QAR數(shù)據(jù)在航空發(fā)動(dòng)機(jī)監(jiān)控中的應(yīng)用研究

曹惠玲，周百政

（1.中國(guó)民航大學(xué)航空工程學(xué)院，天津 300300；2.交通運(yùn)輸部北海第一救助飛行隊(duì)，山東 蓬萊 265600）

近年來(lái)隨著技術(shù)的不斷進(jìn)步，以QAR（quick access recorder）為代表的飛行數(shù)據(jù)記錄設(shè)備不斷更新升級(jí)，數(shù)據(jù)采集數(shù)量與質(zhì)量都有很大提高，日益引起各航空運(yùn)營(yíng)商的高度重視，將其作為提升飛行品質(zhì)和維護(hù)排故的重要依據(jù)。自1997年中國(guó)民航以適航指令形式要求所有運(yùn)輸類(lèi)飛機(jī)加裝飛行數(shù)據(jù)記錄設(shè)備（主要為QAR）以來(lái)，國(guó)內(nèi)各航空公司均已建立了自己的QAR數(shù)據(jù)采集和譯碼系統(tǒng)。但與國(guó)外民航業(yè)的先進(jìn)經(jīng)驗(yàn)相比，仍面臨一個(gè)明顯問(wèn)題：海量QAR數(shù)據(jù)得不到及時(shí)有效的監(jiān)控，無(wú)法利用其發(fā)現(xiàn)早期故障征兆，保證飛行安全。因此，運(yùn)用計(jì)算機(jī)實(shí)現(xiàn)QAR數(shù)據(jù)的自動(dòng)監(jiān)控勢(shì)在必行。航空發(fā)動(dòng)機(jī)作為飛機(jī)的心臟，應(yīng)該成為QAR數(shù)據(jù)監(jiān)控首先需要覆蓋的范圍，本文主要討論了與發(fā)動(dòng)機(jī)相關(guān)的QAR數(shù)據(jù)監(jiān)控。

1 航空發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)監(jiān)控算法

航空發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)據(jù)監(jiān)控算法[1-2]的適用范圍一般有限，即特定的算法通常只適用于特定的健康管理功能模塊。但總體上，這些算法可以分為兩大類(lèi)：數(shù)據(jù)驅(qū)動(dòng)的算法和基于模型的算法。有些算法綜合這二者的優(yōu)點(diǎn)，如混合算法。圖1形象地描述了算法在QAR數(shù)據(jù)監(jiān)控中的地位。其中：每列代表一個(gè)需要監(jiān)控的數(shù)據(jù)模塊；每行代表該數(shù)據(jù)模塊監(jiān)控所需要達(dá)到的目的。算法在二者之間作為利用數(shù)據(jù)實(shí)現(xiàn)相應(yīng)目標(biāo)的途徑。完整的發(fā)動(dòng)機(jī)QAR數(shù)據(jù)監(jiān)控，需要找到圖1中每個(gè)節(jié)點(diǎn)對(duì)應(yīng)的有效算法，并將其加以實(shí)現(xiàn)。

2 監(jiān)控系統(tǒng)設(shè)計(jì)

由于航空發(fā)動(dòng)機(jī)在不同飛行階段控制規(guī)律的差異，各飛行階段的監(jiān)控策略也各有不同。巡航相比其他階段而言，數(shù)據(jù)穩(wěn)定且控制規(guī)律以及工程經(jīng)驗(yàn)較易總結(jié)，因此先劃分出巡航階段的發(fā)動(dòng)機(jī)QAR數(shù)據(jù)，然后對(duì)其監(jiān)控。本文數(shù)據(jù)來(lái)自PW4077D發(fā)動(dòng)機(jī)。具體的巡航劃分標(biāo)準(zhǔn)參考了EHM軟件的相關(guān)方法以及PW4077D發(fā)動(dòng)機(jī)的飛行特性。具體劃分條件如表1所示。

表1 巡航劃分條件Tab.1 Cruise status condition

接下來(lái)是監(jiān)控原則與體系的建立?；谝陨纤枷胍约昂娇展镜墓こ探?jīng)驗(yàn)，得到以下3條監(jiān)控規(guī)則：雙發(fā)差異監(jiān)控，EHM方法數(shù)據(jù)監(jiān)控，數(shù)據(jù)極限監(jiān)控。這些監(jiān)控原則側(cè)重點(diǎn)各有不同，互有利弊。其中，雙發(fā)差異監(jiān)控與EHM方法數(shù)據(jù)監(jiān)控二者側(cè)重點(diǎn)不同，具有很強(qiáng)的互補(bǔ)性。前者側(cè)重單個(gè)航班巡航數(shù)據(jù)的跟蹤監(jiān)控，可以發(fā)現(xiàn)巡航段發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)的異常波動(dòng)，但對(duì)其他飛行階段的數(shù)據(jù)則完全沒(méi)有監(jiān)控功能。后者將EHM的數(shù)據(jù)處理思路應(yīng)用于QAR數(shù)據(jù)，使不同航班的數(shù)據(jù)具有可比性。對(duì)比前后航班數(shù)據(jù)，可得出在相鄰巡航段間的其他飛行階段中是否發(fā)生過(guò)嚴(yán)重影響發(fā)動(dòng)機(jī)性能的故障。但由于后者采取了平均化的比較方法，又對(duì)巡航過(guò)程中少量數(shù)據(jù)的異常波動(dòng)不敏感，需要前者的補(bǔ)充。

數(shù)據(jù)極限監(jiān)控作為前面兩者的補(bǔ)充，也不可或缺。任何數(shù)據(jù)如果出現(xiàn)超出極限的情況，應(yīng)該及時(shí)提醒工程師注意，防止事故發(fā)生。尤其這種極限既可以是手冊(cè)規(guī)定值，也可以由工程師自行設(shè)定，從而增加了監(jiān)控的靈活性。

根據(jù)前面的討論，這3項(xiàng)規(guī)則包括了“氣路”、“振動(dòng)”、“滑油”數(shù)據(jù)的檢測(cè)功能，可以作為這3大數(shù)據(jù)模塊與“檢測(cè)”功能的節(jié)點(diǎn)算法的部分具體實(shí)現(xiàn)。

本文設(shè)計(jì)了一整套QAR數(shù)據(jù)處理系統(tǒng)。該系統(tǒng)包括了從數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)換、圖表分析以及數(shù)據(jù)監(jiān)控的功能，可以自動(dòng)實(shí)現(xiàn)QAR數(shù)據(jù)的預(yù)處理、人工QAR數(shù)據(jù)分析以及本文提到的發(fā)動(dòng)機(jī)巡航QAR數(shù)據(jù)監(jiān)控等功能。該系統(tǒng)開(kāi)發(fā)平臺(tái)采用常見(jiàn)的Visual Basic 6.0+Access數(shù)據(jù)庫(kù)組合，以保證在當(dāng)前大部分計(jì)算機(jī)系統(tǒng)中的通用性。圖2所示為整個(gè)QAR數(shù)據(jù)處理系統(tǒng)示意圖。整個(gè)系統(tǒng)由3大模塊組成，監(jiān)控系統(tǒng)屬于其中之一，其所需數(shù)據(jù)均需要經(jīng)過(guò)前面數(shù)據(jù)預(yù)處理模塊的處理，才可以用于監(jiān)控[3]。

3 雙發(fā)差異監(jiān)控

雙發(fā)差異監(jiān)控原則[4]基于以下事實(shí)：

1）同一架飛機(jī)兩臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)，巡航狀態(tài)的外界條件、操作指令等大致相同，因此，如果性能完全相同的發(fā)動(dòng)機(jī)，正常情況各項(xiàng)參數(shù)應(yīng)該保持基本一致。

2）實(shí)際中兩臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)性能狀況一般不同，導(dǎo)致同樣工作條件下各項(xiàng)參數(shù)存在差異。

綜合這兩點(diǎn)，同一架飛機(jī)兩臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)的巡航參數(shù)一般都存在差異，但差異應(yīng)該保持基本穩(wěn)定。從而，得到以下判斷原則：如果某項(xiàng)或者某幾項(xiàng)發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)的差異值出現(xiàn)較大波動(dòng)，則可能出現(xiàn)了故障，需要提醒工程師注意。

本系統(tǒng)主要考慮了以下常見(jiàn)的發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)：EGT（exhaust gas temperature，排氣溫度），N1（低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速），N2（高壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速），F(xiàn)F（fuel flow，燃油流量）。分別設(shè)定報(bào)警門(mén)限值：△EGT>10，△N1>0.5%，△N2>0.5%，△FF>1%，即雙發(fā)特定參數(shù)的差異變化如果超過(guò)了門(mén)限值，則產(chǎn)生報(bào)警信息。

圖3為根據(jù)以上監(jiān)控原則找到的問(wèn)題數(shù)據(jù)。數(shù)據(jù)對(duì)應(yīng)機(jī)型為前面提到的PW4077D發(fā)動(dòng)機(jī)。由圖3可知，該飛機(jī)右發(fā)的各個(gè)參數(shù)在巡航過(guò)程中都有一個(gè)明顯的階躍，分別為：ΔEGT=+50℃，ΔN1=-1.5%，ΔN2=+0.5%，ΔFF=+4.5%。一方面，對(duì)比該型發(fā)動(dòng)機(jī)指印圖可以發(fā)現(xiàn)，“雙2.9級(jí)放氣活門(mén)開(kāi)啟”故障所導(dǎo)致的參數(shù)變化方向與圖表顯示情況一致，分別為：ΔEGT=+84℃，ΔN1=-2.1，ΔN2=+1.7，ΔFF=+10%，且相應(yīng)數(shù)據(jù)大致成比例，因此基本斷定為該故障。二者偏差主要由測(cè)試數(shù)據(jù)未經(jīng)過(guò)指印圖所要求的修正而造成。另一方面，該差異波動(dòng)在很短的一段時(shí)間內(nèi)即消失，更佐證了這一判斷。因?yàn)殡S著左發(fā)放氣活門(mén)開(kāi)啟，兩發(fā)氣路條件趨向一致，從而參數(shù)偏差消失。綜合以上兩方面的考慮，該波動(dòng)應(yīng)為放氣活門(mén)控制不一致的問(wèn)題。

4 EHM方法監(jiān)控

現(xiàn)實(shí)中的故障并非一定發(fā)生在巡航階段，而通常更易發(fā)生在啟動(dòng)、起飛、爬升、下降、反推等一系列的過(guò)渡狀態(tài)工作過(guò)程中。和穩(wěn)定的巡航狀態(tài)相比，供油量、轉(zhuǎn)速、溫度大范圍變化的過(guò)渡階段更容易對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)造成損害。如在這些階段發(fā)生了故障，專(zhuān)注于航班巡航階段差異的監(jiān)控方案是無(wú)能為力的。但工程經(jīng)驗(yàn)也表明，非巡航階段出現(xiàn)的故障一般會(huì)在巡航的數(shù)據(jù)中有所反映，即前后兩次航班的巡航數(shù)據(jù)發(fā)生了變化。這樣就為監(jiān)控提供了思路：記錄QAR數(shù)據(jù)中巡航狀態(tài)的歷史數(shù)據(jù)，對(duì)比前后航班數(shù)據(jù)變化，給出監(jiān)控信息。

同一架飛機(jī)不同航班，由于飛行條件等一些外界因素千差萬(wàn)別，導(dǎo)致相互之間的參數(shù)缺乏可比性。針對(duì)這一問(wèn)題，EHM、COMPASS、SAGE等系列軟件給出了很好的解決方案，這里將這類(lèi)處理辦法統(tǒng)稱(chēng)為EHM方法[5-6]。

表2 EHM方法數(shù)據(jù)篩選要求Tab.2 EHM demand for data selection

首先，經(jīng)過(guò)比廣義的巡航數(shù)據(jù)更為嚴(yán)格的數(shù)據(jù)篩選，確定具有代表性的巡航數(shù)據(jù)，以保證前后航班數(shù)據(jù)的可比性。

其次，根據(jù)相似理論并參考EHM的方法將數(shù)據(jù)統(tǒng)一修正至標(biāo)準(zhǔn)大氣狀態(tài)（1 atm=14.69 psi，15℃）。具體的修正公式為

式中：x值隨發(fā)動(dòng)機(jī)不同而有差異，這里取理論值0.5。

最后，需要將參數(shù)修正至相同的功率條件下。根據(jù)EHM方法，利用SPSS對(duì)大量的數(shù)據(jù)進(jìn)行回歸，得到當(dāng)前所有 PW4077D 發(fā)動(dòng)機(jī)的 N1、N2、EGT、FF 隨EPR變化的線(xiàn)性模型?？偨Y(jié)這些模型后發(fā)現(xiàn)，不同發(fā)動(dòng)機(jī)由于性能衰退情況不同，在截距上會(huì)有所不同，但斜率都大致類(lèi)似。將各臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)的模型斜率進(jìn)行加權(quán)平均，最后得到了該型發(fā)動(dòng)機(jī)功率修正公式

經(jīng)過(guò)以上處理，不同航班間的數(shù)據(jù)具有了可比性?？紤]到數(shù)據(jù)可能存在的測(cè)量問(wèn)題，在所有滿(mǎn)足條件的數(shù)據(jù)中均勻地取20個(gè)點(diǎn)，取加權(quán)平均值。通過(guò)對(duì)比前后航班的數(shù)據(jù)平均值的變化，實(shí)現(xiàn)數(shù)據(jù)的監(jiān)控。其他相關(guān)數(shù)據(jù)，如滑油參數(shù)、振動(dòng)參數(shù)等，由于缺少相應(yīng)的數(shù)據(jù)處理方法，暫時(shí)采取直接找對(duì)應(yīng)點(diǎn)實(shí)際數(shù)據(jù)進(jìn)行加權(quán)平均的方法，最后再對(duì)比得到監(jiān)控結(jié)果。如果前后兩個(gè)航班，某臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)某項(xiàng)數(shù)據(jù)出現(xiàn)均值差異過(guò)大的情況，則計(jì)算機(jī)自動(dòng)報(bào)警，并給出監(jiān)控報(bào)告。圖4所示為通過(guò)這種方式監(jiān)控到的前后兩航班巡航N2振動(dòng)值變化情況，其中左發(fā)振動(dòng)值在第2個(gè)航班有了明顯提升，且波動(dòng)幅度非常大（0～1.3）。雖然數(shù)值并未超過(guò)手冊(cè)規(guī)定值4.0，但實(shí)際經(jīng)驗(yàn)表明，高壓轉(zhuǎn)子此類(lèi)振動(dòng)值突變通常是故障征兆。工程師下達(dá)孔探指令，檢查后發(fā)現(xiàn)高壓轉(zhuǎn)子渦輪葉片斷裂，一定程度上證明了該項(xiàng)監(jiān)控的有效性。

5 極限監(jiān)控

AMM（aircraft maintenance manual）手冊(cè)中規(guī)定，任何發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)都不可以超過(guò)手冊(cè)允許的極限值。因此，在系統(tǒng)中嵌入數(shù)據(jù)極限監(jiān)控[7]，如果參數(shù)超過(guò)手冊(cè)規(guī)定極限，則計(jì)算機(jī)自動(dòng)生成報(bào)警信息。圖5為PW4077D發(fā)動(dòng)機(jī)EGT極限值與實(shí)際數(shù)據(jù)示意圖，上方直線(xiàn)為巡航段EGT極限值。手冊(cè)規(guī)定，該發(fā)動(dòng)機(jī)最大連續(xù)的工作溫度極限為650℃（如表3所示），則巡航中實(shí)際如果出現(xiàn)溫度超過(guò)該值的情況，計(jì)算機(jī)自動(dòng)報(bào)警。更進(jìn)一步，工程師還可以根據(jù)自身經(jīng)驗(yàn)自行設(shè)定報(bào)警值，提高報(bào)警靈敏度，更好地協(xié)助工程師對(duì)機(jī)隊(duì)進(jìn)行監(jiān)控。

表3 PW4077D發(fā)動(dòng)機(jī)EGT極限（AMM規(guī)定值）Tab.3 EGT limitation for PW4077D（demanded by AMM）

6 結(jié)語(yǔ)

綜上所述，根據(jù)工程經(jīng)驗(yàn)總結(jié)出的以上3項(xiàng)監(jiān)控原則各有利弊，具有很強(qiáng)的互補(bǔ)性，因此3者在地位上不存在先后關(guān)系，任意一種監(jiān)控規(guī)則發(fā)現(xiàn)了異常，計(jì)算機(jī)都會(huì)給出報(bào)警信息。通過(guò)對(duì)PW4077D發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)際QAR數(shù)據(jù)的監(jiān)控測(cè)試，證明以上3條監(jiān)控規(guī)則可以在一定程度上對(duì)巡航階段發(fā)動(dòng)機(jī)QAR數(shù)據(jù)實(shí)現(xiàn)監(jiān)控。發(fā)現(xiàn)可能存在的故障問(wèn)題，如活門(mén)問(wèn)題和N2轉(zhuǎn)子葉片斷裂故障，及時(shí)給出監(jiān)控報(bào)告，從而更加充分地利用QAR數(shù)據(jù)資源為發(fā)動(dòng)機(jī)的安全使用服務(wù)。

未來(lái)，隨著對(duì)QAR數(shù)據(jù)研究的深入，可以建立更加精細(xì)的巡航監(jiān)控原則，也可以分析過(guò)渡態(tài)控制規(guī)律，運(yùn)用人工智能的方法對(duì)過(guò)渡狀態(tài)數(shù)據(jù)（啟動(dòng)、起飛、爬升、下降、反推）進(jìn)行監(jiān)控，實(shí)現(xiàn)對(duì)QAR數(shù)據(jù)更加有效的利用，提高民航飛行的安全性和可靠性，降低維護(hù)成本，幫助航空公司獲取更好的效益。

[1]MICHAEL R POOLE，ENG P.Accident investigation without the accident[J].International Society of Air Safety Investigation Forum，2004，37（3）：17-21.

[2]羅朝勝.Visual Basic 6.0程序設(shè)計(jì)教程[M].北京：人民郵電出版社，2002.

[3]卿立勇，黃圣國(guó)，林鈺森.基于QAR數(shù)據(jù)的飛機(jī)系統(tǒng)故障預(yù)測(cè)與故障診斷支持系統(tǒng)研究[J].江蘇航空，2006，2：11-12.

[4]LINK C JAW.Recent Advancements in Aircraft Engine Health Management（EHM）Technologies and Recommendations for the Next Step[C]//Proceedings of Turbo Expo 2005：50th ASME International Gas Turbine&Aeroengine Technical Congress，2005.

[5]Pratt&Whitney Company.ECMⅡ Training Manual[G].Pratt&Whitney Company，1994.

[6]廉小純，吳 虎.航空燃?xì)廨啓C(jī)原理[M].北京：國(guó)防工業(yè)出版社，2000.

[7]Boeing Company.B777 Aircraft Maintenance Manual[G].Seattle：Boeing Company，2007.