參數(shù)限制在緊急控制系統(tǒng)中的應(yīng)用

薛文鵬，雷　利，馬　昌，魏海濤

(中國飛行試驗(yàn)研究院,陜西 西安 710089)

參數(shù)限制在緊急控制系統(tǒng)中的應(yīng)用

薛文鵬，雷利，馬昌，魏海濤

(中國飛行試驗(yàn)研究院,陜西 西安 710089)

摘要：針對航空發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)態(tài)過程中參數(shù)可能會(huì)超出其物理限制的問題，提出了基于調(diào)幅曲線的發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)限制器設(shè)計(jì)方法。在緊急狀態(tài)下，通過改變控制模式，修改發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)保護(hù)的限制值，釋放發(fā)動(dòng)機(jī)的保護(hù)裕度，快速提升發(fā)動(dòng)機(jī)性能。仿真結(jié)果表明，基于調(diào)幅曲線的參數(shù)限制方法可以有效地限制發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)，抑制發(fā)動(dòng)機(jī)過渡態(tài)的超調(diào)和振蕩，確保發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)態(tài)過程的安全。應(yīng)急控制系統(tǒng)可以短時(shí)間內(nèi)使發(fā)動(dòng)機(jī)推力增加11.8%，提高緊急狀態(tài)下飛機(jī)安全性和機(jī)上人員的生存能力。

關(guān)鍵詞：參數(shù)限制；緊急控制；釋放限制

1引言

航空發(fā)動(dòng)機(jī)在加速的過程中，由于機(jī)械強(qiáng)度和穩(wěn)定性等原因，一些參數(shù)也應(yīng)受到一定的限制。發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)態(tài)控制過程中，轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速按照控制需求快速地加速(減速)至期望值，但在滿足發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)態(tài)過程快速性的同時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)其他物理參數(shù)可能已經(jīng)超過了其物理的限制，直接損壞發(fā)動(dòng)機(jī)部件。在加速過程中，由于燃油流量的不斷增加，使得發(fā)動(dòng)機(jī)的參數(shù)容易發(fā)生超限。因此，必須加入保護(hù)控制以保障發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)態(tài)過程的安全。

發(fā)動(dòng)機(jī)作為飛行控制的執(zhí)行機(jī)構(gòu)，在一些緊急狀況下(如飛行跑道破損導(dǎo)致滑行距離過短，飛機(jī)翼面破損導(dǎo)致飛機(jī)機(jī)翼升力不足，飛機(jī)機(jī)翼損壞需要快速降落等)，飛機(jī)需要發(fā)動(dòng)機(jī)提供更大的推力，但發(fā)動(dòng)機(jī)控制限制器在確保發(fā)動(dòng)機(jī)安全的同時(shí)，使得發(fā)動(dòng)機(jī)的性能受到一定的限制。為此，在2000年，美國航空航天局(NASA)就開展在緊急事件中，發(fā)動(dòng)機(jī)性能增強(qiáng)的研究。Glenn試驗(yàn)中心的GUO等人采用增強(qiáng)推進(jìn)系統(tǒng)控制對損傷的飛機(jī)(如機(jī)翼折斷)進(jìn)行控制，并保證飛機(jī)在緊急事件中安全降落。

本文以雙轉(zhuǎn)子渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)為研究對象，提出了基于調(diào)幅曲線對參數(shù)限制實(shí)現(xiàn)保護(hù)的實(shí)現(xiàn)方法。在緊急狀態(tài)下，通過修改發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)的限制值，釋放發(fā)動(dòng)機(jī)的保護(hù)裕度，在短時(shí)間內(nèi)提高發(fā)動(dòng)機(jī)的性能。

2限制器

在發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)態(tài)過程中，燃?xì)鉁u輪轉(zhuǎn)子受到高溫的影響，使得轉(zhuǎn)子的強(qiáng)度降低。為了保障發(fā)動(dòng)機(jī)的安全，以轉(zhuǎn)子在高溫下最低強(qiáng)度(考慮安全系數(shù))對應(yīng)的加速率作為轉(zhuǎn)子加速率的最大限制值，可用式(1)表示。

(1)

在加速的過程中，隨著供油量的增加，渦輪進(jìn)口溫度增大，容易灼傷渦輪葉片。為了保障渦輪葉片的安全，渦輪進(jìn)口溫度不允許超過其限制值，如式(2)所示。

T44≤T44lim it

(2)

同樣，鑒于安全性考慮，發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子的轉(zhuǎn)速也受到限制，如式(3)所示。

(3)

在實(shí)際中，燃油流量的變化需要執(zhí)行機(jī)構(gòu)來執(zhí)行，由于執(zhí)行機(jī)構(gòu)供油能力的限制，使得燃油流量的增量受到了限制，如式(4)所示。

(4)

在加速過程中，壓氣機(jī)的安全性主要是壓氣機(jī)的加速線距離喘振邊界的遠(yuǎn)近，即壓氣機(jī)的喘振裕度。加速過程中，通常要求壓氣機(jī)的喘振裕度不小于15%-20%，如式(5)所示。但實(shí)際中，壓氣機(jī)喘振裕度無法測量。因此，喘振裕度的保護(hù)只能通過限制其他參數(shù)間接地實(shí)現(xiàn)。

SM≤(SM)lim it

(5)

本文通過調(diào)幅曲線來限制發(fā)動(dòng)機(jī)的各參數(shù)，如圖1所示。發(fā)動(dòng)機(jī)在加速的過程中，燃油流量的增量與調(diào)幅曲線的輸出值相關(guān)。調(diào)幅曲線的輸出值范圍為[0,1]，當(dāng)參數(shù)大于啟動(dòng)保護(hù)值時(shí)，調(diào)幅曲線輸出值小于1,使得燃油流量的增量減小。當(dāng)參數(shù)大于最大保護(hù)值時(shí)，調(diào)幅曲線輸出值為0，此時(shí)，燃油流量增量為0，燃油流量不再增加。參數(shù)最大限制值與最大保護(hù)值的差值稱為保護(hù)裕度。保護(hù)裕度相當(dāng)于保護(hù)參數(shù)的緩沖區(qū)，避免發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)超過最大限制值。

圖1　調(diào)幅曲線

在發(fā)動(dòng)機(jī)減速過程中，為了保障發(fā)動(dòng)機(jī)的安全工作，必須設(shè)置燃油流量的最小限制。最小燃油流量限制是在各個(gè)轉(zhuǎn)速下，燃燒室穩(wěn)定燃燒，不會(huì)導(dǎo)致熄火的最小燃油流量。通常根據(jù)燃燒室熄火油氣比，可得到燃燒室熄火邊界。為了防止發(fā)動(dòng)機(jī)熄火的最小燃油流量設(shè)置為穩(wěn)態(tài)的20%-50%。

圖2所示為標(biāo)準(zhǔn)狀態(tài)下燃油流量與轉(zhuǎn)速的關(guān)系，在不加保護(hù)限制的情況下，壓氣機(jī)喘振邊界和渦輪進(jìn)口溫度限制線構(gòu)成燃油流量的上邊界，燃燒室熄火限制構(gòu)成下邊界，慢車轉(zhuǎn)速和最大轉(zhuǎn)速限制形成左、右邊界。在考慮保護(hù)限制的情況下，由于保護(hù)裕度的存在，使得控制區(qū)域的上邊界下移，下邊界上移，燃油流量控制范圍減小。圖中白色區(qū)域?yàn)榭紤]保護(hù)限制以后，燃油流量的控制范圍，陰影區(qū)域是因保護(hù)限制使得控制范圍的變化量。控制區(qū)域被穩(wěn)態(tài)供油量劃分為兩個(gè)區(qū)域：加速和減速區(qū)域。加速過程中的主要限制為壓氣機(jī)喘振裕度、渦輪進(jìn)口溫度和燃?xì)鉁u輪加速率；減速區(qū)域的主要限制為最小燃油流量、燃?xì)鉁u輪加速率和燃油流量的變化率。

圖2　燃油流量控制范圍

在發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)中增加保護(hù)限制，使發(fā)動(dòng)機(jī)在各個(gè)狀態(tài)均能安全工作。圖3為保護(hù)限制控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖，圖中虛線框?yàn)楸Ｗo(hù)限制器。

圖3　保護(hù)限制控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖

3應(yīng)急控制系統(tǒng)

發(fā)動(dòng)機(jī)應(yīng)急智能控制系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)如圖4所示，發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)評估系統(tǒng)通過監(jiān)視發(fā)動(dòng)機(jī)的運(yùn)行參數(shù)，實(shí)時(shí)評估發(fā)動(dòng)機(jī)的健康狀態(tài)，如發(fā)動(dòng)機(jī)的機(jī)械損傷狀態(tài)、性能退化狀態(tài)等。風(fēng)險(xiǎn)管理系統(tǒng)為專家智能系統(tǒng)，該系統(tǒng)可根據(jù)飛行員當(dāng)前控制模式指令以及飛機(jī)、發(fā)動(dòng)機(jī)的健康狀態(tài)，綜合評價(jià)當(dāng)前發(fā)動(dòng)機(jī)的狀態(tài)及其可接受的最大風(fēng)險(xiǎn)，確定合適的發(fā)動(dòng)機(jī)限制器參數(shù)并發(fā)送至發(fā)動(dòng)機(jī)限制器，實(shí)現(xiàn)限制器參數(shù)的實(shí)時(shí)修正。如當(dāng)飛行跑道過短時(shí)，飛行員切換控制模式為增加推力控制，風(fēng)險(xiǎn)管理系統(tǒng)實(shí)時(shí)修改發(fā)動(dòng)機(jī)限制器參數(shù)，釋放發(fā)動(dòng)機(jī)的保護(hù)裕度，短時(shí)間內(nèi)增大發(fā)動(dòng)機(jī)的推力，可以有效縮短飛機(jī)的起飛滑跑距離。當(dāng)飛機(jī)出現(xiàn)小范圍的結(jié)構(gòu)損傷必須短時(shí)間內(nèi)降落時(shí)，飛行控制可以選擇增加推力控制，以便飛機(jī)可以快速到達(dá)合適的機(jī)場降落。

圖4　發(fā)動(dòng)機(jī)應(yīng)急智能控制系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)

4仿真實(shí)例

以雙轉(zhuǎn)子渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)為研究對象，選用的控制規(guī)律為：Nl=const,A8=const，期望轉(zhuǎn)速Nl隨控制模式而改變。針對在地面狀態(tài)下，發(fā)動(dòng)機(jī)推力增加控制系統(tǒng)的分析研究，設(shè)定飛行高度和飛行馬赫數(shù)均為0。在t=2s時(shí)，飛行控制期望發(fā)動(dòng)機(jī)提供更大的推力，切換控制模式為增加推力，假設(shè)期望低壓軸轉(zhuǎn)速Nl=110%。分別對發(fā)動(dòng)機(jī)控制限制釋放前后進(jìn)行仿真，分析發(fā)動(dòng)機(jī)主要參數(shù)的變化規(guī)律。

表1為釋放限制前后發(fā)動(dòng)機(jī)各主要參數(shù)值，低壓軸轉(zhuǎn)速在釋放限制前被限制在104%，修改限制后，轉(zhuǎn)速提升至108%。發(fā)動(dòng)機(jī)推力由104.6%增加至111.8%。釋放限制可以明顯提高發(fā)動(dòng)機(jī)的推力水平，但釋放限制會(huì)引起渦輪后溫度由103.2%升高至107.6%，渦輪溫度的升高會(huì)直接影響發(fā)動(dòng)機(jī)部件的壽命。

表1　推力增加控制主要參數(shù)

在緊急狀態(tài)下，發(fā)動(dòng)機(jī)的控制系統(tǒng)可以通過調(diào)節(jié)保護(hù)限制器的參數(shù)，釋放發(fā)動(dòng)機(jī)的保護(hù)裕度，使發(fā)動(dòng)機(jī)獲得更大的推力。圖5為在地面狀態(tài)(H=0 km,Ma=0)，增加推力控制模式發(fā)動(dòng)機(jī)各參數(shù)的變化情況。

圖5　發(fā)動(dòng)機(jī)增加推力控制主要參數(shù)變化

從圖5中可以看出，基于調(diào)幅曲線的發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)限制方法，可以有效地限制發(fā)動(dòng)機(jī)過渡態(tài)過程中的參數(shù)超限問題，保障了發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)態(tài)過程的安全。采用增加推力控制，修改發(fā)動(dòng)機(jī)限制器參數(shù)，釋放限制后，低壓軸轉(zhuǎn)速由104%增加至108%，發(fā)動(dòng)機(jī)推力由原來的由104.6%增加至111.8%。

5結(jié)論

文中介紹了一種發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)超限的保護(hù)方式，該方法可以解決發(fā)動(dòng)機(jī)過渡態(tài)的參數(shù)超限問題。在此基礎(chǔ)上，對發(fā)動(dòng)機(jī)應(yīng)急控制系統(tǒng)進(jìn)行了分析研究，應(yīng)急控制系統(tǒng)可以使發(fā)動(dòng)機(jī)突破原有的限制，提升發(fā)動(dòng)機(jī)的性能。在應(yīng)急控制系統(tǒng)中，發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)評估系統(tǒng)通過監(jiān)視發(fā)動(dòng)機(jī)的運(yùn)行狀態(tài)，綜合評估發(fā)動(dòng)機(jī)當(dāng)前的健康狀態(tài)。風(fēng)險(xiǎn)管理系統(tǒng)捕獲發(fā)動(dòng)機(jī)的健康狀況，并根據(jù)當(dāng)前的控制模式，綜合評價(jià)發(fā)動(dòng)機(jī)當(dāng)前可接受的最大風(fēng)險(xiǎn)，并確定合適的發(fā)動(dòng)機(jī)限制器參數(shù)，給出發(fā)動(dòng)機(jī)所需的性能。

以現(xiàn)有的發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)字模型以及控制系統(tǒng)為基礎(chǔ)，對航空發(fā)動(dòng)機(jī)應(yīng)急控制系統(tǒng)進(jìn)行分析研究，通過控制模式的選擇間接修改發(fā)動(dòng)機(jī)的限制器參數(shù)，實(shí)現(xiàn)緊急狀態(tài)下，發(fā)動(dòng)機(jī)推力的增加。雖然應(yīng)急控制模式會(huì)對發(fā)動(dòng)機(jī)的安全和壽命均產(chǎn)生不利的影響，但提高了飛機(jī)和機(jī)上人員在緊急狀況下的生存能力。

參考文獻(xiàn)

[1]黃開明,尹澤勇,黃金泉.參數(shù)限制對渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)過渡態(tài)控制的影響[J].航空動(dòng)力學(xué)報(bào),2006,21(2):432-436.

[2]姚華.未來航空發(fā)動(dòng)機(jī)控制技術(shù)的發(fā)展趨勢[J].航空科學(xué)技術(shù),2013,(6):1-6.

[3]Liu Y,Litt J S,Sowers T S,et al.Application and Evaluation of Control Modes for Risk-Based Engine Performance Enhancements[J].AIAA-2014-3637.

[4]Csank J T,May R D,Litt J S,et al.A Sensitivity Study of Commercial Aircraft Engine Response for Emergency Situations[J].NASA/TM—2011-217004.

[5]Litt J S,Sowers T S,Owen A K,etal.Flight Simulator Evaluation of Enhanced Propulsion Control Modes for Emergency Operation[J].NASA/TM—2012-217698.

[6]Csank J T,Chin J C,May R D,etal.Implementation of Enhanced Propulsion Control Modes for Emergency Flight Operation[J].NASA/TM—2011-217038.

[7]Seele R,Graff E,Lin J,et al.Performance enhancement of a vertical tail model with sweeping jet actuators[J].AIAA Paper,2013,411:2013.

[8]吳君鳳,郭迎清.發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)態(tài)與過渡態(tài)控制集成設(shè)計(jì)仿真驗(yàn)證[J].航空動(dòng)力學(xué)報(bào),2013,(6):1436-1440.

[9]May R D,Lemon K A,Csank J T,etal.The Effect of Faster Engine Response on the Lateral Directional Control of a Damaged Aircraft[J].NASA/TM—2012-217216.

[10]Gaudet S R.Development of a Dynamic Modeling and Control System Design Methodology for Gas Turbines[D].Carleton University Ottawa,2007.

[11]Chapman J W,Lavelle T M,May R D,et al.Propulsion System Simulation Using the Toolbox for the Modeling and Analysis of Thermodynamic Systems[J].AIAA 2014-3929.

[12]Hunter G W,Lekki J D,Simon D L.Development and Testing of Propulsion Health Management[C].Proceedings of the Workshop on Integrated Vehicle Health Management and Aviation Safety.2011.

[13]Garg S.Overview of Propulsion Controls and Diagnostics Research at NASA Glenn[C].NASA/TM—2012-217718.

[14]Al-Hamdan Q Z,Ebaid M S.Modeling and simulation of a gas turbine engine for power generation[J].Journal of Engineering for Gas Turbines and Power,2006,128(2):302-311.

[15]ORGANISATION N A T.Performance Prediction and Simulation of Gas Turbine Engine Operation[J].2002,RTO-TR-04.

Application of Parameter-limiter to Emergency Control System of Aero-Engine

Xue Wenpeng,Lei Li,Ma Chang,Wei Haitao

(Chinese Flight Test Establishment,Xi′an 710089,Shanxi,China)

Abstract：For the problem that the parameters maybe exceed the physical limits in dynamic process of aero-engine,a design method for parameter-limiter of aero-engine based on modulating curve is proposed.The parameters of limiter are changed with control mode,and the engine performance is enhanced by constraint release in emergency situation.The simulation results show that the limitation rules can ensure the safe of the engine and inhibit overshoot and oscillation.Emergency control can provide an additional 11.8% of the engine thrust and improve the survivability of the aircraft and personnel on plane.

Keywords:parameter-limiter;emergency control;constraint release

[收稿日期]2015-12-21

[作者簡介]薛文鵬(1987—)，男，碩士，工程師，主要研究方向：系統(tǒng)控制與仿真。

中圖分類號：V233.7

文獻(xiàn)標(biāo)識碼：B

doi：10.3969/j.issn.1674-3407.2016.01.012