某型渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)噴口控制系統(tǒng)數(shù)控改造方案設(shè)計(jì)

于華鋒，郭迎清，郭佳偉，王文山，袁 杰

（1.西北工業(yè)大學(xué)動(dòng)力與能源學(xué)院，西安710129；2.航空工業(yè)慶安集團(tuán)有限公司，西安710077）

0 引言

某型發(fā)動(dòng)機(jī)采用機(jī)械液壓式加力控制系統(tǒng)，其中的噴口控制系統(tǒng)不僅質(zhì)量大、結(jié)構(gòu)復(fù)雜、控制性能有限，而且隨著使用時(shí)間的增加，其關(guān)鍵計(jì)算部件——壓比調(diào)節(jié)器會(huì)發(fā)生空氣活塞漏氣、型針積碳和連桿變形等問題，造成性能退化，導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)生加力爆燃和低壓轉(zhuǎn)差漂移等故障[1-3]。多年以來，發(fā)動(dòng)機(jī)噴口控制系統(tǒng)正朝著數(shù)字電子化、小型化和一體化的方向發(fā)展，有效減輕了質(zhì)量并改善了噴口控制效果，大大提高了軍用航空發(fā)動(dòng)機(jī)的性能[4]。因此有必要在分析機(jī)械液壓式噴口控制系統(tǒng)的基礎(chǔ)上，對(duì)原系統(tǒng)進(jìn)行一定的數(shù)控改造，以規(guī)避機(jī)械液壓系統(tǒng)的固有問題，并在控制性能上實(shí)現(xiàn)一定的提升。

在噴口數(shù)控改造方面，王兢[5]提出了改造所需要保留和增添的元件以及傳感器的安裝方式；李杰等[6]建立了基于控制元件數(shù)學(xué)模型的雙閉環(huán)噴口面積控制回路，并進(jìn)行了仿真計(jì)算；李軍偉[7]提出了基于渦輪落壓比的噴口面積閉環(huán)控制回路，并引入油門桿角度作為前饋量，來提升系統(tǒng)的快速性。以上研究對(duì)噴口數(shù)控改造方案的提出具有重要意義，但并未在明確的控制規(guī)律下，針對(duì)具體對(duì)象設(shè)計(jì)完整的噴口數(shù)控系統(tǒng)。

本文首先對(duì)原機(jī)械液壓式噴口控制系統(tǒng)進(jìn)行分析，并采用擬合法建立發(fā)動(dòng)機(jī)分段線性化模型。在此基礎(chǔ)上，根據(jù)實(shí)際情況，提出噴口數(shù)字電子控制方案，利用AMESim和Matlab軟件[8]，搭建了控制系統(tǒng)的聯(lián)合仿真模型。

1 機(jī)械液壓噴口控制系統(tǒng)分析

某型發(fā)動(dòng)機(jī)加力控制規(guī)律為[9]

式中：Wf為主燃油流量；nH為高壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速；Wf，af為加力燃油流量；PLA為加力比指令；P3/P2為高壓壓氣機(jī)壓比；T7，af為加力燃燒室溫度；A8為尾噴管喉部面積；πT為渦輪落壓比。

在加力狀態(tài)下，通過調(diào)節(jié)主燃油流量Wf控制高壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速nH不變，使核心機(jī)維持在最大狀態(tài)；根據(jù)加力比指令調(diào)節(jié)加力燃油流量Wf，af控制加力燃燒室溫度T7，af，達(dá)到調(diào)節(jié)推力的目的；通過調(diào)節(jié)尾噴口面積A8控制渦輪落壓比πT，使其按高壓壓氣機(jī)壓比P3/P2的函數(shù)關(guān)系變化。

圖1 加力噴口機(jī)械液壓控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)

該控制系統(tǒng)包含壓比調(diào)節(jié)器、噴口滑油泵和噴口作動(dòng)筒3部分。其中壓比調(diào)節(jié)器起到控制器和傳感器的作用，感受發(fā)動(dòng)機(jī)高壓壓氣機(jī)壓比P3/P2，計(jì)算得出期望的渦輪落壓比，并與實(shí)際測(cè)量值比較形成偏差，基于該偏差給出控制指令X6；滑油泵和作動(dòng)筒起到執(zhí)行機(jī)構(gòu)的作用，根據(jù)X6改變噴口滑油柱塞泵的斜盤角度，從而改變與之相連的噴口作動(dòng)筒2個(gè)腔壓力，使活塞桿產(chǎn)生位移、帶動(dòng)噴口作動(dòng)環(huán)、最終改變噴口面積，調(diào)節(jié)渦輪后反壓，達(dá)到穩(wěn)定渦輪落壓比的目的。核心控制律即高壓壓氣機(jī)壓比與期望的渦輪落壓比的對(duì)應(yīng)關(guān)系，也稱作加力工作線。

在非加力狀態(tài)下，發(fā)動(dòng)機(jī)的尾噴口面積采取開環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)械液壓式加力噴口面積控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)如圖1所示?？刂?，根據(jù)nH在2個(gè)固定值之間切換，由1套獨(dú)立的機(jī)械液壓控制系統(tǒng)，即噴口收放活門來實(shí)現(xiàn)。

在進(jìn)行數(shù)控改造時(shí)，可參照原有機(jī)械系統(tǒng)的控制架構(gòu)，并將加力與非加力狀態(tài)下的控制系統(tǒng)合并，設(shè)計(jì)統(tǒng)一的噴口面積數(shù)字電子控制系統(tǒng)，實(shí)現(xiàn)相應(yīng)的控制計(jì)劃，達(dá)到較好的控制效果。

2 噴口數(shù)控系統(tǒng)設(shè)計(jì)

2.1 執(zhí)行機(jī)構(gòu)仿真模型建立

為減小數(shù)控改造難度，在設(shè)計(jì)數(shù)控系統(tǒng)時(shí)保留了原有機(jī)械液壓系統(tǒng)中的執(zhí)行機(jī)構(gòu)，即噴口滑油泵和作動(dòng)筒等部件。同時(shí)在執(zhí)行機(jī)構(gòu)與數(shù)字控制器之間添加1套電液伺服系統(tǒng)，來實(shí)現(xiàn)信號(hào)的轉(zhuǎn)換。在AMESim中建立的執(zhí)行機(jī)構(gòu)與電液伺服系統(tǒng)的仿真模型[10]如圖2所示。

圖2 執(zhí)行機(jī)構(gòu)與電液伺服系統(tǒng)AMESim仿真模型

電液伺服系統(tǒng)由1個(gè)電液伺服閥和1個(gè)作動(dòng)筒組成，負(fù)責(zé)將數(shù)字控制器的X6電信號(hào)轉(zhuǎn)換為實(shí)際的X6物理位移信號(hào)，并進(jìn)行功率放大，用于調(diào)節(jié)滑油泵斜盤角度[11]。同時(shí)進(jìn)行位置反饋，采用PID控制器，保證X6的準(zhǔn)確性。

噴口滑油泵系統(tǒng)主要由低壓齒輪泵、單向活門、安全活門和高壓柱塞泵等部件組成。低壓齒輪泵在柱塞泵之前先行增壓，防止柱塞泵進(jìn)口壓力過低；單向活門限制滑油流向，防止倒流；安全活門在油壓過高時(shí)進(jìn)行泄壓。高壓柱塞泵的斜盤與電液伺服系統(tǒng)的作動(dòng)筒相連，由作動(dòng)筒活塞桿位移量X6調(diào)節(jié)。

作動(dòng)筒采用AMESim模型，并考慮活塞桿冷卻漏油以及噴口負(fù)載力的反作用。每臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)裝有6個(gè)噴口作動(dòng)筒，沿發(fā)動(dòng)機(jī)圓周均勻分布。

在實(shí)際改造中還需添加相應(yīng)的傳感器部件，進(jìn)行信號(hào)采集。包括電液伺服系統(tǒng)作動(dòng)筒的X6位移傳感器、噴口作動(dòng)筒的A8位移傳感器、高壓壓氣機(jī)進(jìn)口P2壓力傳感器、高壓壓氣機(jī)出口P3壓力傳感器以及渦輪出口P6壓力傳感器。所得信號(hào)經(jīng)過調(diào)理電路后進(jìn)入數(shù)字電子控制器。

2.2 發(fā)動(dòng)機(jī)模型建立

為了實(shí)現(xiàn)完整的噴口數(shù)控系統(tǒng)閉環(huán)仿真，還需要建立被控對(duì)象即發(fā)動(dòng)機(jī)的仿真模型。此發(fā)動(dòng)機(jī)模型是在已有的某型發(fā)動(dòng)機(jī)非線性穩(wěn)態(tài)模型的基礎(chǔ)上，采用擬合法建立的分段線性化模型[12-14]。并根據(jù)模型數(shù)據(jù)在Matlab/Simulink環(huán)境下搭建對(duì)應(yīng)的仿真模型，如圖3所示。

圖3 發(fā)動(dòng)機(jī)Simulink仿真模型

模型整體為1個(gè)狀態(tài)空間模型。輸入量為加力比PCAB和尾噴口面積A8，狀態(tài)量為高低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速，輸出量為低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速，風(fēng)扇增壓比、高壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速、風(fēng)扇流量、壓氣機(jī)進(jìn)口總壓、風(fēng)扇效率、壓氣機(jī)出口總壓、低壓渦輪出口總壓、尾噴管出口總壓。模型以加力比PCAB為調(diào)度量，分段調(diào)度狀態(tài)空間模型的系統(tǒng)矩陣以及相應(yīng)的穩(wěn)態(tài)點(diǎn)數(shù)據(jù)。

2.3 數(shù)控系統(tǒng)聯(lián)合仿真模型搭建

所設(shè)計(jì)的加力狀態(tài)噴口面積數(shù)字電子控制系統(tǒng)的控制回路如圖4所示[7]。

圖4 噴口數(shù)控系統(tǒng)加力狀態(tài)控制回路

控制回路為內(nèi)層、中間層和外層的3層閉環(huán)結(jié)構(gòu)。內(nèi)層、中間層分別為電液伺服系統(tǒng)的X6位置和A8面積反饋環(huán)，確保X6位移和噴口面積調(diào)節(jié)的準(zhǔn)確性與快速性；外環(huán)為πT閉環(huán)，確保實(shí)際渦輪落壓比跟隨期望值變化，維持核心機(jī)正常運(yùn)轉(zhuǎn)，確保風(fēng)扇不喘振?？刂朴?jì)劃即為加力工作線，由發(fā)動(dòng)機(jī)高壓壓氣機(jī)增壓比信號(hào)查表得出期望的渦輪落壓比，加力工作線數(shù)據(jù)由原始的發(fā)動(dòng)機(jī)模型計(jì)算得出。

將數(shù)字控制器、執(zhí)行機(jī)構(gòu)AMESim模型以及發(fā)動(dòng)機(jī)模型相連，建立噴口面積數(shù)控系統(tǒng)加力狀態(tài)下的聯(lián)合仿真模型[15]，如圖5所示。并在發(fā)動(dòng)機(jī)模型上外接1個(gè)喘振裕度計(jì)算模塊，用來監(jiān)控喘振裕度的變化情況。

πT控制器和A8控制器結(jié)構(gòu)如圖6所示。

圖5 噴口數(shù)控系統(tǒng)加力狀態(tài)控制聯(lián)合仿真模型

圖6 數(shù)字電子控制器

2個(gè)控制器均采用PID控制算法[16]。其中在πT控制器中，通過加力比引入A8面積的基準(zhǔn)值，使得A8的期望值在加力比產(chǎn)生變化時(shí)快速調(diào)整，加快了A8的響應(yīng)速度，同時(shí)作用在此基準(zhǔn)值上的壓比誤差量可以確保發(fā)動(dòng)機(jī)工作在正確的加力工作點(diǎn)上。

在非加力狀態(tài)下，由于采用開環(huán)控制，只需將加力狀態(tài)控制回路中的πT回路去除，并采用由高壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速生成的控制計(jì)劃，即可實(shí)現(xiàn)非加力狀態(tài)噴口面積控制。結(jié)構(gòu)如圖7所示。

圖7 噴口數(shù)控系統(tǒng)非加力狀態(tài)控制回路

3 數(shù)控系統(tǒng)仿真驗(yàn)證

3.1 加力狀態(tài)噴口控制仿真

在0高度0馬赫數(shù)的飛行條件下，對(duì)加力比變動(dòng)的情況進(jìn)行仿真，檢測(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)各參數(shù)變化狀況，并與相同條件下的機(jī)械液壓系統(tǒng)進(jìn)行對(duì)比。仿真時(shí)加力比信號(hào)為10～10.9 s，由10%線性變化到90%。仿真結(jié)果如圖8所示。

圖8 加力變動(dòng)情況仿真驗(yàn)證

從圖中可見，當(dāng)加力比大范圍變動(dòng)時(shí)，數(shù)控系統(tǒng)的實(shí)際渦輪落壓比緊隨期望落壓比變化，迅速到達(dá)新的加力工作點(diǎn)，相對(duì)誤差最大不超過1.4%。同時(shí)與原機(jī)械液壓系統(tǒng)相比，數(shù)控系統(tǒng)的A8面積起始調(diào)節(jié)時(shí)間更早，超調(diào)量也較小。使得在加力變動(dòng)過程中，P6壓力波動(dòng)范圍更小，渦輪落壓比變化幅度也更小，喘振裕度更加遠(yuǎn)離喘振邊界。整體來看，此數(shù)控系統(tǒng)的控制效果明顯優(yōu)于原機(jī)械液壓系統(tǒng)的。

3.2 多飛行條件加力噴口控制仿真

為了研究此噴口數(shù)控系統(tǒng)在飛行包線內(nèi)的適應(yīng)性，另外選取高度為6.096 km，馬赫數(shù)為1.20和1.75，以及高度為12.192 km，馬赫數(shù)為1.75和2.00的4個(gè)飛行條件。建立相應(yīng)的發(fā)動(dòng)機(jī)模型以及數(shù)控系統(tǒng)聯(lián)合仿真模型，并在相同的加力比變動(dòng)情況下進(jìn)行仿真測(cè)試，結(jié)果如圖9所示。

圖9 多飛行條件加力變動(dòng)仿真

從圖中可見，在4個(gè)飛行條件下，當(dāng)加力比大范圍變動(dòng)時(shí)，實(shí)際渦輪落壓比均能緊隨期望落壓比變化，迅速到達(dá)新的加力工作點(diǎn)，相對(duì)誤差最大不超過4.45%；A8的最大超調(diào)量小于7.9%，最大調(diào)節(jié)時(shí)間小于2.88 s，符合要求。同時(shí)喘振裕度未跨過喘振邊界，且相距較遠(yuǎn)?？梢姶藝娍跀?shù)控系統(tǒng)對(duì)于不同的飛行條件也具有一定的適應(yīng)性。

4 結(jié)束語

本文對(duì)某型發(fā)動(dòng)機(jī)的噴口面積機(jī)械液壓控制系統(tǒng)進(jìn)行了分析，明確了其控制規(guī)律及控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)原理。在此基礎(chǔ)上對(duì)其進(jìn)行一定的數(shù)控改造，設(shè)計(jì)了加力與非加力狀態(tài)下的控制回路，搭建了可實(shí)現(xiàn)完整閉環(huán)仿真的包含數(shù)字控制器、執(zhí)行機(jī)構(gòu)以及被控對(duì)象的噴口面積數(shù)字電子控制系統(tǒng)聯(lián)合仿真模型，并對(duì)其進(jìn)行仿真驗(yàn)證。結(jié)果顯示：此數(shù)控系統(tǒng)可以實(shí)現(xiàn)對(duì)噴口面積的有效控制，相比于原機(jī)械液壓系統(tǒng)具有更好的控制性能，并且對(duì)于不同的飛行條件也有一定的適應(yīng)性。本文所述方法具有一定的工程應(yīng)用價(jià)值。