基于狀態(tài)監(jiān)控?cái)?shù)據(jù)的航空活塞發(fā)動機(jī)故障診斷

趙晨迪, 孫一, 楊秀鋒

(1.中國民用航空飛行學(xué)院機(jī)務(wù)處, 廣漢 618307; 2.中國民用航空飛行學(xué)院飛機(jī)修理廠, 廣漢 618307)

航空活塞發(fā)動機(jī)運(yùn)行狀況對飛行安全至關(guān)重要,任何機(jī)械故障和性能偏差都可能造成不可逆的損傷[1],其中發(fā)動機(jī)空中瞬時(shí)或偶發(fā)故障最難排查,被忽略的細(xì)小故障源往往存在安全隱患,采取科學(xué)有效和準(zhǔn)確可靠的方法才能實(shí)現(xiàn)對疑難故障的診斷以及發(fā)動機(jī)預(yù)防性維修。得益于傳感器和發(fā)動機(jī)數(shù)據(jù)采集技術(shù)的不斷發(fā)展,狀態(tài)監(jiān)控系統(tǒng)現(xiàn)已逐步應(yīng)用于通航飛機(jī)[2],其相關(guān)研究已是開展航空活塞發(fā)動機(jī)視情維修、事件調(diào)查和故障診斷的關(guān)鍵。

目前,基于航空發(fā)動機(jī)故障診斷方法和狀態(tài)監(jiān)控系統(tǒng)已有較多研究。曹明等[2]綜述了航空發(fā)動機(jī)故障診斷與健康管理現(xiàn)狀,其中詳細(xì)闡述了基于狀態(tài)監(jiān)控的發(fā)動機(jī)維護(hù)與決策支持系統(tǒng)。趙軍等[3]通過分析兩臺民航發(fā)動機(jī)ACARS數(shù)據(jù),對民航發(fā)動機(jī)狀態(tài)監(jiān)控系統(tǒng)開發(fā)進(jìn)行研究。張幼振等[4]闡述了狀態(tài)監(jiān)測與故障診斷技術(shù)在煤礦坑道鉆機(jī)中運(yùn)用的研究現(xiàn)狀。沈峘等[1]基于航空發(fā)動機(jī)缸內(nèi)壓力和缸蓋振動信號,提出一種支持矢量機(jī)和變分模態(tài)分解相結(jié)合的故障診斷方法,并且驗(yàn)證了準(zhǔn)確率。夏存江等[5]闡述了利用數(shù)據(jù)驅(qū)動方法進(jìn)行航空發(fā)動機(jī)氣路故障診斷的研究進(jìn)展和發(fā)展趨勢。孟現(xiàn)召等[6-7]通過飛行數(shù)據(jù)記錄器系統(tǒng)采集的發(fā)動機(jī)數(shù)據(jù),分析了發(fā)生發(fā)動機(jī)爆震和氣缸內(nèi)較多沉積物的飛機(jī)運(yùn)行狀態(tài),提出了抑制發(fā)動機(jī)爆震的方法。龍小輝等[8]通過對航空活塞發(fā)動機(jī)氣門機(jī)構(gòu)工作原理和運(yùn)行數(shù)據(jù)的分析,提出發(fā)動機(jī)空中氣門卡阻的原因和預(yù)防措施?？傮w來看,利用航空發(fā)動機(jī)運(yùn)行數(shù)據(jù)進(jìn)行故障診斷的理論研究和發(fā)動機(jī)運(yùn)行故障特征分析的研究較多,而以工程問題為例,基于狀態(tài)監(jiān)控?cái)?shù)據(jù)和飛行數(shù)據(jù)的多信息融合故障診斷研究較少。因此,結(jié)合實(shí)際問題就此展開深入研究和驗(yàn)證。

萊康明發(fā)動機(jī)在全球通航飛機(jī)市場中具有極高占比,但中外航空活塞發(fā)動機(jī)維護(hù)主要以事后排故和定期檢修為主,目前缺乏針對此類發(fā)動機(jī)的狀態(tài)監(jiān)控?cái)?shù)據(jù)分析和故障診斷方法研究。鑒于此,以某型萊康明航空活塞發(fā)動機(jī)及裝備該型發(fā)動機(jī)通用飛機(jī)為研究對象,具體以該發(fā)動機(jī)推油門停車和空中推油門發(fā)動機(jī)功率遲滯故障為例,結(jié)合發(fā)動機(jī)控制原理,利用模型建立、數(shù)據(jù)處理和模擬試驗(yàn)研究瞬時(shí)故障成因,探究飛行數(shù)據(jù)和發(fā)動機(jī)狀態(tài)監(jiān)控?cái)?shù)據(jù)為基礎(chǔ)的故障診斷方法,以保證發(fā)動機(jī)故障診斷準(zhǔn)確性和可靠性,為同類航空活塞發(fā)動機(jī)故障診斷提供技術(shù)支撐。

1 發(fā)動機(jī)監(jiān)控與數(shù)據(jù)處理

1.1 發(fā)動機(jī)控制與數(shù)據(jù)采集

某型通用飛機(jī)裝備的萊康明發(fā)動機(jī)為水平對置、四氣缸、空氣冷卻和燃油噴射式活塞發(fā)動機(jī)[9-10]。該型發(fā)動機(jī)的直噴式燃油系統(tǒng)的油氣比控制較汽化器式燃油系統(tǒng)更為精確[11],其功率主要由油門桿和混合比桿控制,油門桿和混合比桿通過傳動鋼索與燃油調(diào)節(jié)器相連以控制油氣比和油氣量,油門在完全向前位時(shí)處于打開狀態(tài),完全向后處于關(guān)閉位;混合比桿在前端時(shí)為混合比調(diào)節(jié)活門全開位,末端為慢車關(guān)斷位[12],飛行員根據(jù)情況實(shí)時(shí)操作以滿足功率的需要。

該機(jī)型主要搭載Garmin1000航空電子系統(tǒng)[9],在發(fā)動機(jī)的進(jìn)氣總管、氣缸頂部、滑油通道、排氣管和磁電機(jī)等區(qū)域設(shè)置了傳感器,能夠?qū)崟r(shí)采集監(jiān)控進(jìn)氣總管壓力(manifold air pressure, MAP),燃油流量(fuel flow, FF),發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速(revolutions per minute, RPM),滑油壓力與溫度、排氣溫度和氣缸頭溫度等發(fā)動機(jī)參數(shù),經(jīng)過數(shù)據(jù)處理在駕駛艙實(shí)時(shí)顯示和進(jìn)行發(fā)動機(jī)狀態(tài)預(yù)警,并且可以在飛行任務(wù)結(jié)束后進(jìn)行數(shù)據(jù)的讀取。

1.2 EGView數(shù)據(jù)處理軟件

EGView 1.6.4000是一個(gè)功能強(qiáng)大的數(shù)據(jù)分析工具[13],最初由EGTrends公司設(shè)計(jì),EGView允許用戶為最多4個(gè)不同的飛機(jī)創(chuàng)建飛機(jī)基本參數(shù)和導(dǎo)入數(shù)據(jù),可以快速讀取各型綜合航空電子系統(tǒng)存儲下的數(shù)據(jù),繪制各型發(fā)動機(jī)工作曲線。在EGVIEW數(shù)據(jù)處理之前,需要創(chuàng)建發(fā)動機(jī)模型,設(shè)置發(fā)動機(jī)相關(guān)參數(shù),以防止數(shù)據(jù)冗余和超限,針對航空活塞發(fā)動機(jī)的基本模型參數(shù)設(shè)置界面如圖1所示。

Engine Manufacturer為發(fā)動機(jī)制造商;Engine Type為發(fā)動機(jī)類別;Cylinders為汽缸數(shù);Type of Fuel System為燃油系統(tǒng)類別;Turbo Charging System為渦輪增壓系統(tǒng);Engine Limitations(Maximums)為發(fā)動機(jī)限制值(最大);Aircraft Engine為飛機(jī)發(fā)動機(jī);Engine Monitor為發(fā)動機(jī)檢測器;Fuel Injected為燃油噴射;Normally Aspirated為自然吸氣式;Displacement為位移;Compression Ratio為壓縮比;HP為功率;RPM為轉(zhuǎn)數(shù);FF為燃油流量;TIT為渦輪進(jìn)氣溫度;MAP為進(jìn)氣壓力;EGT為排氣溫度;CHT為汽缸頭溫度圖1 EGVIEW發(fā)動機(jī)模型設(shè)置Fig.1 EGVIEW engine model settings

1.3 利用FLIGHTDATA和GoogleEarth的軌跡模擬

FLIGHTDATA是基于Web端的飛行日志和發(fā)動機(jī)/飛行數(shù)據(jù)分析器,可以實(shí)時(shí)查閱以往的飛行日志和數(shù)據(jù)。因?yàn)閱螜C(jī)SD卡數(shù)據(jù)無法與Google Earth交聯(lián),并且沒有足夠的地形參數(shù),所以在飛行軌跡的還原上可以運(yùn)用FlightData中的實(shí)時(shí)數(shù)據(jù)在GoogleEarth中建立模型。

2 發(fā)動機(jī)故障數(shù)據(jù)分析

2.1 事件描述

(1)某型通用飛機(jī)在飛行起降訓(xùn)練中,在最后一次飛機(jī)接地后,飛行員做加油門連續(xù)起飛動作,發(fā)動機(jī)功率不增加,反復(fù)收加油門后,發(fā)動機(jī)停車,后經(jīng)地面試車確定發(fā)動機(jī)無異常。

(2)某型通用飛機(jī)在空中完成無功率失速科目,在失速改出加油門時(shí),發(fā)動機(jī)功率不增加,螺旋槳轉(zhuǎn)速不增加,且發(fā)動機(jī)有熄火的趨勢,在第三次收加油門后,發(fā)動機(jī)才趨于正常,在發(fā)動機(jī)控制異常時(shí),飛機(jī)空速保持在50～60 kn不增加。飛機(jī)落地后,地面人員進(jìn)行地面試車,發(fā)現(xiàn)發(fā)動機(jī)無明顯異常。

出現(xiàn)故障的兩架飛機(jī)均采用萊康明四缸活塞發(fā)動機(jī),機(jī)型結(jié)構(gòu)相同。發(fā)動機(jī)功率的控制在起飛、降落和巡航中至關(guān)重要,初步判斷該故障源在發(fā)動機(jī)燃油控制系統(tǒng),但是事后地面試車無任何故障表征,且地面試車無法模擬事件2空中環(huán)境和飛行姿態(tài),需要就飛行數(shù)據(jù)做建模還原[14]。

2.2 建立飛行數(shù)據(jù)模型

通過FLIGHTDATA調(diào)取了事件2飛機(jī)發(fā)生異常時(shí)段的飛行數(shù)據(jù),將GPS、TIME點(diǎn)各飛行參數(shù)與Google Earth地理模型對應(yīng),就飛行軌跡參數(shù)還原出的事件2飛行軌跡如圖2所示,模型顯示飛機(jī)處于直線平飛階段,飛行員反復(fù)增加油門,螺旋槳轉(zhuǎn)速不增加,發(fā)動機(jī)功率不增加,飛機(jī)空速(indicated airspeed, IAS)基本不增長,整個(gè)飛機(jī)空速處于55～59 kn,在這一段飛行軌跡里,除飛行速度變化小外,飛行姿態(tài)較穩(wěn),各參數(shù)正常。整個(gè)模型顯示,空氣濕度場壓環(huán)境基本一致,排除外界環(huán)境影響和空中異常飛行姿態(tài)情況。

黃色的軌跡為整個(gè)飛行軌跡;紅色標(biāo)記段為故障異常段圖2 事件2飛行軌跡還原Fig.2 Event 2 flight path recovery

A點(diǎn)為故障發(fā)生前一組正常推油門數(shù)據(jù)變化;B點(diǎn)為故障點(diǎn);MAP為進(jìn)氣總管壓力;RPM為發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速;FF為燃油流量;IAS為飛機(jī)空速圖3 事件1發(fā)動機(jī)參數(shù)曲線Fig.3 Event 1engine parameter curve

2.3 狀態(tài)監(jiān)控?cái)?shù)據(jù)分析

2.3.1 事件1數(shù)據(jù)分析

事件1故障發(fā)生時(shí)飛機(jī)剛好落地,故障點(diǎn)時(shí)間較為確定,利用EGVIEW繪制該時(shí)段發(fā)動機(jī)工作曲線。該故障發(fā)生時(shí),滑油壓力和溫度正常,缸頭溫度正常,明顯異常變化參數(shù)主要為進(jìn)氣總管壓力MAP(藍(lán)色單線)、發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速RPM(綠色單線)、燃油流量FF(紅色單線)、飛機(jī)空速IAS(橙色單線),如圖3所示。

放大曲線B點(diǎn)處的特征如圖4所示,a點(diǎn)前的燃油流量和進(jìn)氣壓力的波動應(yīng)為飛行員反復(fù)收加油門所致,此段發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速小幅波動且并未隨燃油流量的增加而增加,反而有輕微下降的趨勢。a點(diǎn)至b點(diǎn)為明顯異常的故障段,其中進(jìn)氣總管壓力在2 s內(nèi)從40 027.11 Pa增至98 814.81 Pa,燃油流量在2 s內(nèi)從6.74 L/h增至38.42 L/h。發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速在略微增長后開始下降,因后續(xù)的地面試車故障再未復(fù)現(xiàn),證明燃油和進(jìn)氣系統(tǒng)整體狀態(tài)可能較為良好,懷疑發(fā)生故障時(shí)燃油流量的變化率過快,與進(jìn)氣量不匹配,從而造成停車。需對a—b點(diǎn)的發(fā)動機(jī)實(shí)際工況進(jìn)行計(jì)算研究,驗(yàn)證故障點(diǎn)發(fā)動機(jī)貧富油狀態(tài)。

MAP為進(jìn)氣總管壓力;RPM為發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速;FF為燃油流量;IAS為飛機(jī)空速圖4 事件1發(fā)動機(jī)故障數(shù)據(jù)點(diǎn)Fig.4 Event 1 failure data points

MAP為進(jìn)氣總管壓力;RPM為發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速;FF為燃油流量;IAS為飛機(jī)空速圖5 事件2發(fā)動機(jī)參數(shù)曲線Fig.5 Event 2 engine parameter curve

MAP為進(jìn)氣總管壓力;RPM為發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速;FF為燃油流量;IAS為飛機(jī)空速圖6 事件2發(fā)動機(jī)故障數(shù)據(jù)點(diǎn)Fig.6 Event 1 failure data points

2.3.2 事件2數(shù)據(jù)分析

從飛行軌跡模型的還原,找出了事件2故障發(fā)生的時(shí)段和故障發(fā)生時(shí)的實(shí)時(shí)環(huán)境和飛行姿態(tài),排除了飛行環(huán)境等其余因素的影響。根據(jù)前期飛行軌跡中找到的故障時(shí)間節(jié)點(diǎn),利用EGVIEW軟件繪制該時(shí)間段發(fā)動機(jī)的工作曲線,故障曲線如圖5、圖6所示。

如圖5所示,A′點(diǎn)峰谷的位置為空中故障轉(zhuǎn)速最低點(diǎn)(1 129.3 r/min),此時(shí)的燃油流量為6.51 L/h,推油門后1 s內(nèi)燃油流量增至29.98 L/h,第2 s增至42.51 L/h;進(jìn)氣壓力從24 890.00 Pa增至77 311.20 Pa,第2 s增至81 442.60 Pa;但是發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速1 s內(nèi)僅增加到1 289.8 r/min,第2 s回落至1 223.8 r/min,飛機(jī)空速IAS從52.57增加至54.42 kn,幾乎無變化。

如圖6所示,a′—b′點(diǎn)時(shí)段中,燃油流量和進(jìn)氣總管壓力在2 s內(nèi)線性快速上升至高點(diǎn),判斷為飛行員在2 s內(nèi)完成了加油門動作。雖然燃油流量和進(jìn)氣總管壓力都呈線性增長,但飛機(jī)空速卻緩慢下降,螺旋槳轉(zhuǎn)速RPM在2 s內(nèi)幾乎遲滯,表明了發(fā)動機(jī)功率確實(shí)未增加且有減小的趨勢,隨后進(jìn)氣總管壓力和燃油流量曲線的小幅下降應(yīng)為飛行員回收了油門桿(圖6),這避免了發(fā)動機(jī)的停車。

在推油門后,燃油流量(紅色單線)和進(jìn)氣總管壓力(藍(lán)色單線)的斜率變化和事件1基本一致,初步判定兩起故障同源,均與燃油控制系統(tǒng)和飛行操作有關(guān)。

2.4 余氣系數(shù)的計(jì)算

余氣系數(shù)是發(fā)動機(jī)氣缸中實(shí)際空氣量與理論空氣量的比值[15-16],直接反映了活塞發(fā)動機(jī)在某一工況下的貧富油狀態(tài),利用故障點(diǎn)各項(xiàng)發(fā)動機(jī)性能數(shù)據(jù),能夠計(jì)算出故障發(fā)生時(shí)發(fā)動機(jī)的余氣系數(shù)。在此采用關(guān)于活塞發(fā)動機(jī)余氣系數(shù)的算法[17-18]。

(1)

式(1)中:α為余氣系數(shù);Laa為單個(gè)氣缸實(shí)際進(jìn)入的空氣量;Lta為單個(gè)氣缸理論進(jìn)入的空氣量。

(2)

式(2)中:所研究的萊康明四缸水平對置發(fā)動機(jī)氣缸設(shè)計(jì)總?cè)莘e為0.006 39 m3;單個(gè)氣缸容積V=1 597.7 cm3;壓縮比ε為8.5;空氣常數(shù)R為286.71 J/kg;殘余廢棄系數(shù)γ為0.14;Pin為進(jìn)氣壓力;進(jìn)氣溫度為T0。

(3)

式(3)中:L0為發(fā)動機(jī)燃油單位質(zhì)量的理論空氣量,該飛機(jī)使用100LL航空汽油的L0為 15.1 m3/m3;qF為發(fā)動機(jī)的燃油流量;氣缸數(shù)量m為4;n為發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速。

將式(2)、式(3)代入式(1)得到余氣系數(shù)α的計(jì)算公式為[16]

根據(jù)找到的發(fā)動機(jī)故障點(diǎn)讀取故障點(diǎn)前后數(shù)據(jù)的Pin、T0、qF、n各值,代入余氣系數(shù)計(jì)算公式。表1為事件1故障a—b點(diǎn)5 s的計(jì)算數(shù)據(jù),以及事件2故障a′—b′點(diǎn)5 s的計(jì)算數(shù)據(jù)。

表1 事件1和事件2余氣系數(shù)計(jì)算Table 1 Residual gas coefficient calculation of event 1 and event 2

事件1為快速推油門復(fù)飛,事件2為空中急加速,兩個(gè)事件的運(yùn)行狀態(tài)均為發(fā)動機(jī)大功率輸出,余氣系數(shù)應(yīng)在0.8～0.9[12]。表1截取了故障時(shí)推油門動作5 s內(nèi)的數(shù)據(jù),其中第2 s為事件1和事件2推油門的起點(diǎn),可以看出,兩次事件的第2～4 s的燃油流量變化大,第1 s和第2 s的余氣系數(shù)在0.8～1.0,油氣比較為正常;第3 s的余氣系數(shù)低于0.8,燃油流量過大,較富油;4、5 s的余氣系數(shù)均小于0.5,發(fā)動機(jī)嚴(yán)重富油。

3 故障成因研究

3.1 試驗(yàn)對比

通過對同機(jī)型同溫度條件下的3架飛機(jī)推油門數(shù)據(jù)進(jìn)行計(jì)算,得到另外3組余氣系數(shù)計(jì)算值,并繪制燃油流量和余氣系數(shù)的變化曲線,如圖7所示。3條正常推油門數(shù)據(jù)曲線軌跡較為統(tǒng)一,均為推油門動作后的第1 s余氣系數(shù)增加且在1以上,表明該時(shí)間點(diǎn)進(jìn)氣充足,燃油流向小,為貧油狀態(tài),隨后隨著燃油流量增加,5 s內(nèi)余氣系數(shù)逐步下降但均高于0.8,轉(zhuǎn)速穩(wěn)定增加,發(fā)動機(jī)工作良好。而事件1和事件2在推油門動作后,余氣系數(shù)幾乎直線下降,表明了其嚴(yán)重富油工況且異于3組正常數(shù)據(jù)。

圖7 余氣系數(shù)變化曲線Fig.7 Residual gas coefficient curve

從數(shù)據(jù)分析反映的操縱油門的時(shí)間來看,正常情況下的燃油流量變化率較小,操縱更為平滑,事件1和2的油門操縱過快且小于3 s,違背了該型飛機(jī)操縱油門操作不小于3 s的要求[19]。

雖然從飛行操縱的角度來看,兩次油門操作的時(shí)間過短是導(dǎo)致發(fā)動故障的主因,且地面試車未發(fā)現(xiàn)異常,但從計(jì)算結(jié)果表明的嚴(yán)重過富油狀態(tài)仍然令人懷疑,遂利用燃油調(diào)節(jié)器試驗(yàn)臺對這兩個(gè)燃油調(diào)節(jié)器進(jìn)行流量測試[20],測試數(shù)據(jù)如表2所示。

表2 燃油流量試驗(yàn)臺測試數(shù)據(jù)Table 2 Test data of fuel flow test bed

該試驗(yàn)臺模擬燃油調(diào)節(jié)器在發(fā)動機(jī)上的全行程工況[20],主要測試在不同進(jìn)氣量下,燃油調(diào)節(jié)器出口的計(jì)量燃油流量值,以一臺全新(藍(lán)色單線)和兩臺無故障燃油調(diào)節(jié)器(綠色和紫色單線)做對比測試實(shí)驗(yàn),測試數(shù)據(jù)繪制的曲線如圖8所示。

圖8 試驗(yàn)臺測試數(shù)據(jù)曲線Fig.8 The tests data curveof test bench

從表2數(shù)據(jù)和圖8曲線可以看出,事件1(黑色單線)和事件2(紅色單線)的故障燃調(diào)在0～1 000 Pa進(jìn)氣壓力下的燃油流量明顯高于全新和無故障燃油調(diào)節(jié)器測試曲線,后續(xù)燃油流量與其他3條曲線幾乎一致,證明兩個(gè)故障燃調(diào)在發(fā)動機(jī)慢車到中轉(zhuǎn)速的計(jì)量燃油流量偏高。以AVSTAR和PRECISION公司的其他型號的燃油調(diào)節(jié)器測試數(shù)據(jù)標(biāo)準(zhǔn)來看[21],該型燃油調(diào)節(jié)器的慢車流量已超過測試標(biāo)準(zhǔn),分解檢查發(fā)現(xiàn)其慢車活門的表面均存在不同深度的劃痕。因該活門是一種接觸貼合型活門,貼合面的平整度影響通過活門的流量,所以貼合面表面劃痕將導(dǎo)致慢車計(jì)量燃油量偏離設(shè)定值。

3.2 結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)分析

對比同廠家不同型號的燃油調(diào)節(jié)器,用①型代指,研究的故障燃油調(diào)節(jié)器用②型代指。①型和②型燃油調(diào)節(jié)器的進(jìn)氣通道孔徑完全相同[22],分解①型和②型發(fā)現(xiàn)兩型燃油調(diào)節(jié)器的本質(zhì)區(qū)別僅在于慢車活門限流孔孔徑的不同,①型孔徑2.64 mm,②型孔徑2.79 mm,②型活門限流孔設(shè)計(jì)制造孔徑更大。

慢車活門機(jī)構(gòu)原理結(jié)構(gòu)如圖9所示,慢車活門控制桿與油門桿聯(lián)動,慢車活門控制慢車活門限流孔的開閉大小,以實(shí)現(xiàn)發(fā)動機(jī)慢車至中轉(zhuǎn)速狀態(tài)下計(jì)量燃油的控制。限流孔徑的設(shè)計(jì)大小決定了在發(fā)動機(jī)低中轉(zhuǎn)速下推油門后,計(jì)量燃油流量的輸出大小。①型和②型的慢車活門機(jī)構(gòu)尺寸和進(jìn)氣通道直徑完全一致,但②型限流孔孔徑較大,隨油門桿推動后的慢車活門開度更大,所以該型燃右調(diào)節(jié)器在發(fā)動機(jī)慢車和中轉(zhuǎn)速時(shí)對飛行員的操作更為敏感。且從活門設(shè)計(jì)角度來看,快推油門易造成慢車活門開度突然增大,以導(dǎo)致發(fā)動機(jī)低轉(zhuǎn)速下的計(jì)量燃油流量突然增加。

圖9 慢車活門結(jié)構(gòu)原理示意圖Fig.9 Schematic diagram of the structure of fuel idle valve

4 結(jié)論

以兩起航空活塞發(fā)動機(jī)偶發(fā)故障為例,提出一種結(jié)合飛行軌跡構(gòu)建和發(fā)動機(jī)狀態(tài)監(jiān)控?cái)?shù)據(jù)分析相結(jié)合的故障診斷方法,得到以下結(jié)論。

(1)通過對燃油調(diào)節(jié)器的模擬測試,證明兩起故障發(fā)動機(jī)燃油系統(tǒng)部件出現(xiàn)性能偏差,驗(yàn)證了基于狀態(tài)監(jiān)控?cái)?shù)據(jù)進(jìn)行分析和發(fā)動機(jī)工況計(jì)算方法的準(zhǔn)確性。

(2)案例中該型發(fā)動機(jī)因燃油調(diào)節(jié)器慢車活門結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)原因,對飛行員油門操縱更為敏感;兩起故障與油門操縱和燃油調(diào)節(jié)器性能參數(shù)偏離均有關(guān)系。

(3)通過狀態(tài)監(jiān)控?cái)?shù)據(jù)分析,可以發(fā)現(xiàn)航空活塞發(fā)動機(jī)異常運(yùn)行特征,快速識別故障源。