陶德桂，王成軍

（中國(guó)人民解放軍92419部隊(duì)，遼寧興城125106）

小型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)故障分析及控制系統(tǒng)改進(jìn)

陶德桂，王成軍

（中國(guó)人民解放軍92419部隊(duì)，遼寧興城125106）

針對(duì)小型高速無人機(jī)配裝的小型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)生的空中停車故障，以發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速異常為頂層事件，以導(dǎo)致頂層事件發(fā)生的全部可能性為基本事件建立故障樹，結(jié)合發(fā)動(dòng)機(jī)控制原理及對(duì)遙測(cè)數(shù)據(jù)進(jìn)行仔細(xì)分析，確認(rèn)發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速采集信道出現(xiàn)問題導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)進(jìn)入邊界控制，而邊界條件設(shè)置不合理導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)工作在超速超溫狀態(tài)，最終失效。通過采取增加轉(zhuǎn)速采集備份信道、改進(jìn)ECU控制保護(hù)算法、修改ECU檔位油門限幅等措施有效地排除了此類故障，提高了發(fā)動(dòng)機(jī)工作的可靠性。

小型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)；小型高速無人機(jī)；轉(zhuǎn)速傳感器；發(fā)動(dòng)機(jī)控制單元；故障樹；冗余度

0　引言

國(guó)產(chǎn)某新型小型高速無人機(jī)配裝單發(fā)小型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)［1］，使用清潔度為GJB420A的5級(jí)或以上國(guó)產(chǎn)RP-3航空煤油為燃料，其最大推力可達(dá)1.37kN，起飛質(zhì)量最大可達(dá)300 kg，飛行速度最大可達(dá)220 m/s，飛行高度范圍為50～7000 m，具有遙控、2維程控、3維程控和自動(dòng)飛行等多種模態(tài)，研制完成至今已累計(jì)飛行近百架次，覆蓋整個(gè)設(shè)計(jì)高度，發(fā)動(dòng)機(jī)一直工作正常。但首次在海平面上飛行時(shí)發(fā)生了停車故障，導(dǎo)致無人機(jī)墜海。

本文針對(duì)故障現(xiàn)象及遙測(cè)數(shù)據(jù)進(jìn)行分析，依據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)控制原理建立故障樹［2-3］，最終確認(rèn)該型發(fā)動(dòng)機(jī)在控制系統(tǒng)方面存在安全隱患，需對(duì)其進(jìn)行改進(jìn)和完善。

1　故障現(xiàn)象描述

2014年下半年，在某臨海發(fā)射試驗(yàn)場(chǎng)進(jìn)行了新型高速無人機(jī)首次海上飛行試驗(yàn)，試驗(yàn)以失敗告終。在事后排故中，結(jié)合試驗(yàn)現(xiàn)場(chǎng)故障現(xiàn)象及事后遙測(cè)數(shù)據(jù)分析，準(zhǔn)確復(fù)現(xiàn)了無人機(jī)的整個(gè)飛行過程：無人機(jī)正常起飛后，按任務(wù)要求以5檔檔位進(jìn)行爬升，1 min32 s后當(dāng)靶機(jī)爬升至高度為1465 m、速度為120 m/s時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速在1 s內(nèi)由46200 r/min迅速降為0 r/min，持續(xù)1 s后，又在51～9190 r/min轉(zhuǎn)速范圍內(nèi)變化了2 s，而后降為0 r/min，直至墜海；在發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速變化過程中，發(fā)動(dòng)機(jī)油門由60.6%逐步升為93.3%；發(fā)動(dòng)機(jī)排氣溫度在20 s內(nèi)由正常值610℃均勻升至815℃，之后迅速竄升，直至超過溫度傳感器量程（1000℃）；在此過程中，靶機(jī)飛行高度和速度均繼續(xù)增加，直至發(fā)動(dòng)機(jī)排氣溫度［4-5］超過1000℃時(shí)，靶機(jī)速度和發(fā)動(dòng)機(jī)滑油壓力同時(shí)降低。3 min17 s后無人機(jī)姿態(tài)失穩(wěn)，自動(dòng)執(zhí)行保護(hù)開傘，5 min14 s后機(jī)上遙測(cè)信號(hào)消失，無人機(jī)落水。無人機(jī)故障前后發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)及空速變化曲線分別如圖1、2所示。

圖1　發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速、尾溫及滑油壓力變化相對(duì)曲線

圖2　發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速、油門及空速變化相對(duì)曲線

2　發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)工作原理

該小型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)［6］由發(fā)動(dòng)機(jī)控制單元（ECU）、供油系統(tǒng)、轉(zhuǎn)速傳感器及相關(guān)線纜組成，工作原理如圖3所示。

圖3　發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)工作原理

從圖中可見，通過ECU接收飛控器檔位控制指令，并采集發(fā)動(dòng)機(jī)當(dāng)前轉(zhuǎn)速值判斷發(fā)動(dòng)機(jī)當(dāng)前轉(zhuǎn)速是否處于預(yù)定范圍，若采集的轉(zhuǎn)速值低于或高于預(yù)定轉(zhuǎn)速范圍，由ECU通過增加或減小油門的方式控制供油系統(tǒng)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的供油量，使發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速達(dá)到預(yù)定轉(zhuǎn)速范圍，最終通過閉環(huán)控制實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速相對(duì)穩(wěn)定。同時(shí)，通過ECU采集發(fā)動(dòng)機(jī)工作的滑油溫度、滑油壓力、排氣溫度和油泵電流等參數(shù)，作為監(jiān)測(cè)量傳給飛控器。

根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)工作特性和速度要求，發(fā)動(dòng)機(jī)共設(shè)有多個(gè)工作檔位，其中1～4檔可根據(jù)實(shí)際需要靈活使用；5檔為經(jīng)濟(jì)轉(zhuǎn)速檔，耗油率最低，飛行速度可達(dá)160～180 m/s，巡航時(shí)使用此檔位；6檔一般在任務(wù)段高速飛行和爬升時(shí)使用，平飛速度可達(dá)200～220 m/s；還可根據(jù)需要增設(shè)其他檔位。發(fā)動(dòng)機(jī)工作檔位與轉(zhuǎn)速、油門限定范圍對(duì)應(yīng)關(guān)系見表1。

表1　發(fā)動(dòng)機(jī)工作檔位與轉(zhuǎn)速、油門限定范圍對(duì)應(yīng)關(guān)系

該無人機(jī)的發(fā)動(dòng)機(jī)采用型號(hào)為350GRP105磁電式轉(zhuǎn)速傳感器測(cè)量轉(zhuǎn)速［7-8］，轉(zhuǎn)速傳感器固定在發(fā)動(dòng)機(jī)殼體上，與壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子葉片外緣相距1 mm±0.5 mm，通過3芯線纜與外部接插件（+5V電源和地線及輸出信號(hào)線）相連，當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)，由ECU提供給轉(zhuǎn)速傳感器+5V電源。壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子共有13片葉片，轉(zhuǎn)子的每片葉片通過傳感器每次輸出1個(gè)方波脈沖信號(hào)，該信號(hào)通過線纜傳送到ECU內(nèi)部經(jīng)濾波/隔離處理后，由CPU進(jìn)行計(jì)數(shù)和均值濾波運(yùn)算，每100 ms采集1次轉(zhuǎn)速值，取連續(xù)10次轉(zhuǎn)速均值作為發(fā)動(dòng)機(jī)的當(dāng)前轉(zhuǎn)速值。發(fā)動(dòng)機(jī)工作轉(zhuǎn)速范圍為0～51000 r/min，轉(zhuǎn)速傳感器的響應(yīng)頻率為0～15 kHz，最大可測(cè)量轉(zhuǎn)速值為15000/13×60=69230 r/min，滿足發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速測(cè)量要求。發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速信號(hào)流程如圖4所示。

圖4　發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速信號(hào)流程

3　故障定位

分析圖1、2的曲線可知，當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速突變?yōu)? r/min后，無人機(jī)的空速并未下降，而是繼續(xù)增加，這說明發(fā)動(dòng)機(jī)并未真正停車；相反，在此過程中按照發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速預(yù)定控制策略，ECU在偵測(cè)到轉(zhuǎn)速低于5檔轉(zhuǎn)速范圍（44500～46500 r/min）后，自動(dòng)調(diào)整發(fā)動(dòng)機(jī)油門至限定范圍最高值93.3%，發(fā)動(dòng)機(jī)推力增大，相應(yīng)地?zé)o人機(jī)的空速增加，發(fā)動(dòng)機(jī)的排氣溫度升高，這說明此時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)的轉(zhuǎn)速測(cè)量通道出現(xiàn)問題。按照該架無人機(jī)以前的飛行記錄推算，當(dāng)其在93.3%的油門工作時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速可達(dá)51516 r/min，已超出發(fā)動(dòng)機(jī)最大轉(zhuǎn)速（51000 r/min），在此轉(zhuǎn)速下，發(fā)動(dòng)機(jī)工作16 s后，超溫到最高容許溫度（860℃）以上，最終導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)無法正常工作而停車。發(fā)動(dòng)機(jī)停車后，滑油壓力及無人機(jī)空速降低，與實(shí)際情況相符。

由此可見，導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)在超速超溫狀態(tài)下工作最終停車的直接原因是發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速信號(hào)測(cè)量通道出現(xiàn)問題，這與發(fā)動(dòng)機(jī)在控制策略上未采取比較安全的保護(hù)性措施也有關(guān)系。

為了進(jìn)一步確定發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速信號(hào)測(cè)量通道故障位置，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速測(cè)量、傳遞及采集等過程進(jìn)行分析，以發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速異常為頂層事件，分析頂層事件發(fā)生的全部可能性基本事件，建立故障樹［9-10］，如圖5所示。對(duì)故障樹提供的基本事件逐一分析。

圖5　發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速采集異常故障樹

3.1軟件異常

如果ECU軟件出現(xiàn)諸如死機(jī)、跑飛等問題，可能會(huì)引發(fā)轉(zhuǎn)速采集異常［11］。

Sulfonating and sulfating technologies and equipment 10 52

由故障發(fā)生前后發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)的變化可知，在發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速突變?yōu)? r/min的過程中，ECU調(diào)整了發(fā)動(dòng)機(jī)油門至93.3%，符合發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速預(yù)定控制策略，且發(fā)動(dòng)機(jī)的其它參數(shù)諸如滑油溫度、滑油壓力、排氣溫度、油泵電流等數(shù)據(jù)采集連續(xù)可信，證明ECU軟件工作正常［12］。

3.2硬件異常

ECU硬件電路芯片及元器件已按照項(xiàng)目元器件篩選大綱進(jìn)行了2次篩選。在裝機(jī)前按照環(huán)境應(yīng)力篩選和環(huán)境適應(yīng)性要求進(jìn)行了環(huán)境試驗(yàn)，并在裝機(jī)后通過了整機(jī)試車檢驗(yàn)和拷機(jī)檢驗(yàn)。如果ECU硬件電路（比如信號(hào)隔離器件）發(fā)生故障或者失效，一般具有不可恢復(fù)性，與故障后轉(zhuǎn)速短時(shí)出現(xiàn)失真數(shù)值的現(xiàn)象不符（根據(jù)尾溫及油門等數(shù)據(jù)分析，此時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速約為47500 r/min，判斷記錄數(shù)值失真，沒有反映真實(shí)轉(zhuǎn)速，由信號(hào)不穩(wěn)定導(dǎo)致）。因此，可以排除ECU硬件異常的可能性。

3.3連接線纜異常

線纜斷路、接頭虛焊及接插件松動(dòng)等異常，會(huì)導(dǎo)致轉(zhuǎn)速信號(hào)中斷或者不穩(wěn)定，與故障后轉(zhuǎn)速短時(shí)出現(xiàn)失真數(shù)值的現(xiàn)象相符，在后續(xù)的故障復(fù)現(xiàn)試驗(yàn)中也通過試驗(yàn)復(fù)現(xiàn)了該現(xiàn)象。因此，存在連接線纜異常的可能性。

3.4轉(zhuǎn)速傳感器安裝松動(dòng)

轉(zhuǎn)速傳感器通過M8×1的螺紋安裝在發(fā)動(dòng)機(jī)安裝板上，采用雙面螺母鎖緊，并涂螺紋膠防松；安裝板通過3個(gè)M4螺釘固定在發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)體上，并采用防松耳片進(jìn)行機(jī)械防松。類似的設(shè)計(jì)在機(jī)械行業(yè)廣泛應(yīng)用，比較可靠，故可以排除傳感器安裝松動(dòng)情況。轉(zhuǎn)速傳感器的安裝結(jié)構(gòu)如圖6所示。

圖6　轉(zhuǎn)速傳感器安裝

3.5轉(zhuǎn)速傳感器探頭損壞

轉(zhuǎn)速傳感器安裝位置不合理，會(huì)出現(xiàn)傳感器探頭與發(fā)動(dòng)機(jī)葉片發(fā)生碰擦的情況，可能會(huì)造成傳感器損壞，導(dǎo)致故障發(fā)生。按照傳感器技術(shù)指標(biāo)規(guī)定，傳感器檢測(cè)距離應(yīng)＜2 mm，傳感器安裝位置與發(fā)動(dòng)機(jī)葉片外徑的距離為1 mm±0.5 mm。發(fā)動(dòng)機(jī)經(jīng)過出廠試車檢驗(yàn)及外場(chǎng)飛行，進(jìn)場(chǎng)后在技術(shù)準(zhǔn)備過程中發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)未拆卸過，且試車調(diào)試和發(fā)射前開車均正常，可以排除安裝不到位造成碰擦的情況。

發(fā)生碰擦或因其它原因造成的損壞具有不可恢復(fù)性，與故障后轉(zhuǎn)速短時(shí)出現(xiàn)失真數(shù)值的現(xiàn)象不符。因此，可以排除傳感器探頭損壞的可能性。

3.6轉(zhuǎn)速傳感器內(nèi)部故障

該型轉(zhuǎn)速傳感器大量應(yīng)用在其它型號(hào)的無人機(jī)上，產(chǎn)品質(zhì)量穩(wěn)定可靠，且在裝機(jī)前經(jīng)過了嚴(yán)格的測(cè)試和驗(yàn)證，理論上不應(yīng)出現(xiàn)故障，但不能絕對(duì)排除個(gè)體異?，F(xiàn)象。

在后來對(duì)另外2架無人機(jī)的轉(zhuǎn)速傳感器及備件進(jìn)行檢查時(shí)，發(fā)現(xiàn)其中備用轉(zhuǎn)速傳感器無法正常工作，發(fā)動(dòng)機(jī)吹氣運(yùn)轉(zhuǎn)時(shí)轉(zhuǎn)速輸出為0 r/min，更換轉(zhuǎn)速傳感器后工作正常。經(jīng)檢查，發(fā)現(xiàn)傳感器外觀無碰擦現(xiàn)象、線纜完好、插頭焊接無虛焊，初步判斷為傳感器內(nèi)部故障。

由于墜海的無人機(jī)未打撈上岸，無法對(duì)當(dāng)事傳感器進(jìn)行有效的測(cè)試分析，故不能排除轉(zhuǎn)速傳感器內(nèi)部發(fā)生故障情況。

3.7+5V電源異常故障

轉(zhuǎn)速傳感器必須在+5 V電源下才能正常工作，該電源由ECU提供，與CPU共用同一電源，通過前述分析，ECU軟件運(yùn)行正常，可推斷CPU的電源供應(yīng)也正常，排除+5 V電源異常的可能性。

3.8故障定位

綜上所述，導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速異常的原因可能是連接線纜異常及轉(zhuǎn)速傳感器內(nèi)部故障。

4　改進(jìn)措施

針對(duì)故障現(xiàn)象暴露出的問題，經(jīng)充分討論，決定除加強(qiáng)對(duì)安裝部件的檢測(cè)外，另外采取如下4項(xiàng)措施：

（1）增加1路獨(dú)立的發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速采集信道。本發(fā)動(dòng)機(jī)在設(shè)計(jì)之初就預(yù)留有安裝2只轉(zhuǎn)速傳感器的位置（圖6），在實(shí)際使用中也確實(shí)安裝了2只轉(zhuǎn)速傳感器，只是在本型號(hào)無人機(jī)中另一只轉(zhuǎn)速傳感器閑置未加以利用，可利用這只轉(zhuǎn)速傳感器組成雙備份轉(zhuǎn)速采集信道。由于2只轉(zhuǎn)速傳感器的安裝位置已經(jīng)確定，其與壓氣機(jī)［13-14］轉(zhuǎn)子軸線的夾角不是轉(zhuǎn)子相鄰葉片夾角的整數(shù)倍，所以其輸出信號(hào)存在相位差，不能簡(jiǎn)單地進(jìn)行互補(bǔ)疊加，必須增加1路獨(dú)立的轉(zhuǎn)速采集信道由CPU引腳對(duì)轉(zhuǎn)速信號(hào)進(jìn)行捕獲計(jì)數(shù)（圖4），提高硬件的冗余度［15］。相應(yīng)地，在發(fā)動(dòng)機(jī)控制軟件中需要對(duì)這2路互為備份的轉(zhuǎn)速信號(hào)進(jìn)行采集、運(yùn)算、比對(duì)和判斷，提高轉(zhuǎn)速信號(hào)采集的準(zhǔn)確性和可靠度。當(dāng)2路信道采集到的轉(zhuǎn)速值在允許的誤差范圍內(nèi)時(shí)，可認(rèn)為該轉(zhuǎn)速采樣值準(zhǔn)確可信；如果相差較大，則應(yīng)結(jié)合尾溫值判斷哪個(gè)轉(zhuǎn)速值更可信，從而利用該值進(jìn)行發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速控制。

（2）采取控制保護(hù)措施，增加ECU控制保護(hù)判斷條件。該型發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)靠ECU控制，啟動(dòng)后的怠速轉(zhuǎn)速為26500～28600 r/min，之后通過串口接收飛控指令來控制發(fā)動(dòng)機(jī)的轉(zhuǎn)速。飛控指令通過1～6檔來控制發(fā)動(dòng)機(jī)運(yùn)行在事先設(shè)定好的不同轉(zhuǎn)速下以得到不同的推力（表1）。如果發(fā)動(dòng)機(jī)正常運(yùn)行時(shí)其采樣到的發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速低于怠速轉(zhuǎn)速或者高于最高檔位轉(zhuǎn)速，則可認(rèn)為轉(zhuǎn)速采集通道出現(xiàn)異常，考慮到留有一定的余量，故設(shè)置判斷條件為當(dāng)轉(zhuǎn)速＜20000 r/min或轉(zhuǎn)速＞51000 r/min時(shí)，認(rèn)為轉(zhuǎn)速采集通道出現(xiàn)異常，此時(shí)ECU關(guān)閉閉環(huán)程序控制邏輯，禁止采樣值與預(yù)設(shè)值的比較，保持當(dāng)前油門值不變，這樣可以有效防止轉(zhuǎn)速失效之后油門值飆升導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)“超限”運(yùn)行。

針對(duì)第2項(xiàng)改進(jìn)措施，驗(yàn)證試驗(yàn)情況如下：用信號(hào)發(fā)生器模擬轉(zhuǎn)速傳感器輸出，當(dāng)模擬轉(zhuǎn)速升高到35000 r/min時(shí)，發(fā)送3檔指令，油門開始緩慢上升，在油門上升過程中，斷開信號(hào)發(fā)生器的輸出，之后轉(zhuǎn)速降低到20000r/m以下時(shí)，油門立即停止上升，最終停止在34%，其試驗(yàn)記錄結(jié)果如圖7所示。

圖7　修改程序后試驗(yàn)情況

（3）增加超溫超轉(zhuǎn)保護(hù)措施。該型發(fā)動(dòng)機(jī)的正常工作溫度≤820℃，在沖速度時(shí)≤860℃。當(dāng)ECU采集到的溫度＞900℃時(shí)，如果轉(zhuǎn)速＞48500 r/min，可認(rèn)為此時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)處于超溫超轉(zhuǎn)的不正常工作狀態(tài)，可采取切斷油路降轉(zhuǎn)降溫的措施。該型發(fā)動(dòng)機(jī)的ECU通過控制MOS管IRFZ48N的工作區(qū)來控制油泵供電回路的通斷，通過PWM波的形式控制伺服閥電流調(diào)節(jié)發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速。具體措施即通過CPU的GPIO口控制MOS管截止斷開油泵供電回路。

（4）修改ECU檔位油門限幅。從表1中可見，原先設(shè)定的檔位所對(duì)應(yīng)的油門限定范圍較寬，導(dǎo)致檔位所對(duì)應(yīng)的轉(zhuǎn)速范圍也較寬，為了使檔位油門限幅更趨于合理、精確，使ECU在進(jìn)行轉(zhuǎn)速閉環(huán)程序邏輯控制時(shí)轉(zhuǎn)速變化范圍限定在1個(gè)相對(duì)較小的區(qū)間，對(duì)另外幾架無人機(jī)的發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行了開車標(biāo)定試驗(yàn)，獲取每臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)檔位轉(zhuǎn)速與油門對(duì)應(yīng)關(guān)系，根據(jù)試驗(yàn)值對(duì)檔位油門限幅進(jìn)行優(yōu)化處理，使其更加合理。修改后的檔位油門限幅值見表2。

表2　調(diào)整后發(fā)動(dòng)機(jī)工作檔位與油門限定范圍對(duì)應(yīng)關(guān)系

5　結(jié)束語

按照上述4項(xiàng)改進(jìn)措施，對(duì)ECU程序進(jìn)行了修改并進(jìn)行了內(nèi)部測(cè)試和驗(yàn)證后，將程序固化到ECU中，模擬外場(chǎng)試驗(yàn)數(shù)據(jù)分別進(jìn)行試驗(yàn)，證明了改進(jìn)措施正確有效。

修改后的程序可以有效防止轉(zhuǎn)速失效后油門值飆升導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)“超限”運(yùn)行的故障發(fā)生。將修改程序后的ECU安裝到無人機(jī)上，反復(fù)進(jìn)行靜態(tài)拷機(jī)測(cè)試及飛發(fā)聯(lián)調(diào)試車，并模擬可能出現(xiàn)的各種情況，發(fā)動(dòng)機(jī)工作正常。

在此后的多架無人機(jī)飛行試驗(yàn)中，未再發(fā)生此類發(fā)動(dòng)機(jī)空中停車的故障，驗(yàn)證了改進(jìn)措施的針對(duì)性和有效性，大大增加了發(fā)動(dòng)機(jī)的容錯(cuò)保護(hù)能力，有效避免了同類故障再次發(fā)生。

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（編輯：趙明菁）

Failure Analysis and Control System Improvement of Small Turbojet Engine

TAO De-gui，WANG Cheng-jun
（Unit 92419 of PLA，Xingcheng Liaoning 125106，China）

For small turbojet engine shutdown failure in flight of small high-speed unmanned air vehicle，a fault tree was established based on the abnormal engine speed as the top event，taking all the possibilities which caused the top event as the basic event.The telemetry data were carefully analyzed with the principle of engine control.Acquisition channel of engine speed caused a trouble，it may lead to engine control system into the boundary control problem.However，unreasonable boundary condition made engine work under the over speed and over temperature state，eventually lead to the failure.Increasing backup channel of engine speed acquisition，improving the ECU control protection algorithm and modifying the ECU limitation of gear throttle can resolve this failure effectively，and can improve the reliability of the engine.

small turbojet engine；small high-speed unmanned air vehicle；rotation speed sensor；engine control unit（ECU）；fault tree；redundancy

V 235.11

A

10.13477/j.cnki.aeroengine.2016.04.006

2015-11-06

陶德桂（1969），男，高級(jí)工程師，主要從事無人機(jī)應(yīng)用研究工作；E-mail：taodg@sina.com。

引用格式：陶德桂，王成軍.小型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)故障分析及控制系統(tǒng)改進(jìn)［J］.航空發(fā)動(dòng)機(jī)，2016，42（4）：25-29.TaoDegui，WangChengjun.Failureanalysisand controlsystemimprovementofsmallturbojetengine［J］.Aeroengine2016，42（4）：25-29.