陳慧杰

(中國人民解放軍92419部隊(duì)，遼寧 興城 125106)

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某型無人機(jī)渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)空中停車故障分析

陳慧杰

(中國人民解放軍92419部隊(duì)，遼寧 興城 125106)

為解決某型無人機(jī)空中停車問題，建立了空中停車故障樹。通過對微型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)空中停車故障的分析，給出了故障分析與定位的過程，提出相應(yīng)改進(jìn)措施，并通過多次實(shí)際飛行對改進(jìn)措施進(jìn)行驗(yàn)證。結(jié)果表明，無人機(jī)空中停車主要由于進(jìn)氣畸變引起?？蔀槲⑿蜏u噴發(fā)動(dòng)機(jī)研究和應(yīng)用提供參考。

無人機(jī)；渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)；故障樹；穩(wěn)定裕度

微型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)(micro turbine engine， MTE)是指推力小于100daN的渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)[1]。其具有推重比高、耗油率低、結(jié)構(gòu)簡單、造價(jià)低廉、易于維護(hù)與存貯等優(yōu)點(diǎn)[2]。隨著巡航導(dǎo)彈和無人機(jī)向小型化發(fā)展，微型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)作為可選動(dòng)力裝置之一，倍受各國關(guān)注。當(dāng)前國內(nèi)外無人機(jī)用微型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)的發(fā)展方向是高推重比、低耗油率和低成本，尤其是低成本要求，必須貫徹到發(fā)動(dòng)機(jī)研制的每一步。國外在微型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)研制方面開展了大量研究，特別是以捷克的TJ100系列、荷蘭Hope80型等在無人機(jī)上得到了廣泛應(yīng)用[3]。目前國內(nèi)也在微型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)研制方面加大投入，幾種微型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)已經(jīng)在無人機(jī)上大量應(yīng)用。某型無人機(jī)以單臺微型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)為動(dòng)力，采用背部S型進(jìn)氣道，在飛行過程中，多次出現(xiàn)空中停車故障，研究人員在對所有可能故障原因進(jìn)行全面分析的基礎(chǔ)上將故障原因定位在發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣不穩(wěn)，在不改變氣動(dòng)外形和發(fā)動(dòng)機(jī)特性前提下，提出了改進(jìn)措施，有效避免了故障發(fā)生。

1 故障現(xiàn)象描述

某型無人機(jī)內(nèi)場調(diào)試、飛行前測試均正常，起飛后爬升改平飛階段，遙測數(shù)據(jù)顯示發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速快速下降，現(xiàn)場判斷發(fā)動(dòng)機(jī)熄火停車，通過觀察停車前的姿態(tài)和轉(zhuǎn)速變化可知，飛機(jī)熄火都是發(fā)生在飛機(jī)爬升改平飛狀態(tài)時(shí)，并且飛機(jī)都是處于三維程控狀態(tài)飛行。圖1給出了無人機(jī)熄火前后俯仰姿態(tài)、飛行高度及發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速的變化情況，其中發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速單位為每分鐘萬轉(zhuǎn)。在無人機(jī)爬升過程中轉(zhuǎn)速自動(dòng)聯(lián)動(dòng)提高一個(gè)擋位從78 000 r/min升高到83 000 r/min，當(dāng)無人機(jī)將要到達(dá)預(yù)定高度時(shí)姿態(tài)開始改平飛，此時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速開始下降，最終熄火。

圖1 發(fā)動(dòng)機(jī)熄火前后姿態(tài)和轉(zhuǎn)速變化曲線

2 故障定位

無人機(jī)空中停車故障樹如圖2，故障分析如下：

對回收無人機(jī)記錄數(shù)據(jù)進(jìn)行檢查，發(fā)現(xiàn)飛控系統(tǒng)未給出會導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)停車的指令，機(jī)上通訊及供電等均正常。因此無人機(jī)熄火故障可以排除無人機(jī)其他系統(tǒng)異常引起。

動(dòng)力系統(tǒng)主要由發(fā)動(dòng)機(jī)本體、控制系統(tǒng)、燃油系統(tǒng)、進(jìn)氣系統(tǒng)組成。其中，燃油系統(tǒng)包括油箱、燃油泵及各連接管路。氣體經(jīng)無人機(jī)進(jìn)氣道進(jìn)入發(fā)動(dòng)機(jī)本體，經(jīng)壓縮變成高壓、高溫氣體進(jìn)入發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室，與由燃油系統(tǒng)供給的燃油混合、燃燒，最終通過燃?xì)飧咚倥湃氪髿猱a(chǎn)生反作用力，實(shí)現(xiàn)推動(dòng)無人機(jī)前進(jìn)。

按熄火故障無人機(jī)原始狀態(tài)，對發(fā)動(dòng)機(jī)本體進(jìn)行檢查，均正常，可以排除發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)體故障。

通過分析發(fā)動(dòng)機(jī)空中停車時(shí)刻的遙測數(shù)據(jù)，發(fā)現(xiàn)在停車時(shí)刻后，排氣溫度、燃燒室壓力、轉(zhuǎn)速均在同一時(shí)刻下降，ECU發(fā)現(xiàn)轉(zhuǎn)速下降及時(shí)做出反應(yīng)使油門值加大，調(diào)節(jié)油泵的驅(qū)動(dòng)電壓上升，力求使發(fā)動(dòng)機(jī)加速，這說明ECU的控制邏輯是正確的，運(yùn)行正常。

采用熄火停車故障無人機(jī)，保持原有狀態(tài)，進(jìn)行控制匹配試車，運(yùn)行正常，說明電控系統(tǒng)硬件和燃油系統(tǒng)工作正常。

進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)σ和畸變指數(shù)DC60兩個(gè)參數(shù)可衡量進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)好壞[4]。一般航空渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道設(shè)計(jì)應(yīng)保證σ大于0.97、DC60小于0.3[5]。該型無人機(jī)進(jìn)發(fā)匹配點(diǎn)進(jìn)氣道的總壓恢復(fù)系數(shù)和畸變指數(shù)滿足設(shè)計(jì)要求?？梢耘懦M(jìn)發(fā)匹配問題。

該型無人機(jī)在總體布局設(shè)計(jì)時(shí)選擇了背部進(jìn)氣的進(jìn)氣道形式，這是由于該型無人機(jī)的大長徑比的機(jī)體形式?jīng)Q定不能采用頭部進(jìn)氣，而且背部進(jìn)氣和腹部進(jìn)氣的抗側(cè)滑能力優(yōu)于兩側(cè)進(jìn)氣，再考慮到兩側(cè)進(jìn)氣對機(jī)身空間的占用率較大，所以不選用兩側(cè)進(jìn)氣形式。背部進(jìn)氣的主要缺點(diǎn)在于大迎角飛行狀態(tài)下，機(jī)身對進(jìn)氣道遮擋明顯?？紤]到該型無人機(jī)平飛設(shè)計(jì)點(diǎn)為小迎角狀態(tài)，而且沒有機(jī)動(dòng)性要求，背部進(jìn)氣可滿足飛行包線范圍的使用要求。進(jìn)氣穩(wěn)定性主要受發(fā)動(dòng)機(jī)自身的穩(wěn)定裕度和外界的進(jìn)氣變化兩方面的影響。該型無人機(jī)在爬升改平飛時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速較高，穩(wěn)定裕度較低；同時(shí)，爬升改平飛時(shí)的過渡時(shí)間為0.5 s，姿態(tài)迎角波動(dòng)較大，會引起發(fā)動(dòng)機(jī)來流波動(dòng)，以上兩點(diǎn)均可能導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)熄火。

結(jié)合以上分析將故障定位在發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣不穩(wěn)。造成進(jìn)氣不穩(wěn)的原因有兩點(diǎn)：一是發(fā)動(dòng)機(jī)爬升改平飛時(shí)穩(wěn)定裕度降低，二是爬升改平飛時(shí)進(jìn)氣畸變較大。

3 故障原因分析

3.1 轉(zhuǎn)速提高穩(wěn)定裕度降低

發(fā)動(dòng)機(jī)工作穩(wěn)定性評定過程需要利用穩(wěn)定裕度，定量描述發(fā)動(dòng)機(jī)在不同轉(zhuǎn)速下的工作點(diǎn)與穩(wěn)定邊界的差距。為了確定穩(wěn)定裕度，必須明確發(fā)動(dòng)機(jī)的穩(wěn)定工作線[6]。穩(wěn)定工作邊線由壓氣機(jī)的氣動(dòng)不穩(wěn)定性決定。穩(wěn)定裕度的計(jì)算形式可以分為兩種：等換算流量穩(wěn)定裕度和等換算轉(zhuǎn)速穩(wěn)定裕度。美國的ARP-1420中采用等換算流量條件下的穩(wěn)定裕度[7]我國軍標(biāo)規(guī)定穩(wěn)定裕度為等換算流量條件下的穩(wěn)定裕度[8]。但是由于壓氣機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)過程是按等換算轉(zhuǎn)速，通常采用等換算轉(zhuǎn)速條件下的穩(wěn)定裕度。

等換算轉(zhuǎn)速穩(wěn)定裕度義為

一般航空渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)以上述方法定義的穩(wěn)定裕度為15%～25%[9]。根據(jù)穩(wěn)定裕度定義可計(jì)算出該型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)在各個(gè)轉(zhuǎn)速下的穩(wěn)定裕度，如圖3所示。圖中橫坐標(biāo)相對轉(zhuǎn)速定義為：實(shí)際轉(zhuǎn)速與最大轉(zhuǎn)速的比值。經(jīng)計(jì)算，78 000r/min時(shí)的穩(wěn)定裕度為32.3%，83 000r/min時(shí)的穩(wěn)定裕度為25.1%，較78 000r/min時(shí)小了近7個(gè)百分點(diǎn)，且在穩(wěn)定裕度經(jīng)驗(yàn)值邊界上。

圖3 不同轉(zhuǎn)速下穩(wěn)定裕度

與改平飛擋位≥83 000r/min相比較，≤78 000r/min時(shí)的轉(zhuǎn)速波動(dòng)小，改平飛過程中發(fā)動(dòng)機(jī)工作比較平穩(wěn)，且熄火現(xiàn)象均在改平飛擋位≥83 000r/min時(shí)發(fā)生。無人機(jī)在≤78 000r/min擋位改平飛時(shí)，雖然存在進(jìn)氣畸變導(dǎo)致穩(wěn)定裕度降低，但該擋位的穩(wěn)定裕度較寬，即抗畸變能力較強(qiáng)。即使降低但仍在穩(wěn)定邊界內(nèi)，發(fā)動(dòng)機(jī)沒有進(jìn)入不穩(wěn)定區(qū)域，不會出現(xiàn)熄火現(xiàn)象；而在≥83 000r/min擋位改平飛時(shí)，此時(shí)的安全裕度比78 000r/min時(shí)低，抗畸變能力較弱。當(dāng)出現(xiàn)畸變后，穩(wěn)定裕度下降，發(fā)動(dòng)機(jī)工作點(diǎn)接近不穩(wěn)定邊界的可能性增大。在這種情況下任何細(xì)微的變化(如天氣、操作方法等)都會導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)入不穩(wěn)定狀態(tài)，出現(xiàn)喘振甚至熄火。所以熄火現(xiàn)象全部出現(xiàn)在改平飛擋位較高(≥83 000r/min)的時(shí)候。因此無人機(jī)在改平飛時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速應(yīng)控制在 83 000r/min以下，但是過低的轉(zhuǎn)速產(chǎn)生的推力不足以保證飛機(jī)的爬升性能，因此要從滿足飛行要求和控制熄火兩方面綜合考慮。

3.2 姿態(tài)變化影響

發(fā)動(dòng)機(jī)熄火停車均發(fā)生在無人機(jī)爬升改平飛階段，當(dāng)無人機(jī)爬升改平飛時(shí)，在無人機(jī)背部靠近機(jī)頭附近可能會出現(xiàn)機(jī)頭渦，當(dāng)機(jī)頭渦向后發(fā)展過程中，受到大氣環(huán)境的影響，可能進(jìn)入進(jìn)氣道導(dǎo)致進(jìn)氣流場畸變，在壓氣機(jī)內(nèi)部形成局部分離，壓氣機(jī)旋轉(zhuǎn)失速。當(dāng)旋轉(zhuǎn)失速發(fā)展到一定程度時(shí)，造成發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)氣流軸向振蕩，即喘振，嚴(yán)重時(shí)可能導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)熄火。圖4給出了不同迎角下進(jìn)氣道出口馬赫數(shù)云圖。結(jié)果顯示隨著迎角變化，進(jìn)氣品質(zhì)下降，產(chǎn)生隱患。

4 改進(jìn)措施及驗(yàn)證

4.1 柔化出舵時(shí)間

原設(shè)計(jì)爬升改平飛柔化時(shí)間為0.5s。從圖5可以看出，此參數(shù)下爬升改平飛過程高度波動(dòng)較大。同時(shí)飛機(jī)迎角振蕩，進(jìn)而導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣品質(zhì)降低。通過增加柔化時(shí)間可降低此趨勢。分析表明，柔化時(shí)間選擇大于2s可有效降低高度波動(dòng)，而選擇3s以上，飛機(jī)實(shí)際改平飛高度會超出爬升改平飛指令高度60m以上，不能滿足飛機(jī)高度操縱控制精度要求。

圖4 不同迎角進(jìn)氣道出口馬赫數(shù)云圖

圖5 柔化出舵曲線

從以上分析可知造成空中人機(jī)爬升改平飛時(shí)俯仰姿態(tài)變化速率越低，引起的發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣擾動(dòng)越小。因此，采取降低無人機(jī)爬升改平飛時(shí)俯仰姿態(tài)變化速率，柔化出舵的控制策略可明顯改善進(jìn)氣品質(zhì)并保證發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定工作。但另一方面，柔化出舵時(shí)間太長會引起高度過沖，增加飛機(jī)操縱難度。同時(shí)考慮飛行任務(wù)需要、安全性，爬升改平飛時(shí)出舵柔化時(shí)間應(yīng)進(jìn)行設(shè)計(jì)優(yōu)化，選擇更為合理的參數(shù)。經(jīng)過仿真驗(yàn)證，將出舵持續(xù)時(shí)間由之前0.5s增加到2s；爬升時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)擋位控制在74 000～78 000r/min左右，使來流進(jìn)氣滿足發(fā)動(dòng)機(jī)抗畸變指標(biāo)的要求，避免姿態(tài)短時(shí)間的劇烈變化引起發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣的劇烈擾動(dòng)，可有效防止此問題的發(fā)生。

4.2 改變聯(lián)動(dòng)策略

如圖6所示，三維程控?fù)跷宦?lián)動(dòng)規(guī)則為：當(dāng)前高度比設(shè)定高度高，超過60m，發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速自動(dòng)變?yōu)?0 000r/min。當(dāng)前氣壓高度比設(shè)定高度低，超過100m，發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速自動(dòng)變?yōu)?8 000r/min。當(dāng)前高度在設(shè)定高度上60m到下100m之間時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速自動(dòng)變?yōu)?4 000r/min。

圖6 轉(zhuǎn)速高度聯(lián)動(dòng)示意圖

穩(wěn)定裕度較低容易造成發(fā)動(dòng)機(jī)熄火現(xiàn)象，對三維程控?fù)跷宦?lián)動(dòng)進(jìn)行改進(jìn)。爬升擋轉(zhuǎn)速改為平飛擋轉(zhuǎn)速的高度門限由60m改為160m，爬升擋轉(zhuǎn)速由83 000r/min改為78 000r/min，平飛擋轉(zhuǎn)速由78 000r/min改為74 000r/min。此次改進(jìn)降低了發(fā)動(dòng)機(jī)爬升改平飛轉(zhuǎn)速，74 000r/min時(shí)的轉(zhuǎn)速波動(dòng)小，改平飛過程中發(fā)動(dòng)機(jī)工作比較平穩(wěn)，該擋位的穩(wěn)定裕度較寬，抗畸變能力較強(qiáng)。增加了爬升擋轉(zhuǎn)速改為平飛擋轉(zhuǎn)速的高度門限，目的為保證在俯仰姿態(tài)穩(wěn)定情況下進(jìn)行發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速變化。當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速變化完后飛機(jī)進(jìn)入爬升改平飛階段。避免無人機(jī)姿態(tài)變化時(shí)進(jìn)氣擾動(dòng)進(jìn)入發(fā)動(dòng)機(jī)造成發(fā)動(dòng)機(jī)熄火。

5 結(jié)束語

通過采取柔化出舵時(shí)間和改變聯(lián)動(dòng)策略，在后續(xù)飛行中未出現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)空中停車問題，在爬升改平飛的過程中，發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速波動(dòng)明顯減小，說明故障定位準(zhǔn)確，措施得當(dāng)，具有一定的借鑒意義。

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(責(zé)任編輯 周江川)

Failure Analysis of a Turbo-Jet Engine of UAV Power off During Flight

CHEN Huijie

(The No. 92419thTroop of PLA, Xingcheng 125106, China)

In order to solve the breakdown problem of a certain type of UAV during testing flight, the method of failure tree analysis is used to analyze the fault. Based on the analysis of the breakdown of a turbo-jet engine during testing flight, the analysis and location process of the breakdown problem is provided, and the corresponding improving measures have been raised and verified by flight. The result shows that it is a good reference to the analysis of failure to zero and the disposal of typical failure of the engine and for the engine designers and users.

UAV; turbo-jet engine; fault tree; stall margin

10.11809/scbgxb2017.07.017

2017-03-15；

2017-04-10

陳慧杰(1983—)，男，碩士，主要從事無人機(jī)動(dòng)力系統(tǒng)研究。

format:CHEN Huijie.Failure Analysis of a Turbo-Jet Engine of UAV Power off During Flight[J].Journal of Ordnance Equipment Engineering,2017(7):78-81.

TP277

A

2096-2304(2017)07-0078-04

本文引用格式：陳慧杰.某型無人機(jī)渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)空中停車故障分析[J].兵器裝備工程學(xué)報(bào)，2017(7):78-81.