付堯明 范鈞滔 趙軍

摘 要：QAR可以監(jiān)控的飛行參數(shù)多達(dá)上千種，為航空發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)監(jiān)控和故障診斷提供豐富的數(shù)據(jù)，基于典型的民航飛機(jī)QAR數(shù)據(jù)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行性能分析。在地面滑行階段，通過(guò)燃油控制系統(tǒng)對(duì)燃油流量進(jìn)行小幅度微調(diào)，降低燃燒室溫度上升率，提高高溫部件的壽命;起飛階段平原地區(qū)的燃油流量大于高原地區(qū)的燃油流量;爬升階段采用換算轉(zhuǎn)速能夠較好地反映出燃油流量換算值變化規(guī)律;通過(guò)分析滑油量在某一航段的變化規(guī)律，對(duì)監(jiān)測(cè)滑油的方式有一定的指導(dǎo)作用。

關(guān)鍵詞：QAR數(shù)據(jù);民用渦扇發(fā)動(dòng)機(jī);燃油流量;低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速

中圖分類號(hào)：V231.3 ? ? ?文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A

Abstract：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

飛機(jī)飛行記錄存儲(chǔ)有兩類：FDR（Flight Data Record）和QAR（Quick access recorder），這兩種都是用于記錄飛機(jī)飛行的數(shù)據(jù)。其中FDR提取數(shù)據(jù)操作復(fù)雜，便捷性很低，主要用于災(zāi)難性飛行事故分析，QAR可以連續(xù)記錄長(zhǎng)達(dá)600h的飛行原始數(shù)據(jù)，如飛行高度、發(fā)動(dòng)機(jī)排氣溫度以及燃油流量數(shù)據(jù)等，并且QAR可以同時(shí)記錄上千多種類型的數(shù)據(jù)，對(duì)飛機(jī)狀態(tài)監(jiān)控和故障診斷提供豐富的數(shù)據(jù)基礎(chǔ)[1-2]。目前，無(wú)線QAR技術(shù)已經(jīng)開(kāi)始廣泛采用，使用無(wú)線傳輸進(jìn)行采集數(shù)據(jù)，極大地提高了獲取數(shù)據(jù)地效率，對(duì)飛行機(jī)隊(duì)安全發(fā)揮重要地作用[3-5]。

目前，我國(guó)各航空公司一般通過(guò)發(fā)動(dòng)機(jī)生產(chǎn)廠商O(píng)EM提供遠(yuǎn)程監(jiān)控和故障診斷服務(wù)，但是該方法有諸多弊端，例如生產(chǎn)商提供的數(shù)據(jù)量較少，費(fèi)用昂貴等。而QAR可以提供一個(gè)完整航段內(nèi)上千種數(shù)據(jù)，公司可以根據(jù)這些數(shù)據(jù)對(duì)飛機(jī)地健康狀態(tài)進(jìn)行全面地分析[6]?；赒AR飛譯碼獲得豐富的飛行數(shù)據(jù)可以對(duì)飛機(jī)故障進(jìn)行預(yù)測(cè)[7-9]。

1 研究對(duì)象

此次研究選取CFMI公司生產(chǎn)的CFM56-5B發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行研究。CFM56-5B發(fā)動(dòng)機(jī)是由法國(guó)SNAECMA公司和美國(guó)GE公司共同研制的大涵道民用航空渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)，內(nèi)外涵道分開(kāi)排氣。該發(fā)動(dòng)機(jī)主要用于空客A319/A320/A321系列機(jī)型上。發(fā)動(dòng)機(jī)推力可達(dá)22000～33000 lbs，轉(zhuǎn)子系統(tǒng)采用的是高低壓雙轉(zhuǎn)子結(jié)構(gòu)，由5個(gè)軸承支撐。燃燒室采用單環(huán)腔和雙環(huán)腔兩種型號(hào)的混合設(shè)計(jì)，目的時(shí)為了降低燃燒時(shí)的最高溫度和燃燒時(shí)間，減少氮氧化合物的排放。起飛時(shí)使用N1（低壓轉(zhuǎn)子）轉(zhuǎn)速來(lái)反映推力大小，外涵道產(chǎn)生的推力約占總推力的80%，內(nèi)涵道到約20%[10]。

2 數(shù)據(jù)分析

QAR數(shù)據(jù)中包含了眾多的飛行以及發(fā)動(dòng)機(jī)的參數(shù)，選取國(guó)內(nèi)某航空公司的CFM56-5B發(fā)動(dòng)機(jī)，在2013年7月份的兩個(gè)航段進(jìn)行發(fā)動(dòng)機(jī)的氣動(dòng)性能、滑油參數(shù)以及振動(dòng)參數(shù)進(jìn)行分析。

2.1 氣動(dòng)性能分析

如圖所示，選擇時(shí)間作為自變量，觀察左發(fā)（ENG1）高低壓轉(zhuǎn)子的轉(zhuǎn)速和轉(zhuǎn)差率隨時(shí)間的變化趨勢(shì)。其中，轉(zhuǎn)差率定義為N2/N1。分析圖1中我們可以看出，第一個(gè)航段的飛行時(shí)間約為5700s，對(duì)應(yīng)為1個(gè)半小時(shí)，基本可以確定該飛行航線為國(guó)內(nèi)航線。在0-500 s內(nèi)，發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)并且飛機(jī)處于地面進(jìn)行滑行狀態(tài)，此時(shí)N1，N2處于慢車狀態(tài)，N1為20.06%，N2為60.31%，轉(zhuǎn)差率為3;500-1400 s這段時(shí)間，飛機(jī)處于爬升階段，此時(shí)的N1為90.31%，N2為98.10%，轉(zhuǎn)差率為1.08，發(fā)動(dòng)機(jī)處于最大工作狀態(tài)。之后一段時(shí)間處于巡航狀態(tài)，N1基本穩(wěn)定在85.3%，N2基本穩(wěn)定在95.4%，轉(zhuǎn)差率為1.11。數(shù)據(jù)如表1。

圖2為右發(fā)高低壓轉(zhuǎn)子的轉(zhuǎn)速以及轉(zhuǎn)差率曲線，分析可以看出，同左發(fā)數(shù)據(jù)類似，數(shù)據(jù)如表2所示。從圖1、圖2可以看出，CFM56-5B控制對(duì)象雖然為N1轉(zhuǎn)速，但是巡航階段N1在某些時(shí)刻會(huì)出現(xiàn)劇烈的振幅，分析產(chǎn)生的原因可能為：在飛機(jī)飛行時(shí)控制系統(tǒng)以飛行馬赫數(shù)作為被控對(duì)象，在飛行階段受外界溫度、大氣密度等因素的影響?？刂葡到y(tǒng)需要調(diào)整發(fā)動(dòng)機(jī)的轉(zhuǎn)速以保證馬赫數(shù)不變，這樣就會(huì)導(dǎo)致在發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行狀態(tài)監(jiān)控時(shí)采集的數(shù)據(jù)不穩(wěn)定。

下圖3為兩臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)的轉(zhuǎn)差率曲線，可以看出在這一飛行航段中，雖然高低壓轉(zhuǎn)子的轉(zhuǎn)速不同，但是通過(guò)轉(zhuǎn)差率的曲線對(duì)比圖發(fā)現(xiàn)，兩臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)的工作曲線基本保持一致，兩臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)在整個(gè)飛行階段重合度較高，說(shuō)明該機(jī)型上的兩臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)精度高，同步性較好。

圖4是兩臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)的排氣溫度（Engine Gas Temperature，EGT）曲線，可以看出，兩臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)的工作曲線基本一致，說(shuō)明兩臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)的性能相同。因?yàn)镋GT是衡量發(fā)動(dòng)機(jī)性能的重要參數(shù)，發(fā)動(dòng)機(jī)的某個(gè)部件性能衰退后反映最直觀的變化就是EGT。所以，為了方便分析數(shù)據(jù)，此次研究只選取一臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)的數(shù)據(jù)進(jìn)行分析。

如圖5，該圖反映了EGT和N1之間的關(guān)系，在500 s之前發(fā)動(dòng)機(jī)處于慢車狀態(tài)，N1轉(zhuǎn)速較穩(wěn)定，EGT也處于穩(wěn)定狀態(tài)，同時(shí)，在N1出現(xiàn)小幅度波動(dòng)的時(shí)候，EGT也同時(shí)出現(xiàn)波動(dòng)。起飛推動(dòng)油門桿瞬間，供油量增大，N1在短時(shí)間內(nèi)增加到85%左右，EGT也同步上升。在飛機(jī)起飛以及爬升階段中，其中EGT最高值出現(xiàn)在起飛階段，約為774℃，之后巡航階段大致穩(wěn)定在650℃，說(shuō)明該飛機(jī)爬升曲線設(shè)計(jì)比較合理。

圖6反映了燃油流量隨時(shí)間的變化曲線，慢車狀態(tài)，燃油流量為800 PPH（pound per hour），起飛時(shí)的瞬時(shí)燃油流量達(dá)到7950 PPH，隨著飛機(jī)爬升，燃油流量逐漸下降。在巡航階段燃油流量基本穩(wěn)定在3000 PPH左右。

選取上圖350-600 s的數(shù)據(jù)，放大后觀察如下圖7所示。由N1，N2的轉(zhuǎn)速可知，在490 s時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)開(kāi)始迅速加速，此時(shí)燃油流量劇增，在505 s時(shí)刻，發(fā)動(dòng)機(jī)的燃油流量達(dá)到最高值7950 PPH，與此同時(shí)，對(duì)應(yīng)的N1轉(zhuǎn)速為90%，N2轉(zhuǎn)速99%。通過(guò)觀察還可以發(fā)現(xiàn)，在A點(diǎn)（時(shí)間462 s，燃油量1360 PPH）之后一小段時(shí)間燃油量出現(xiàn)了小幅度的下降，并且穩(wěn)定了幾秒后才繼續(xù)增加。根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)控制規(guī)律判斷可知，航空發(fā)動(dòng)機(jī)在設(shè)計(jì)過(guò)程中考慮到了轉(zhuǎn)子的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量，轉(zhuǎn)速的滯后會(huì)導(dǎo)致空氣流量也會(huì)滯后?？諝饬髁繙p少，燃燒室內(nèi)油氣比增大，可能會(huì)導(dǎo)致渦輪前溫度增加過(guò)快，進(jìn)而對(duì)高溫部件的壽命產(chǎn)生影響。為了消除這種“不利”影響，控制系統(tǒng)在特定時(shí)間，通過(guò)減少供油量來(lái)使空氣與燃油達(dá)到合適的油氣比。

放大EGT的圖像如圖8所示，B點(diǎn)為EGT在滑行階段的峰值，隨著控制系統(tǒng)減少供油量，EGT也隨供油量的降低而下降。

表2給出了飛行兩個(gè)航段中起飛時(shí)的EGT、燃油流量，N1單位時(shí)間內(nèi)變化的最大值。起飛階段平原地區(qū)同高原地區(qū)對(duì)比，燃油流量增長(zhǎng)率為0.59，EGT增長(zhǎng)率為1.75，N1增長(zhǎng)率為0.75，說(shuō)明EGT的上升速率高原比平原快，燃油流量和N1轉(zhuǎn)速的上升速率高原比平原慢。通常情況下，單位時(shí)間內(nèi)發(fā)動(dòng)機(jī)的供油量減少，會(huì)導(dǎo)致單位時(shí)間內(nèi)轉(zhuǎn)速和EGT變化量同時(shí)減少，在本案例中我們發(fā)現(xiàn)，在高原地區(qū)明顯比平原地區(qū)的燃油流量增量更小，但是EGT卻比平原地區(qū)增量更大;并且從圖4整個(gè)航段的EGT可以看出，高原地區(qū)的峰值比平原地區(qū)更大。筆者分析造成這種結(jié)果是因?yàn)?，在高原地區(qū)空氣密度比平原地區(qū)小，相同時(shí)間內(nèi)進(jìn)入燃燒室的空氣流量小，油氣比增大，進(jìn)而造成EGT上升的速率更快，峰值更高。

圖9給出燃油流量換算值的變化，圖示的轉(zhuǎn)速為高低壓轉(zhuǎn)子的換算轉(zhuǎn)速，燃油流量換算公式的總溫使用的是來(lái)流總溫，由于總壓沒(méi)有測(cè)量數(shù)據(jù)，所以只能通過(guò)以下公式進(jìn)行換算，當(dāng)H<36000ft時(shí)。

同前面沒(méi)有經(jīng)過(guò)換算的燃油流量對(duì)比可知，飛機(jī)上升階段，在圖6中燃油流量隨高度增加而降低，而圖9中換算燃油流量的趨勢(shì)和換算轉(zhuǎn)速的趨勢(shì)相同，同時(shí)可以看出，當(dāng)N1換算轉(zhuǎn)速受外界環(huán)境影響出現(xiàn)波動(dòng)時(shí)，換算燃油流量也出現(xiàn)相同的趨勢(shì)。

選擇圖9中400-600 s的時(shí)間區(qū)間進(jìn)行放大觀察，如圖10，可以明顯地看出在地面滑行階段燃油流量換算值出現(xiàn)不規(guī)律的振蕩，分析原因可能是由于在滑行階段，馬赫數(shù)測(cè)量系統(tǒng)不可靠，采集的數(shù)據(jù)出現(xiàn)失真，進(jìn)而引起燃油流量換算值曲線呈現(xiàn)出振蕩，建議從飛行計(jì)算機(jī)內(nèi)部修正地面滑行的馬赫數(shù)（通常情況下馬赫數(shù)為0）。在起飛階段換算燃油流量呈現(xiàn)出相對(duì)較好的規(guī)律性，同N1的換算轉(zhuǎn)速趨勢(shì)基本保持一致。

如圖11，該圖給出了7月1日的第一個(gè)航段中飛行器的高度變化，可以看出在下降階段高度測(cè)量出現(xiàn)了失真，導(dǎo)致數(shù)據(jù)在某一點(diǎn)時(shí)刻出現(xiàn)急劇變化，分析原因是飛行高度測(cè)量系統(tǒng)不可靠造成的。在0時(shí)刻到地面滑行階段，此時(shí)的機(jī)場(chǎng)海拔為2016 ft（614 m），大概為四川成都平原海拔。經(jīng)過(guò)起飛爬升階段到32000 ft（9753 m）高度后保持巡航。降落后的滑行階段如圖中A所示的區(qū)段，對(duì)應(yīng)海拔為12000 ft（3657 m），對(duì)應(yīng)為我國(guó)西藏地區(qū)的某高高原機(jī)場(chǎng)。

圖12中給出了馬赫數(shù)的變化趨勢(shì)，起飛滑行階段馬赫數(shù)測(cè)量失真，在圖中出現(xiàn)了藍(lán)色云圖樣式。排除失真區(qū)域，從整體上看，隨著飛機(jī)的爬升，馬赫數(shù)也隨之增加。巡航階段馬赫數(shù)在一定范圍內(nèi)平穩(wěn)波動(dòng)，這是由于在飛行過(guò)程中，飛機(jī)受外界氣流的影響，馬赫數(shù)會(huì)呈現(xiàn)出小幅度的振蕩，從放大曲線可以看出，振蕩幅度基本穩(wěn)定在0.02以內(nèi)。下降階段馬赫數(shù)隨著飛行高度的降低而降低。

圖13為來(lái)流總溫的變化曲線，在地面階段總溫和靜溫相等，約等于27℃，飛機(jī)起飛爬升階段，靜溫會(huì)快速下降，動(dòng)溫隨著飛行速度增加而增大，圖中反映出總溫隨著高度升高而降低，說(shuō)明在爬升階段靜溫下降速率要大于動(dòng)溫的上升速率。隨著飛機(jī)進(jìn)入巡航階段，在2000-4000 s區(qū)段內(nèi)，受外界氣流的干擾和馬赫數(shù)的振蕩，總溫以3℃的振幅出現(xiàn)振蕩趨勢(shì)，后期馬赫數(shù)變化不大，總溫也基本穩(wěn)定在這一區(qū)間。在飛機(jī)下降階段，總溫隨著飛行高度的降低出現(xiàn)上升趨勢(shì)。

圖14為EGT隨飛行高度的變化規(guī)律圖，從圖中可以看出，在選取的兩個(gè)航段中，飛機(jī)起飛階段EGT隨高度增加而增大，進(jìn)入巡航狀態(tài)后，EGT穩(wěn)定在650℃左右，下降階段EGT波動(dòng)幅度較大。因此巡航階段EGT較為穩(wěn)定。

2.2 滑油參數(shù)分析

如下圖15給出了滑油溫度的變化曲線，飛機(jī)爬升階段滑油溫度隨發(fā)動(dòng)機(jī)的轉(zhuǎn)速升高而升高，在達(dá)到巡航高度前，滑油溫度達(dá)到局部最高溫度約為90℃。巡航階段轉(zhuǎn)速穩(wěn)定，滑油溫度呈現(xiàn)出下降趨勢(shì)。飛機(jī)進(jìn)入下降階段，雖然發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速下降，但是由于飛行高度降低，外界大氣溫度升高，反而降低了滑油的冷卻效果，使得滑油溫度有一定的上升。在圖示7000 s的對(duì)應(yīng)時(shí)刻，飛機(jī)在高高原機(jī)場(chǎng)關(guān)閉發(fā)動(dòng)機(jī)的60 s內(nèi)，滑油溫度從95℃降到74℃，隨著發(fā)動(dòng)機(jī)重新啟動(dòng)，N1轉(zhuǎn)速升高后滑油重新回到90℃左右。

如圖16中，給出了在一個(gè)航段內(nèi)0-2000 s時(shí)刻的滑油壓力的變化趨勢(shì)，觀察后可以得出，在啟動(dòng)瞬間，滑油壓力迅速升高，達(dá)到峰值后又逐漸下降，造成此現(xiàn)象的主要原因是滑油在封閉管路中，從靜止?fàn)顟B(tài)到流動(dòng)狀態(tài)會(huì)產(chǎn)生流動(dòng)慣性，初始流動(dòng)阻力大所以測(cè)量出的壓力也大。整個(gè)油路中的滑油流動(dòng)起來(lái)以后，系統(tǒng)監(jiān)測(cè)出的壓力值也從原來(lái)的峰值逐漸下降。爬升階段，滑油壓力趨勢(shì)同啟動(dòng)時(shí)相似，隨轉(zhuǎn)速瞬間增大而增大，在爬升階段隨轉(zhuǎn)速升高又逐漸下降，造成這種結(jié)果的原因是：雖然滑油泵的轉(zhuǎn)速增加，由于滑油腔與外界大氣連通，高度升高，外界大氣壓降低，最終引起流動(dòng)阻力下降，因此產(chǎn)生了滑油不隨轉(zhuǎn)速升高而升高的結(jié)果。巡航階段滑油壓力穩(wěn)定在42PSI。

如圖17，給出0-2000 s時(shí)刻滑油量的變化趨勢(shì)圖，可以看出，在啟動(dòng)時(shí)滑油量瞬間降低，隨后又慢慢回升，這是由于飛機(jī)的滑油量是在滑油箱進(jìn)行測(cè)量，在啟動(dòng)時(shí)滑油泵將滑油輸出到各個(gè)系統(tǒng)，回油路有一段長(zhǎng)度，出去的滑油沒(méi)有及時(shí)回流，所以造成滑油量瞬間降低。之后滑油經(jīng)過(guò)回油管路回到油箱，油量逐漸回升。起飛階段與啟動(dòng)相似，滑油量起初降低，而后逐漸回升，在巡航階段保持穩(wěn)定。

下圖18選取下降階段5000 s-7500 s的滑油量趨勢(shì)圖，觀察可知在下降階段，N1轉(zhuǎn)速振蕩加大，導(dǎo)致滑油量也出現(xiàn)振蕩。如圖18點(diǎn)A所示，在飛機(jī)降落后關(guān)閉發(fā)動(dòng)機(jī)的瞬間，滑油泵也停止工作，導(dǎo)致滑油量有瞬時(shí)增加。通過(guò)滑油量在飛行階段的變化規(guī)律，對(duì)如何有效地監(jiān)測(cè)滑油系統(tǒng)有一定地借鑒作用。

2.3 振動(dòng)參數(shù)分析

在圖19中，顯示了在兩個(gè)航段內(nèi)低壓轉(zhuǎn)子的振動(dòng)值（inch per second），在第一航段（平原地區(qū)）慢車階段低壓轉(zhuǎn)子的振動(dòng)值穩(wěn)定在0-0.3 IPS之內(nèi)，起飛階段振動(dòng)值最大為0.6 IPS，其余時(shí)刻基本保持在0.2-0.3 IPS之間，飛機(jī)進(jìn)入巡航狀態(tài)后低壓轉(zhuǎn)子的振動(dòng)值最終穩(wěn)定在0.1 IPS。在7500 s后對(duì)應(yīng)的第二航段（高原地區(qū)）低壓轉(zhuǎn)子的振動(dòng)值，慢車階段振動(dòng)值同第一行段基本一致;其中，起飛階段轉(zhuǎn)子的振動(dòng)值最高達(dá)到0.8 IPS，振動(dòng)區(qū)間為0.1-0.3，巡航階段振動(dòng)值為0.2 IPS，說(shuō)明低壓轉(zhuǎn)子振動(dòng)值受海拔的影響較小。

如圖20，該圖顯示了在兩個(gè)航段內(nèi)高壓轉(zhuǎn)子的振動(dòng)值，第一航段的地面慢車狀態(tài)，高壓轉(zhuǎn)子的振動(dòng)值0-0.1 IPS區(qū)間內(nèi)，在起飛階段逐漸增加，振動(dòng)峰值達(dá)到1.2 IPS，造成原因可能是在該加速階段跨越了高壓轉(zhuǎn)子的臨界轉(zhuǎn)速;在巡航階段中期振動(dòng)值穩(wěn)定在0.4-0.6 IPS區(qū)間。從7000 s開(kāi)始的第二航段同樣也出現(xiàn)這樣的變化趨勢(shì)，起飛階段振動(dòng)劇烈，進(jìn)入巡航階段后，振動(dòng)值下降并逐漸恢復(fù)到正常水平，此時(shí)對(duì)應(yīng)的振動(dòng)區(qū)間為0.5-0.6 IPS。根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)手冊(cè)中關(guān)于振動(dòng)部分的說(shuō)明表示，如果高壓轉(zhuǎn)子或者低壓轉(zhuǎn)子部分的振動(dòng)，VIB≤3，可以不采取維修措施。從此型號(hào)發(fā)動(dòng)機(jī)的監(jiān)測(cè)數(shù)據(jù)來(lái)看，高低壓轉(zhuǎn)子的振動(dòng)區(qū)間都小于1 IPS，峰值不超過(guò)1.5 IPS，該發(fā)動(dòng)機(jī)未出現(xiàn)振動(dòng)超限情況。

3 結(jié) 論

通過(guò)對(duì)國(guó)內(nèi)某航空公司的CFM56-5B發(fā)動(dòng)機(jī)的QAR數(shù)據(jù)進(jìn)行研究，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的氣動(dòng)性能、滑油參數(shù)以及振動(dòng)參數(shù)進(jìn)行分析之后，得出以下結(jié)論：

（1）排氣溫度參數(shù)反映出了發(fā)動(dòng)機(jī)的性能特性，據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)的排氣溫度顯示，飛機(jī)爬升階段，高原地區(qū)的EGT略高于平原地區(qū)，巡航階段都穩(wěn)定在同一溫度區(qū)間。

（2）飛機(jī)起飛階段，單位時(shí)間內(nèi)的燃油流量平原地區(qū)大于高原地區(qū);EGT上升速率平原地區(qū)小于高原地區(qū);N1上升速率平原地區(qū)大于高原地區(qū)。

（3）通過(guò)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速和燃油流量進(jìn)行換算可知，受馬赫數(shù)測(cè)量結(jié)果的影響，飛機(jī)在地面滑行階段燃油流量換算值沒(méi)有呈現(xiàn)出較好的規(guī)律性，建議通過(guò)飛行計(jì)算機(jī)進(jìn)行地面馬赫數(shù)修正。爬升和巡航階段馬赫數(shù)測(cè)量系統(tǒng)正常后，可以看出燃油流量換算值同轉(zhuǎn)速換算值保持一致。

（4）通過(guò)分析滑油量在飛行階段的變化規(guī)律，對(duì)如何精確、有效地監(jiān)測(cè)滑油系統(tǒng)有一定地借鑒作用。

針對(duì)國(guó)內(nèi)某航空公司的CFM56發(fā)動(dòng)的排氣溫度、燃油流量、N1轉(zhuǎn)速、馬赫數(shù)、滑油溫度、滑油量、振動(dòng)值等氣動(dòng)參數(shù)和滑油參數(shù)進(jìn)行分析，得出不同工況下發(fā)動(dòng)機(jī)的控制規(guī)律。

參考文獻(xiàn)

[1]曹惠玲，高煬.QAR數(shù)據(jù)的認(rèn)識(shí)及民航應(yīng)用研究[J].機(jī)械工程與自動(dòng)化，2018，（1）：24-26.

[2]孫瑞山，楊繹煊，汪磊.QAR數(shù)據(jù)在飛行安全評(píng)價(jià)中的應(yīng)用[J].中國(guó)安全科學(xué)學(xué)報(bào)，2015，25（7）：87-92.

[3]趙云帆，李斌.利用WQAR建立中國(guó)民航飛行品質(zhì)監(jiān)控系統(tǒng)[J].中國(guó)民用航空，2012（10）：57-58.

[4]王兆兵，高麗敏.大數(shù)據(jù)時(shí)代民航健康管理技術(shù)革新[J].航空維修工程，2018（5）：20-25.

[5]張杰.飛行品質(zhì)監(jiān)控與飛行安全[J].中國(guó)民航飛行學(xué)院學(xué)報(bào)，2002， 13（3）：48-48.

[6]卿立勇，黃圣國(guó).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.

[7]孔成安，李文華，尹湛.利用QAR數(shù)據(jù)實(shí)施飛機(jī)性能監(jiān)控[J].中國(guó)民用航空，2008（10）：54-54.

[8]王維，陳嘯.淺析QAR數(shù)據(jù)分析對(duì)民航機(jī)務(wù)維修的作用和影響[J].科技創(chuàng)新導(dǎo)報(bào)，2015（7）：30-32.

[9]周婷.基于飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)故障診斷的智能算法研究[D].重慶：重慶大學(xué)，2009.

[10]AirbusA319/320/321AircraftMaintenanceManual[S]2019.