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摘要：飞行试验是新型号航空发动机适航取证的重要环节，是全面检验航空发动机性能的重要手段。发动机喘振是指发动机在运行过程中，其气流沿压气机轴线方向出现的低频高幅震荡现象。喘振具有多发性、突发性的特点，极易导致发动机工况恶化并出现机械损伤。在航空发动机飞行试验过程中发生喘振，有可能影响飞行安全并造成严重后果。本文根据某型发动机飞行试验中发生的喘振故障，分析产生喘振故障的原因及典型解决措施，探讨其对商用大涵道比涡扇发动机研制的启示。
Abstract： Flight test is an important part of the airworthiness certification of a new type of aero-engine， and an important means of comprehensively inspecting the performance of aero-engines. Engine surge refers to the low-frequency and high-amplitude oscillations of the airflow along the axis of the compressor during the operation of the engine. Surge has the characteristics of multiple and sudden occurrence， which can easily lead to deterioration of engine working conditions and mechanical damage. Surge during the flight test of an aero engine may affect flight safety and cause serious consequences. Based on the surge failure that occurred in the flight test of a certain type of engine， this paper analyzes the causes of surge failure and typical solutions， and discusses its enlightenment to the development of commercial turbofan engines with large bypass ratios.
关键词：航空发动机;飞行试验;喘振故障;解决措施
Key words： aero-engine;flight test;surge failure;solution
中图分类号：V233.7 文獻标识码：A 文章编号：1674-957X（2021）19-0117-04
0 引言
航空发动机飞行试验，包括试验发动机直接配装于飞机平台上开展试验和试验发动机挂载于飞机平台上开展飞行试验两种类型[1]。飞行试验可以获取试验发动机在真实的飞行条件下的整机性能、工作特性，可以最大限度地暴露发动机的各类问题及缺陷。涡轮风扇式航空发动机在工作过程中，有可能会因各种故障出现喘振问题。如不对其采取有效措施调节，则喘振故障现象所导致的低频率高振幅的气流振荡将会带动航空发动机的压气机叶片产生强烈振动，极易使其在短时间内发生严重损坏，甚至断裂，造成发动机空停、非包容性失效等一系列严重后果。喘振后果的严重性，使得我们在发动机试验以及后续的运行环节中，均需重点关注和预防该现象。在本文的研究中，为了更好地判断航空发动机出现喘振现象的原因，需要就发动机在运行中的供油量、喘振裕度、稳定裕度等影响因素进行分析，找出问题原因，并制定相应解决措施。
1 喘振现象产生原因分析
要想针对喘振现象制定合理的解决措施，首先必须了解喘振的基本概念。航空发动机内部构造非常精密，因此，任何细微的问题都有可能导致出现喘振现象。喘振能够使压气机轴线方向气流产生低频率、高幅度的振荡，上述振荡将会导致发动机机件出现强烈的机械振动以及热端部件的异常高温，并在极短的时间内发动机结构造成严重的机械破坏。涡轮风扇式发动机出现喘振的主要原因，可以气流分离的形成以及发展理论说明。根据具体情况判断，当流量系数过小时，气流在压气机叶片进口处的冲角为正值，气流冲向叶面的凹面，在叶片凸面产生涡流，并导致气流分离现象的出现。根据惯性，气流在出现后，将紧贴叶面的凹面流动，在凸面产生强烈的涡流。继而，该涡流会迅速发展，在叶栅前后产生压力差，并在叶栅前后的压力差作用下，出现气流的流动、分离、中断，周而复始，形成恶性循环。如在上述过程中未有效能控制气流，则上述气流有可能逆冲出压气机，引发发动机产生喘振现象[2]。
2 喘振故障监控方法
就发动机喘振而言，为了确定能够实时反映出发动机失速或喘振状态的参数，需要对上述时段内压气机的出口压力、空气流量、转速、振动以及噪音等因素进行分析。发动机喘振的监控通常通过在控制系统中设定的喘振信号来实现。喘振信号一般通过压气机出口压力的变化来进行判定。比较典型的方法之一，是将压力器出口总压脉动与压气机出口平均总压的比值的大小作为是否进入喘振的判断标准[3]。 3 某型发动机喘振具体故障分析
下面首先以某型发动机飞行试验过程中出现的喘振故障为例，对其进行故障原因分析。
3.1 喘振现象复盘 图1为某型发动机开展高空飞行出现喘振停车故障时主要参数的变化曲线。从图中易知，喘振发生于约9秒处，此时油门杆正处于上移过程中。9秒后受喘振信号触发影响，发动机转速、排气温度及压气机出口总压P31均开始下降，在下降过程中同时存在一定的摆动。约1秒后，发动机转速降至空中慢车转速附近，此时排气温度开始大幅上升，同时伴随有转速悬挂现象。约28秒时排气温度超限，触发切油保护，随后操作人员将发动机手动拉停，油门杆回到零位。根据上述过程描述，易知在发动机喘振后，触发了发动机消喘，但消喘最终并未起效。下面就上述问题进行初步的分析。
3.2 风扇以及压气机进口可调导向叶片调节
以某型发动机为例，根据其风扇以及压气机的进口可调导向叶片的调节趋势，可以得知发动机风扇进口可调导向叶片“a1”以及压气机进口可调导向叶片“a2”在调节过程中，其发生的相关变化。如图2和图3所示，当发动机喘振发生时，“a1”以及“a2”开度位置均处于正常调节范围内，随后在发动机消喘功能控制的影响下，“a2”在全过程内共进行了五次消喘调节，如图3箭头所示。而在上述过程中，由于“a1”已提前打开至最小调节极限位，因此在消喘调节过程中，其位置不变。由此可见，发动机喘振前后，“a1”以及“a2”调节过程符合设计的消喘控制规律要求，其调节规律未见异常[4]。
3.3 发动机尾喷管喉道面积调节 将发动机尾喷口喉部面积标记为D8，图四即为其随高压换算转速变化的曲线图。如图4所示，在发动机喘振发生前，D8处于正常的小喉部面积位置。发动机喘振发生后，D8根据控制规律正常完成了4次消喘措施，即适度放大尾喷口喉部面积[5]。随后，由于发动机高压转换转速随着消喘控制措施的采取而降低，D8按照正常控制规律，调节至大喉部面积状态。如上可知，在发动机喘振发生前后，D8调节规律亦未见异常[4]。
3.4 主燃油控制分析 根据控制规律设计，当发动机监测到喘振的发生时，在发动机控制系统的作用下，消喘切油程序将被自动激活，并在上述消喘切油程序结束后自动恢复向燃烧室供油，以使得发动机尽快恢复到喘振前的稳定状态，避免出现空中停车。根据采集到的发动机主燃烧室燃油供油压力变化曲线（图5），可以得知在喘振前，油门杆上推后，主燃烧室燃油供油压力正常上升。当喘振发生后，发动机前后共执行了5次消喘切油程序。在第一次切油执行完毕后，发动机高压转速即迅速下降至空中慢车（及以下），随后出现疑似空中停车现象。随后在消喘切油和自动恢复向燃烧室供油等控制规律的来回切换及共同作用下，主燃烧室的燃油供油压力始终在供油量下限位附近摆动，并因此而导致发动机在上述过程中出现了明显的转速悬挂、排气超温等异常现象。由上易知，发动机消喘切油出现异常，第1次消喘切油后直接導致发动机出现疑似空停现象，后续消喘切油和恢复供油之间的来回切换则使得发动机出现了转速悬挂现象[4]。
3.5 飞行平台进气扰动影响情况 如图6，发动机喘振发生前后，飞行平台的马赫数稳定，飞行迎角和俯仰角均稳定在较小范围内，纵向和侧向过载干扰较小，整体飞行姿态稳定，发动机的进气条件良好，无任何严重的进气扰动影响因素。因此，可以排除进气扰动对喘振发生以及消喘失败的影响[4]。
3.6 发动机消喘机构结构检查情况
在落地后进行地面检查的过程中，发现发动机控制消喘切油深度的节流嘴出现了一定程度的脱落，上述情况会造成发动机在执行消喘切油程序时，过度切油[4]。
3.7 加速性检查 上述喘振发生在发动机加速过程中。对发动机从慢车状态至中间状态的加速性数据（表1）进行检查可知，发动机在喘振发生高度（0.647Hp.max）正常加速时发生喘振，其加速时间略小于在较低高度时进行的相同加速所需的时间。[4]说明在提高工作高度及略微提升加速时间的共同影响下，发动机稳定裕度较之前偏低，可以合理推论，加速供油量与稳定裕度之间的匹配可能存在问题。
3.8 喘振停车故障原因 综上，分析某型发动机飞行试验过程中喘振停车故障原因，其喘振发生时发动机参数正常，进气稳定，消喘机构控制规律正常，燃油控制规律正常。发动机稳定裕度不足，有较大可能是导致发动机在正常飞行试验的加速过程中出现喘振的主要原因。后续消喘失败以及发动机出现空中停车，则是由于启动装置机械问题导致发动机消喘气切油过深引起。在消喘切油和启动恢复供油的共同作用下，使发动机出现转速悬挂现象，是发动机消喘失效的主要原因之一[4]。
4 常见的航空发动机喘振故障预防措施
4.1 改进发动机自身结构预防喘振 在改进过程中，需要根据发动机自身的结构进行针对性调整，以预防喘振现象。例如，现代涡扇式航空发动机一般设计为双转子或三转子结构，当发动机转速变化、压气机偏离设计工作状态时，双转子或三转子发动机的高压/中压部分将会自动完成转速调整匹配，以保障各级压气机进口流量系数接近设计值，使压气机稳定工作，增加喘振裕度。同时，可采用进气道内表面处理，通过开直槽或斜槽的方法，当其进气槽增大，接近气流分离状态时，气流可沿开槽方向流入进气道，使气道内气流速度加快，削弱气流分流现象，从而避免出现喘振现象。此外，对压气机叶片进行必要的造型设计，也可以在一定程度上消除或推迟喘振现象的发生[6]。
4.2 终端设计控制系统防止喘振现象发生 通过设计喘振的监视及控制系统，可以防止喘振现象发生。典型的喘振控制系统通常由信号、控制、执行三部分组成，当该系统的信号部分监测到喘振信号时，其立即将上述信号传递给控制系统，控制部分分析后，执行部分自动执行预设的消喘程序，从而避免喘振现象的发生或在喘振发生后立即消除。喘振控制系统通常可以通过以下几种方式防止喘振。例如，通过在压气机预设的某些中间级进行级间放气、在增压级和高压压气机进口处设置多级联动式的可调导向叶片、设置适当的供油规律以迅速改变发动机状态使其退出喘振区域等。 5 对商用大涵道比涡扇发动机研发的启示
飞行试验是商用大涵道比涡扇发动机研制的重要组成部分。飞行试验台，相较于地面试车台和高空试车台，在获取发动机在真实工作条件下的性能数据方面，具有无可比拟的优势。空中起动、进气畸变等试验科目仅能够在飞行试验中开展。在飞行试验的苛刻条件下，被试发动机可以充分暴露其设计、制造和运行中存在的各类问题。同时，飞行试验是商用大涵道比涡扇发动机适航取证的必由之路。根据CCAR33部的规定，商用大涵道比涡扇发动机在装配至目标机型试飞取得适航合格证前，应首先进行它机取证。在发动机研制过程中，喘振作为易发、多发且发生后果较为严重的故障，一直受到重点关注。一个型号在开展飞行试验前，必定已在地面试车台和高空试车台进行了充分的试验，并针对试验中暴露的喘振现象，进行了深刻详尽的故障原因分析和針对性改进。但通过本文分析的某型发动机飞行试验喘振故障分析可以看出，即便是已根据地面试车台和高空试车台试验结果进行了改进的发动机，在试验环境更为真实的飞行试验中，仍然暴露出了喘振及消喘失败的问题。这就要求我们一方面要根据引起喘振的条件，通过地面试验和仿真数据，提前调整发动机结构和控制规律，检验飞行试验中喘振监测措施的有效性;另一方面，应提前考虑到原有控制手段可能的失效，以及上述控制手段失效后可能发生的喘振、悬挂等现象及其后果，并提前准备有针对性的应急响应措施，确保飞行试验的安全;此外，应严格试验纪律，做好相应策划，对被试发动机，在飞行试验前应首先策划详尽的检查方案和内容，做好技术交底，检查人员应做到认真检查、正确操作和有效维护，避免因人为因素导致发动机的意外失效，避免浪费宝贵的飞行试验时间，甚至引发喘振乃至更严重的后果。
参考文献：
[1]姜健，苗禾状，张晓飞，潘鹏飞.基于它机试飞的航空发动机试验技术研究[J]，工程与试验，2017，57（2）：36-41.
[2]陈开建，李磊.发动机防喘装置故障监控方案制定[J].成都航空职业技术学院学报，2019，35（01）：47-50.
[3]朱艳.一种涡扇发动机喘振信号判定方法[J].推进技术， 2009，30（6）：727-739.
[4]雷杰，许艳芝，郭政波.航空发动机飞行试验喘振故障分析研究[J].工程与试验，2019，59（1）：30-32.
[5]李杨，韦周庆，马寅月.航空发动机异常收喷口故障分析[J]. 中国新技术新产品，2020（06）：66-67.
[6]张彤，吴蔚.涡轮发动机的喘振机理及预防与控制的研究[J].锦州师范学院学报（自然科学版），2003，24（3）：78-80.
Abstract： Flight test is an important part of the airworthiness certification of a new type of aero-engine， and an important means of comprehensively inspecting the performance of aero-engines. Engine surge refers to the low-frequency and high-amplitude oscillations of the airflow along the axis of the compressor during the operation of the engine. Surge has the characteristics of multiple and sudden occurrence， which can easily lead to deterioration of engine working conditions and mechanical damage. Surge during the flight test of an aero engine may affect flight safety and cause serious consequences. Based on the surge failure that occurred in the flight test of a certain type of engine， this paper analyzes the causes of surge failure and typical solutions， and discusses its enlightenment to the development of commercial turbofan engines with large bypass ratios.
关键词：航空发动机;飞行试验;喘振故障;解决措施
Key words： aero-engine;flight test;surge failure;solution
中图分类号：V233.7 文獻标识码：A 文章编号：1674-957X（2021）19-0117-04
0 引言
航空发动机飞行试验，包括试验发动机直接配装于飞机平台上开展试验和试验发动机挂载于飞机平台上开展飞行试验两种类型[1]。飞行试验可以获取试验发动机在真实的飞行条件下的整机性能、工作特性，可以最大限度地暴露发动机的各类问题及缺陷。涡轮风扇式航空发动机在工作过程中，有可能会因各种故障出现喘振问题。如不对其采取有效措施调节，则喘振故障现象所导致的低频率高振幅的气流振荡将会带动航空发动机的压气机叶片产生强烈振动，极易使其在短时间内发生严重损坏，甚至断裂，造成发动机空停、非包容性失效等一系列严重后果。喘振后果的严重性，使得我们在发动机试验以及后续的运行环节中，均需重点关注和预防该现象。在本文的研究中，为了更好地判断航空发动机出现喘振现象的原因，需要就发动机在运行中的供油量、喘振裕度、稳定裕度等影响因素进行分析，找出问题原因，并制定相应解决措施。
1 喘振现象产生原因分析
要想针对喘振现象制定合理的解决措施，首先必须了解喘振的基本概念。航空发动机内部构造非常精密，因此，任何细微的问题都有可能导致出现喘振现象。喘振能够使压气机轴线方向气流产生低频率、高幅度的振荡，上述振荡将会导致发动机机件出现强烈的机械振动以及热端部件的异常高温，并在极短的时间内发动机结构造成严重的机械破坏。涡轮风扇式发动机出现喘振的主要原因，可以气流分离的形成以及发展理论说明。根据具体情况判断，当流量系数过小时，气流在压气机叶片进口处的冲角为正值，气流冲向叶面的凹面，在叶片凸面产生涡流，并导致气流分离现象的出现。根据惯性，气流在出现后，将紧贴叶面的凹面流动，在凸面产生强烈的涡流。继而，该涡流会迅速发展，在叶栅前后产生压力差，并在叶栅前后的压力差作用下，出现气流的流动、分离、中断，周而复始，形成恶性循环。如在上述过程中未有效能控制气流，则上述气流有可能逆冲出压气机，引发发动机产生喘振现象[2]。
2 喘振故障监控方法
就发动机喘振而言，为了确定能够实时反映出发动机失速或喘振状态的参数，需要对上述时段内压气机的出口压力、空气流量、转速、振动以及噪音等因素进行分析。发动机喘振的监控通常通过在控制系统中设定的喘振信号来实现。喘振信号一般通过压气机出口压力的变化来进行判定。比较典型的方法之一，是将压力器出口总压脉动与压气机出口平均总压的比值的大小作为是否进入喘振的判断标准[3]。 3 某型发动机喘振具体故障分析
下面首先以某型发动机飞行试验过程中出现的喘振故障为例，对其进行故障原因分析。
3.1 喘振现象复盘 图1为某型发动机开展高空飞行出现喘振停车故障时主要参数的变化曲线。从图中易知，喘振发生于约9秒处，此时油门杆正处于上移过程中。9秒后受喘振信号触发影响，发动机转速、排气温度及压气机出口总压P31均开始下降，在下降过程中同时存在一定的摆动。约1秒后，发动机转速降至空中慢车转速附近，此时排气温度开始大幅上升，同时伴随有转速悬挂现象。约28秒时排气温度超限，触发切油保护，随后操作人员将发动机手动拉停，油门杆回到零位。根据上述过程描述，易知在发动机喘振后，触发了发动机消喘，但消喘最终并未起效。下面就上述问题进行初步的分析。
3.2 风扇以及压气机进口可调导向叶片调节
以某型发动机为例，根据其风扇以及压气机的进口可调导向叶片的调节趋势，可以得知发动机风扇进口可调导向叶片“a1”以及压气机进口可调导向叶片“a2”在调节过程中，其发生的相关变化。如图2和图3所示，当发动机喘振发生时，“a1”以及“a2”开度位置均处于正常调节范围内，随后在发动机消喘功能控制的影响下，“a2”在全过程内共进行了五次消喘调节，如图3箭头所示。而在上述过程中，由于“a1”已提前打开至最小调节极限位，因此在消喘调节过程中，其位置不变。由此可见，发动机喘振前后，“a1”以及“a2”调节过程符合设计的消喘控制规律要求，其调节规律未见异常[4]。
3.3 发动机尾喷管喉道面积调节 将发动机尾喷口喉部面积标记为D8，图四即为其随高压换算转速变化的曲线图。如图4所示，在发动机喘振发生前，D8处于正常的小喉部面积位置。发动机喘振发生后，D8根据控制规律正常完成了4次消喘措施，即适度放大尾喷口喉部面积[5]。随后，由于发动机高压转换转速随着消喘控制措施的采取而降低，D8按照正常控制规律，调节至大喉部面积状态。如上可知，在发动机喘振发生前后，D8调节规律亦未见异常[4]。
3.4 主燃油控制分析 根据控制规律设计，当发动机监测到喘振的发生时，在发动机控制系统的作用下，消喘切油程序将被自动激活，并在上述消喘切油程序结束后自动恢复向燃烧室供油，以使得发动机尽快恢复到喘振前的稳定状态，避免出现空中停车。根据采集到的发动机主燃烧室燃油供油压力变化曲线（图5），可以得知在喘振前，油门杆上推后，主燃烧室燃油供油压力正常上升。当喘振发生后，发动机前后共执行了5次消喘切油程序。在第一次切油执行完毕后，发动机高压转速即迅速下降至空中慢车（及以下），随后出现疑似空中停车现象。随后在消喘切油和自动恢复向燃烧室供油等控制规律的来回切换及共同作用下，主燃烧室的燃油供油压力始终在供油量下限位附近摆动，并因此而导致发动机在上述过程中出现了明显的转速悬挂、排气超温等异常现象。由上易知，发动机消喘切油出现异常，第1次消喘切油后直接導致发动机出现疑似空停现象，后续消喘切油和恢复供油之间的来回切换则使得发动机出现了转速悬挂现象[4]。
3.5 飞行平台进气扰动影响情况 如图6，发动机喘振发生前后，飞行平台的马赫数稳定，飞行迎角和俯仰角均稳定在较小范围内，纵向和侧向过载干扰较小，整体飞行姿态稳定，发动机的进气条件良好，无任何严重的进气扰动影响因素。因此，可以排除进气扰动对喘振发生以及消喘失败的影响[4]。
3.6 发动机消喘机构结构检查情况
在落地后进行地面检查的过程中，发现发动机控制消喘切油深度的节流嘴出现了一定程度的脱落，上述情况会造成发动机在执行消喘切油程序时，过度切油[4]。
3.7 加速性检查 上述喘振发生在发动机加速过程中。对发动机从慢车状态至中间状态的加速性数据（表1）进行检查可知，发动机在喘振发生高度（0.647Hp.max）正常加速时发生喘振，其加速时间略小于在较低高度时进行的相同加速所需的时间。[4]说明在提高工作高度及略微提升加速时间的共同影响下，发动机稳定裕度较之前偏低，可以合理推论，加速供油量与稳定裕度之间的匹配可能存在问题。
3.8 喘振停车故障原因 综上，分析某型发动机飞行试验过程中喘振停车故障原因，其喘振发生时发动机参数正常，进气稳定，消喘机构控制规律正常，燃油控制规律正常。发动机稳定裕度不足，有较大可能是导致发动机在正常飞行试验的加速过程中出现喘振的主要原因。后续消喘失败以及发动机出现空中停车，则是由于启动装置机械问题导致发动机消喘气切油过深引起。在消喘切油和启动恢复供油的共同作用下，使发动机出现转速悬挂现象，是发动机消喘失效的主要原因之一[4]。
4 常见的航空发动机喘振故障预防措施
4.1 改进发动机自身结构预防喘振 在改进过程中，需要根据发动机自身的结构进行针对性调整，以预防喘振现象。例如，现代涡扇式航空发动机一般设计为双转子或三转子结构，当发动机转速变化、压气机偏离设计工作状态时，双转子或三转子发动机的高压/中压部分将会自动完成转速调整匹配，以保障各级压气机进口流量系数接近设计值，使压气机稳定工作，增加喘振裕度。同时，可采用进气道内表面处理，通过开直槽或斜槽的方法，当其进气槽增大，接近气流分离状态时，气流可沿开槽方向流入进气道，使气道内气流速度加快，削弱气流分流现象，从而避免出现喘振现象。此外，对压气机叶片进行必要的造型设计，也可以在一定程度上消除或推迟喘振现象的发生[6]。
4.2 终端设计控制系统防止喘振现象发生 通过设计喘振的监视及控制系统，可以防止喘振现象发生。典型的喘振控制系统通常由信号、控制、执行三部分组成，当该系统的信号部分监测到喘振信号时，其立即将上述信号传递给控制系统，控制部分分析后，执行部分自动执行预设的消喘程序，从而避免喘振现象的发生或在喘振发生后立即消除。喘振控制系统通常可以通过以下几种方式防止喘振。例如，通过在压气机预设的某些中间级进行级间放气、在增压级和高压压气机进口处设置多级联动式的可调导向叶片、设置适当的供油规律以迅速改变发动机状态使其退出喘振区域等。 5 对商用大涵道比涡扇发动机研发的启示
飞行试验是商用大涵道比涡扇发动机研制的重要组成部分。飞行试验台，相较于地面试车台和高空试车台，在获取发动机在真实工作条件下的性能数据方面，具有无可比拟的优势。空中起动、进气畸变等试验科目仅能够在飞行试验中开展。在飞行试验的苛刻条件下，被试发动机可以充分暴露其设计、制造和运行中存在的各类问题。同时，飞行试验是商用大涵道比涡扇发动机适航取证的必由之路。根据CCAR33部的规定，商用大涵道比涡扇发动机在装配至目标机型试飞取得适航合格证前，应首先进行它机取证。在发动机研制过程中，喘振作为易发、多发且发生后果较为严重的故障，一直受到重点关注。一个型号在开展飞行试验前，必定已在地面试车台和高空试车台进行了充分的试验，并针对试验中暴露的喘振现象，进行了深刻详尽的故障原因分析和針对性改进。但通过本文分析的某型发动机飞行试验喘振故障分析可以看出，即便是已根据地面试车台和高空试车台试验结果进行了改进的发动机，在试验环境更为真实的飞行试验中，仍然暴露出了喘振及消喘失败的问题。这就要求我们一方面要根据引起喘振的条件，通过地面试验和仿真数据，提前调整发动机结构和控制规律，检验飞行试验中喘振监测措施的有效性;另一方面，应提前考虑到原有控制手段可能的失效，以及上述控制手段失效后可能发生的喘振、悬挂等现象及其后果，并提前准备有针对性的应急响应措施，确保飞行试验的安全;此外，应严格试验纪律，做好相应策划，对被试发动机，在飞行试验前应首先策划详尽的检查方案和内容，做好技术交底，检查人员应做到认真检查、正确操作和有效维护，避免因人为因素导致发动机的意外失效，避免浪费宝贵的飞行试验时间，甚至引发喘振乃至更严重的后果。
参考文献：
[1]姜健，苗禾状，张晓飞，潘鹏飞.基于它机试飞的航空发动机试验技术研究[J]，工程与试验，2017，57（2）：36-41.
[2]陈开建，李磊.发动机防喘装置故障监控方案制定[J].成都航空职业技术学院学报，2019，35（01）：47-50.
[3]朱艳.一种涡扇发动机喘振信号判定方法[J].推进技术， 2009，30（6）：727-739.
[4]雷杰，许艳芝，郭政波.航空发动机飞行试验喘振故障分析研究[J].工程与试验，2019，59（1）：30-32.
[5]李杨，韦周庆，马寅月.航空发动机异常收喷口故障分析[J]. 中国新技术新产品，2020（06）：66-67.
[6]张彤，吴蔚.涡轮发动机的喘振机理及预防与控制的研究[J].锦州师范学院学报（自然科学版），2003，24（3）：78-80.