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(fā)動機故障分析及控制系統(tǒng)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(fā)動機發(fā)生的空中停車故障，以發(fā)動機轉(zhuǎn)速異常為頂層事件，以導(dǎo)致頂層事件發(fā)生的全部可能性為基本事件建立故障樹，結(jié)合發(fā)動機控制原理及對遙測數(shù)據(jù)進行仔細分析，確認發(fā)動機轉(zhuǎn)速采集信道出現(xiàn)問題導(dǎo)致發(fā)動機控制系統(tǒng)進入邊界控制，而邊界條件設(shè)置不合理導(dǎo)致發(fā)動機工作在超速超溫狀態(tài)，最終失效。通過采取增加轉(zhuǎn)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(fā)動機工作的可靠性。

小型渦噴發(fā)動機；小型高速無人機；轉(zhuǎn)速傳感器；發(fā)動機控制單元；故障樹；冗余度

0　引言

國產(chǎn)某新型小型高速無人機配裝單發(fā)小型渦噴發(fā)動機［1］，使用清潔度為GJB420A的5級或以上國產(chǎn)RP-3航空煤油為燃料，其最大推力可達1.37kN，起飛質(zhì)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(tài)，研制完成至今已累計飛行近百架次，覆蓋整個設(shè)計高度，發(fā)動機一直工作正常。但首次在海平面上飛行時發(fā)生了停車故障，導(dǎo)致無人機墜海。

本文針對故障現(xiàn)象及遙測數(shù)據(jù)進行分析，依據(jù)發(fā)動機控制原理建立故障樹［2-3］，最終確認該型發(fā)動機在控制系統(tǒng)方面存在安全隱患，需對其進行改進和完善。

1　故障現(xiàn)象描述

2014年下半年，在某臨海發(fā)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(jié)合試驗現(xiàn)場故障現(xiàn)象及事后遙測數(shù)據(jù)分析，準確復(fù)現(xiàn)了無人機的整個飛行過程：無人機正常起飛后，按任務(wù)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(fā)動機轉(zhuǎn)速在1 s內(nèi)由46200 r/min迅速降為0 r/min，持續(xù)1 s后，又在51～9190 r/min轉(zhuǎn)速范圍內(nèi)變化了2 s，而后降為0 r/min，直至墜海；在發(fā)動機轉(zhuǎn)速變化過程中，發(fā)動機油門由60.6%逐步升為93.3%；發(fā)動機排氣溫度在20 s內(nèi)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(xù)增加，直至發(fā)動機排氣溫度［4-5］超過1000℃時，靶機速度和發(fā)動機滑油壓力同時降低。3 min17 s后無人機姿態(tài)失穩(wěn)，自動執(zhí)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(fā)動機參數(shù)及空速變化曲線分別如圖1、2所示。

圖1　發(fā)動機轉(zhuǎn)速、尾溫及滑油壓力變化相對曲線

圖2　發(fā)動機轉(zhuǎn)速、油門及空速變化相對曲線

2　發(fā)動機控制系統(tǒng)工作原理

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

圖3　發(fā)動機控制系統(tǒng)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(fā)動機當前轉(zhuǎn)速值判斷發(fā)動機當前轉(zhuǎn)速是否處于預(yù)定范圍，若采集的轉(zhuǎn)速值低于或高于預(yù)定轉(zhuǎn)速范圍，由ECU通過增加或減小油門的方式控制供油系統(tǒng)對發(fā)動機的供油量，使發(fā)動機轉(zhuǎn)速達到預(yù)定轉(zhuǎn)速范圍，最終通過閉環(huán)控制實現(xiàn)發(fā)動機轉(zhuǎn)速相對穩(wěn)定。同時，通過ECU采集發(fā)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(shù)，作為監(jiān)測量傳給飛控器。

根據(jù)發(fā)動機工作特性和速度要求，發(fā)動機共設(shè)有多個工作檔位，其中1～4檔可根據(jù)實際需要靈活使用；5檔為經(jīng)濟轉(zhuǎn)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(wù)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(jù)需要增設(shè)其他檔位。發(fā)動機工作檔位與轉(zhuǎn)速、油門限定范圍對應(yīng)關(guān)系見表1。

表1　發(fā)動機工作檔位與轉(zhuǎn)速、油門限定范圍對應(yīng)關(guān)系

該無人機的發(fā)動機采用型號為350GRP105磁電式轉(zhuǎn)速傳感器測量轉(zhuǎn)速［7-8］，轉(zhuǎn)速傳感器固定在發(fā)動機殼體上，與壓氣機轉(zhuǎn)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(fā)動機工作時，由ECU提供給轉(zhuǎn)速傳感器+5V電源。壓氣機轉(zhuǎn)子共有13片葉片，轉(zhuǎn)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(nèi)部經(jīng)濾波/隔離處理后，由CPU進行計數(shù)和均值濾波運算，每100 ms采集1次轉(zhuǎn)速值，取連續(xù)10次轉(zhuǎn)速均值作為發(fā)動機的當前轉(zhuǎn)速值。發(fā)動機工作轉(zhuǎn)速范圍為0～51000 r/min，轉(zhuǎn)速傳感器的響應(yīng)頻率為0～15 kHz，最大可測量轉(zhuǎn)速值為15000/13×60=69230 r/min，滿足發(fā)動機轉(zhuǎn)速測量要求。發(fā)動機轉(zhuǎn)速信號流程如圖4所示。

圖4　發(fā)動機轉(zhuǎn)速信號流程

3　故障定位

分析圖1、2的曲線可知，當發(fā)動機轉(zhuǎn)速突變?yōu)? r/min后，無人機的空速并未下降，而是繼續(xù)增加，這說明發(fā)動機并未真正停車；相反，在此過程中按照發(fā)動機轉(zhuǎn)速預(yù)定控制策略，ECU在偵測到轉(zhuǎn)速低于5檔轉(zhuǎn)速范圍（44500～46500 r/min）后，自動調(diào)整發(fā)動機油門至限定范圍最高值93.3%，發(fā)動機推力增大，相應(yīng)地?zé)o人機的空速增加，發(fā)動機的排氣溫度升高，這說明此時發(fā)動機的轉(zhuǎn)速測量通道出現(xiàn)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(fā)動機轉(zhuǎn)速可達51516 r/min，已超出發(fā)動機最大轉(zhuǎn)速（51000 r/min），在此轉(zhuǎn)速下，發(fā)動機工作16 s后，超溫到最高容許溫度（860℃）以上，最終導(dǎo)致發(fā)動機無法正常工作而停車。發(fā)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(dǎo)致發(fā)動機在超速超溫狀態(tài)下工作最終停車的直接原因是發(fā)動機轉(zhuǎn)速信號測量通道出現(xiàn)問題，這與發(fā)動機在控制策略上未采取比較安全的保護性措施也有關(guān)系。

為了進一步確定發(fā)動機轉(zhuǎn)速信號測量通道故障位置，對發(fā)動機轉(zhuǎn)速測量、傳遞及采集等過程進行分析，以發(fā)動機轉(zhuǎn)速異常為頂層事件，分析頂層事件發(fā)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(fā)動機轉(zhuǎn)速采集異常故障樹

3.1軟件異常

如果ECU軟件出現(xiàn)諸如死機、跑飛等問題，可能會引發(fā)轉(zhuǎn)速采集異常［11］。

Sulfonating and sulfating technologies and equipment 10 52

由故障發(fā)生前后發(fā)動機參數(shù)的變化可知，在發(fā)動機轉(zhuǎn)速突變?yōu)? r/min的過程中，ECU調(diào)整了發(fā)動機油門至93.3%，符合發(fā)動機轉(zhuǎn)速預(yù)定控制策略，且發(fā)動機的其它參數(shù)諸如滑油溫度、滑油壓力、排氣溫度、油泵電流等數(shù)據(jù)采集連續(xù)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(huán)境應(yīng)力篩選和環(huán)境適應(yīng)性要求進行了環(huán)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(fā)生故障或者失效，一般具有不可恢復(fù)性，與故障后轉(zhuǎn)速短時出現(xiàn)失真數(shù)值的現(xiàn)象不符（根據(jù)尾溫及油門等數(shù)據(jù)分析，此時發(fā)動機轉(zhuǎn)速約為47500 r/min，判斷記錄數(shù)值失真，沒有反映真實轉(zhuǎn)速，由信號不穩(wěn)定導(dǎo)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(dǎo)致轉(zhuǎn)速信號中斷或者不穩(wěn)定，與故障后轉(zhuǎn)速短時出現(xiàn)失真數(shù)值的現(xiàn)象相符，在后續(xù)的故障復(fù)現(xiàn)試驗中也通過試驗復(fù)現(xiàn)了該現(xiàn)象。因此，存在連接線纜異常的可能性。

3.4轉(zhuǎn)速傳感器安裝松動

轉(zhuǎn)速傳感器通過M8×1的螺紋安裝在發(fā)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(fā)動機機體上，并采用防松耳片進行機械防松。類似的設(shè)計在機械行業(yè)廣泛應(yīng)用，比較可靠，故可以排除傳感器安裝松動情況。轉(zhuǎn)速傳感器的安裝結(jié)構(gòu)如圖6所示。

圖6　轉(zhuǎn)速傳感器安裝

3.5轉(zhuǎn)速傳感器探頭損壞

轉(zhuǎn)速傳感器安裝位置不合理，會出現(xiàn)傳感器探頭與發(fā)動機葉片發(fā)生碰擦的情況，可能會造成傳感器損壞，導(dǎo)致故障發(fā)生。按照傳感器技術(shù)指標規(guī)定，傳感器檢測距離應(yīng)＜2 mm，傳感器安裝位置與發(fā)動機葉片外徑的距離為1 mm±0.5 mm。發(fā)動機經(jīng)過出廠試車檢驗及外場飛行，進場后在技術(shù)準備過程中發(fā)動機系統(tǒng)未拆卸過，且試車調(diào)試和發(fā)射前開車均正常，可以排除安裝不到位造成碰擦的情況。

發(fā)生碰擦或因其它原因造成的損壞具有不可恢復(fù)性，與故障后轉(zhuǎn)速短時出現(xiàn)失真數(shù)值的現(xiàn)象不符。因此，可以排除傳感器探頭損壞的可能性。

3.6轉(zhuǎn)速傳感器內(nèi)部故障

該型轉(zhuǎn)速傳感器大量應(yīng)用在其它型號的無人機上，產(chǎn)品質(zhì)量穩(wěn)定可靠，且在裝機前經(jīng)過了嚴格的測試和驗證，理論上不應(yīng)出現(xiàn)故障，但不能絕對排除個體異?，F(xiàn)象。

在后來對另外2架無人機的轉(zhuǎn)速傳感器及備件進行檢查時，發(fā)現(xiàn)其中備用轉(zhuǎn)速傳感器無法正常工作，發(fā)動機吹氣運轉(zhuǎn)時轉(zhuǎn)速輸出為0 r/min，更換轉(zhuǎn)速傳感器后工作正常。經(jīng)檢查，發(fā)現(xiàn)傳感器外觀無碰擦現(xiàn)象、線纜完好、插頭焊接無虛焊，初步判斷為傳感器內(nèi)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(zhuǎn)速傳感器內(nèi)部發(fā)生故障情況。

3.7+5V電源異常故障

轉(zhuǎn)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(yīng)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(dǎo)致發(fā)動機轉(zhuǎn)速異常的原因可能是連接線纜異常及轉(zhuǎn)速傳感器內(nèi)部故障。

4　改進措施

針對故障現(xiàn)象暴露出的問題，經(jīng)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(fā)動機轉(zhuǎn)速采集信道。本發(fā)動機在設(shè)計之初就預(yù)留有安裝2只轉(zhuǎn)速傳感器的位置（圖6），在實際使用中也確實安裝了2只轉(zhuǎn)速傳感器，只是在本型號無人機中另一只轉(zhuǎn)速傳感器閑置未加以利用，可利用這只轉(zhuǎn)速傳感器組成雙備份轉(zhuǎn)速采集信道。由于2只轉(zhuǎn)速傳感器的安裝位置已經(jīng)確定，其與壓氣機［13-14］轉(zhuǎn)子軸線的夾角不是轉(zhuǎn)子相鄰葉片夾角的整數(shù)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(zhuǎn)速采集信道由CPU引腳對轉(zhuǎn)速信號進行捕獲計數(shù)（圖4），提高硬件的冗余度［15］。相應(yīng)地，在發(fā)動機控制軟件中需要對這2路互為備份的轉(zhuǎn)速信號進行采集、運算、比對和判斷，提高轉(zhuǎn)速信號采集的準確性和可靠度。當2路信道采集到的轉(zhuǎn)速值在允許的誤差范圍內(nèi)時，可認為該轉(zhuǎn)速采樣值準確可信；如果相差較大，則應(yīng)結(jié)合尾溫值判斷哪個轉(zhuǎn)速值更可信，從而利用該值進行發(fā)動機轉(zhuǎn)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(fā)動機工作時靠ECU控制，啟動后的怠速轉(zhuǎn)速為26500～28600 r/min，之后通過串口接收飛控指令來控制發(fā)動機的轉(zhuǎn)速。飛控指令通過1～6檔來控制發(fā)動機運行在事先設(shè)定好的不同轉(zhuǎn)速下以得到不同的推力（表1）。如果發(fā)動機正常運行時其采樣到的發(fā)動機轉(zhuǎn)速低于怠速轉(zhuǎn)速或者高于最高檔位轉(zhuǎn)速，則可認為轉(zhuǎn)速采集通道出現(xiàn)異常，考慮到留有一定的余量，故設(shè)置判斷條件為當轉(zhuǎn)速＜20000 r/min或轉(zhuǎn)速＞51000 r/min時，認為轉(zhuǎn)速采集通道出現(xiàn)異常，此時ECU關(guān)閉閉環(huán)程序控制邏輯，禁止采樣值與預(yù)設(shè)值的比較，保持當前油門值不變，這樣可以有效防止轉(zhuǎn)速失效之后油門值飆升導(dǎo)致發(fā)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(fā)生器模擬轉(zhuǎn)速傳感器輸出，當模擬轉(zhuǎn)速升高到35000 r/min時，發(fā)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(fā)生器的輸出，之后轉(zhuǎn)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(jié)果如圖7所示。

圖7　修改程序后試驗情況

（3）增加超溫超轉(zhuǎn)保護措施。該型發(fā)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(zhuǎn)速＞48500 r/min，可認為此時發(fā)動機處于超溫超轉(zhuǎn)的不正常工作狀態(tài)，可采取切斷油路降轉(zhuǎn)降溫的措施。該型發(fā)動機的ECU通過控制MOS管IRFZ48N的工作區(qū)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(diào)節(jié)發(fā)動機轉(zhuǎn)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(shè)定的檔位所對應(yīng)的油門限定范圍較寬，導(dǎo)致檔位所對應(yīng)的轉(zhuǎn)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(zhuǎn)速閉環(huán)程序邏輯控制時轉(zhuǎn)速變化范圍限定在1個相對較小的區(qū)間，對另外幾架無人機的發(fā)動機進行了開車標定試驗，獲取每臺發(fā)動機檔位轉(zhuǎn)速與油門對應(yīng)關(guān)系，根據(jù)試驗值對檔位油門限幅進行優(yōu)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(diào)整后發(fā)動機工作檔位與油門限定范圍對應(yīng)關(guān)系

5　結(jié)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(nèi)部測試和驗證后，將程序固化到ECU中，模擬外場試驗數(shù)據(jù)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(zhuǎn)速失效后油門值飆升導(dǎo)致發(fā)動機“超限”運行的故障發(fā)生。將修改程序后的ECU安裝到無人機上，反復(fù)進行靜態(tài)拷機測試及飛發(fā)聯(lián)調(diào)試車，并模擬可能出現(xiàn)的各種情況，發(fā)動機工作正常。

在此后的多架無人機飛行試驗中，未再發(fā)生此類發(fā)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(fā)動機的容錯保護能力，有效避免了同類故障再次發(fā)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(yīng)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(fā)動機故障分析及控制系統(tǒng)改進［J］.航空發(fā)動機，2016，42（4）：25-29.TaoDegui，WangChengjun.Failureanalysisand controlsystemimprovementofsmallturbojetengine［J］.Aeroengine2016，42（4）：25-29.