整机丨清华大学：基于关键参数重构的航空发动机可靠性提升研究
航空发动机工作可靠性对于飞行安全至关重要，关键控制参数异常直接危及发动机和飞机飞行安全。从涡扇发动机参数测量异常导致的空中停车出发，剖析了故障原因和处置方案，分析了发动机控制系统容错与故障诊断措施，提出了关键参数余度设计建议，通过重构方法在不增加发动机机械复杂度和硬件成本的前提下提高发动机可靠性。以涡扇发动机压气机后静压(P3s)为例，基于进气道特征参数、发动机特征截面测量参数，提出了一种简单实用的P3s重构方法，发动机稳态重构准确度达97%以上；设计了测量值与重构值的切换逻辑，经实装应用验证可行，有效解决了因引气管断裂而出现的发动机异常停车问题。关键词：参数重构；解析余度；航空发动机；可靠性；空中停车；压气机后静压重构航空发动机作为高速旋转的热力机械，工作范围广，工作条件苛刻，工作寿命长，发动机气路部件、传感器、管路和作动筒等执行机构时常会发生故障或者虚警，导致控制系统可靠性降低，严重时出现发动机超温、超转、空中停车、喘振，进而导致飞机发生非常严重的飞行事故。随着全权限控制系统的深入应用，航空发动机控制系统智能性、先进性正在不断提高，通过容错设计，当部件或系统发生故障时，控制系统能够保证系统继续安全、稳定地运行，并在此基础上满足一定的性能指标。在航空发动机研制、使用中多次出现空气管断裂导致发动机故障的情况。江泉在进行发动机150h持久摸底试验期间，发动机空气管路出现断裂故障，导致试验中断。杨杰介绍了GEnx-2B发动机空气信号管路断裂产生的根本原因和主要特征等，总结国航机队面临的问题并提出相应的解决措施。根据通用电气公司(General Electric Company,GE)对航空发动机的空中停车事件进行统计，发现有50%是由于外部管路、导线、传感器损坏、失效引起的。执行机构或者气路管路故障后不仅要查找故障原因，而且需提前设置故障时的重构计算方法和处置措施，保证一旦出现故障时发动机的运行安全。王伟等通过滑模观测器对传感器故障的精确估计，并在此基础上通过MATLAB/simulink对低压转速传感器故障时信号重构仿真。卢则鹏采用解析余度技术，利用参数间的联系实现长周期范围内对参数的预测，基于解析余度开展了传感器故障诊断研究。尤成新等采用核极限学习机模型评价（kernel-extreme learning machine，K-ELM）方法基于已测参数建立了转速信号的重构模型。张荣等以转速传感器为例，研究了基于信号合成的航空发动机高精度的传感器信号重构方法。孙浩等提出一种基于修正的广义似然比方法的信息重构算法，验证了民用涡扇发动机的传感器与执行机构发生恒偏差与漂移故障的情形下进行了重构方法的可行性。王俊琦等采用基于神经网络方法，以飞机试飞测量数据为基础，分别开展了发动机进口总压流场和稳态周向畸变指数重构方法研究，分析了参数对对稳态周向畸变指数重构偏差的影响。贺小栋等采用遗传算法研究了在故障情况下通过计算控制器的调整值以实现对发动机运行性能和推力水平的恢复的控制策略。以上大量研究均为针对控制系统中传感器故障时的诊断和余度解析计算方法，同时提出了不同算法对于转速等参数预测的方法和准确性说明，对于判断、分析发动机整体运行健康程度和趋势有参考意义，但对于关键控制参数实时性重构研究较少，且对于对空气管路、作动筒等执行机构故障重构研究较少，无法满足在关键控制参数异常时正常控制的需求。从涡扇发动机测量参数异常导致空中停车的实际问题出发，提出通过余度设计、参数重构机制提高发动机控制系统容错能力的方法，以发动机实装条件下的压气机后静压为例，研究基于测量参数的实时重构方法和控制逻辑。1发动机空中停车故障问题描述飞机在飞行过程中，出现发动机转速异常降低并报“发动机空中停车”信号。经查，在油门杆保持不动时，转速异常下降的原因为发动机压气机后静压(P3s)出现突降，测量值明显低于实际值，以该参数为基础计算的发动机燃油流量减少，导致发动机转速异常降低，触发发动机空中停车。发动机空中停车时主要参数和信号的变化如图1所示。 图1 发动机故障时主要参数变化情况控制燃油流量是航空发动机的主要控制方式之一，为保证广域工作包线内各种状态下发动机正常稳定工作，本故障问题中燃油流量由多参数计算得出，简化的计算表达式为 根据故障树和现场排查发现，P3s测量异常的原因为压气机后静压引气管断裂，见图2。在航空发动机使用中，空气引气管受交变载荷、温度载荷、振动环境等影响，不可避免发生故障，难以保证其100%可靠性。针对空气引气管易发生故障的情况，首先应加强空气管的设计、制造以提高其可靠性；其次应通过控制策略设计在发生故障时使其对发动机正常工作的影响降到最低。 图2 P3s测量管断裂位置2基于测量参数的航空发动机可靠性分析与设计2.1 发动机典型故障类型航空发动机的基本功能是为飞机提供推力、功率提取、引气等。按图3所示，将发动机分为主机硬件、系统硬件和控制软件三部分。风扇、压气机、燃烧室、涡轮、尾喷管等基本主机硬件是保证发动机功能实现的基本。泵、传感设备、管路等系统硬件类似于人的“眼睛”“鼻子”“耳朵”，帮助发动机与外界实现交互传输，是发动机的大脑，控制发动机达到预期运行状态。传感器和执行机构是航空发动机控制系统和健康管理系统的重要组成部分，其中传感器测量输出是控制系统和健康管理系统的关键信息来源，执行机构是数字电子控制器与发动机之间信息传递的关键环节。发动机主机硬件故障，不可挽救，甚至会出现由一个部件引起其他部件的二次损坏，重则发动机彻底损坏。系统硬件故障一旦发生将导致发动机和飞机控制异常，不可接受；但是系统硬件故障和软件故障是可以提前设计并规避的。系统硬件故障可通过故障监控和关键参数重构进行风险化解。 图3 航空发动机主要部件分类2.2 容错控制与故障诊断分析容错控制是控制系统的“重要使命”，是保障发动机安全高效运行的核心技术。容错控制是瞄准性能不降级，最终实现带故障派遣的核心技术。主动容错控制方法利用故障诊断单元提供的故障信息对控制器的结构或参数进行相应调整，以保证闭环系统稳定工作并尽可能满足期望的性能指标。飞控与发控联合研究并制定故障处置策略，在发动机的工作场景、飞机飞行场景进行故障注入，进行验证并开展容错评价。为实现故障诊断需要完成四方面工作：①故障检测，故障发生时能在第一时间识别并检测到系统发生的异常情况；②故障隔离，即确定故障类型以及故障发生的准确位置；③故障程度估计，即确定当前故障的严重程度；④故障重构，即故障定位和故障程度估计后，通过重构、备份等手段接管发动机控制，消除故障带来的影响。传感器与执行机构故障信息重构的目的是传感器与执行机构发生故障时，为控制系统提供正确的信息来源，保证发动机继续稳定、安全地运行。回路自检测判断电气故障并定位，故障诊断模型并融合专家库策略判断发动机气路(部件)故障、机械故障、系统故障，实现对发动机主机部件、关键系统、附件，气路、振动、滑油等关键参数的故障诊断和原因定位。空停的故障原因是引气管断裂，属机械硬件故障，引气管断裂的直接原因是管路在振动、应力等交变载荷下疲劳所致。从系统设计的角度分析发动机可靠性的实现。①重要参数的硬件设计未考虑备份；②在仅有的一根管子断裂导致P₃s测量异常时，控制系统应能及时识别出故障位置和P₃s测量异常，当判断为信号输入异常或者传感器测量异常时应给出重构值参与发动机控制，保证发动机转速不出现异常波动；③若重构值不能保证发动机正常工作时应启动备份控制计划投入工作。2.3 发动机关键参数的余度设计建议余度技术分为硬件余度和解析余度，硬件余度逻辑简单，但是需要增加系统的质量和体积；解析余度逻辑复杂，对精度要求高，便于形成非相似余度，更安全可靠。综合余度设计与备份设计可实现机械、电气同时双余度。在控制系统中，基于控制计划识别出关键控制参数有：转速、压气机后静压、总压比（涡轮后压力与发动机进口压力的比值）、燃油流量、涡轮后燃气温度、可调导叶角度、喷口喉道面积、可调放气活门等。其中，涡轮后燃气温度采用热电偶或者传感器直接进行测量，因此考虑传感器测量余度即可；其余关键参数需通过管路、齿轮等机械构件传输至传感器端进行测量，因此需同时考虑机械余度和传感器余度。按照可靠性设计要求，综合考虑系统设计复杂性、成本等因素，提出关键控制参数余度设计建议，见表1。 表1 关键参数的余度设计2.4 P₃s余度设计优化P₃s测量采用的是机械单余度+传感器双余度的模式，单独的一根引气管在机械上无法形成双余度。从余度设计角度来看，与其增加一根引气管作为备份硬件余度，增加P₃s解析余度更易于实现，因为即使2根管路也不能保证在发动机运行环境下受振动、气流冲击时两根管子不断裂，且增加了发动机结构的复杂性。在硬件余度之外增加解析余度实现设计优化，优化方案如图4所示。该优化方案可通俗地称为“硬件不够，软件来凑”。完成余度重构计算后，关键参数测量将实现n+1余度，n为参数的测量余度。基于余度设计优化，设计了故障诊断流程，如图5所示。 图4 关键参数余度设计优化方案 图5 基于余度设计优化的故障诊断流程3P3s重构方法与验证3.1 P3s重构方法基于发动机总增压比和进口参数进行P3s重构。利用发动机进口空气静压(P1s)和进气道出口马赫数计算出发动机进口空气总压，再乘上发动机总增压比，得到发动机压气机出口总压，再利用压气机出口总压与压气机出口马赫数计算得到压气机后静压P3s。重构算法为 式(4)中：k为气体热力参数，考虑到发动机进口至压气机出口的气流温度为−70∼600℃，查阅工程热力学中气体热力表格，取1.4；Mainlet为飞机进气道出口马赫数，可采用仿真计算值或进气道吹风试验数据，按照发动机转速、飞行马赫数进行三维插值得出；Macom.out为压气机出口马赫数，由部件三维仿真得出；πk为发动机总增压比，根据发动机工作特性给出其与发动机转速的关系，πk=f(n)。3.2 P3s重构值验证及误差分析在双余度P3s测量值均正常的条件下，测量值与重构值进行对比。结果表明，稳态P3s重构误差约±3%，具有较高的精度；油门动态调整时P3s重构误差约±8%，短时可达到10%以上(1~2s)，如图6。 图6 P3s重构计算值与实测值对比P3s重构计算时采用了飞机进气道出口马赫数、压气机出口马赫数、发动机总增压比、气体热力参数，该4项参数均具有一定的误差，从而导致整体计算误差。其中，飞机进气道马赫数为试验数据，误差较小，为-2%~2%；压气机出口马赫数使用压气机三维计算数据，误差范围为-3%~3%；发动机总压比选用的是稳态压比，飞行过程中由于飞机功率分出及引气条件的变化可能会带来发动机压比的变化，误差为-1%~1%；气体热力参数选取定值1.4，误差可忽略。以上数据均来自于稳态数据，故发动机在稳态时计算误差不超过3%，准确性高。但是在过渡态时，飞机进气道的数据、发动机总压比均未考虑容腔效应，计算误差较大。在加速过程中，燃油室供油增加，发动机实际的总压比大于该转速下稳态总压比，导致计算值偏小；在减速过程中，燃油室供油迅速减小，发动机实际的总压比小于该转速下稳态总压比，导致计算值偏大。在发动机同一油门杆下，爬升时，由于发动机状态稳定，虽然大气环境发生变化，但是比较连续，计算精度较理想；但是在飞行高度变化、油门杆角度变化叠加时，误差因子较多，计算误差将较大。在空中飞行时，为了保持飞机姿态而适度调节油门杆位置的情况下，计算值精度较高，仅次于稳态条件。3.3 重构值与实测值的切换逻辑(1) 测量值的表决结果。实际测量值选用平均值表决余度算法计算确定。第一种情况：P3sa与P3s b两个信号检测无故障，且差值在规定的表决阈值范围内时，则表决结果取P3sa与P3s b的平均值。第二种情况：P3sa与P3s b两个信号检测无故障，但差值超过规定的表决阈值时，则表决结果取安全值，考虑到P3s关系着发动机工作所使用的燃油流量，安全值取大值。第三种情况：P3sa与P3s b其中之一检测故障，则表决结果取有效值。第四种情况：P3sa与P3s b均检测故障，则表决结果取空值，直接使用P3s重构值。 比值小于规定阈值(Δ)时，判定为测量值有效，测量值参与控制；比值大于等于规定阈值时，判定为测量值故障，重构值参与控制。考虑到过渡态重构值的准确度，以及重构值受发动机状态变化的影响，为规避虚警，提出确认时间(τ)。切换逻辑表达式为 基于P3s的重构结果，设计了测量值与重构值的切换逻辑。不但实现P3s测量异常时能及时切换至重构值接替控制，而且能包容发动机各种条件下的操纵，不误报虚警。3.4 可靠性提升分析P3s测量采用机械单余度+传感器双余度模式，空气管路、传感器串联后实现参数采集，优化后的系统测量回路与重构回路通过条件并联实现P3s采集，因此优化前后的P3s参数采集故障率计算公式分别为 式中：λ为故障率，h−1；n为故障类型总数；Ni为第i类故障发生的数量；T为总试验时数，h；MTBF为平均故障间隔时间。优化前，总试验时数为3000h，故障总数为5个（包括空气管路断裂故障2次、压力传感器故障2次），因此，P3s测量值的故障率为1.3×10−3h−1。 4结论基于飞机进气道特性、发动机特性，提出一种简单实用的P3s重构方法，在不增加发动机机械复杂度、不增加硬件成本的前提下使发动机使用可靠性提高2~3个数量级，有效解决了因引气管断裂而出现的发动机异常停车问题。通过重构值与实测值对比表明，稳态重构误差约±3%，具有较高的精度；设计了重构值与实测值的切换逻辑，满足发动机在所有状态下可靠使用的需求。该研究属发动机健康管理，重构参数直接作为发动机状态监控和故障诊断的判据。为了进一步提高重构参数的计算精度，需建立过渡态发动机模型。展望未来，在人工智能的快速发展背景下，智能传感器、智能控制将是未来的必然趋势，深入研究数字模型、智能算法，不断提高关键参数在宽使用包线内的解析精度并实现工程应用，大大提高发动机使用可靠性。声明: 本文来源于网络, 仅供交流分享, 若涉及版权等问题请留言, 我们会及时处理 来源：两机动力先行
