基于QAR数据的高高原航线民航发动机分析作者：付尧明范钧滔赵军来源：《计算技术与自动化》2021年第04期摘要：QAR可以監控的飞行参数多达上千种，为航空发动机状态监控和故障诊断提供丰富的数据，基于典型的民航飞机QAR数据对发动机进行性能分析。
在地面滑行阶段，通过燃油控制系统对燃油流量进行小幅度微调，降低燃烧室温度上升率，提高高温部件的寿命;起飞阶段平原地区的燃油流量大于高原地区的燃油流量;爬升阶段采用换算转速能够较好地反映出燃油流量换算值变化规律;通过分析滑油量在某一航段的变化规律，对监测滑油的方式有一定的指导作用。
关键词：QAR数据;民用涡扇发动机;燃油流量;低压转子转速中图分类号：V231.3 文献标识码：AAbstract：The QAR can monitor thousands of flight parameters，it provides a large amount of data for engine condition monitoring and diagnosis technology.Based on the typical civil aviation aircraft QAR data analysis of engine performance.Slide on the ground stage，the fuel control system reduces the combustor temperature and improves the service life of the high-temperature components by making minor adjustments to the fuel flow.The fuel flow in the plain area is more than that in the plateau area.In the climbing stage， the conversion speed can reflect the rule of fuel flow conversion value.By analyzing the variation rule of lubricating oil in a certain period， it has a certain guiding effect on monitoring lubricating oil.Key words：QAR data;civil turbofan engines;fuelflow;low pressure compressor speed飞机飞行记录存储有两类：FDR（Flight Data Record）和QAR（Quick access recorder），这两种都是用于记录飞机飞行的数据。
其中FDR提取数据操作复杂，便捷性很低，主要用于灾难性飞行事故分析，QAR可以连续记录长达600h的飞行原始数据，如飞行高度、发动机排气温度以及燃油流量数据等，并且QAR可以同时记录上千多种类型的数据，对飞机状态监控和故障诊断提供丰富的数据基础[1-2]。
目前，无线QAR技术已经开始广泛采用，使用无线传输进行采集数据，极大地提高了获取数据地效率，对飞行机队安全发挥重要地作用[3-5]。
目前，我国各航空公司一般通过发动机生产厂商OEM提供远程监控和故障诊断服务，但是该方法有诸多弊端，例如生产商提供的数据量较少，费用昂贵等。
而QAR可以提供一个完整航段内上千种数据，公司可以根据这些数据对飞机地健康状态进行全面地分析[6]。
基于QAR飞译码获得丰富的飞行数据可以对飞机故障进行预测[7-9]。
1 研究对象此次研究选取CFMI公司生产的CFM56-5B发动机进行研究。
CFM56-5B发动机是由法国SNAECMA公司和美国GE公司共同研制的大涵道民用航空涡扇发动机，内外涵道分开排气。
该发动机主要用于空客A319/A320/A321系列机型上。
发动机推力可达22000～33000 lbs，转子系统采用的是高低压双转子结构，由5个轴承支撑。
燃烧室采用单环腔和双环腔两种型号的混合设计，目的时为了降低燃烧时的最高温度和燃烧时间，减少氮氧化合物的排放。
起飞时使用N1（低压转子）转速来反映推力大小，外涵道产生的推力约占总推力的80%，内涵道到约20%[10]。
2 数据分析QAR数据中包含了众多的飞行以及发动机的参数，选取国内某航空公司的CFM56-5B发动机，在2013年7月份的两个航段进行发动机的气动性能、滑油参数以及振动参数进行分析。
2.1 气动性能分析如图所示，选择时间作为自变量，观察左发（ENG1）高低压转子的转速和转差率随时间的变化趋势。
其中，转差率定义为N2/N1。
分析图1中我们可以看出，第一个航段的飞行时间约为5700s，对应为1个半小时，基本可以确定该飞行航线为国内航线。
在0-500 s内，发动机起动并且飞机处于地面进行滑行状态，此时N1，N2处于慢车状态，N1为20.06%，N2为60.31%，转差率为3;500-1400 s这段时间，飞机处于爬升阶段，此时的N1为90.31%，N2为98.10%，转差率为1.08，发动机处于最大工作状态。
之后一段时间处于巡航状态，N1基本稳定在85.3%，N2基本稳定在95.4%，转差率为1.11。
数据如表1。
图2为右发高低压转子的转速以及转差率曲线，分析可以看出，同左发数据类似，数据如表2所示。
从图1、图2可以看出，CFM56-5B控制对象虽然为N1转速，但是巡航阶段N1在某些时刻会出现剧烈的振幅，分析产生的原因可能为：在飞机飞行时控制系统以飞行马赫数作为被控对象，在飞行阶段受外界温度、大气密度等因素的影响。
控制系统需要调整发动机的转速以保证马赫数不变，这样就会导致在发动机进行状态监控时采集的数据不稳定。
下图3为两台发动机的转差率曲线，可以看出在这一飞行航段中，虽然高低压转子的转速不同，但是通過转差率的曲线对比图发现，两台发动机的工作曲线基本保持一致，两台发动机在整个飞行阶段重合度较高，说明该机型上的两台发动机的设计精度高，同步性较好。
图4是两台发动机的排气温度（Engine Gas Temperature，EGT）曲线，可以看出，两台发动机的工作曲线基本一致，说明两台发动机的性能相同。
因为EGT是衡量发动机性能的重要参数，发动机的某个部件性能衰退后反映最直观的变化就是EGT。
所以，为了方便分析数据，此次研究只选取一台发动机的数据进行分析。
如图5，该图反映了EGT和N1之间的关系，在500 s之前发动机处于慢车状态，N1转速较稳定，EGT也处于稳定状态，同时，在N1出现小幅度波动的时候，EGT也同时出现波动。
起飞推动油门杆瞬间，供油量增大，N1在短时间内增加到85%左右，EGT也同步上升。
在飞机起飞以及爬升阶段中，其中EGT最高值出现在起飞阶段，约为774℃，之后巡航阶段大致稳定在650℃，说明该飞机爬升曲线设计比较合理。
图6反映了燃油流量随时间的变化曲线，慢车状态，燃油流量为800 PPH（pound per hour），起飞时的瞬时燃油流量达到7950 PPH，随着飞机爬升，燃油流量逐渐下降。
在巡航阶段燃油流量基本稳定在3000 PPH左右。
选取上图350-600 s的数据，放大后观察如下图7所示。
由N1，N2的转速可知，在490 s 时发动机开始迅速加速，此时燃油流量剧增，在505 s时刻，发动机的燃油流量达到最高值7950 PPH，与此同时，对应的N1转速为90%，N2转速99%。
通过观察还可以发现，在A点（时间462 s，燃油量1360 PPH）之后一小段时间燃油量出现了小幅度的下降，并且稳定了几秒后才继续增加。
根据发动机控制规律判断可知，航空发动机在设计过程中考虑到了转子的转动惯量，转速的滞后会导致空气流量也会滞后。
空气流量减少，燃烧室内油气比增大，可能会导致涡轮前温度增加过快，进而对高温部件的寿命产生影响。
为了消除这种“不利”影响，控制系统在特定时间，通过减少供油量来使空气与燃油达到合适的油气比。
放大EGT的图像如图8所示，B点为EGT在滑行阶段的峰值，随着控制系统减少供油量，EGT也随供油量的降低而下降。
表2给出了飞行两个航段中起飞时的EGT、燃油流量，N1单位时间内变化的最大值。
起飞阶段平原地区同高原地区对比，燃油流量增长率为0.59，EGT增长率为1.75，N1增长率为0.75，说明EGT的上升速率高原比平原快，燃油流量和N1转速的上升速率高原比平原慢。
通常情况下，单位时间内发动机的供油量减少，会导致单位时间内转速和EGT变化量同时减少，在本案例中我们发现，在高原地区明显比平原地区的燃油流量增量更小，但是EGT却比平原地区增量更大;并且从图4整个航段的EGT可以看出，高原地区的峰值比平原地区更大。
笔者分析造成这种结果是因为，在高原地区空气密度比平原地区小，相同时间内进入燃烧室的空气流量小，油气比增大，进而造成EGT上升的速率更快，峰值更高。
图9给出燃油流量换算值的变化，图示的转速为高低压转子的换算转速，燃油流量换算公式的总温使用的是来流总温，由于总压没有测量数据，所以只能通过以下公式进行换算，当H<36000ft时。
同前面没有经过换算的燃油流量对比可知，飞机上升阶段，在图6中燃油流量随高度增加而降低，而图9中换算燃油流量的趋势和换算转速的趋势相同，同时可以看出，当N1换算转速受外界环境影响出现波动时，换算燃油流量也出现相同的趋势。
选择图9中400-600 s的时间区间进行放大观察，如图10，可以明显地看出在地面滑行阶段燃油流量换算值出现不规律的振荡，分析原因可能是由于在滑行阶段，马赫数测量系统不可靠，采集的数据出现失真，进而引起燃油流量换算值曲线呈现出振荡，建议从飞行计算机内部修正地面滑行的马赫数（通常情况下马赫数为0）。
在起飞阶段换算燃油流量呈现出相对较好的规律性，同N1的换算转速趋势基本保持一致。
如图11，该图给出了7月1日的第一个航段中飞行器的高度变化，可以看出在下降阶段高度测量出现了失真，导致数据在某一点时刻出现急剧变化，分析原因是飞行高度测量系统不可靠造成的。
在0时刻到地面滑行阶段，此时的机场海拔为2016 ft（614 m），大概为四川成都平原海拔。
经过起飞爬升阶段到32000 ft（9753 m）高度后保持巡航。
降落后的滑行阶段如图中A所示的区段，对应海拔为12000 ft（3657 m），对应为我国西藏地区的某高高原机场。
图12中给出了马赫数的变化趋势，起飞滑行阶段马赫数测量失真，在图中出现了蓝色云图样式。
