某型无人机涡喷发动机空中停车故障分析

某型无人机涡喷发动机空中停车故障分析陈慧杰(中国人民解放军92419部队，辽宁兴城 125106)作者简介：陈慧杰(1983—)，男，硕士，主要从事无人机动力系统研究。

本文引用格式：陈慧杰.某型无人机涡喷发动机空中停车故障分析[J].兵器装备工程学报，2017(7):78-81.Citation：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.摘要：为解决某型无人机空中停车问题，建立了空中停车故障树。

通过对微型涡喷发动机空中停车故障的分析，给出了故障分析与定位的过程，提出相应改进措施，并通过多次实际飞行对改进措施进行验证。

结果表明，无人机空中停车主要由于进气畸变引起。

可为微型涡喷发动机研究和应用提供参考。

关键词：无人机；涡喷发动机；故障树；稳定裕度微型涡喷发动机(micro turbine engine， MTE)是指推力小于100daN的涡喷发动机[1]。

其具有推重比高、耗油率低、结构简单、造价低廉、易于维护与存贮等优点[2]。

随着巡航导弹和无人机向小型化发展，微型涡喷发动机作为可选动力装置之一，倍受各国关注。

当前国内外无人机用微型涡喷发动机的发展方向是高推重比、低耗油率和低成本，尤其是低成本要求，必须贯彻到发动机研制的每一步。

国外在微型涡喷发动机研制方面开展了大量研究，特别是以捷克的TJ100系列、荷兰Hope80型等在无人机上得到了广泛应用[3]。

目前国内也在微型涡喷发动机研制方面加大投入，几种微型涡喷发动机已经在无人机上大量应用。

某型无人机以单台微型涡喷发动机为动力，采用背部S型进气道，在飞行过程中，多次出现空中停车故障，研究人员在对所有可能故障原因进行全面分析的基础上将故障原因定位在发动机进气不稳，在不改变气动外形和发动机特性前提下，提出了改进措施，有效避免了故障发生。

1 故障现象描述某型无人机内场调试、飞行前测试均正常，起飞后爬升改平飞阶段，遥测数据显示发动机转速快速下降，现场判断发动机熄火停车，通过观察停车前的姿态和转速变化可知，飞机熄火都是发生在飞机爬升改平飞状态时，并且飞机都是处于三维程控状态飞行。

图1给出了无人机熄火前后俯仰姿态、飞行高度及发动机转速的变化情况，其中发动机转速单位为每分钟万转。

在无人机爬升过程中转速自动联动提高一个挡位从78 000 r/min升高到83 000 r/min，当无人机将要到达预定高度时姿态开始改平飞，此时发动机转速开始下降，最终熄火。

图1 发动机熄火前后姿态和转速变化曲线2 故障定位无人机空中停车故障树如图2，故障分析如下：对回收无人机记录数据进行检查，发现飞控系统未给出会导致发动机停车的指令，机上通讯及供电等均正常。

因此无人机熄火故障可以排除无人机其他系统异常引起。

动力系统主要由发动机本体、控制系统、燃油系统、进气系统组成。

其中，燃油系统包括油箱、燃油泵及各连接管路。

气体经无人机进气道进入发动机本体，经压缩变成高压、高温气体进入发动机燃烧室，与由燃油系统供给的燃油混合、燃烧，最终通过燃气高速排入大气产生反作用力，实现推动无人机前进。

图2 空中停车故障树按熄火故障无人机原始状态，对发动机本体进行检查，均正常，可以排除发动机机体故障。

通过分析发动机空中停车时刻的遥测数据，发现在停车时刻后，排气温度、燃烧室压力、转速均在同一时刻下降，ECU发现转速下降及时做出反应使油门值加大，调节油泵的驱动电压上升，力求使发动机加速，这说明ECU的控制逻辑是正确的，运行正常。

采用熄火停车故障无人机，保持原有状态，进行控制匹配试车，运行正常，说明电控系统硬件和燃油系统工作正常。

进气道总压恢复系数σ和畸变指数DC60两个参数可衡量进气道的设计好坏[4]。

一般航空涡喷发动机进气道设计应保证σ大于0.97、DC60小于0.3[5]。

该型无人机进发匹配点进气道的总压恢复系数和畸变指数满足设计要求。

可以排除进发匹配问题。

该型无人机在总体布局设计时选择了背部进气的进气道形式，这是由于该型无人机的大长径比的机体形式决定不能采用头部进气，而且背部进气和腹部进气的抗侧滑能力优于两侧进气，再考虑到两侧进气对机身空间的占用率较大，所以不选用两侧进气形式。

背部进气的主要缺点在于大迎角飞行状态下，机身对进气道遮挡明显。

考虑到该型无人机平飞设计点为小迎角状态，而且没有机动性要求，背部进气可满足飞行包线范围的使用要求。

进气稳定性主要受发动机自身的稳定裕度和外界的进气变化两方面的影响。

该型无人机在爬升改平飞时发动机转速较高，稳定裕度较低；同时，爬升改平飞时的过渡时间为0.5 s，姿态迎角波动较大，会引起发动机来流波动，以上两点均可能导致发动机熄火。

结合以上分析将故障定位在发动机进气不稳。

造成进气不稳的原因有两点：一是发动机爬升改平飞时稳定裕度降低，二是爬升改平飞时进气畸变较大。

3 故障原因分析3.1 转速提高稳定裕度降低发动机工作稳定性评定过程需要利用稳定裕度，定量描述发动机在不同转速下的工作点与稳定边界的差距。

为了确定稳定裕度，必须明确发动机的稳定工作线[6]。

稳定工作边线由压气机的气动不稳定性决定。

稳定裕度的计算形式可以分为两种：等换算流量稳定裕度和等换算转速稳定裕度。

美国的ARP-1420中采用等换算流量条件下的稳定裕度[7]我国军标规定稳定裕度为等换算流量条件下的稳定裕度[8]。

但是由于压气机和发动机试验过程是按等换算转速，通常采用等换算转速条件下的稳定裕度。

等换算转速稳定裕度义为其中为压气机稳定边界线上的增压比； G s为相同换算转速下压气机稳定边界线上的换算空气质量流量；为压气机在设计点上的增压比； G d为为相同换算转速下压气机设计点上的换算空气质量流量。

一般航空涡喷发动机以上述方法定义的稳定裕度为15%～25%[9]。

根据稳定裕度定义可计算出该型涡喷发动机在各个转速下的稳定裕度，如图3所示。

图中横坐标相对转速定义为：实际转速与最大转速的比值。

经计算，78 000 r/min时的稳定裕度为32.3%，83 000r/min时的稳定裕度为25.1%，较78 000 r/min时小了近7个百分点，且在稳定裕度经验值边界上。

图3 不同转速下稳定裕度与改平飞挡位≥83 000 r/min相比较，≤78 000 r/min时的转速波动小，改平飞过程中发动机工作比较平稳，且熄火现象均在改平飞挡位≥83 000 r/min时发生。

无人机在≤78 000 r/min挡位改平飞时，虽然存在进气畸变导致稳定裕度降低，但该挡位的稳定裕度较宽，即抗畸变能力较强。

即使降低但仍在稳定边界内，发动机没有进入不稳定区域，不会出现熄火现象；而在≥83 000 r/min挡位改平飞时，此时的安全裕度比78 000 r/min时低，抗畸变能力较弱。

当出现畸变后，稳定裕度下降，发动机工作点接近不稳定边界的可能性增大。

在这种情况下任何细微的变化(如天气、操作方法等)都会导致发动机进入不稳定状态，出现喘振甚至熄火。

所以熄火现象全部出现在改平飞挡位较高(≥83 000 r/min)的时候。

因此无人机在改平飞时发动机转速应控制在 83 000 r/min以下，但是过低的转速产生的推力不足以保证飞机的爬升性能，因此要从满足飞行要求和控制熄火两方面综合考虑。

3.2 姿态变化影响发动机熄火停车均发生在无人机爬升改平飞阶段，当无人机爬升改平飞时，在无人机背部靠近机头附近可能会出现机头涡，当机头涡向后发展过程中，受到大气环境的影响，可能进入进气道导致进气流场畸变，在压气机内部形成局部分离，压气机旋转失速。

当旋转失速发展到一定程度时，造成发动机内气流轴向振荡，即喘振，严重时可能导致发动机熄火。

图4给出了不同迎角下进气道出口马赫数云图。

结果显示随着迎角变化，进气品质下降，产生隐患。

4 改进措施及验证4.1 柔化出舵时间原设计爬升改平飞柔化时间为0.5 s。

从图5可以看出，此参数下爬升改平飞过程高度波动较大。

同时飞机迎角振荡，进而导致发动机进气品质降低。

通过增加柔化时间可降低此趋势。

分析表明，柔化时间选择大于2 s可有效降低高度波动，而选择3 s以上，飞机实际改平飞高度会超出爬升改平飞指令高度60 m以上，不能满足飞机高度操纵控制精度要求。

图4 不同迎角进气道出口马赫数云图图5 柔化出舵曲线从以上分析可知造成空中人机爬升改平飞时俯仰姿态变化速率越低，引起的发动机进气扰动越小。

因此，采取降低无人机爬升改平飞时俯仰姿态变化速率，柔化出舵的控制策略可明显改善进气品质并保证发动机稳定工作。

但另一方面，柔化出舵时间太长会引起高度过冲，增加飞机操纵难度。

同时考虑飞行任务需要、安全性，爬升改平飞时出舵柔化时间应进行设计优化，选择更为合理的参数。

经过仿真验证，将出舵持续时间由之前0.5 s 增加到2 s；爬升时发动机挡位控制在74 000～78 000 r/min左右，使来流进气满足发动机抗畸变指标的要求，避免姿态短时间的剧烈变化引起发动机进气的剧烈扰动，可有效防止此问题的发生。

4.2 改变联动策略如图6所示，三维程控挡位联动规则为：当前高度比设定高度高，超过60 m，发动机转速自动变为70 000 r/min。

当前气压高度比设定高度低，超过100 m，发动机转速自动变为78 000 r/min。

当前高度在设定高度上60 m到下100 m之间时，发动机转速自动变为74 000 r/min。

图6 转速高度联动示意图稳定裕度较低容易造成发动机熄火现象，对三维程控挡位联动进行改进。

爬升挡转速改为平飞挡转速的高度门限由60 m改为160 m，爬升挡转速由83 000 r/min改为78 000 r/min，平飞挡转速由78 000 r/min改为74 000 r/min。

此次改进降低了发动机爬升改平飞转速，74 000 r/min时的转速波动小，改平飞过程中发动机工作比较平稳，该挡位的稳定裕度较宽，抗畸变能力较强。

增加了爬升挡转速改为平飞挡转速的高度门限，目的为保证在俯仰姿态稳定情况下进行发动机转速变化。

当发动机转速变化完后飞机进入爬升改平飞阶段。

避免无人机姿态变化时进气扰动进入发动机造成发动机熄火。

5 结束语通过采取柔化出舵时间和改变联动策略，在后续飞行中未出现发动机空中停车问题，在爬升改平飞的过程中，发动机转速波动明显减小，说明故障定位准确，措施得当，具有一定的借鉴意义。