門易造成慢車活門開度突然增大,以導致發動機低轉速下的計量燃油流量突然增加。

圖9 慢車活門結構原理示意圖Fig.9 Schematic diagram of the structure of fuel idle valve

4 結論

以兩起航空活塞發動機偶發故障為例,提出一種結合飛行軌跡構建和發動機狀態監控數據分析相結合的故障診斷方法,得到以下結論。

(1)通過對燃油調節器的模擬測試,證明兩起故障發動機燃油系統部件出現性能偏差,驗證了基于狀態監控數據進行分析和發動機工況計算方法的準確性。

(2)案例中該型發動機因燃油調節器慢車活門結構設計原因,對飛行員油門操縱更為敏感;兩起故障與油門操縱和燃油調節器性能參數偏離均有關系。

(3)通過狀態監控數據分析,可以發現航空活塞發動機異常運行特征,快速識別故障源。