涡扇发动机气路故障诊断在寿命试验中的应用

姚华廷，贾琳渊，王曦

涡扇发动机气路故障诊断在寿命试验中的应用

姚华廷1，贾琳渊2，王曦1

(1.北京航空航天大学能源与动力学院，北京100191；2.西北工业大学动力与能源学院，西安710072)

在发动机直连管试车台上，模拟一定的飞行高度和飞行速度条件，对某型涡扇发动机进行了累计10 h以上的大推力状态寿命试车。采集了发动机性能参数和重要截面参数。对试验后的发动机进行分解，根据试验过程中发动机性能参数和重要截面参数变化情况，及发动机结构变化情况，总结出由于发动机部件性能老化引起的发动机总体性能下降规律。利用试车数据进行了故障诊断，验证了对发动机故障原因的分析，并给出了部件性能恶化量级，获得了对发动机工程实用具有指导意义的结论。

涡扇发动机；寿命试车；总体性能；性能老化；气路故障诊断

1 引言

涡扇发动机从装机使用到大修过程中，往往伴随着部件污染、变形及烧蚀等现象，从而导致部件老化，进而影响发动机总体性能(推力和耗油率等)。但一定程度的部件功能老化，及由此带来的发动机性能下降，并不能说明发动机寿命已到或已不能安全使用。因此，充分掌握发动机总体性能下降对发动机内部不可测量的部件性能变化的反映情况，非常重要，而航空发动机气路故障诊断正是反映二者联系的有效方法。

国外早在20世纪60年代末就开始了航空发动机状态监测和故障诊断系统研究。美国普惠公司在1970～1983年间先后发展了5种状态监视和故障诊断系统。GE公司从1985年开始发展ADETP系统，到1994年已发展到10.1版[1]。国内研究始于上世纪70年代末，首先成功应用于WP6发动机。范作民和孙春林等于上世纪末系统总结了航空涡轮发动机气路故障诊断的一般方法[2～5]。陈玉春等研究了故障诊断主因子的选取方法，并以某单轴涡扇发动机为例证实了该方法的有效性[6，7]。在发动机寿命试车方面，文献[8]研究了大推力长寿命涡扇发动机试车方面的有关问题，但尚无小推力短寿命涡扇发动机寿命试车方面的报道。

本试验的对象为一台完好的短寿命涡扇发动机，经10 h以上寿命试车，采集了大量试车数据，对试验后的发动机进行分解，得到了该发动机的性能变化规律并进行了理论分析。针对该发动机建立了故障诊断模型，进一步验证了对发动机性能变化规律理论分析的正确性，同时还大致给出了部件性能恶化的量级。

2 试验情况

试验采用直连管试车方式，模拟了一定飞行高度和飞行速度条件，对某型短寿命涡扇发动机进行了累计10 h以上的大推力状态寿命试车，并对选定的性能参数进行了测量。

2.1试验编号与发动机工况

发动机累计进行了8次试车，每次试车的发动机推力及连续工作时间如表1所示。表中，Fmax为发动机最大状态下推力。

2.2发动机试验后分解检查情况

对试验后的发动机进行分解、检查，发现高压涡轮导向器叶片局部出现裂纹、变形和烧蚀现象。经测量，发现高压涡轮导向器流通面积增大，且大于要求的尺寸公差范围，但根据使用经验，这种情况下发动机在短时间内使用并不会发生严重破坏。发动机其它部件均未发现异常。

表1 发动机试验编号及工作时间Table 1 Engine serial numbers and operating time

2.3发动机重要参数和总体性能变化

对比状态1(新发动机)、状态5(累计工作339 min)和状态8(累计工作628 min)的发动机测量数据(以相对值表示)，发动机各重要参数和性能随工作时间增加的变化规律及变化量级如图1所示。图中数据均以相对值表示，散点为实测点，实线为拟合结果。

图1 不同状态下发动机实测参数对比Fig.1 Engine test data of different states

3 故障诊断模型

范作民等人在文献[2]中指出，利用气路分析对航空发动机进行故障诊断十分有效。为进一步验证该发动机部件参数变化对发动机性能参数的影响，建立了适用于该发动机的故障诊断模型，并结合试验数据对发动机进行气路故障诊断。

3.1线性故障诊断

发动机故障诊断方程以故障因子为自变量、以测量参数偏差为响应，其矩阵形式为[6，7]：

δy=Aδx+e(1)式中：δy为测量参数偏差向量；δx为状态量偏差向量，代表故障类型；e为随机误差向量；A为故障系数矩阵。故障诊断即为已知δy和A，通过式(1)求出δx中非零值元素δxj(j=1,2,…,n)的过程。其中δxj大小代表故障的严重程度。

测量参数(也叫征兆量)的选取应考虑实际发动机试验或使用中的测量条件，一是要明显反映性能参数变化，二是各测量参数间的相关性要尽可能小。根据所研究发动机在地面试车台试车时的测量条件，确定了以下测量参数：低压转子物理转速n1、发动机推力Fn、单位耗油率sfc、核心机排气温度Tt5。

故障因子的选取根据发动机的结构和使用情况确定。在所建立的双轴分排涡扇发动机故障诊断模型中，选取了12个故障因子[6]：风扇换算流量Wf,cor、风扇效率ηf、压气机换算流量Wc,cor、压气机效率ηc、主燃烧室总压损失系数σb、主燃烧室燃烧效率ηb、高压涡轮换算流量Whp,cor、高压涡轮效率ηt,hp、低压涡轮换算流量Wlp,cor、低压涡轮效率ηt,lp、内涵喷管面积A8、外涵喷管面积A8,D。

故障诊断的第一步是利用所建发动机特性模拟程序，建立相应的故障系数矩阵。思路是，给定故障因子的小扰动，利用程序计算获得测量参数相对于故障因子不变时的变化量。获得故障系数矩阵后，即可根据实际测量参数相对变化量组成的故障样本δy进行故障诊断。利用所确定的故障样本，代入(1)式即可获得δx。目前，对故障方程求解比较有效的方法是主因子模型[6，7]。

3.2主因子模型

由于试验条件和测量参数的限制，本文建立的故障诊断模型仅选取了四个测量参数，因而最多能对四个故障因子进行诊断。本文模型中，故障模式有=495种，要尝试每一种故障模式，则工作量会非常大。为此，本文使用了发动机气路故障诊断主因子选取的相似系数法[4]。通过求取故障系数矩阵的每一列(即故障模式)和征兆量偏差的相似系数，合理选取故障因子数目，避免对每一种可能出现的故障因子组合进行计算，达到降低故障方程的多重共线性、减小故障诊断计算量的目的。

对于两个向量X、Y，定义其相似系数RX,Y为：

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

利用相似系数法进行发动机气路故障诊断的方法可总结为：

(1)根据选定的测量参数和故障因子，利用发动机特性计算模型计算故障系数矩阵；

(2)测量选定的测量参数，并计算δy；

(3)计算故障系数矩阵和测量参数偏差的相似系数，选取相似系数较高的作为主因子模型的主因子；

(4)利用主因子模型对发动机故障进行诊断。

3.3故障诊断结果

表2给出了针对本发动机的故障系数矩阵，其中每一列代表对应故障因子变化1%时测量参数的相对变化量。

选取状态5和状态8的试验数据作为故障样本，则相应的测量参数变化量为：量X的方差。RX,Y反映了两个向量的相似程度，

利用文献[7]中故障主因子选取的相似系数法，计算得到各故障因子的相似系数，如表3所示。

根据相似系数法理论，相似系数较大的故障因子最有可能对应发动机的真实故障。值得注意的是，虽然计算得到的状态8下的相似系数中，Wf,cor、Whp,cor的相似系数分别达到了-0.969 7和0.999 7，但根据文献[7]分析知，压气机效率和高压涡轮效率两个故障因子高度共线性，不能同时选取。因而选取了三组故障模式，对两个故障样本进行故障诊断，结果见表4。表中，正号代表降低，负号代表增加。

表2 发动机故障系数矩阵Table 2 Influence coefficient matrix

表3 各故障因子与所给故障的相似系数Table 3 Engine fault factor and similarity coefficients

表4 不同故障模式的诊断结果Table 4Diagnostics results of different fault modes

由表中结果可知，发动机的主要故障，是高压涡轮效率降低和高压涡轮导向器面积增加(即涡轮换算流量增加)。首先对比三组计算结果，发现后两组算例比较接近，得到了相互印证。同时对比两个故障样本，可以发现从状态5到状态8，发动机的故障具有一定的继承和发展。如状态5下高压涡轮效率下降约0.237 4%～0.243 4%，到状态8效率下降则达到0.537 7%～0.572 6%；状态5下高压涡轮导向器喉部面积放大约0.464 5%～0.572 9%，到状态8时则放大到1.061 0%～1.284 0%。这与真实发动机拆卸后观察到的涡轮部件的损坏情况及分析结果一致，证实了气路故障诊断主因子方法的有效性。

4 结论

(1)本文所研究的短寿命涡扇发动机在使用过程中，高压涡轮出口温度明显升高，表明高压涡轮导向器叶片高温变形和烧蚀而使其流通能力增大，高压涡轮出口温度升高幅度在发动机允许范围内时，发动机能安全可靠工作。

(2)高压涡轮导向器流通能力增大对高压压气机共同工作线、发动机推力和单位耗油率影响较为明显，对风扇共同工作线影响较小，对发动机稳定工作影响不大。

(3)利用发动机故障诊断技术分析可获得发动机性能变化，同时还可给出部件参数的大致变化范围，为发动机安全使用提供参考。

[1]黄兴.某型涡扇发动机总体性能故障诊断[D].西安：西北工业大学，2008.

[2]范作民，孙春林，白杰.航空发动机故障诊断导论[M].北京：科学出版社，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]孙祥逢，陈玉春，胡福.发动机故障诊断主因子模型的测量参数选择[J].航空动力学报，2010，25(1)：129— 135.

[7]陈玉春，黄兴鲁，孙祥逢，等.航空发动机故障诊断主因子选取相似系数法[J].航空计算技术，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

姚华廷(1966-)，男，苗族，贵州松桃人，研究员，博士研究生，主要从事航空发动机机控制系统设计及试验研究。