矢量噴管作動(dòng)機(jī)構(gòu)故障模式回中設(shè)計(jì)

蘆海洋，王曦，王華威，王棟，王大迪

（1.北京航空航天大學(xué)能源與動(dòng)力工程學(xué)院，北京100191；2.先進(jìn)航空發(fā)動(dòng)機(jī)協(xié)同創(chuàng)新中心，北京100191；3.西安航空動(dòng)力控制科技有限公司，西安710077）

矢量噴管作動(dòng)機(jī)構(gòu)故障模式回中設(shè)計(jì)

蘆海洋1，2，王曦1，2，王華威1，2，王棟1，2，王大迪3

（1.北京航空航天大學(xué)能源與動(dòng)力工程學(xué)院，北京100191；2.先進(jìn)航空發(fā)動(dòng)機(jī)協(xié)同創(chuàng)新中心，北京100191；3.西安航空動(dòng)力控制科技有限公司，西安710077）

針對(duì)故障模式下矢量噴管應(yīng)急回中問題，提出一種關(guān)于矢量噴管作動(dòng)筒回中孔結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)方案。基于流體動(dòng)力學(xué)平衡方程，建立應(yīng)急回中裝置的非線性數(shù)學(xué)模型。就設(shè)計(jì)過程中設(shè)計(jì)參數(shù)多于方程個(gè)數(shù)的求解，采用進(jìn)油孔直徑、活塞速度分段求解非線性方程組和作動(dòng)筒左、右兩腔仿真調(diào)試的組合方法，獲得限定速度段內(nèi)滿足作動(dòng)筒回中性能要求的回中孔結(jié)構(gòu)參數(shù)。AMESim仿真結(jié)果表明，矢量噴管作動(dòng)筒回中結(jié)構(gòu)參數(shù)，能滿足噴管作動(dòng)筒在任何工作狀態(tài)下一旦出現(xiàn)故障迅速應(yīng)急回中的要求，進(jìn)入回中狀態(tài)后能以足夠的回中位置精度保持其安全的非矢量控制狀態(tài)。

航空發(fā)動(dòng)機(jī)；作動(dòng)筒；矢量噴管；流體動(dòng)力學(xué)；回中速度；回中位置精度

1　引言

敏捷性和過失速機(jī)動(dòng)是當(dāng)前航空發(fā)達(dá)國(guó)家在戰(zhàn)斗機(jī)改裝、研制和設(shè)計(jì)中頗受青睞的兩個(gè)熱點(diǎn)［1］。美國(guó)已于20世紀(jì)80年代測(cè)試了先進(jìn)矢量噴管的相關(guān)性能，表明矢量推力技術(shù)將在促進(jìn)未來(lái)戰(zhàn)斗機(jī)發(fā)展方面起到很大作用［2］；歐洲，矢量推力技術(shù)最早應(yīng)用于EJ200發(fā)動(dòng)機(jī)［3］。當(dāng)前，矢量推力技術(shù)的最新突破，體現(xiàn)在新型合成射流作動(dòng)器的研制成功［4］、氣體熱力學(xué)特征對(duì)矢量推力性能影響的評(píng)估［5］、基于離子推進(jìn)器移動(dòng)網(wǎng)格的矢量推力系統(tǒng)設(shè)計(jì)［6］、基于空氣動(dòng)力學(xué)和矢量推力的棲息軌跡優(yōu)化［7］等方面。

目前矢量噴管的結(jié)構(gòu)形式主要有3種：折流板式矢量噴管、軸對(duì)稱矢量噴管和二元矢量噴管，其中軸對(duì)稱矢量噴管又可分為萬(wàn)向節(jié)頭式和作動(dòng)環(huán)式2種［8］。在軸對(duì)稱矢量噴管作動(dòng)筒控制回路液壓機(jī)械設(shè)計(jì)中，常采用電液伺服閥式伺服控制，以使系統(tǒng)響應(yīng)更快，控制精度更高［9］。有研究人員還針對(duì)軸對(duì)稱矢量噴管，開發(fā)了優(yōu)化設(shè)計(jì)程序，給出了建立數(shù)學(xué)模型、選擇優(yōu)化設(shè)計(jì)目標(biāo)函數(shù)的一般方法，并指出軸對(duì)稱矢量噴管是當(dāng)前最具實(shí)用價(jià)值的飛機(jī)矢量推力裝置，而下一代的矢量推力裝置將采用質(zhì)量較輕的球面收斂片矢量噴管和氣動(dòng)矢量噴管［10］。為避免建立的矢量噴管液壓執(zhí)行機(jī)構(gòu)的運(yùn)動(dòng)學(xué)數(shù)學(xué)模型計(jì)算量過大，一些學(xué)者對(duì)數(shù)學(xué)模型中的隱函數(shù)關(guān)系進(jìn)行了顯化處理［11］。針對(duì)軸對(duì)稱矢量噴管控制中3個(gè)執(zhí)行機(jī)構(gòu)非等時(shí)同步運(yùn)動(dòng)問題，最終需要實(shí)現(xiàn)在任意給定偏轉(zhuǎn)角和方位角下，可以使矢量噴管穩(wěn)定、快速、精度高地達(dá)到目標(biāo)狀態(tài)［12］。

矢量控制技術(shù)的發(fā)展對(duì)提高戰(zhàn)斗機(jī)性能的作用是顯而易見的，但實(shí)際應(yīng)用中不能始終保證噴管矢量控制在安全狀態(tài)下工作。如發(fā)動(dòng)機(jī)工作期間，伺服元件的電液伺服閥出現(xiàn)故障，將導(dǎo)致數(shù)字控制的矢量噴管液壓機(jī)械裝置失效，噴管控制系統(tǒng)一旦失效，矢量噴管的無(wú)序氣動(dòng)性將對(duì)飛機(jī)的飛行安全造成嚴(yán)重威脅，矢量噴管的控制需降級(jí)到應(yīng)急回中控制狀態(tài)［13］。針對(duì)這一問題，本文分析了矢量控制和應(yīng)急回中控制的原理機(jī)制，推導(dǎo)了流體動(dòng)力學(xué)方程，最終設(shè)計(jì)的矢量噴管應(yīng)急回中裝置能確保出現(xiàn)故障時(shí)快速退出矢量控制狀態(tài)，進(jìn)入非矢量控制狀態(tài)，回中速度和回中位置精度滿足要求。

2　工作原理分析及建模

研究對(duì)象為作動(dòng)環(huán)式軸對(duì)稱矢量噴管。其液壓機(jī)械控制裝置應(yīng)急電磁閥在正常狀態(tài)下處于關(guān)閉狀態(tài)，高壓油進(jìn)入轉(zhuǎn)換活門左腔，使得左腔中的油壓升高；同時(shí)，右腔和低壓油接通，右腔中油壓降低；最終彈簧被壓縮，轉(zhuǎn)換活門向右運(yùn)動(dòng)，受電液伺服閥控制的兩路油被溝通，通過單向閥的兩路油被切斷。矢量控制狀態(tài)下，與A9（擴(kuò)散噴管流通面積）作動(dòng)筒活塞相連的LVDT位移傳感器將位移信號(hào)反饋給電子控制器，電子控制器輸出的電信號(hào)可使電液伺服閥調(diào)制送往作動(dòng)筒的油量，實(shí)現(xiàn)對(duì)作動(dòng)筒活塞的閉環(huán)控制。矢量狀態(tài)下液壓系統(tǒng)原理見圖1。

圖1　矢量控制狀態(tài)下矢量噴管液壓機(jī)械控制裝置工作原理Fig.1 Working principle of hydraulic mechanical control device in vector control state

矢量噴管液壓機(jī)械控制裝置應(yīng)急電磁閥在故障模式下處于打開狀態(tài)，此時(shí)轉(zhuǎn)換活門左右兩腔都與油箱相連，轉(zhuǎn)換活門左右兩端面受到的燃油壓力相互抵消，轉(zhuǎn)換活門右端面受到壓縮彈簧彈性力的作用而向左運(yùn)動(dòng)。當(dāng)轉(zhuǎn)換活門處于左位時(shí)，電液伺服閥調(diào)制的兩路油被切斷，電液伺服閥失去對(duì)作動(dòng)筒運(yùn)動(dòng)的控制權(quán)，變成純液壓機(jī)械控制模式——即由進(jìn)油孔和回中孔面積決定回中速度，由回中孔位置決定回中精度。矢量噴管應(yīng)急回中狀態(tài)下的液壓系統(tǒng)原理如圖2所示。

圖2　應(yīng)急回中狀態(tài)下矢量噴管液壓機(jī)械控制裝置工作原理Fig.2 Working principle of hydraulic mechanical control device in emergency return state

根據(jù)以上分析，建立如圖3所示的A9單作動(dòng)筒液壓機(jī)械控制裝置仿真模型，該仿真模型能實(shí)現(xiàn)正常狀態(tài)下的矢量控制和應(yīng)急回中狀態(tài)下的非矢量控制功能。本文主要關(guān)注應(yīng)急回中狀態(tài)下的非矢量控制，下文介紹的A9作動(dòng)筒回中孔結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方法需在該仿真平臺(tái)上驗(yàn)證。

圖3　矢量噴管液壓機(jī)械控制裝置仿真模型Fig.3 Simulation model of vector nozzle hydraulic mechanical control device

3　回中裝置非線性數(shù)學(xué)模型

基于流體動(dòng)力學(xué)平衡方程所建立的回中裝置非線性數(shù)學(xué)模型中，左、右極限位置回中的數(shù)學(xué)模型方程均為5個(gè)，而待求未知量為7個(gè)。待設(shè)計(jì)的參數(shù)為作動(dòng)筒進(jìn)油孔直徑和回中孔直徑，7個(gè)變量中只需限定2個(gè)變量就可以求解所有變量，從而得到需要設(shè)計(jì)的參數(shù)。根據(jù)工程需要，可將進(jìn)油孔直徑和作動(dòng)筒閥芯速度在合適的取值范圍內(nèi)劃分成若干網(wǎng)格，代入到左、右極限位置回中的5個(gè)非線性方程組中求解未知變量，非線性數(shù)學(xué)模型［14］如下。

（1）右極限位置回中數(shù)學(xué)模型

無(wú)桿腔進(jìn)油流量和出油流量相等：

有桿腔進(jìn)油流量和出油流量相等：

經(jīng)過冷卻孔的流量：

活塞的運(yùn)動(dòng)速度：

作用在活塞左、右端面的壓力相等：

（2）左極限位置回中數(shù)學(xué)模型

有桿腔進(jìn)油流量和出油流量相等：

無(wú)桿腔進(jìn)油流量和出油流量相等：

經(jīng)過冷卻孔的流量：

活塞的運(yùn)動(dòng)速度：

作用在活塞左、右端面的壓力相等：

以上各式中：D為作動(dòng)筒無(wú)桿腔的活塞直徑，d為作動(dòng)筒有桿腔的活塞桿徑，pm為進(jìn)口燃油壓力，p0為出口燃油壓力，Cd為流量系數(shù)，ρ為燃油密度，A1為活塞左端面面積，A2為活塞右端面去除桿徑部分的面積，Ain為作動(dòng)筒左腔和右腔進(jìn)油孔面積，din為進(jìn)油孔直徑，Are為回中孔面積，dre為回中孔直徑，v為作動(dòng)筒活塞運(yùn)動(dòng)速度，Q1、Q2分別為隨活塞運(yùn)動(dòng)時(shí)左右兩腔的燃油流量，pA為作動(dòng)筒左腔中燃油壓力，pB為作動(dòng)筒右腔中燃油壓力。非線性方程組求解程序步驟［15］如圖4所示。

圖4　非線性方程組求解程序步驟Fig.4 Procedure for solving nonlinear equations

運(yùn)行解非線性方程組的程序，矢量噴管極限位置回中數(shù)學(xué)模型求解結(jié)果如圖5和圖6所示，圖中橫坐標(biāo)和縱坐標(biāo)都做了歸一化處理。分析可知，右極限數(shù)據(jù)模型求解得到的數(shù)據(jù)要求進(jìn)油孔直徑設(shè)計(jì)得較大，以使右腔的壓力滿足工程使用需要；相反，左極限數(shù)學(xué)模型求解得到的數(shù)據(jù)要求進(jìn)油孔直徑設(shè)計(jì)得較小，同樣是為了保證右腔的壓力滿足工程使用需要。綜合考慮，取din=0.833。然而，該din值對(duì)應(yīng)的dre有較多的點(diǎn)，選擇時(shí)需考慮以下兩點(diǎn)：①優(yōu)先選擇左、右極限位置回中數(shù)學(xué)模型在相同din和v值下的共同解；②無(wú)共同解情況下，選擇的dre可通過反插值得到左、右極限位置回中的v，并使其在［0.83 1.00］之間。最終取dre=14mm。

圖5　矢量噴管右極限位置回中數(shù)學(xué)模型求解結(jié)果Fig.5 Solution results of vector nozzle mathematical model back from the right limit position

圖6　矢量噴管左極限位置回中數(shù)學(xué)模型求解結(jié)果Fig.6 Solution results of vector nozzle mathematical model back from the left limit position

為驗(yàn)證上述算法的正確性，將din值輸入到AMESim仿真平臺(tái)，同時(shí)將dre分為五組（2、5、8、11、14 mm）來(lái)測(cè)試矢量噴管作動(dòng)筒應(yīng)急狀態(tài)下回中所需要的時(shí)間。dre取值對(duì)矢量噴管應(yīng)急回中的影響如圖7所示。當(dāng)dre=2 mm時(shí)，矢量噴管作動(dòng)筒在左極限位置應(yīng)急回中時(shí)表現(xiàn)為無(wú)法停留在指定位置，而在右極限位置應(yīng)急回中時(shí)表現(xiàn)為應(yīng)急回中速度慢、回中時(shí)間長(zhǎng)，可見dre較小時(shí)不能滿足應(yīng)急回中要求。當(dāng)dre較大時(shí)，左極限位置應(yīng)急回中所需時(shí)間變化較小，而右極限位置應(yīng)急回中所需時(shí)間變化較大，且dre越大右極限位置回中所需的時(shí)間越少。但需注意，由于對(duì)矢量噴管作動(dòng)筒的最大速度有限制，因此dre也不能取得太大。綜上，當(dāng)dre=14 mm時(shí)，矢量噴管作動(dòng)筒從左、右極限位置回中的過程中都具有良好的作動(dòng)性能，回中時(shí)間小于2.5 s，滿足工程需要，同時(shí)也證明了求解算法的正確性。

回中孔直徑確定后，即可計(jì)算出回中孔面積Are=153.48 mm2。工程中，通常將這樣的大孔按面積總和相等的原則分解為若干個(gè)小孔。為此，本文將直徑14 mm的大孔近似分為12個(gè)直徑為4 mm的回中孔。

圖7　回中孔直徑對(duì)矢量噴管應(yīng)急回中的影響Fig.7 The influence ofdrevalue on emergency return of vector nozzle

除滿足回中速度要求外，還應(yīng)滿足回中位置精度要求，這就需要確定12個(gè)回中孔的具體位置。計(jì)算方法如下：當(dāng)作動(dòng)筒活塞應(yīng)急回中速度停止時(shí)，活塞速度V=0，代入式（1）～式（10），求解非線性方程組可得到活塞左端面與回中孔間的相對(duì)開度面積Ares，作動(dòng)筒負(fù)荷不變時(shí)，開度面積固定。假設(shè)矢量噴管經(jīng)過應(yīng)急回中運(yùn)動(dòng)可停留在指定位置，此時(shí)12個(gè)回中孔孔心所在平面和指定位置所在平面間的距離Δ，可通過求解式（11）得到。最終確定的矢量噴管作動(dòng)筒回中孔結(jié)構(gòu)方案如圖8所示。

圖8　矢量噴管作動(dòng)筒回中孔結(jié)構(gòu)Fig.8 Oil return hole structure of vector nozzle actuator

對(duì)12個(gè)回中孔結(jié)構(gòu)方案的仿真模型進(jìn)行仿真，矢量噴管作動(dòng)筒從左、右極限位置回中，都能在規(guī)定時(shí)間內(nèi)準(zhǔn)確回到指定位置，如圖9所示。

圖9　從左、右極限位置回中時(shí)矢量噴嘴作動(dòng)筒位移Fig.9 Vector nozzle actuator displacement returning from the left/right limit position

4　結(jié)論

（1）針對(duì)矢量噴管液壓機(jī)械裝置故障模式下回中功能的安全性設(shè)計(jì)要求，提出了一種新型實(shí)用的回中結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方法，并通過建立的矢量噴管作動(dòng)伺服機(jī)構(gòu)回中裝置的AMESim仿真模型，驗(yàn)證了設(shè)計(jì)方法的有效性。

（2）提出的根據(jù)流體動(dòng)力學(xué)建立的數(shù)學(xué)模型動(dòng)態(tài)分析方法，清晰直觀地反映了作動(dòng)筒活塞隨著進(jìn)油孔和出油孔的直徑及其位置變化而變化的運(yùn)動(dòng)規(guī)律，并結(jié)合回中裝置的工作特點(diǎn)，提出了解決故障模式下矢量噴管應(yīng)急回中問題的思路。

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Return structure design of vector nozzle actuating mechanism in fault mode

LU Hai-yang1，2，WANG Xi1，2，WANG Hua-wei1，2，WANG Dong1，2，WANG Da-di3
（1.School of Energy and Power Engineering，Beijing University of Aeronautics and Astronautics，Beijing 100191，China；2.Collaborative Innovation Center for Advanced Aero-Engine，Beijing 100191，China；3.Xi'an Aero-engine PLC，Xi'an 710077，China）

Aimed at the problem of vector nozzle returning back in emergency,an oil return hole structure design scheme of vector nozzle actuator was proposed,and based on the fluid dynamics equilibrium equation,nonlinear mathematical model of return mechanism was established.To solve the problem that the number of design parameters is more than that of the equation,the method of solving nonlinear equations by segmentation of velocity of vector nozzle actuator and diameter of fuel feed hole and the method of simulation and debugging of the actuator simulation model together were combined,and then the actuator structure parameters meeting the performance requirements in the limit velocity section were obtained.The AMESim simulation results show that the design scheme and parameter of the return structure can meet the demand of returning back fast in any working condition,once the aero-engine vector nozzle control system failed.After entering the return state,high return position accuracy can assure the safe control state of non-vector in fault model.

aero-engine；actuator cylinder；vector nozzle；fluid dynamics；return speed；return displacement precision

V233.7+57

A

1672-2620（2016）03-0043-06

2015-06-29；

2015-12-12

蘆海洋（1991-），男，河南新鄉(xiāng)人，碩士研究生，研究方向?yàn)楹娇瞻l(fā)動(dòng)機(jī)液壓控制系統(tǒng)建模與仿真、控制系統(tǒng)故障診斷及健康管理。